專利名稱：記錄發(fā)動機工作歷程的方法和儀器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是一種記錄發(fā)動機低循環(huán)工作歷程的方法和儀器航空發(fā)動機是飛機的心臟，航空發(fā)動機在使用中的損傷，往往給飛機帶來重大事故，造成無可挽救的巨大損失。所以記錄發(fā)動機的工作歷程，監(jiān)控發(fā)動機零部件的損傷情況，是保證航空發(fā)動機安全工作的重要條件。本發(fā)明就是從以上需要出發(fā)，研究出一種記錄發(fā)動機低循環(huán)疲勞壽命的方法和監(jiān)控發(fā)動機工作歷程的自動記錄儀器。本發(fā)明適用于所有燃氣渦輪發(fā)動機，特別適合監(jiān)控航空燃氣渦輪發(fā)動機的低循環(huán)疲勞損傷和壽命評估。
隨著航空事業(yè)的發(fā)展，航空發(fā)動機的使用經(jīng)驗也越來越豐富。根據(jù)大量的發(fā)生故障損壞的零件分析證明，雖然損壞的形式多種多樣，但損壞零件幾乎80%是由于低循環(huán)疲勞引起的。所以將低循環(huán)疲勞和發(fā)動機壽命聯(lián)系起來，用控制低循環(huán)疲勞來控制發(fā)動機的安全工作壽命，已經(jīng)逐步為世界各國所公認(rèn)。在美國國防部批準(zhǔn)的“渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機強度規(guī)范”MIL-E-5007D和我國新近頒布的國家軍用標(biāo)準(zhǔn)“航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范”GJB-241-87中都把低循環(huán)疲勞壽命作為結(jié)構(gòu)設(shè)計和疲勞試驗的基本目標(biāo)數(shù)據(jù)。
低循環(huán)疲勞壽命直接與發(fā)動機的使用條件、任務(wù)載荷譜有關(guān)。由于發(fā)動機使用任務(wù)不同，所承受的功率譜苛刻程度不同，加上零部件的工作部位和工作條件不同，使損傷的形態(tài)多種多樣，其壽命也有差異。如對同一種發(fā)動機，冷端部件只承受循環(huán)離心力的作用，而熱端部件還同時承受熱負荷的作用，其循環(huán)壽命相差就很大。軍標(biāo)中規(guī)定，對戰(zhàn)斗機和轟炸機，熱端部件的設(shè)計壽命僅為冷端部件的二分之一，對于運輸機來說，其差別更大。
根據(jù)低循環(huán)疲勞的重要性及其與使用情況的密切關(guān)系，所以迫切需要自動記錄發(fā)動機工作中的實際低循環(huán)數(shù)，歷程記錄儀主要就是用于低循環(huán)工作歷程的記錄。但是實際使用中的低循環(huán)負荷是相當(dāng)復(fù)雜的，通常規(guī)定，飛機由起飛到著陸的過程中，發(fā)動機轉(zhuǎn)速由零到最大轉(zhuǎn)速，然后回到零為一個標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)，稱為“主循環(huán)”。但是實際飛行中情況是多種多樣的，每次飛行除了共同具有的主循環(huán)外，發(fā)動機的轉(zhuǎn)速隨著飛行的需要，不斷在大轉(zhuǎn)速和小轉(zhuǎn)速之間無規(guī)則變化。如在一次正常的起飛著中，飛行員發(fā)現(xiàn)機場跑道上有異常情況，或者發(fā)現(xiàn)飛機起落架放不下來，需要不停車再次起飛，這時發(fā)動機的轉(zhuǎn)速就不是由零上升，而是由慢車上升到最大，這種轉(zhuǎn)速由慢車到最大再到慢車的低循環(huán)，其疲勞損傷程度要低于標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)，因而稱為“次循環(huán)”，如果轉(zhuǎn)速在大于慢車到小于最大轉(zhuǎn)速之間變化，那就構(gòu)成各種不同的次循環(huán)。空中飛行中，特別對殲擊機來說，各種上升和俯沖動作，攻擊和脫離過程，發(fā)動機的轉(zhuǎn)速變化形成各種各樣的次循環(huán)，怎樣將這些多種多樣的低循環(huán)歷程進行分類處理，是記錄儀的第一個難點。國外在解決這個問題時，往往采取簡單的折合方式。如美國GE公司的T700發(fā)動機上的歷史記錄儀，只記一個主循環(huán)和一個重要的次循環(huán)，忽略其余所有的次循環(huán);美國專利3979579和4112747的疲勞循環(huán)記錄器，都將次循環(huán)按一定的比例折合成主循環(huán);英國專利1586419則用一個公式將次循環(huán)折合成主循環(huán)。這些方法都不能全面、準(zhǔn)確反映疲勞損傷的積累。因為這種折合的結(jié)果，只能接近某種零件的實際情況，對其它零件用同樣方法折合，疲勞損傷的差距就比較大了。另外，國外的記錄方式用作壽命分析時，只能作離心應(yīng)力計算，而無法考慮熱應(yīng)力的作用。這與航空發(fā)動機的實際情況，特別對熱端部件差距就相當(dāng)大了。
本發(fā)明提出一種轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理法，它使用少數(shù)幾個轉(zhuǎn)速循環(huán)帶，合理地覆蓋了整個發(fā)動機的工作區(qū)，然后用本發(fā)明的歷程記錄儀，分別分帶記錄發(fā)動機的實際工作循環(huán)。在進行發(fā)動機零件壽命計算時，就可以分別將各種轉(zhuǎn)速循環(huán)換算成各種零件的等效應(yīng)力，再加上零件所承受的熱應(yīng)力，分別進行計算和疊加，這樣就較好地解決了各種零件的疲勞損傷積累問題，使發(fā)動機的低循環(huán)疲勞壽命得到較好的監(jiān)控。
轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理法是根據(jù)發(fā)動機旋轉(zhuǎn)零件的應(yīng)力應(yīng)變特點，把應(yīng)力循環(huán)等效損傷的古德曼(GOODMAN)圖(圖1)，轉(zhuǎn)換成轉(zhuǎn)速循環(huán)等效損傷圖(圖2)，在圖2上，三角形OAC是發(fā)動機的實際工作區(qū)，A點為主循環(huán)(零-最大-零)工作點，在旋轉(zhuǎn)件工作時，總是Nm≥Na，所以AO線左側(cè)為非工作區(qū)。AC線右側(cè)，峰值轉(zhuǎn)速大于最大轉(zhuǎn)速(這在實際工作時是不可能的)，所以也是非工作區(qū)。D點對應(yīng)于峰值轉(zhuǎn)速Np為0.8Np的脈動循環(huán)，一般認(rèn)為，峰值轉(zhuǎn)速小于0.8Np的脈動循環(huán)以下的損傷可以忽略，因此，DE線以下為可忽略工作區(qū)。所以要考慮循環(huán)損傷的工作區(qū)僅限于三角形ADE內(nèi)。在ADE內(nèi)，由B點出發(fā)的輻射帶就是等壽命帶，等壽命帶內(nèi)的循環(huán)數(shù)可歸結(jié)為“典型循環(huán)數(shù)”。用等壽命帶劃分三角形ADE可得到一組等壽命帶，這樣合理的分帶，實現(xiàn)了低循環(huán)疲勞損傷的等效合并，從而把幾十種到幾百種可能的轉(zhuǎn)速循環(huán)壓縮到一種主循環(huán)和幾種次循環(huán)，實現(xiàn)了轉(zhuǎn)速循環(huán)的分帶壓縮處理但是，在實際飛行中，僅僅使用上面的轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理還不夠，因為飛行中發(fā)動機轉(zhuǎn)速變化非常頻繁，其中一些微小的轉(zhuǎn)速循環(huán)其應(yīng)力損傷是可以忽略的，這種循環(huán)叫無效循環(huán)。但為了不丟失每個有用循環(huán)，數(shù)據(jù)采集又需要有較快的速率，這樣隨著時間歷程就會有大量的數(shù)據(jù)堆積，所以在進行轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理前，還要完成兩項工作1.對采集數(shù)據(jù)進行實時壓縮處理，用數(shù)值比較法來完成峰谷值的判別，然后用“最短航道法”去除無效循環(huán)。
最短航道法是一種排除無效循環(huán)的壓縮處理法，在轉(zhuǎn)速循環(huán)按時間歷程的展開圖上，用最小循環(huán)幅值門檻值Dmin來衡量每一個循環(huán)(見圖3)，小于Dmin的循環(huán)，對構(gòu)件疲勞壽命損傷很小，在工程上為壓縮處理的數(shù)據(jù)量，可以將這些小循環(huán)忽略不計，形成這些循環(huán)的峰谷點稱為無效幅值峰谷點，需要及時去掉。這樣只保留有效幅值峰谷點，使循環(huán)經(jīng)歷的航道成為最短航道的方法，稱為“最短航道法”。使用最短航道法可以對大量循環(huán)數(shù)據(jù)進行實時壓縮處理。經(jīng)過這樣的實時壓縮處理，對某型發(fā)動機的170＃飛行練習(xí)，設(shè)定無效幅值的門檻值Dmin＝5%，處理后的有效數(shù)據(jù)僅為原數(shù)據(jù)的3%。
2.對經(jīng)過實時壓縮處理的數(shù)據(jù)，再用雨流記數(shù)法進行低循環(huán)記數(shù)。
經(jīng)過上述處理后的低循環(huán)數(shù)，再用轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理法，分別累積記錄到主循環(huán)和各種次循環(huán)存儲器中。
燃氣渦輪發(fā)動機的某些高溫零件，在工作過程中還同時受應(yīng)力斷裂和蠕變壽命的限制。所以本發(fā)明還設(shè)計了一個應(yīng)力斷裂/蠕變壽命消耗模型，用熱端系數(shù)(HSF)來表示，熱端系數(shù)是通過材料的Larson-Miller曲線來建立的。
熱端系數(shù) HSF＝k·t·10式中 N……相對轉(zhuǎn)速T……溫度t……時間K，α，β……常數(shù)熱端系數(shù)HSF，它是三個變量的函數(shù)，我們用矩陣的處理方法，實現(xiàn)熱端系數(shù)的記錄。
根據(jù)以上方法，保證了所需要的發(fā)動機歷程記錄內(nèi)容。
本發(fā)明提供一種儀器。它是根據(jù)以上方法設(shè)計、能滿足發(fā)動機歷程記錄要求的記錄儀。記錄儀是一個單片機數(shù)據(jù)采集、處理、存儲和顯示系統(tǒng)，通過獲取發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速(N2)、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速(N1)和排氣溫度(T4)信號，經(jīng)過處理，轉(zhuǎn)換為各種不同的低循環(huán)數(shù)和熱端系數(shù)，結(jié)合壽命分析的需要，記錄儀還同時記錄發(fā)動機總工作時間，發(fā)動機大負荷工作時間和超溫工作時間。這些數(shù)據(jù)在發(fā)動機工作中不斷分類進行積累。
記錄儀與國外不同之處首先在顯示器上。國外記錄儀的顯示器都使用電動機械數(shù)碼器，其優(yōu)點是斷電后數(shù)碼能長期保留，通電工作時記數(shù)器能繼續(xù)累加。如果換成數(shù)碼管顯示，在飛機著陸后，電源停止供電，數(shù)據(jù)將全部丟失。如果增加專用的后備電池，長期使用中必須及時更新，防止可能出現(xiàn)電池斷電故障而丟失寶貴的記錄數(shù)據(jù)。所以從可靠性角度來考慮，電動機械數(shù)碼器是最好的選擇。但是，它又有無法克服的缺點，一是體積較大，二是一個數(shù)碼器只能記一個數(shù)據(jù)。如果要記錄十個數(shù)據(jù)，就必須并列十個數(shù)碼器，這不僅體積龐大，在飛機上難于安裝，而且觀察又很不方便。本發(fā)明采用了電擦除可編程只讀存儲器EEPROM，當(dāng)發(fā)動機停車時，單片機迅速將本次飛行的數(shù)據(jù)與EEPROM中所存的數(shù)據(jù)相加，再寫入EEPROM。電源停止供電后，EEPROM中的數(shù)據(jù)不會丟失，下次通電后，數(shù)據(jù)可重新讀出。用這種方法，解決了斷電后數(shù)據(jù)丟失問題，同時也可以只用一組數(shù)碼管來依次顯示和讀出若干個數(shù)據(jù)，適合我們分別記錄主循環(huán)數(shù)、各種次循環(huán)數(shù)、熱端系數(shù)和各種時間數(shù)值的要求。
記錄儀為滿足軍用設(shè)備環(huán)境條件要求，在結(jié)構(gòu)設(shè)計上采用全密封硅凝膠加導(dǎo)熱硅橡膠封裝，使單片機系統(tǒng)與外界完全隔離。這種隔離措施，解決了溫度、振動、和防砂塵等一系列問題。
記錄儀為滿足飛機的電磁兼容性要求，采用了多金屬、多層屏蔽設(shè)計，多金屬是兼顧到不同金屬對電場和磁場的屏蔽效果，多層則是利用屏蔽體的多次吸收和反射，以達到可觀的綜合效果。因為，用相對導(dǎo)磁率μ來衡量，鐵的μ＝1000，銅和鋁的μ＝1。而用相對電導(dǎo)率σ來衡量，鐵的σ＝0.17，銅的σ＝1，鋁的σ＝0.61。用這三種金屬配合，可得到好的屏蔽效果。
屏蔽效果 S＝R(反射損耗)+A(吸收衰減)+B(內(nèi)部反射)對平面波 R＝108+10lg(σ/μf) [dB]對電場波 R＝354+10lg(σ/μf8r2) [dB]
對磁場波R=201g[(0.462/r)μ/of+0.136rof/μ+0.0354]]]>[dB]吸收衰減A=3.34fσμ[dB]]]>其中 t……屏蔽體厚度r……源到屏蔽體的距離σ……相對電導(dǎo)率μ……相對導(dǎo)磁率


如下圖1 為應(yīng)力循環(huán)等效損傷的古德曼圖。
圖2 是將圖1轉(zhuǎn)化成轉(zhuǎn)速循環(huán)等效損傷圖，其中非發(fā)動機工作區(qū)已略去。
圖3 用“最短航道法”去除無效循環(huán)圖。在已定的最小循環(huán)幅值門檻值Dmin的T邊界和D邊界內(nèi)，這些小循環(huán)可忽略。
圖4 儀器組成的方塊圖。
本發(fā)明的具體裝置實例，可用一個特例-應(yīng)用于航空燃氣渦輪發(fā)動機的歷程記錄儀來描述。圖4是儀器組成的方塊圖。
來自發(fā)動機高、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速信號N2和N1進入整形電路1整形，再經(jīng)過4和5倍頻計數(shù)后，暫存到存儲器8中。發(fā)動機的排氣溫度信號T4，進入2放大，經(jīng)過3作v/f變換，再經(jīng)過4和5倍頻計數(shù)后，暫存到存儲器8中。單片機6根據(jù)存儲器7中的規(guī)定程序，通過數(shù)據(jù)和地址總線11、12，將采集的轉(zhuǎn)速和溫度進行判斷，當(dāng)轉(zhuǎn)速和溫度超過一定值時，累計發(fā)動機總工作時間，發(fā)動機大負荷工作時間和超溫工作時間。然后進行峰谷值判別，用最短航道法進行前壓縮處理，將有效峰谷值暫存到存儲器8中，同時進行熱端系數(shù)累計。當(dāng)發(fā)動機停車時，單片機根據(jù)轉(zhuǎn)速的下降值判斷，將暫存在8中的峰谷值，用雨流計數(shù)法進行循環(huán)計數(shù)，再用轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理法，分帶寫入存儲器9中。
顯示控制電路13上有一個按鍵，需要檢查記錄數(shù)據(jù)時，按下按鍵，顯示器10依次將記錄數(shù)據(jù)顯示。在飛機更換發(fā)動機時，可接通清零控制電路14，將存儲器9中的數(shù)據(jù)清零。自檢信號15在儀器上電后提供信號，單片機根據(jù)信號對儀器進行全面檢測，自檢通過后，顯示器熄滅，儀器進入正常工作。如果自檢中發(fā)現(xiàn)故障，顯示器發(fā)出間斷閃爍，通知維修人員進行檢修。
權(quán)利要求
1.一種用于記錄發(fā)動機低循環(huán)工作歷程的轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理方法，該方法包括將應(yīng)力循環(huán)等效損傷古德曼圖，通過線性變換，轉(zhuǎn)換成轉(zhuǎn)速循環(huán)等效損傷圖。在圖上用等壽命帶劃分發(fā)動機工作區(qū)，實現(xiàn)了低循環(huán)疲勞損傷的等效合并，從而把幾十種到幾百種可能的轉(zhuǎn)速循環(huán)壓縮到一種主循環(huán)和幾種次循環(huán)。在進行轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理前，要去除無效循環(huán)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述在進行轉(zhuǎn)速循環(huán)分帶壓縮處理前，要去除無效循環(huán)，包含對采集數(shù)據(jù)進行實時壓縮處理，用數(shù)值比較法來完成峰谷值的判別，然后用“最短航道法”去除無效循環(huán)。對經(jīng)過實時壓縮處理的數(shù)據(jù)，再用雨流記數(shù)法進行低循環(huán)記數(shù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，將低循環(huán)數(shù)分別累積記錄到一種主循環(huán)和幾種次循環(huán)存儲區(qū)中。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其中所述的一種主循環(huán)和幾種次循環(huán)存儲區(qū)分別在存儲器EEPROM的指定區(qū)域。
5.一種用于發(fā)動機歷程記錄儀的應(yīng)力斷裂/蠕變壽命消耗模型，用熱端系數(shù)(HSF)來表示。
熱端系數(shù) HSF＝k·t·10式中 N……相對轉(zhuǎn)速T……溫度t……時間K，α，β……常數(shù)
6.一種發(fā)動機歷程記錄儀器，該儀器包含有單片機芯片，多種存儲器芯片、顯示設(shè)備以及信號輸入處理設(shè)備，其特征在于用EEPROM存儲芯片存儲各種已處理或待顯示的主循環(huán)和次循環(huán)數(shù)據(jù)、發(fā)動機總工作時間、發(fā)動機大負荷工作時間、超溫工作時間、熱端系數(shù)累計數(shù)據(jù)，用顯示設(shè)備依次顯示主循環(huán)、各種次循環(huán)數(shù)據(jù)、發(fā)動機總工作時間、發(fā)動機大負荷工作時間、超溫工作時間、熱端系數(shù)累計數(shù)據(jù)等項，用存儲器RAM暫存數(shù)據(jù)，用存儲器EPROM存放本記錄儀實現(xiàn)主循環(huán)和次循環(huán)數(shù)據(jù)、發(fā)動機總工作時間、發(fā)動機大負荷工作時間、超溫工作時間、熱端系數(shù)累計數(shù)據(jù)的處理，信號N1、N2、T4輸入處理，控制顯示設(shè)備依次顯示的程序，用單片機芯片執(zhí)行上述程序，用信號輸入處理設(shè)備將輸入的N1、N2、T4信號轉(zhuǎn)換成本記錄儀所能處理的信號。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的記錄儀中，其特征在于顯示設(shè)備是在按下顯示按鍵時，依次顯示各種數(shù)據(jù)的。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的記錄儀中，其特征在于使用一個清零電路。當(dāng)接通清零電路時，可將EEPROM中的數(shù)據(jù)清零。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的記錄儀中，其特征在于用鋁、鐵、銅三種金屬組成多層屏蔽的外殼。
全文摘要
一種記錄發(fā)動機低循環(huán)工作歷程的方法和儀器。本發(fā)明提出一種記錄發(fā)動機低循環(huán)工作歷程的方法，它使用少數(shù)幾個轉(zhuǎn)速循環(huán)帶，合理地覆蓋了整個發(fā)動機工作的轉(zhuǎn)速循環(huán)，這樣就可以將實際的轉(zhuǎn)速循環(huán)進行分帶壓縮處理，然后用本發(fā)明的記錄儀器，分別分帶記錄發(fā)動機的實際工作循環(huán)，熱端系數(shù)，和各種工作時間。在進行發(fā)動機零件壽命計算時，分別將各種轉(zhuǎn)速循環(huán)換算成各種零件的等效應(yīng)力，再加上零件所承受的熱應(yīng)力，分別進行計算和疊加，這樣就較好地解決了各種零件的疲勞損傷積累問題，使發(fā)動機的低循環(huán)疲勞壽命得到有效監(jiān)控。
文檔編號G01M15/00GK1057702SQ9110445
公開日1992年1月8日 申請日期1991年7月11日 優(yōu)先權(quán)日1991年7月11日
發(fā)明者陳弘道, 趙福星, 陶濤, 周昌珠, 毛大發(fā), 李永新, 隋海 申請人:空軍第一研究所