本发明涉及液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估的，尤其是涉及一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法及装置。
背景技术：
1、在液体火箭发动机反力式涡轮的寿命可靠性技术领域。加工工艺难免引起反力式涡轮的实际尺寸与设计尺寸之间存在偏差，导致反力式涡轮的寿命可靠性难以保证。液体火箭发动机反力式涡轮的造型参数众多、形状复杂，当影响寿命可靠性的几何参数发生改变时，需要重新构建几何模型、开展仿真分析、寿命计算和评估可靠性等流程。在这些流程中，构建几何模型和仿真分析的流场网格划分，属于需要人工干预的重复性劳动，大大降低了涡轮寿命可靠性评估的工作效率。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法及装置，以缓解现有的涡轮寿命可靠性评估方法存在的工作效率低下的技术问题。
2、第一方面，本发明提供一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，包括：构建涡轮叶片的参数化三维模型；基于影响涡轮寿命可靠性的随机变量的分布范围构建样本池；其中，所述样本池中的每个样本对应一种随机变量的取值组合；基于涡轮工作过程仿真、所述参数化三维模型和所述样本池，确定所述随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型；基于所述样本池和所述二阶响应面模型，确定涡轮叶片寿命正态分布的标准差和均值；基于所述寿命正态分布的标准差和均值，计算所述样本池中每个样本对应的涡轮疲劳寿命的可靠性。
3、在可选的实施方式中，构建涡轮叶片的参数化三维模型，包括：以目标叶栅的后额线和弦线的交点为圆心，后额线作y轴，垂直y轴作x轴，构建所述目标叶栅的直角坐标系；其中，所述目标叶栅表示以下其中之一：静叶叶栅、动叶顶部截面叶栅、动叶中部截面叶栅和动叶根部截面叶栅；基于目标叶栅的叶宽、安装角、前缘圆弧半径、尾缘圆弧半径、前缘几何入口角、尾缘几何入口角、前缘楔角、尾缘楔角、节距、叶栅落后角和喉道宽度，构建所述目标叶栅的参数化数学模型；其中，所述参数化数学模型包括：叶盆曲线的贝塞尔数学模型、喉部后叶背曲线的贝塞尔数学模型、喉部前叶背曲线的贝塞尔数学模型、前缘圆弧的数学模型和尾缘圆弧的数学模型；将所述静叶叶栅的参数化数学模型沿径向拉伸，得到静叶的参数化三维模型；控制所述动叶顶部截面叶栅、所述动叶中部截面叶栅和所述动叶根部截面叶栅的形心位于所述动叶中部截面叶栅的法向线上，并利用径向位置上对应的叶型关键点拟合二次b样条曲线以构建脊线；其中，所述叶型关键点包括：喉部前叶背曲线与前缘圆弧切点、喉部后叶背曲线与尾缘圆弧切点、叶盆曲线与前缘圆弧切点、叶盆曲线与尾缘圆弧切点和叶背喉部；以所述动叶顶部截面叶栅的参数化数学模型、所述动叶中部截面叶栅的参数化数学模型和所述动叶根部截面叶栅的参数化数学模型作为主曲线，所述脊线作为交叉线，利用曲线网格法构建动叶三维型面，并通过面缝合得到动叶的参数化三维模型。
4、在可选的实施方式中，基于目标叶栅的叶宽、安装角、前缘圆弧半径、尾缘圆弧半径、前缘几何入口角、尾缘几何入口角、前缘楔角、尾缘楔角、节距、叶栅落后角和喉道宽度，构建所述目标叶栅的参数化数学模型，包括：基于所述叶宽、安装角、前缘圆弧半径、尾缘圆弧半径、前缘几何入口角、尾缘几何入口角、前缘楔角、尾缘楔角、节距、叶栅落后角和喉道宽度，确定前缘圆弧圆心坐标、尾缘圆弧圆心坐标、所述叶型关键点的坐标、第一切线的斜率、第二切线的斜率、第三切线的斜率、第四切线的斜率和第五切线的斜率；其中，所述第一切线表示喉部前叶背曲线与前缘圆弧的切线，所述第二切线表示喉部后叶背曲线与尾缘圆弧的切线，所述第三切线表示叶盆曲线与前缘圆弧的切线，所述第四切线表示叶盆曲线与尾缘圆弧的切线，所述第五切线表示叶背喉部切线；基于所述叶型关键点的坐标、所述第一切线的斜率、所述第二切线的斜率、所述第三切线的斜率、所述第四切线的斜率和所述第五切线的斜率，确定第一交点的坐标、第二交点的坐标和第三交点的坐标；其中，所述第一交点表示所述第一切线与所述第五切线的交点，所述第二交点表示所述第二切线与所述第五切线的交点，所述第三交点表示所述第三切线与所述第四切线的交点；基于所述叶型关键点的坐标、所述第一交点的坐标、所述第二交点的坐标、所述第三交点的坐标、所述第一切线的斜率、所述第二切线的斜率、所述第三切线的斜率、所述第四切线的斜率和所述第五切线的斜率，确定目标切线上任一点的参数化坐标；其中，所述目标切线表示以下其中之一：所述第一切线、所述第二切线、所述第三切线、所述第四切线和所述第五切线；基于所述第三切线上任一点的参数化坐标、所述第四切线上任一点的参数化坐标、叶盆曲线与前缘圆弧的切点坐标和所述叶盆曲线与尾缘圆弧的切点坐标，拟合所述叶盆曲线的贝塞尔数学模型；基于所述第一切线上任一点的参数化坐标、所述第五切线在喉部前任一点的参数化坐标、喉部前叶背曲线与前缘圆弧的切点坐标和叶背喉部的坐标，拟合所述喉部前叶背曲线的贝塞尔数学模型；基于所述第二切线上任一点的参数化坐标、所述第五切线在喉部后任一点的参数化坐标、喉部后叶背曲线与尾缘圆弧的切点坐标和叶背喉部的坐标，拟合所述喉部后叶背曲线的贝塞尔数学模型；基于所述前缘圆弧圆心坐标和所述前缘圆弧半径，拟合所述前缘圆弧的数学模型；基于所述尾缘圆弧圆心坐标和所述尾缘圆弧半径，拟合所述尾缘圆弧的数学模型。
5、在可选的实施方式中，基于涡轮工作过程仿真、所述参数化三维模型和所述样本池，确定所述随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型，包括：从所述样本池中随机抽取第一数量个样本，并基于目标样本和所述参数化三维模型，确定涡轮叶片的目标三维模型；其中，所述目标样本表示所述第一数量个样本中的任一样本；基于涡轮工作过程仿真，计算所述目标三维模型的涡轮疲劳寿命；基于所述第一数量个样本及对应的涡轮疲劳寿命，构建所述随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型。
6、在可选的实施方式中，基于涡轮工作过程仿真，计算所述目标三维模型的涡轮疲劳寿命，包括：对所述目标三维模型进行多个循环的工作过程仿真，得到涡轮叶片的危险点在每个循环中的应力和应变；其中，所述危险点表示所述涡轮叶片在仿真过程中应力最大的位置；基于目标循环中所述危险点的最大应力和应变幅值，计算所述涡轮叶片在目标循环后的低周疲劳损伤；其中，所述目标循环表示所述多个循环中的任一循环；基于所述目标循环中所述危险点的应力幅值，计算所述涡轮叶片在目标循环后的高周疲劳损伤；基于线性累积损伤法则和多个循环后的低周疲劳损伤和高周疲劳损伤，确定所述目标样本对应的涡轮疲劳寿命。
7、在可选的实施方式中，对所述目标三维模型进行多个循环的工作过程仿真，得到涡轮叶片的危险点在每个循环中的应力和应变，包括：对所述目标三维模型进行布尔运算，得到所述目标三维模型的流体域；对所述目标三维模型进行离散化处理，以将所述涡轮叶片的表面划分为多个位置；重复执行下述步骤，直至达到预设循环次数：对所述流体域开展流动仿真，得到流动仿真结果；其中，所述流动仿真结果包括：涡轮叶片表面各位置的温度分布、压力分布和换热系数；将所述流动仿真结果作为边界条件，对涡轮进行热分析仿真，得到涡轮各部位的温度分布和换热系数；将所述涡轮叶片表面各位置的压力分布、所述涡轮各部位的温度分布和所述涡轮各部位的换热系数作为边界条件，约束涡轮的轴线方向位移和径向方向位移，并施加转速边界条件，对涡轮进行有限元仿真分析，得到涡轮叶片表面各位置的应力和应变；基于涡轮叶片表面各位置的应力确定所述涡轮叶片表面的危险点，并获取所述危险点在当前循环中的应力和应变。
8、在可选的实施方式中，基于所述样本池和所述二阶响应面模型，确定涡轮叶片寿命正态分布的标准差和均值，包括：在所述样本池中随机抽取第二数量个样本，并基于所述二阶响应面模型计算所述第二数量个样本的涡轮疲劳寿命；对所述第二数量个样本的涡轮疲劳寿命进行拟合，得到涡轮叶片的寿命正态分布；计算所述寿命正态分布的标准差和均值。
9、第二方面，本发明提供一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估装置，包括：第一构建模块，用于构建涡轮叶片的参数化三维模型；第二构建模块，用于基于影响涡轮寿命可靠性的随机变量的分布范围构建样本池；其中，所述样本池中的每个样本对应一种随机变量的取值组合；第一确定模块，用于基于涡轮工作过程仿真、所述参数化三维模型和所述样本池，确定所述随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型；第二确定模块，用于基于所述样本池和所述二阶响应面模型，确定涡轮叶片寿命正态分布的标准差和均值；计算模块，用于基于所述寿命正态分布的标准差和均值，计算所述样本池中每个样本对应的涡轮疲劳寿命的可靠性。
10、第三方面，本发明提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现前述实施方式中任一项所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法的步骤。
11、第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现前述实施方式中任一项所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法。
12、本发明提供了一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，该方法通过建立液体火箭发动机反力式涡轮的参数化三维模型，极大地减少了反力式涡轮寿命可靠性评估过程中的重复性造型工作和仿真分析前处理工作，并且，还构建了影响涡轮寿命可靠性的随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型，以代替通过涡轮工作过程仿真流程计算涡轮疲劳寿命的方法，又进一步地缩短了涡轮寿命可靠性评估过程所需时间，因此，本发明方法能够有效地缓解现有的涡轮寿命可靠性评估方法存在的工作效率低下的技术问题。
1.一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，构建涡轮叶片的参数化三维模型，包括：
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，基于目标叶栅的叶宽、安装角、前缘圆弧半径、尾缘圆弧半径、前缘几何入口角、尾缘几何入口角、前缘楔角、尾缘楔角、节距、叶栅落后角和喉道宽度，构建所述目标叶栅的参数化数学模型，包括：
4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，基于涡轮工作过程仿真、所述参数化三维模型和所述样本池，确定所述随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型，包括：
5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，基于涡轮工作过程仿真，计算所述目标三维模型的涡轮疲劳寿命，包括：
6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，对所述目标三维模型进行多个循环的工作过程仿真，得到涡轮叶片的危险点在每个循环中的应力和应变，包括：
7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法，其特征在于，基于所述样本池和所述二阶响应面模型，确定涡轮叶片寿命正态分布的标准差和均值，包括：
8.一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估装置，其特征在于，包括：
9.一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至7中任一项所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述的液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法。
