(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 20221090243 5.X (22)申请日 2022.07.29 (71)申请人 中国航发沈阳发动机 研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万 莲路1 号 (72)发明人 沈锡钢　白天明　宋学舟　曹航　 张勇　刘洋　尚尔魁　曲文宇　 许丽叶　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 王伟立 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 111/10(2020.01)G06F 119/04(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种航空发动机整机高循环疲劳试车载荷 谱设计方法 (57)摘要 本申请一种航空发动机整机高循环疲劳试 车载荷谱设计方法， 包括： 确定航空发动机整机 高循环疲劳试车的考核对象， 所述考核对象 的试 车载荷根据已知共振转速、 未知共振转速和加减 速次数对振动的影 响确定； 根据零部件已知振动 数据进行共振转速分析， 结合振动特性分散性进 行修正得到已知共振转速分析结果； 根据航空发 动机工作转速区间范围及地面试车条件， 确定高 循环疲劳试车考核转速的上限和下限， 确定转速 子区间跨度， 最后确定考核转速及其区间范围； 在考核转速的基础上， 对已知共振转速、 未知共 振转速、 整机临界转速进行数据整合， 确定每个 转速子区间的考核时间； 结合加减速次数要求， 完成高循环疲劳试 车载荷谱设计 。 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 CN 115292924 A 2022.11.04 CN 115292924 A 1.一种航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 其特征在于， 所述设计方法 包括： 根据航空发动机工作原 理及各零部件结构特点， 确定航空发动机整机 高循环疲劳试车 的考核对 象， 所述考核对 象的试车载荷根据已知共振转速、 未知共振转速和加减速次数对 振动的影响确定； 确定发动机在工作转速范围内的考核转速及其对应的考核时间， 包括： 根据零部件已知振动数据进行共振转速分析， 结合振动特性分散性进行修正得到已知 共振转速分析 结果； 根据航空发动机工作转速区间范围及地面试车条件， 确定高循环疲劳试车考核转速的 上限和下限， 同时根据航空发动机试车实际转速控制精度， 确定转速子区间跨度， 结合所述 考核转速的上限、 下限确定考核转速及其区间范围； 在考核转速的基础上， 对已知共振转速、 未知共振转速、 整机临界转速进行数据整合， 确定每个转速子区间的考核时间； 在完成试车载荷要求的基础上， 结合加减速次数要求， 完成高循环疲劳试车载荷谱设 计。 2.如权利要求1所述的航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 其特征在于， 所述考核对象包括 转子叶片、 静子叶片、 外 部管路、 机匣薄壁件。 3.如权利要求1所述的航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 其特征在于， 所述已知共 振转速包括 零部件共振转速和整机振动临界转速 。 4.如权利要求3所述的航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 其特征在于， 所述零部件已知共 振转速根据零部件的振动特性分析及动应力测试 结果确定 。 5.如权利要求3所述的航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 其特征在于， 所述整机振动临界转速依据被试发动机实际的动力特性情况确定 。 6.如权利要求1所述的航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 其特征在于， 每个转速子区间的考核时间为共振转速、 未知共振转速、 整机临界转速中停留时间的最大 值。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115292924 A 2一种航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方 法 技术领域 [0001]本申请属于航空发动机技术领域， 特别涉及一种航空发动机整机高循环疲劳试车 载荷谱设计方法。 背景技术 [0002]航空发动机寿命设计需要考虑多方面的影响因素， 其中抗高循环疲劳设计是保证 航空发动机安全可靠使用的关键技 术之一。 [0003]目前几乎所有的航空发动机研制通用规范， 对于高循环疲劳(107及以上)都提出 了明确的要求， 根据材料不同要求发动机零部件具备足够的高循环疲劳寿命， 以验证相关 零部件(转、 静子叶片， 外 部管路等)在实际使用条件的结构可靠性。 [0004]在现有技术中， 一般采用无限寿命设计结合材料级 或零部件级的高循环疲劳试验 的方式开展研制工作。 例如， 首先在零部件层级， 主要是基于坎贝尔图、 古德曼图等理论依 据， 设计零部件在发动机工作范围内不发生有害振动 或振动具备足够的裕度。 这种方式能 够解决高循环疲劳设计的大部分问题， 但是不能完全模拟发动机复杂的工作环境， 存在设 计验证不充分的风险。 其次在整机层级， 虽然以往在持久试车中采用台阶试车谱进行高循 环疲劳验证， 但上述台阶试车谱均采用大转速间隔、 等时长的方式， 导致这种无法达到充 分、 完整考核， 不能在规定时间内达到预期的考核效果； 此外， 等时长的设计也可能在某些 转速段存在过考核的问题， 造成时间和资源的浪费。 发明内容 [0005]本申请的目的是提供了一种航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 以 解决或减轻背景技 术中的至少一个问题。 [0006]本申请的技术方案是： 一种航空发动机整机高循环疲劳试车载荷谱设计方法， 所 述设计方法包括： [0007]根据航空发动机工作原理及各零部件结构特点， 确定航空发动机整机高循环疲劳 试车的考核对 象， 所述考核对 象的试车载荷根据已知共振转速、 未知共振转速和加减速次 数对振动的影响确定； [0008]确定发动机在工作转速范围内的考核转速及其对应的考核时间， 包括： [0009]根据零部件已知振动数据进行共振转速分析， 结合振动特性分散性进行修正得到 已知共振转速分析 结果； [0010]根据航空发动机工作转速区间范围及地面试车条件， 确定高循环疲劳试车考核转 速的上限和下限， 同时根据航空发动机试车实际转速控制精度， 确定转速子区间跨度， 结合 所述考核转速的上限、 下限确定考核转速及其区间范围； [0011]在考核转速的基础上， 对已知共振转速、 未知共振转速、 整机临界转速进行数据整 合， 确定每 个转速子区间的考核时间； [0012]在完成试车载荷要求的基础上， 结合加减速次数要求， 完成高循环疲劳试车载荷说　明　书 1/4 页 3 CN 115292924 A 3