考虑性能退化的载荷谱修正方法

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31312

Abstract

Abstract:

Engine performance degradation often causes changes of performance parameters， which leads to the change of load spectrum in completing the same mission and affects life prediction of the engine structure. At present， the above factors have not been considered in the process of compiling the load spectrum of the whole machine life test， resulting in a large error between life prediction results and field test results. To address this problem， based on the construction of a turbofan engine model that integrates overall performance degradation and dynamic performance correction is constructed， mainly analyzing dynamic correction of engine performance by tip clearance prediction method considering wear and creep. On this basis， a load spectrum correction method for turbofan engine considering performance degradation is proposed. The engine load spectrum for the typical flight mission profile is calculated. The results show that after 3 000 cycles of engine operation， the inlet temperature of the high-pressure turbine corrected with the model proposed in this paper is 0.69% higher than that with the traditional model. Compared with the original spectrum， the corrected load spectrum has a 4.90% reduction in the high-pressure shaft speed at the maximum state， a 2.95% increase in inlet temperature of the high-pressure turbine， and a 21.05% increase in duration of the maximum state. The goal of load spectrum correction considering performance degradation is shown to be achieved.

Key words: turbofan engine, performance degradation, load spectrum correction, tip clearance, wear, creep

CLC Number:

V231.1

Sisi YUAN, Xuming NIU, Zhigang SUN, Yingdong SONG. Load spectrum correction method considering performance degradation[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(12): 231312.

Figures/Tables 24

Table 1

Fig.1

Table 2

Material and calculation parameters

参数	数值
叶片密度 $ρ b$ /（kg·s^-3）	8 480
轮盘密度 $ρ r$ /（kg·s^-3）	8 240
杨氏模量 $E r$ / $G P a$	160
轮盘热膨胀系数 $α r$ /（ $10 - 6 ℃ - 1$ ）	14.60
轮盘泊松比 $ν r$	0.32
衬环内表面半径 $r a (0)$ / $m m$	362
轮盘外表面半径 $r 0 (0)$ / $m m$	300
叶片长度 $L (0)$ / $m m$	60
$Δ l w e a r$ / $m m$	0.18
$θ 1$	$4.38 × 10 - 9$
$θ 2$	$2.32 × 10 - 8$
$θ 3$	$1.43 × 10 - 5$

Table 2

Fig.2

Fig.3

Fig.4

Table 3

Model parameters

参数	数值
飞机质量m/kg	70 000
机翼面积S/m²	300
摩擦系数 $μ$	0.03
空气密度 $ρ$ /（kg·m^-3）	1.29
升力系数 $C L$	$0.05 + 0.11 α$
阻力系数 $C D$	$0.012 + 0.037 C L 2$

Table 3

Table 4

Fig.5

Fig.6

Fig.7

Table 5

Task profile parameters

状态	时间/s	高度/km	$M a$	高压轴相对转速/%	推力/kN
地面慢车	0~288	0	0	74	15
滑跑	310	0	0.24	100	69
起飞	380	1	0.6	100	61
低空减速	390	2	0.6	94	58
爬升	600	11	0.8	94	17.3
高空减速	605	11	0.8	87	11.6
巡航	3 000	11	0.8	87	11.6
高空减速	3 005	11	0.8	76	6.9
下降	3 500	0	0.35	76	11.5
地面加速	3 505	0	0.33	100	70
反推	3 510	0	0.1	100	70
地面减速	3 520	0	0	74	15
地面慢车	3 800	0	0	74	15

Table 5

Fig.8

Fig.9

Fig.10

Fig.11

Fig.12

Fig.13

Fig.14

Fig.15

Fig.16

Table A1

Table A2

Table A3

References 43

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部件	流量退化系数/%	效率退化系数/%
风扇	1.5	-2.04
压气机	-2.94	-3.91
高压涡轮	-2.63	1.76
低压涡轮	-0.538	0.258 8

参数	数值
空气质量流量/（kg·s^-1）	100
低压压气机压比	3.3
低压压气机等熵效率	0.83
高压压气机压比	9
高压压气机等熵效率	0.86
燃烧效率	0.987
燃烧室出口温度/K	1 700
高压压气机等熵效率	0.87
低压压气机等熵效率	0.89
低压轴转速/（r·min^-1）	10 000
高压轴转速/（r·min^-1）	16 000
净推力/kN	69

置信指数	可信度	来源
1	低	猜值
2	中低	调优值
3	中等	反向计算和/或工程判断
4	高	基于来自类似应用的知识/数据
5	非常高	给定或任意的值或由稳态求解器产生的值

可调性	可调程度	描述
可调	高	由于某变量的特性或对其实际值缺乏了解，使得该参数有可能被调整，以便改变或优化模型
可更改	中	参数的大致值是已知的，可以在合理范围内修改
计算值	低	该参数是计算的，因此它不是直接可调的，但可以通过调整其值所依赖的可调或可修改的参数来间接调整
固定值	无	该参数的值具有很大的确定性，不应该被修改

参数	描述	可信度	可调性
退化修正系数	用于将基准模型修正为退化性能模型的参数，由研究同类型的发动机文献［30］获得	4	可调：可以根据实际发动机型号调整
磨损量	发动机退化时产生的磨损量，由研究同类型的发动机文献［37］获得	4	可调：可以结合实际发动机运行情况更改
蠕变拟合参数	由实验值计算	5	计算值：和材料的蠕变行为有关
材料参数	由材料手册［39］获得	5	固定值：不可更改
涡轮盘平均应力	通过同类型涡轮盘ANSYS验证	5	计算值
叶片平均应力	通过同类型涡轮叶片ANSYS验证	5	计算值
摩擦系数	查阅文献［36］的一般摩擦系数	4	可更改：可以结合实际发动机运行情况更改
升力系数C_L	文献［36］运输机的升力系数	4	可更改：可以结合实际发动机运行情况更改
阻力系数C_D	文献［36］运输机的阻力系数	4	可更改：可以结合实际发动机运行情况更改
初始部件尺寸	给定值	5	固定值
设计间隙值	根据初始部件尺寸计算得到的	5	固定值

Load spectrum correction method considering performance degradation

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