本发明涉及航空涡轮风扇发动机成附件寿命试验，具体为一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法。
背景技术：
1、燃油泵-调节器作为航空发动机最重要的组成附件之一，在实现发动机燃油控制方面具有重要作用，用户对长寿命、高可靠航空发动机燃油泵的需求越来迫切，如何在规定的产品研制周期内，以较低的成本研制出长寿命、高可靠燃油泵-调节器产品已经成为发动机研发人员的关注重点。燃油泵调节器作为典型的复杂机械产品其寿命指标要求高达2万小时，按照目前基于环境条件模拟的寿命试验方法来验证其寿命指标，不论从费用方面，还是从研制进度方面，事实上已经无法承受。因此，需要引入一种燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，来实现对产品长寿命指标的准确、高效验证。
2、公开的现有技术方面，燃油泵-调节器寿命试验方法上，一般采用gjb241a《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中的常规的附件模拟工作试验，有着典型的时间长、成本高的特点，不满足航空发动机成附件产品单价高、小样本、研制周期短等研制特点；专利《燃油泵调节器加速等效寿命方法》(zl201610019273.x，刘美凤，刘铁庚，周剑波，王栋宇)，提出了一种提高燃油温度和燃油中水含量的方法实现了燃油泵-调节器加速等效寿命试验方法，但该试验方法需要获得不同温度下橡胶产品的老化系数和燃油中不同温度条件下的水溶解度，且在燃油配比过程中难操作，上述试验方法由于难以获得上述试验参数且难操作，导致应用存在局限性。试验对象上，现有的加速寿命试验方法多数适用于电子类产品，通常采用温度应力、振动应力和电应力等加速方式实现对电子产品可靠性指标的验证；针对寿命为千小时以上的燃油泵-调节器产品通常采用国外经验的方式确定加速寿命系数，没有考虑航空发动机燃油泵-调节器产品结构、材料和失效机理的差异性，导致试验验证过程中存在验证不足或“过验证”的问题，不能准确验证燃油泵-调节器的寿命指标。
3、相关缺点列举如下：
4、1.现行常规寿命试验存在试验时间长、试验效率低和试验成本高的问题，导致产品研制周期不能满足用户研制进度和成本要求；
5、2.现行燃油泵-调节器加速寿命试验方法需要获得不同温度下橡胶产品的老化系数和燃油中不同温度条件下的水溶解度，且在燃油配比过程中难操作，上述试验方法由于难以获得上述试验参数且难操作导致应用存在局限性；
6、3.借鉴国外相似产品经验的方式确定加速寿命系数，没有考虑产品结构和材料性能的差异性，加速寿命试验载荷和试验时间确定不科学、不合理；
7、4.不能根据产品的主要失效模式和工作应力合理确定燃油泵-调节器产品的加速寿命试验方法，导致试验验证过程中存在验证不足或“过验证”的问题，不能准确验证产品的寿命指标。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，以解决上述背景技术中提出的问题，可供涡喷、涡轴、涡桨等其它类型发动机燃油泵-调节器加速寿命试验参考使用。
2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，包括以下步骤：
3、s1：针对输入，确定燃油泵-调节器加速寿命等效原则，确定加速等效因素；
4、s2：建立加速寿命计算模型，确定加速寿命试验载荷谱；
5、s3：计算试验载荷谱的寿命循环数；
6、s4：计算加速寿命试验加速系数；
7、s5：确定加速寿命试验时间。
8、优选的，所述s1中确定燃油泵-调节器加速寿命等效原则的具体步骤为：
9、s1.1：保持加速寿命试验的状态等效使用状态，保持最大状态的总时间不变；
10、s1.2：保持使用中的起动、加速、停车、“交变”状态、接通停车电磁阀的次数不变；
11、s1.3：保持产品失效模式不变的情况下，通过提高试验应力水平，保证加速寿命试验后产品的技术状态与使用后的产品技术状态保持一致。
12、优选的，所述确定燃油泵-调节器加速等效因素为：依据燃油泵-调节器产品故障模式影响及危害性分析结果，燃油泵-调节器的主要失效模式分别为：燃油泵中齿轮轴承摩擦副的磨损、叶轮轴断裂、叶轮磨损、轴承磨损等；调节器中运动副的摩擦磨损、精密偶件的卡滞。
13、优选的，所述s2中建立加速寿命计算模型，按照疲劳磨损理论及加速寿命试验模型，确定燃油泵-调节器加速寿命计算模型为
14、
15、优选的，所述s2中确定加速寿命试验载荷谱：依据加速寿命等效原则，确定加速因素的加速应力，压力增加到最大状态的70％左右，转速增加一般不超过15％，温度一般以室温20℃为基数成倍数增加但不超过最高燃油介质温度，形成燃油泵-调节器加速寿命试验载荷谱。
16、优选的，所述s3中计算试验载荷谱的寿命循环数时，燃油泵-调节器试验载荷谱的寿命循环数计算方法如下：
17、
18、可以获得常规寿命试验和加速寿命试验载荷谱的寿命循环数。
19、优选的，所述s4中计算加速寿命试验加速系数时，首先计算加速寿命试验载荷谱的加速系数，获得加速寿命试验载荷谱的加速系数，并获得最终的加速试验载荷谱。
20、优选的，所述s5中确定加速寿命试验时间时，依据确定的加速寿命试验加速系数，并计算获得最终的加速寿命试验时间。
21、与现有技术相比，本发明的有益效果是：
22、1.该航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，建立了基于转速-温度-压力的航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法和工作流程，完善了燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，适用于各类型涡喷、涡扇航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验，提升了试验效率，降低试验成本，保证了研制周期和研制成本内加速寿命试验的合理性和有效性。
23、2.该航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，提出了基于转速-温度-压力的航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验等效原则、加速等效因素确定方法，解决了现行加速寿命试验参数确定难、试验溶液配比难、试验操作执行难的问题，具有广泛的通用性和可操作性。
24、3.该航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，建立了燃油泵-调节器加速寿命计算模型、试验载荷谱的寿命循环数计算方法和加速系数计算方法，解决了燃油泵-调节器加速寿命试验载荷和试验时间确定不科学、不合理的问题，提升了发动机燃油泵-调节器加速寿命试验载荷和试验时间确定的有效性和准确性。
25、4.该航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，形成了适用于航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，试验结果表明在不改变产品失效模式的条件下，通过提升转速-温度-压力等工作应力实现对燃油泵-调节器长寿命指标的有效验证，可满足产品高可靠性、长寿命的使用要求。
1.一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述s1中确定燃油泵-调节器加速寿命等效原则的具体步骤为：
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述确定燃油泵-调节器加速等效因素为：依据燃油泵-调节器产品故障模式影响及危害性分析结果，燃油泵-调节器的主要失效模式分别为：燃油泵中齿轮轴承摩擦副的磨损、叶轮轴断裂、叶轮磨损、轴承磨损等；调节器中运动副的摩擦磨损、精密偶件的卡滞。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述s2中建立加速寿命计算模型，按照疲劳磨损理论及加速寿命试验模型，确定燃油泵-调节器加速寿命计算模型为
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述s2中确定加速寿命试验载荷谱：依据加速寿命等效原则，确定加速因素的加速应力，压力增加到最大状态的70％左右，转速增加一般不超过15％，温度一般以室温20℃为基数成倍数增加但不超过最高燃油介质温度，形成燃油泵-调节器加速寿命试验载荷谱。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述s3中计算试验载荷谱的寿命循环数时，燃油泵-调节器试验载荷谱的寿命循环数计算方法如下：
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述s4中计算加速寿命试验加速系数时，首先计算加速寿命试验载荷谱的加速系数，获得加速寿命试验载荷谱的加速系数，并获得最终的加速试验载荷谱。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃油泵-调节器加速寿命试验设计方法，其特征在于：所述s5中确定加速寿命试验时间时，依据确定的加速寿命试验加速系数，并计算获得最终的加速寿命试验时间。
