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1、(10)申请公布号 CN 102436515 A (43)申请公布日 2012.05.02 C N 1 0 2 4 3 6 5 1 5 A *CN102436515A* (21)申请号 201110257351.7 (22)申请日 2011.08.26 12/869822 2010.08.27 US G06F 17/50(2006.01) (71)申请人通用电气公司 地址美国纽约州 (72)发明人 S白 VV巴达米 YK波特达 AG罗欣 N圣 (74)专利代理机构中国专利代理(香港)有限公 司 72001 代理人严志军 杨炯 (54) 发明名称 用于估算涡轮机翼型的剩余寿命的方法和系 统 (5。
2、7) 摘要 本发明提供了用于估算涡轮机翼型的剩余寿 命的方法、系统以及计算机程序产品，该翼型在处 于或接近共振的条件下将经受高周循环失效。该 方法包括在处理系统接收至少一个与翼型相关的 振动响应参数。该方法处理至少一个有裂纹的翼 型的有限元模型。处理该有裂纹的翼型的有限元 模型包括获取有裂纹的翼型的有限元模型，使用 基于断裂力学的有限元分析而计算有裂纹的翼型 的有限元模型的模态应力强度因子(SIF)，以及 至少部分地基于模态SIF和至少一个振动响应参 数而计算振动SIF。然后，该方法至少部分地基于 振动SIF而计算翼型的剩余寿命指标。 (30)优先权数据 (51)Int.Cl. (19)中华人。
3、民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 2 页 说明书 7 页 附图 4 页 CN 102436522 A 1/2页 2 1.一种用于估算翼型的剩余寿命的方法(400)，所述方法包括： 在处理系统接收(402)至少一个与所述翼型相关的振动响应参数； 处理至少一个有裂纹的翼型的有限元模型，其中，处理所述有裂纹的翼型的有限元模 型包括： 获取(404)所述有裂纹的翼型的有限元模型， 使用基于断裂力学的有限元分析而计算(406)所述有裂纹的翼型的有限元模型的模 态应力强度因子(SIF)，以及 至少部分地基于所述模态SIF和所述至少一个振动响应参数而计算(408)振动SIF； 以及 。
4、至少部分地基于所述振动SIF而计算(410)所述翼型的剩余寿命指标。 2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述至少一个振动响应参数包括翼型激 振频率、翼型振幅以及翼型结构阻尼中的至少一个。 3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，计算所述剩余寿命指标还包括考虑至少 一个材料性质参数。 4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述剩余寿命指标包括裂纹生长速率、循 环计数估算以及裂缝尺寸-循环计数估算中的至少一个。 5.一种用于翼型的剩余寿命估算的系统(108)，所述系统包括： 接收模块，用于接收(402)至少一个与所述翼型相关的振动响应参数； 有限元分析引擎(206)，用于处理至少一个。
5、有裂纹的翼型的有限元模型，其中，处理所 述有裂纹的翼型的有限元模型包括： 读取(404)所述有裂纹的翼型的有限元模型， 使用基于断裂力学的有限元分析而计算(406)所述有裂纹的翼型的有限元模型的模 态应力强度因子(SIF)，以及 至少部分地基于所述模态SIF和所述至少一个振动响应参数而计算(408)振动SIF； 以及 估算模块(208)，用于至少部分地基于所述振动SIF而计算(410)所述翼型的剩余寿命 指标。 6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述至少一个振动响应参数包括翼型激 振频率、翼型振幅以及翼型结构阻尼中的至少一个。 7.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述剩余寿命指标。
6、包括裂纹生长速率、循 环计数估算以及裂缝尺寸-循环计数估算中的至少一个。 8.一种计算机程序产品，包括非暂时性的计算机可读的介质，使用用于估算翼型的剩 余寿命的计算机可执行的指令来编码所述非暂时性的计算机可读的介质，其中，所述计算 机可执行的指令，当被执行时，导致一个或更多处理器： 接收(402)至少一个与所述翼型相关的振动响应参数； 处理至少一个有裂纹的翼型的有限元模型，其中，处理所述有裂纹的翼型的有限元模 型包括： 读取(404)所述有裂纹的翼型的有限元模型， 使用基于断裂力学的有限元分析而计算(406)所述有裂纹的翼型的有限元模型的模 权 利 要 求 书CN 102436515 A CN。
7、 102436522 A 2/2页 3 态应力强度因子(SIF)，以及 至少部分地基于所述模态SIF和所述至少一个振动响应参数而计算(408)振动SIF； 以及 至少部分地基于所述振动SIF而计算(410)所述翼型的剩余寿命指标。 9.根据权利要求8所述的计算机程序产品，其特征在于，所述至少一个振动响应参数 包括翼型激振频率、翼型振幅以及翼型结构阻尼中的至少一个。 10.根据权利要求8所述的计算机程序产品，其特征在于，所述剩余寿命指标包括裂纹 生长速率、循环计数估算以及裂缝尺寸-循环计数估算中的至少一个。 权 利 要 求 书CN 102436515 A CN 102436522 A 1/7页 。
8、4 用于估算涡轮机翼型的剩余寿命的方法和系统 技术领域 0001 本文中呈现的实施例涉及诸如涡轮转子的翼型的剩余寿命估算。 背景技术 0002 涡轮翼型和压缩机翼型在极端条件下运转，并且在正常运转条件期间可能产生 裂纹。裂纹可能由于高周疲劳(high cycle fatigue)而产生，尤其是翼型的固有频率与 在正常的涡轮机运转期间所经受的激振力相匹配的时候。发电涡轮机典型地暴露于具有 50/60Hz的频率和这种频率的整数倍的频率的外部干扰。用于这种发电机械的翼型被设计 成具有不同于外部干扰的典型频率的固有频率。 0003 除了已知的外部干扰之外，涡轮机可能经受与正常使用时的翼型频率相匹配的预。
9、 料不到的激振。这种预料不到的激振可能导致翼型共振，因而将翼型暴露于增大的量的振 动。这种振动可能导致裂纹形成在翼型上或者诸如平台和鸠尾榫的翼型支撑元件上。由于 高周疲劳和振动，裂纹可能蔓延并迅速地延伸。涡轮机翼型中被忽视的裂纹可能引起计划 之外的停歇。 0004 一些已知的预测裂纹蔓延速率的剩余寿命估算技术基于通过定期的检查而获得 的观测的裂纹数据。这种方法使用基于观测的数据的统计模型、概率模型以及内插技术来 获得预期的未来裂纹尺度。其中一些这些类型的方法并不总是产生足够精确的结果。这些 类型的方法可能常常也不提供关于导致结构构件的损坏的基本机理的信息，该信息在延长 结构构件的剩余寿命的方面。
10、可能是关键性的。 0005 一些用于低周疲劳和蠕变疲劳的剩余寿命估算技术，基于在诸如时不变离心载荷 的静载荷、稳态翼型金属温度以及翼型表面上的稳态气压下的翼型的静态响应，计算裂纹 生长速率。这种技术不能解释高周疲劳条件，因而使得这种技术不适于在高周疲劳条件下 估算剩余寿命。 0006 其它一些已知的用于高周疲劳的剩余寿命估算技术可能采用强制振动响应分析， 以达到更加精确的估算。然而，这种技术是计算强度大的，并且，常常需要大量的计算容量。 0007 因此，需要有克服这些以及其它的与已知方案相关的缺点的方法和系统。 发明内容 0008 本文中呈现的实施例提供了用于估算翼型的剩余寿命的系统和方法，所。
11、述翼型处 于经受高周疲劳失效的风险中，该高周疲劳失效来自处于或接近共振条件的高等级振动。 0009 根据一个实施例，用于估算翼型的剩余寿命的方法包括在处理系统接收至少一个 与该翼型相关的振动响应参数。该方法处理至少一个有裂纹的翼型的有限元模型。处理该 有裂纹的翼型的有限元模型包括获取有裂纹的翼型的有限元模型，使用基于断裂力学的有 限元分析而计算有裂纹的翼型的有限元模型的模态应力强度因子(SIF)，以及至少部分地 基于模态SIF和至少一个振动响应参数而计算振动SIF。 0010 根据一个实施例，用于估算翼型的剩余寿命的系统包括用于接收至少一个与该翼 说 明 书CN 102436515 A CN 。
12、102436522 A 2/7页 5 型相关的振动响应参数的接收模块。该系统还包括用于处理至少一个有裂纹的翼型的有限 元模型的有限元分析引擎。有限元分析引擎通过下述步骤而处理有裂纹的翼型的有限元模 型：获取有裂纹的翼型的有限元模型，使用基于断裂力学的有限元分析而计算有裂纹的翼 型的有限元模型的模态应力强度因子(SIF)，以及至少部分地基于模态SIF和至少一个振 动响应参数而计算振动SIF。该系统包括用于至少部分地基于所述振动SIF而计算翼型的 剩余寿命指标的估算模块。 0011 根据另一个实施例，提供了一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括非暂时 性的计算机可读的介质，使用用于估算翼型的剩余。
13、寿命的计算机可执行的指令来编码该非 暂时性的计算机可读的介质。计算机可执行的指令，当被执行时，导致一个或更多处理器接 收至少一个与该翼型相关的振动响应参数。计算机可执行的指令还导致一个或更多处理器 处理至少一个有裂纹的翼型的有限元模型。该处理包括获取有裂纹的翼型的有限元模型， 使用基于断裂力学的有限元分析而计算有裂纹的翼型的有限元模型的模态应力强度因子 (SIF)以及至少部分地基于模态SIF和至少一个振动响应参数而计算振动SIF。然后，计算 机可执行的指令导致一个或更多处理器至少部分地基于振动SIF而计算翼型的剩余寿命 指标。 0012 通过以下的连同附图一起提供的优选实施例的详细描述，将更加。
14、容易理解这些优 势和特征以及其它的优势和特征。 附图说明 0013 图1是剩余寿命估算系统的实施例可以运转的环境的方框图； 0014 图2是根据一个实施例的剩余寿命估算系统的方框图； 0015 图3是显示建立翼型的有限元模型的示范性的过程的流程图；以及 0016 图4是显示根据一个实施例的剩余寿命估算的示范性的过程的流程图。 0017 部件列表 0018 102涡轮机 0019 104叶片监测系统 0020 106现场数据存储器 0021 108剩余寿命估算系统 0022 202立体几何模块 0023 204有限元建模器 0024 206有限元分析引擎 0025 208估算模块 0026 21。
15、0输出装置 0027 300用于生成有裂纹的翼型的有限元模型的方法 0028 302接收翼型设计参数 0029 304接收至少一个裂纹数据点 0030 306基于翼型设计参数而生成未损坏的翼型的立体几何模型 0031 308基于未损坏的翼型的立体几何模型而生成未损坏的翼型的有限元模型 0032 310基于未损坏的翼型的有限元模型和裂纹数据点而生成有裂纹的翼型的有限元 说 明 书CN 102436515 A CN 102436522 A 3/7页 6 模型 0033 400用于翼型的剩余寿命估算的方法 0034 402接收动载荷参数 0035 404获得有裂纹的翼型的有限元模型 0036 406。
16、使用基于断裂力学的有限元分析而计算有裂纹的翼型的有限元模型的模态 SIF 0037 408基于模态SIF和动载荷参数而计算振动SIF 0038 410基于振动SIF 而计算翼型的剩余寿命指标 具体实施方式 0039 本文中呈现的实施例提供了用于估算涡轮机翼型的剩余寿命的方法、系统以及计 算机程序产品，该涡轮机翼型在处于或接近共振的条件下经受高周疲劳。在一个实施例中， 该方法采用基于物理学的3D有限元分析以计算翼型的剩余寿命。 0040 图1显示了各种实施例可以运转的示例环境100。环境100包括涡轮机102、叶片 监测系统104、现场数据存储器106以及剩余寿命估算系统108。涡轮机102可以。
17、包括但不 限于燃气涡轮发动机、蒸汽涡轮等。 0041 叶片监测系统104监测诸如压缩机翼型的涡轮机翼型的运转情况。叶片监测系统 104可以监测振动响应参数，例如，叶片振幅、叶片振动频率以及翼型结构阻尼。叶片监测系 统104也可以针对翼型监测裂纹数据。裂纹数据可以包括裂纹位置、裂纹尺寸、裂纹蔓延方 向，或者其组合。除了运转情况和裂纹数据之外，叶片监测系统104还可以监测诸如翼型共 振频率的翼型结构特性。叶片监测系统104可以包括传感器以监测运转情况、裂纹数据以 及翼型结构特性。裂纹数据和翼型结构特性可以交替地从测试和检查系统被输入，或者作 为来自技术员的输入而被接收。 0042 可以交替地或另外。
18、地从现场数据存储器106接收裂纹数据和翼型结构特性。现场 数据存储器106可以存储若干涡轮机102的现场数据。现场数据存储器106可以存储从涡 轮机102的检查中获得的裂纹数据。在本发明的一个实施列中，可以使用超声波检查技术 或光学检查技术来探测裂纹并获得裂纹数据。应该懂得，这些特定的检查技术被作为示例 呈现，并不限制本文中呈现的实施例的范围。现场数据存储器106也可以存储涡轮机102 的设计参数，该设计参数包括但不限于翼型几何形状、翼型叶片尺度、翼型中的叶片数、额 定运转速度、额定运转载荷等。 0043 在一个实施中，现场数据存储器106可以位于能够部署涡轮机102的设施。在其 它实施中，现。
19、场数据存储器106可以位于诸如涡轮机102的厂商的设施的中央位置，并且， 通过合适的网络而连接至剩余寿命估算系统108。此外，剩余寿命估算系统108可以连接至 部署在相同或不同的位置的多个涡轮机102。作为备选，各个涡轮机102可以连接至专用的 剩余寿命估算系统108。 0044 图2是根据一个实施例的示范性的剩余寿命估算系统108的方框图。剩余寿命估 算系统108包括立体几何模块202、有限元建模器204、有限元分析引擎206以及估算模块 208。剩余寿命估算系统108可以联接至输出装置210，以呈现一个或更多剩余寿命指标。 剩余寿命估算系统108也可以联接至接收模块(图2中未显示)。接收模。
20、块可以接收裂纹 说 明 书CN 102436515 A CN 102436522 A 4/7页 7 数据、涡轮机设计参数以及运转情况。接收模块可以联接至叶片监测系统104，以接收运转 情况，并可以联接至现场数据存储器106，以接收裂纹数据和涡轮机设计参数。接收模块可 以使用合适的界面而与叶片监测系统104和现场数据存储器106进行通信，该界面例如但 不限于UART、USART、串行端口、控制器局域网络总线、IEEE 802.15以太网界面、无线遥测 网络等。 0045 立体几何模块202生成涡轮机102的翼型的立体几何模型。立体几何模块202接 受涡轮机102的设计参数，例如翼型几何形状、翼型。
21、尺度以及涡轮压缩机或涡轮中的翼型 数。然后，立体几何模块202基于设计参数而生成翼型的立体几何模型。除了设计参数之 外，立体几何模块202也可以接受裂纹数据，以生成有裂纹的翼型的立体几何模型。立体几 何模块202针对若干有裂纹的翼型生成立体几何模型，该若干有裂纹的翼型带有诸如裂纹 尺寸和裂纹蔓延方向的不同等级的结构损坏。有裂纹的翼型的立体几何模型中的各个模型 对应于现场中的明显有裂纹的翼型。然后，立体几何模块202将立体几何模型传递至有限 元建模器204。 0046 有限元建模器204将立体几何模型网格化，以生成有限元模型。有限元建模器204 可以使用诸如四面体元的多面体元来生成有限元模型。然。
22、而，任何其它合适的多面体元， 例如但不限于六面体元、八面体元、十二面体元以及二十面体元，也可以用于生成有限元模 型。可以根据需要的精密度和剩余寿命估算系统108的有效计算能力来选择网格密度。在 一个实施中，有限元建模器204可以生成涡轮压缩机或涡轮的单个翼型的有限元模型。非 线性接触动力学可以应用于位于与转子狭缝相接触的鸠尾榫表面的有限元模型的节点。这 种非线性接触动力学可以以高清晰分辨率记录物理过程，并提供平均SIF的精确计算。作 为备选，假设翼型鸠尾榫与转子狭缝完全接触而没有任何微小的滑动，不变的固定边界条 件可以应用于与转子狭缝相接触的鸠尾榫表面的节点。这一假设可以以高清晰精度的成本 使。
23、得计算简单的有限元模型成为可能。然后，有限元建模器204可以将有限元模型传递至 有限元分析引擎206。 0047 然后，有限元分析引擎206使用基于断裂力学的算法来计算应力强度因子(SIF)。 有限元分析引擎206针对静态响应参数计算平均SIF，并且针对振动响应模式计算模态 SIF(换句话说，错峰SIF)。有限元分析引擎206可以使用诸如J积分法、M积分法或位移外 推法的基于断裂力学的算法来计算平均SIF和模态SIF。虽然在本文中呈现了基于断裂力 学的算法的具体示例，但是有限元分析引擎206可以采用用于计算平均SIF和模态SIF的 任何已知的基于断裂力学的算法。 0048 然后，有限元分析引擎。
24、206考虑振动响应参数，以解释由处于和接近共振频率的 高频条件下的振动导致的应力。有限元分析引擎206可以基于模态SIF和振动响应参数来 计算振动SIF。在一个实施中，有限元分析引擎206可以使用位于特定间隔的仪表化的翼型 尖端振幅和翼型结构阻尼而将模态SIF转化为处于共振频率的振动SIF。然后，有限元分析 引擎206可以考虑频率去谐参数，使用合适的单自由度强制响应方程来计算处于近共振频 率的振动SIF。为了计算频率去谐参数，有限元分析引擎206执行模态分析，以辨认未损坏 的翼型的共振速度和有裂纹的翼型的共振速度。用于计算有裂纹的翼型的共振频率的示范 性的方程可以被给出为： 说 明 书CN 1。
25、02436515 A CN 102436522 A 5/7页 8 0049 (方程1) 0050 其中，r是有裂纹的翼型的共振频率，f n0 是未损坏的翼型的共振频率，f是频 率去谐参数。 0051 共振速度-裂纹尺寸曲线给出了频率去谐参数。然后，有限元分析引擎206可以 计算有裂纹的翼型的振幅。用于计算有裂纹的翼型的振幅的示范性的方程给出为： 0052 (方程2) 0053 其中，x r0 是未损坏的翼型的振幅， n 是模态粘性阻尼，r是由方程1获得的有裂 纹的翼型的共振频率。 0054 有裂纹的翼型的振幅x 0 和仪表化的翼型振幅可以用于计算由下式给出的换算 系数： 0055 (方程3) 。
26、0056 然后，有限元分析引擎206可以通过将模态SIF乘以换算系数来计算振动SIF。 0057 翼型的翼型振幅和应力响应取决于诸如翼型共振频率、翼型结构阻尼、激振力振 幅以及振动模式的波节直径的因素。另一个影响翼型振幅的因素是穿过涡轮机的非均匀流 体流，该非均匀流体流由诸如喷嘴不对称、尾流的几何变化、漏流以及涡轮机结构(诸如接 合点)中的干扰的因素导致。大量的因素对翼型振幅的精确估计造成了显著的困难，常常 需要复杂的计算流体动力学或强制响应分析。这种技术需要大量的计算能力和时间。基于 测量的振动响应参数和模态SIF来计算振动SIF克服了这些缺点。 0058 然后，有限元分析引擎206基于平均。
27、SIF和振动SIF计算有效SIF。平均SIF说明 涡轮机翼型上的静载荷，而振动SIF说明涡轮机翼型上的动载荷。有限元分析引擎206可 以采用基于常规物理学的断裂力学方法来计算有效SIF。 0059 估算模块208接收有效SIF值并基于该有效SIF计算裂纹生长速率。考虑到振动 应力比，估算模块208可以使用沃克方程(Walker equation)来计算Keff。沃克方程是 通过使用载荷比R而纳入平均应力效应的模型。然后，估算模块208可以使用帕里斯定律 (ParisLaw)来计算裂纹生长速率。帕里斯方程的通式被给出为： 0060 (方程4) 0061 其中，a裂纹尺寸，N任务循环计数，Keff。
28、有效SIF范围，应力比RK min / K max ，使用平均SIF和振动SIF来计算K max 和K min ，并且，C、n以及m基于涡轮机翼型的材料 性质。 0062 估算模块208也可以使用裂纹生长速率的反曲表征(Sigmoidal representation)。反曲表征描绘了SIF-裂纹生长速率曲线，并在翼型失效之前辨认了裂 纹不能蔓延的SIF的范围、裂纹稳定地蔓延的SIF的范围以及裂纹迅速地蔓延的SIF的范 围。 0063 然后，估算模块208针对各种等级的结构损坏而对裂纹生长速率进行数值积分， 以获得裂纹尺寸-循环计数曲线。裂纹尺寸-循环计数曲线在涡轮机翼型经受突然失效之 说 明。
29、 书CN 102436515 A CN 102436522 A 6/7页 9 前，针对给定的裂纹尺寸指示了所监测的动载荷条件下的涡轮机翼型的剩余寿命。此外，可 以引入断裂力学方法和几何方法来估算何时翼型将经受突然失效。一种断裂力学方法基于 当有裂纹的翼型的K max 大于翼型的材料的临界SIF时，有裂纹的翼型可能经受迅速的裂纹 生长的事实，指示了正在迫近的突然失效。一种几何方法在裂纹穿过翼型的未开裂的系带 时预测正在迫近的突然失效。断裂力学和几何方法中的一者或者两者可以用于辨认正在迫 近的突然失效。估算模块208可以被调整为提供保守的剩余寿命指标，以在真实的失效之 前很好地辨认涡轮机翼型的正在。
30、迫近的失效。 0064 然后，输出装置210可以呈现剩余寿命指标。输出装置210可以在合适的显示器 上向技术员呈现剩余寿命指标。作为备选，输出装置210可以使用合适的网络，例如但不限 定于IEEE 802.15、以太网络、电话网络、无线网络等，向中央监测站传输剩余寿命指标。 0065 在一个实施例中，本文中描述的单独的模块被实施为存储在非暂时性的计算机可 读的介质上的计算机可执行的指令。非暂时性的计算机可读的介质可以是随机存取存储器 (RAM)、只读存储器(ROM)、闪存或者任何合适的存储设备。计算机可读的介质可以在其上存 储用于控制剩余寿命估算系统108的整体运转的操作系统和其它软件。 00。
31、66 图3是显示了根据一个实施例的用于生成有裂纹的翼型的有限元模型的示范性 的过程300的流程图。在步骤302，立体几何模块202接收至少一个翼型设计参数。翼型设 计参数可以包括诸如翼型几何形状、翼型尺度以及涡轮压缩机或涡轮中的翼型数的参数。 0067 在步骤304，立体几何模块202接收至少一个裂纹参数，包括但不限于裂纹初始位 置、裂纹蔓延方向、裂纹尺寸以及裂纹几何形状。在一个实施中，立体几何模块202从现场 数据存储器106接收裂纹参数。在一个实施例中，裂纹参数包括来自有裂纹的翼型的检查 的真实的现场数据。 0068 在步骤306，立体几何模块202基于至少一个翼型设计参数来生成未损坏的翼。
32、型 的立体几何模型。立体几何模块202可以采用自动化的立体几何建模算法来生成翼型的立 体几何模型。作为备选，现场数据存储器106可以在其中存储各种不同的涡轮机翼型的立 体几何模型。立体几何模块202可以直接地接收被估算剩余寿命的翼型的立体几何模型。 然后，立体几何模块202可以将立体几何模型传递至有限元建模器204。 0069 在步骤308，有限元建模器204至少部分地基于未损坏的翼型的立体几何模型，生 成未损坏的翼型的有限元模型。有限元建模器204可以使用诸如四面体元的合适的多面体 元来将立体几何模型网格化。剩余寿命估算系统108所需要的精确度和精密度决定了网格 划分器所使用的网格尺寸。 0。
33、070 在步骤310，有限元建模器204基于裂纹参数和未损坏的翼型的有限元模型而生 成至少一个有裂纹的翼型的有限元模型。在一个实施中，有限元建模器204生成若干有裂 纹的翼型的有限元模型，各个有裂纹的翼型的有限元模型对应于现场中检查的明显有裂纹 的翼型。有限元建模器204以高分辨率，也就是小的网格尺寸，将裂纹的区域再次网格化， 以改进精密度。 0071 有限元分析引擎206处理有裂纹的翼型的有限元模型，以计算平均SIF、模态SIF、 振动SIF以及有效SIF。有效SIF用于针对翼型计算裂纹生长速率乃至剩余寿命指标。有 限元分析引擎206也可以处理未损坏的翼型的有限元模型，以辨认未损坏的翼型的共。
34、振频 率。 说 明 书CN 102436515 A CN 102436522 A 7/7页 10 0072 图4是显示了根据一个实施例的用于估算翼型的剩余寿命的示范性的过程400的 流程图。在步骤402，有限元分析引擎206接收与翼型相关的振动响应参数。振动响应参数 可以包括但不限于翼型激振频率、翼型振幅以及翼型结构阻尼。 0073 然后，有限元分析引擎206处理各个对应于现场中检查的明显有裂纹的翼型的、 有裂纹的翼型的有限元模型。步骤404至步骤408是有限元分析引擎206针对各个有裂纹 的翼型有限元模型所执行的处理步骤。 0074 在步骤404，有限元分析引擎206获取有裂纹的翼型的有限元。
35、模型。有限元分析引 擎206可以从有限元建模器204获取有裂纹的翼型的有限元模型。作为备选，有限元分析 引擎206可以从数据存储器获取有裂纹的翼型的有限元模型，该数据存储器在其上存储了 由有限元建模器204生成的有裂纹的翼型的有限元模型。 0075 在步骤406，有限元分析引擎206通过有限元分析来计算有裂纹的翼型的有限元 模型的模态应力强度因子(SIF)，该有限元分析使用基于物理学的断裂力学技术。 0076 在步骤408，有限元分析引擎206基于模态SIF和振动响应参数而计算振动SIF。 换句话说，计算SIF时，有限元分析引擎206将处于或接近共振的翼型所经受的振动响应作 为因子。测量的振动。
36、响应参数的使用简化并加速了振动SIF的计算，否则，使用诸如强制响 应分析或计算流体动力学的常规技术时，将需要高得多的计算能力并花费长得多的时间来 计算振动SIF。 0077 现在，有限元分析引擎206具有对应于各种有裂纹的翼型的有限元模型的振动 SIF的表。 0078 在步骤410，有限元分析引擎206至少部分地基于振动SIF来计算翼型的剩余寿 命指标。在一个具体的实施中，有限元分析引擎206使用常规的断裂力学技术并基于振动 SIF和平均SIF来计算有效SIF。然后，有限元分析引擎206基于有效SIF来计算裂纹生长 速率。有限元分析引擎206考虑诸如但不限于涡轮机点火次数和涡轮机燃烧小时的任务。
37、循 环数据，对裂纹生长速率进行数值积分。然后，有限元分析引擎206可以基于裂纹尺寸-任 务循环计数曲线来计算剩余寿命指标。结合图2，详细地描述剩余寿命指标的计算。 0079 虽然，参照具体的硬件构件和软件构件描述了本发明的实施例，但本领域的技术 人员应该懂得，也可以使用硬件构件和/或软件构件的不同组合，并且，被描述为在硬件中 实施的特定运转也可以在软件中被实施，反之亦然。对于本领域的普通技术人员而言，其它 的实施例将是显然的。 0080 仅仅为了说明的目的，依据一些实施例描述了本发明。根据该说明，本领域人员将 认识到本发明不限于所描述的实施例，而是也可以利用仅由所附的权利要求的要旨和范围 所限定的修改和变更来实现。 说 明 书CN 102436515 A CN 102436522 A 1/4页 11 图1 说 明 书 附 图CN 102436515 A CN 102436522 A 2/4页 12 图2 说 明 书 附 图CN 102436515 A CN 102436522 A 3/4页 13 图3 说 明 书 附 图CN 102436515 A CN 102436522 A 4/4页 14 图4 说 明 书 附 图CN 102436515 A 。