记录发动机工作历程的方法和仪器

摘要

一种记录发动机低循环工作历程的方法和仪器。本发明提出一种记录发动机低循环工作历程的方法，它使用少数几个转速循环带，合理地覆盖了整个发动机工作的转速循环，这样就可以将实际的转速循环进行分带压缩处理，然后用本发明的记录仪器，分别分带记录发动机的实际工作循环，热端系数，和各种工作时间。在进行发动机零件寿命计算时，分别将各种转速循环换算成各种零件的等效应力，再加上零件所承受的热应力，分别进行计算和叠加，这样就较好地解决了各种零件的疲劳损伤积累问题，使发动机的低循环疲劳寿命得到有效监控。

说明书

本发明是一种记录发动机低循环工作历程的方法和仪器

航空发动机是飞机的心脏，航空发动机在使用中的损伤，往往给飞机带来重大事故，造成无可挽救的巨大损失。所以记录发动机的工作历程，监控发动机零部件的损伤情况，是保证航空发动机安全工作的重要条件。本发明就是从以上需要出发，研究出一种记录发动机低循环疲劳寿命的方法和监控发动机工作历程的自动记录仪器。本发明适用于所有燃气涡轮发动机，特别适合监控航空燃气涡轮发动机的低循环疲劳损伤和寿命评估。

随着航空事业的发展，航空发动机的使用经验也越来越丰富。根据大量的发生故障损坏的零件分析证明，虽然损坏的形式多种多样，但损坏零件几乎80%是由于低循环疲劳引起的。所以将低循环疲劳和发动机寿命联系起来，用控制低循环疲劳来控制发动机的安全工作寿命，已经逐步为世界各国所公认。在美国国防部批准的“涡轮喷气和涡轮风扇发动机强度规范”MIL-E-5007D和我国新近颁布的国家军用标准“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范”GJB-241-87中都把低循环疲劳寿命作为结构设计和疲劳试验的基本目标数据。

低循环疲劳寿命直接与发动机的使用条件、任务载荷谱有关。由于发动机使用任务不同，所承受的功率谱苛刻程度不同，加上零部件的工作部位和工作条件不同，使损伤的形态多种多样，其寿命也有差异。如对同一种发动机，冷端部件只承受循环离心力的作用，而热端部件还同时承受热负荷的作用，其循环寿命相差就很大。军标中规定，对战斗机和轰炸机，热端部件的设计寿命仅为冷端部件的二分之一，对于运输机来说，其差别更大。

根据低循环疲劳的重要性及其与使用情况的密切关系，所以迫切需要自动记录发动机工作中的实际低循环数，历程记录仪主要就是用于低循环工作历程的记录。但是实际使用中的低循环负荷是相当复杂的，通常规定，飞机由起飞到着陆的过程中，发动机转速由零到最大转速，然后回到零为一个标准循环，称为“主循环”。但是实际飞行中情况是多种多样的，每次飞行除了共同具有的主循环外，发动机的转速随着飞行的需要，不断在大转速和小转速之间无规则变化。如在一次正常的起飞着中，飞行员发现机场跑道上有异常情况，或者发现飞机起落架放不下来，需要不停车再次起飞，这时发动机的转速就不是由零上升，而是由慢车上升到最大，这种转速由慢车到最大再到慢车的低循环，其疲劳损伤程度要低于标准循环，因而称为“次循环”，如果转速在大于慢车到小于最大转速之间变化，那就构成各种不同的次循环。空中飞行中，特别对歼击机来说，各种上升和俯冲动作，攻击和脱离过程，发动机的转速变化形成各种各样的次循环，怎样将这些多种多样的低循环历程进行分类处理，是记录仪的第一个难点。国外在解决这个问题时，往往采取简单的折合方式。如美国GE公司的T700发动机上的历史记录仪，只记一个主循环和一个重要的次循环，忽略其余所有的次循环;美国专利3979579和4112747的疲劳循环记录器，都将次循环按一定的比例折合成主循环;英国专利1586419则用一个公式将次循环折合成主循环。这些方法都不能全面、准确反映疲劳损伤的积累。因为这种折合的结果，只能接近某种零件的实际情况，对其它零件用同样方法折合，疲劳损伤的差距就比较大了。另外，国外的记录方式用作寿命分析时，只能作离心应力计算，而无法考虑热应力的作用。这与航空发动机的实际情况，特别对热端部件差距就相当大了。

本发明提出一种转速循环分带压缩处理法，它使用少数几个转速循环带，合理地覆盖了整个发动机的工作区，然后用本发明的历程记录仪，分别分带记录发动机的实际工作循环。在进行发动机零件寿命计算时，就可以分别将各种转速循环换算成各种零件的等效应力，再加上零件所承受的热应力，分别进行计算和叠加，这样就较好地解决了各种零件的疲劳损伤积累问题，使发动机的低循环疲劳寿命得到较好的监控。

转速循环分带压缩处理法是根据发动机旋转零件的应力应变特点，把应力循环等效损伤的古德曼（GOODMAN）图（图1），转换成转速循环等效损伤图（图2），在图2上，三角形OAC是发动机的实际工作区，A点为主循环（零-最大-零）工作点，在旋转件工作时，总是Nm≥Na，所以AO线左侧为非工作区。AC线右侧，峰值转速大于最大转速（这在实际工作时是不可能的），所以也是非工作区。D点对应于峰值转速Np为0.8Np的脉动循环，一般认为，峰值转速小于0.8Np的脉动循环以下的损伤可以忽略，因此，DE线以下为可忽略工作区。所以要考虑循环损伤的工作区仅限于三角形ADE内。在ADE内，由B点出发的辐射带就是等寿命带，等寿命带内的循环数可归结为“典型循环数”。用等寿命带划分三角形ADE可得到一组等寿命带，这样合理的分带，实现了低循环疲劳损伤的等效合并，从而把几十种到几百种可能的转速循环压缩到一种主循环和几种次循环，实现了转速循环的分带压缩处理

但是，在实际飞行中，仅仅使用上面的转速循环分带压缩处理还不够，因为飞行中发动机转速变化非常频繁，其中一些微小的转速循环其应力损伤是可以忽略的，这种循环叫无效循环。但为了不丢失每个有用循环，数据采集又需要有较快的速率，这样随着时间历程就会有大量的数据堆积，所以在进行转速循环分带压缩处理前，还要完成两项工作：

1.对采集数据进行实时压缩处理，用数值比较法来完成峰谷值的判别，然后用“最短航道法”去除无效循环。

最短航道法是一种排除无效循环的压缩处理法，在转速循环按时间历程的展开图上，用最小循环幅值门槛值Dmin来衡量每一个循环（见图3），小于Dmin的循环，对构件疲劳寿命损伤很小，在工程上为压缩处理的数据量，可以将这些小循环忽略不计，形成这些循环的峰谷点称为无效幅值峰谷点，需要及时去掉。这样只保留有效幅值峰谷点，使循环经历的航道成为最短航道的方法，称为“最短航道法”。使用最短航道法可以对大量循环数据进行实时压缩处理。经过这样的实时压缩处理，对某型发动机的170＃飞行练习，设定无效幅值的门槛值Dmin＝5%，处理后的有效数据仅为原数据的3%。

2.对经过实时压缩处理的数据，再用雨流记数法进行低循环记数。

经过上述处理后的低循环数，再用转速循环分带压缩处理法，分别累积记录到主循环和各种次循环存储器中。

燃气涡轮发动机的某些高温零件，在工作过程中还同时受应力断裂和蠕变寿命的限制。所以本发明还设计了一个应力断裂/蠕变寿命消耗模型，用热端系数（HSF）来表示，热端系数是通过材料的Larson-Miller曲线来建立的。

热端系数  HSF＝k·t·10

式中  N……相对转速

T……温度

t……时间

K，α，β……常数

热端系数HSF，它是三个变量的函数，我们用矩阵的处理方法，实现热端系数的记录。

根据以上方法，保证了所需要的发动机历程记录内容。

本发明提供一种仪器。它是根据以上方法设计、能满足发动机历程记录要求的记录仪。记录仪是一个单片机数据采集、处理、存储和显示系统，通过获取发动机高压转子的转速（N2）、低压转子的转速（N1）和排气温度（T4）信号，经过处理，转换为各种不同的低循环数和热端系数，结合寿命分析的需要，记录仪还同时记录发动机总工作时间，发动机大负荷工作时间和超温工作时间。这些数据在发动机工作中不断分类进行积累。

记录仪与国外不同之处首先在显示器上。国外记录仪的显示器都使用电动机械数码器，其优点是断电后数码能长期保留，通电工作时记数器能继续累加。如果换成数码管显示，在飞机着陆后，电源停止供电，数据将全部丢失。如果增加专用的后备电池，长期使用中必须及时更新，防止可能出现电池断电故障而丢失宝贵的记录数据。所以从可靠性角度来考虑，电动机械数码器是最好的选择。但是，它又有无法克服的缺点，一是体积较大，二是一个数码器只能记一个数据。如果要记录十个数据，就必须并列十个数码器，这不仅体积庞大，在飞机上难于安装，而且观察又很不方便。本发明采用了电擦除可编程只读存储器EEPROM，当发动机停车时，单片机迅速将本次飞行的数据与EEPROM中所存的数据相加，再写入EEPROM。电源停止供电后，EEPROM中的数据不会丢失，下次通电后，数据可重新读出。用这种方法，解决了断电后数据丢失问题，同时也可以只用一组数码管来依次显示和读出若干个数据，适合我们分别记录主循环数、各种次循环数、热端系数和各种时间数值的要求。

记录仪为满足军用设备环境条件要求，在结构设计上采用全密封硅凝胶加导热硅橡胶封装，使单片机系统与外界完全隔离。这种隔离措施，解决了温度、振动、和防砂尘等一系列问题。

记录仪为满足飞机的电磁兼容性要求，采用了多金属、多层屏蔽设计，多金属是兼顾到不同金属对电场和磁场的屏蔽效果，多层则是利用屏蔽体的多次吸收和反射，以达到可观的综合效果。因为，用相对导磁率μ来衡量，铁的μ＝1000，铜和铝的μ＝1。而用相对电导率σ来衡量，铁的σ＝0.17，铜的σ＝1，铝的σ＝0.61。用这三种金属配合，可得到好的屏蔽效果。

屏蔽效果  S＝R（反射损耗）+A（吸收衰减）+B（内部反射）

对平面波  R＝108+10lg（σ/μf）  [dB]

对电场波 R＝354+10lg（σ/μf⁸r²）>

对磁场波 $>>R>=>201>g>[>>(>0.462>/>r>)>>>\mu >/>of>>+>0.136>r>>of>/>\mu >>+>0.0354>]>$>

[dB]

吸收衰减 $>>A>=>3.34>>f\sigma \mu >>[>dB>]>$>

其中  t……屏蔽体厚度

r……源到屏蔽体的距离

σ……相对电导率

μ……相对导磁率

附图说明如下：

图1  为应力循环等效损伤的古德曼图。

图2  是将图1转化成转速循环等效损伤图，其中非发动机工作区已略去。

图3  用“最短航道法”去除无效循环图。在已定的最小循环幅值门槛值Dmin的T边界和D边界内，这些小循环可忽略。

图4  仪器组成的方块图。

本发明的具体装置实例，可用一个特例-应用于航空燃气涡轮发动机的历程记录仪来描述。图4是仪器组成的方块图。

来自发动机高、低压转子的转速信号N2和N1进入整形电路1整形，再经过4和5倍频计数后，暂存到存储器8中。发动机的排气温度信号T4，进入2放大，经过3作v/f变换，再经过4和5倍频计数后，暂存到存储器8中。单片机6根据存储器7中的规定程序，通过数据和地址总线11、12，将采集的转速和温度进行判断，当转速和温度超过一定值时，累计发动机总工作时间，发动机大负荷工作时间和超温工作时间。然后进行峰谷值判别，用最短航道法进行前压缩处理，将有效峰谷值暂存到存储器8中，同时进行热端系数累计。当发动机停车时，单片机根据转速的下降值判断，将暂存在8中的峰谷值，用雨流计数法进行循环计数，再用转速循环分带压缩处理法，分带写入存储器9中。

显示控制电路13上有一个按键，需要检查记录数据时，按下按键，显示器10依次将记录数据显示。在飞机更换发动机时，可接通清零控制电路14，将存储器9中的数据清零。自检信号15在仪器上电后提供信号，单片机根据信号对仪器进行全面检测，自检通过后，显示器熄灭，仪器进入正常工作。如果自检中发现故障，显示器发出间断闪烁，通知维修人员进行检修。