CN102609557B - 航空发动机转子非包容失效安全性分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机转子非包容失效安全性分析方法。本发明方法包括以下步骤：导入航空器及航空发动机数字样机模型，并对其进行简化；模拟航空发动机转子碎片生成以及碎片从发动机机匣中飞出后的轨迹，将碎片对简化后的数字样机进行穿透性检测；通过对发动机碎片与航空器数字样机的穿透性检测撞结果与航空器灾难性危险的最小危险组合单元进行对比，判断危险事件是否被触发；根据危险触发分析结果，求出航空器在不同失效模式下的灾难性危险概率。本发明方法通过计算机仿真来求出由转子非包容失效导致的飞机灾难性事故概率，具有计算量小、效率高、分析结果准确可靠等优点，可为飞机安全性设计与适航符合性验证提供支持。
Description
技术领域
本发明属于飞机特殊风险评估领域，尤其涉及一种利用计算机仿真来实现的航空发动机转子非包容失效安全性分析方法。
背景技术
航空发动机非包容失效是指发动机高速运转时，从转子脱落的碎片不能被机匣包容，而从发动机甩出的失效状态。航空发动机非包容失效是威胁飞行安全的典型特殊风险之一。高速高能的非包容碎片会穿透飞机机身、机翼、燃油箱，造成机舱失压、油箱泄漏起火、***部件失效和设备失灵，极可能导致灾难性事故的发生。现有飞机技术水平还不能完全避免此风险，每年国内外仍有多起由于叶片或转子破裂未被包容而导致的严重事故，从而造成了巨大的经济损失和人员伤亡，为此，国内外飞机设计规范均要求采取设计预防措施，将非包容碎片失效的危害减至最小。
国外各航空大国非常重视发动机转子非包容碎片失效的问题，从上世纪60年代起就全面开展了相关领域的研究工作，其涉及的研究领域主要包括以下方面：发动机非包容故障统计和非包容失效模式研究、转子非包容失效安全性分析和评估方法研究（包括评估模型建立与仿真分析）、先进材料机身防护技术研究等。国外基于计算机软件非包容转子失效安全性的分析方法是以飞机设计模型为基础而建立一个专为发动机非包容失效分析使用的模型，对样机模型贴片的方法得到的，与真实数字样机在信息上存在不一致问题，设备、部件等的相关信息会有不同程度的缺失，因而在分析方法的通用性上将受到一定影响，不利于飞机设计、设备布置的进一步改进和优化，另外，该软件也未考虑多重碎片的失效模式。
国内在本领域研究还刚刚起步，到目前为止仅对发动机非包容事故作过一些统计工作，对于安全性分析和评估方面尚未形成一套行之有效的分析方法，更没有可用于转子非包容失效安全性分析和评估的手段和工具。现有的转子非包容失效安全性评估方法，以纯手算来完成，对于复杂***而言，在分析多重碎片时，会造成遗漏多个***同时失效造成的组合危险，同时分析评估的难度和工作量非常大，分析与评估效率低、成本高、周期长，不适于工程应用。
转子非包容失效是运输类飞机典型的特殊风险，对飞机的安全性有重要影响，虽然其发生概率很小，但一旦发生往往会造成巨大损失，严重威胁飞行安全。鉴于飞机***的复杂性，对转子非包容失效进行人工手动分析，不仅分析工作量大，容易遗漏关键危险，而且由于分析员的能力水平存在差异，分析的结果及精度受其影响。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术的不足，提供一种航空发动机转子非包容失效安全性分析方法，通过计算机仿真来求出由转子非包容失效导致的飞机灾难性事故概率，可为飞机安全性设计与适航符合性验证提供支持。
本发明的航空发动机转子非包容失效安全性分析方法，包括以下步骤：
步骤A、导入航空器及航空发动机数字样机模型，并对其进行简化；
步骤B、模拟航空发动机转子碎片生成以及碎片从发动机机匣中飞出后的轨迹，将碎片对简化后的数字样机进行穿透性检测；
步骤C、通过对穿透性检测结果与航空器灾难性危险的最小危险组合单元进行对比，判断危险事件是否被触发；
步骤D、根据步骤C得到的危险触发分析结果，求出航空器在不同失效模式下的灾难性危险概率。
所述步骤A具体包括以下步骤：
步骤A1、导入航空器及航空发动机数字样机模型；
步骤A2、对航空器样机部件信息进行轻量化处理，使得数字样机模型中仅保留原有的几何拓扑信息；
步骤A3、对数字样机进行结构简化，去除不必要的模型特征及部件，完成航空器数字样机零部件的再装配。
所述步骤B具体包括以下步骤：
步骤B1、通过获取航空发动机型号、安装位置以及转子级数、尺寸参数等信息，并根据分析需要，确定转子碎片的类型：风扇碎片、三分之一轮盘碎片、中等碎片和/或小碎片；
步骤B2、针对所有发动机的所有转子级，生成相应的各类型碎片，将其加载到对应发动机的转子位置上；
步骤B3、使转子碎片在其运动轨迹范围内随机释放n次；或基于穷举法，并设定碎片飞散角与平动角范围以及迭代步长，使转子碎片在所设定的范围内释放；
步骤B4、检测发动机碎片在每次释放过程中穿透的航空器设备与部件；
步骤B5、输出每个发动机每级转子每类碎片的穿透性检测结果并记录。
所述步骤C具体包括以下步骤：
步骤C1、确定在转子非包容失效触发的影响区域内航空器灾难性最小危险组合单元；
步骤C2、确定发动机转子的非包容失效模式；
步骤C3、根据该失效模式对穿透性检测结果记录作筛选处理，得到该失效模式下特有的穿透性检测结果；
步骤C4、将影响区域内的最小危险组合单元与步骤C3得到的穿透性检测结果进行对比分析，判定每一次释放的碎片能否触发最小危险组合单元，从而导致灾难性危险被触发。
所述步骤D具体包括以下步骤：
步骤D1、根据危险触发结果，求出各级转子不同失效模式下的灾难性危险概率；
步骤D2、以单级转子不同失效模式下的计算结果为基础，求出不同失效模式下的整机灾难性危险概率。
本发明采用真实航空器的数字样机作为分析对象，确保了分析的准确性，同时不需要专门针对转子非包容失效安全性分析重新画图构建新的分析模型，减轻了分析人员的工作量，对数字样机模型进行轻量化处理，也可增加运算速度，提高分析效率。在非包容事件评判过程中，引用现有安全性分析数据，可避免重复的安全性分析工作，同时也保证了分析的完整性与准确性。
附图说明
图1为本发明的航空发动机转子非包容失效安全性分析方法流程图；
图2为某零件轻量化前后的模型对比；
图3为结构简化法的原理示意图；
图4为飞机数字样机简化过程示意图；
图5为发动机1/3轮盘碎片及其扫略轨迹与飞机某部件的空间关系示意图，其中图（a）为相离，图（b）为接触，图（c）为相交。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：
本具体实施例的发动机转子非包容失效安全性分析以CATIA二次开发平台为基础，可将真实数字样机与分析软件无缝关联。具体而言，本发明的航空发动机转子非包容失效安全性分析方法，如图1所示，包括以下步骤：
步骤A、导入航空器及航空发动机数字样机模型，并对其进行简化；具体包括：
步骤A1、导入航空器及航空发动机数字样机模型；
步骤A2、对航空器样机部件信息进行轻量化处理，使得数字样机模型中仅保留原有的几何拓扑信息；
轻量化法是在保留数字样机原有几何拓扑特征的情况下，对其模型的信息进行处理，图2所示为某零件在轻量化前后其模型的特征变化情况，轻量化后的模型没有了之前的几何图元、约束关系等信息，只保留了其拓扑结构，而其文件在计算机中所占空间由之前的83K降至了15K，轻量化的比率达到了约80%，此过程可以是部件级的轻量化，也可以是***级甚至是整机级的。
步骤A3、对数字样机进行结构简化，去除不必要的模型特征及部件，完成航空器数字样机零部件的再装配；
结构简化法包括两种情况，一种是在保留几何模型大部分结构特征的情况下，去除如倒角、圆角、螺纹等特征，减少零部件的信息量（如图3(a)所示）；另一种情况是去除数字样机中与研究无关的零部件，达到简化的目的（如图3(b)所示）。
在非包容转子***安全性的分析过程中，需要数字样机中以最小危险组合单元所确定的分析级别为基础的零部件几何信息，因此，数字样机信息的简化主要以轻量化法为主，其简化过程中在级别选择时应以安全性分析中最小危险组合单元的分析级别为基础，如在数字样机的Product Tree中应包含有最小危险组合单元的中所涉及的零部件；另外，对于飞机发动机转子非包容失效影响区域以外的结构，可通过结构简化法，对数字样机作进一步的简化，飞机数字样机简化过程如图3所示。
步骤B、模拟航空发动机转子碎片生成以及碎片从发动机机匣中飞出后的轨迹，将碎片对简化后的数字样机进行穿透性检测；具体包括：
步骤B1、通过获取航空发动机型号、安装位置以及转子级数、尺寸参数等信息，并根据分析需要，确定转子碎片的类型：风扇碎片、三分之一轮盘碎片、中等碎片和/或小碎片；
步骤B2、针对所有发动机的所有转子级，生成相应的各类型碎片，将其加载到对应发动机的转子位置上；
碎片的生成是采用参数化的建模方法建立碎片的基本模型，通过碎片位置、半径、厚度参数的输入，使其成为与发动机各级转子类型相匹配的碎片。
步骤B3、使转子碎片在其运动轨迹范围内随机释放n次；或基于穷举法，并设定碎片飞散角与平动角范围以及迭代步长，使转子碎片在所设定的范围内释放；
本具体实施方式基于穷举法，并设定碎片的飞散角与平动角范围以及迭代步长，使转子碎片在其飞散角和平动角度下、约束的轨迹范围内释放；通过设定碎片的飞散角与平动角范围以及迭代步长，即可得到穿透性检测的次数n，而约束的轨迹范围是指碎片在穿透性分析前设定的飞散角和平动角范围。
步骤B4、检测发动机碎片在每次释放过程中穿透的航空器设备与部件；
在CATIA平台下的三维坐标空间中，不同零部件的关系有三种：
i）相离
相离表示两个零部件在空间中彼此分开，两者无公共部分，图5（a）显示了发动机1/3轮盘碎片及其扫略轨迹与飞机某部件的相离关系；
ii）接触
接触是两个零件中两个面之间距离为零，相互贴合，图5（b）显示了发动机1/3轮盘碎片及其扫略轨迹与飞机某部件的相切关系；
iii）相交
相交也即两个或多个零部件之间发生了干涉，图5（c）显示了1/3轮盘碎片及其扫略轨迹与飞机某部件相交，这种情况说明碎片穿透了该飞机部件。
基于上述的三维空间中零件间的相互位置关系，在CATIA平台上，通过CAA（Component Application Architecture）二次开发，来检测转子碎片与飞机数字样机不同零部件间的关系，判定是否有穿透情况。
在进行穿透性检测过程中，主要涉及穿透性检测函数FunctionClash，包括该函数的对象定义、参数设定及穿透性检测报告的导出等。
）穿透性检测函数
Clash的“穿透性检测”属性值包括：
a. catClashComputationTypeBetweenAll
检测CATIA中所加载的所有零部件中任意零件与其他零件之间是否有穿透；
b. catClashComputationTypeInsideOne
检测CATIA中所加载的所有零部件中选定零部件之间是否有穿透；
c. catClashComputationTypeAgainstAll
检测选定零部件与CATIA中所加载的所有零部件中其他任意零件是否有穿透；
d. catClashComputationTypeBetweenTwo
检测CATIA中所加载的所有零部件中选定的两个零件之间是否有穿透。
因此，在进行转子碎片与数字样机之间的穿透性检测选用的穿透性检测类型为“catClashComputationTypeAgainstAll”值。
在转子碎片及其轨迹与数字样机的穿透性检测中用到的Clash的方法主要有“Compute”方法及“Export”方法。
“Compute”方法主要用于计算选定穿透性检测类型下的模型穿透计算；“Export”方法是将穿透性检测结果导出，其导出的穿透性结果报告的格式为txt格式，txt格式与传统的xml格式结果报告相比，内容更规整，易于实现对结果信息的识别和读取，且兼容性好。通过对穿透性结果报告内容的读取，可进行进一步的安全性分析。
“Compute”方法及“Export”方法的使用样例如下：
NewClash.Compute
……
Dim ThePath As String
NewClash.Export CatClashExportTypeTXTResultOnly, "c:\tmp\sample.txt"
其中ThePath为穿透性检测结果报告输出的路径，CatClashExportTypeTXTResultO-
nly为输出报告格式的类型。
）穿透性检测步骤
根据上述的穿透性检测原理以及方法，完成穿透性检测的具体步骤如下：
a. 在程序中定义全局的Clash函数；
b. 确定Clash函数的使用范围（在转子碎片与飞机数字样机零部件的穿透性检测选用全局检测）；
c. 执行Clash函数，计算飞机数字样机组成零部件中与转子碎片释放路径的关系；
d. 输出Clash函数执行结果文档；
e. 读取所导出的txt文件中的结果信息，并存至数据存储表中。
在模拟过程中，碎片释放轨迹与飞机数字样机零部件间为“相离”或“接触”关系时，表示碎片未对零部件造成破坏；当碎片释放轨迹与飞机数字样机零部件间关系为“相交”时，判定该零件被穿透，且功能失效。
步骤B5、输出每个发动机每级转子每类碎片的穿透性结果并记录；
发动机每级转子的各类碎片的穿透性检测记录于数据库中已建的结果记录表中，记录结果包含碎片发生穿透时所处的飞散角和平动角度信息、碎片的类型信息以及穿透的部件名称信息。
步骤C、通过对穿透性检测结果与航空器灾难性危险的最小危险组合单元进行对比，判断危险事件是否被触发；具体包括：
步骤C1、确定在转子非包容失效触发的影响区域内航空器灾难性最小危险组合单元；
转子非包容失效影响区域内的飞机灾难性最小组合单元即是可能导致飞机发生灾难性危险的最小组合单元，此单元组合可以从飞机灾难性事件故障树或贝叶斯网络中推理获取，与传统的通过故障树直接生成的最小割集相比，最小组合单元可以对航空器不同飞行阶段的转子非包容危险进行识别和分析，而且可以包含除0和1之外的多态属性。
步骤C2、确定发动机转子的非包容失效模式；
发动机转子的非包容失效模式是进行穿透性分析是所对应碎片的类型、尺寸、角度值信息，即确定是哪一类型的碎片在什么样的飞散角和平动角下发生的非包容失效。
步骤C3、根据该失效模式对穿透性检测记录作筛选处理，得到该失效模式下特有的穿透性检测结果。
步骤C4、将影响区域内的最小危险组合单元与穿透性检测结果进行对比分析，判定碎片每一次飞出后能否触发最小危险组合单元，进而导致灾难性危险被触发。
步骤D、根据步骤C得到的危险触发分析结果，求出航空器在不同失效模式下的灾难性危险概率；具体包括：
步骤D1、根据危险触发结果，求出各级转子不同失效模式下的灾难性危险概率；
单级转子某种碎片失效模式下，飞机发生灾难性事故的概率可以用每次非包容事件导致的灾难性故障概率的期望值来表示，即
步骤D2、以单级转子不同失效模式下的计算结果为基础，求出不同失效模式下的整机灾难性危险概率；
整机灾难性危险概率即非包容转子失效导致飞机出现灾难性故障状态的概率。依据假设，取所有发动机每一级转子发生非包容转子失效而触发灾难性危险的概率的均值，作为整机灾难性危险平均概率。
基于以上分析以每台发动机为单位进行计算，先求出每台发动机上所有转子危险概率的均值，然后求出所有发动机危险概率的均值，该危险平均概率即整机灾难性危险平均概率
式中：
e——发动机编号；
r——转子级号；
E——发动机个数；
R——转子级数；
P——单级转子灾难性危险概率；
P z——整机灾难性危险概率。
Claims (1)
1.一种航空发动机转子非包容失效安全性分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤A、导入航空器及航空发动机数字样机模型，并对其进行简化；具体包括以下步骤：
步骤A1、导入航空器及航空发动机数字样机模型；
步骤A2、对航空器样机部件信息进行轻量化处理，使得数字样机模型中仅保留原有的几何拓扑信息；
步骤A3、对数字样机进行结构简化，去除不必要的模型特征及部件，完成航空器数字样机零部件的再装配；
步骤B、模拟航空发动机转子碎片生成以及碎片从发动机机匣中飞出后的轨迹，将碎片对简化后的数字样机进行穿透性检测；具体包括以下步骤：
步骤B1、通过获取航空发动机型号、安装位置以及转子级数、尺寸参数，并根据分析需要，确定转子碎片的类型：风扇碎片、三分之一轮盘碎片、中等碎片和/或小碎片；
步骤B2、针对所有发动机的所有转子级，生成相应的各类型碎片，将其加载到对应发动机的转子位置上；
步骤B3、使转子碎片在其运动轨迹范围内随机释放n次；或基于穷举法，并设定碎片飞散角与平动角范围以及迭代步长，使转子碎片在所设定的范围内释放；
步骤B4、检测发动机碎片在每次释放过程中穿透的航空器设备与部件；
步骤B5、输出每个发动机每级转子每类碎片的穿透性检测结果并记录；
步骤C、通过对穿透性检测结果与航空器灾难性危险的最小危险组合单元进行对比，判断危险事件是否被触发；具体包括以下步骤：
步骤C1、确定在转子非包容失效触发的影响区域内航空器灾难性最小危险组合单元；
步骤C2、确定发动机转子的非包容失效模式；
步骤C3、根据该失效模式对穿透性检测结果记录作筛选处理，得到该失效模式下特有的穿透性检测结果；
步骤C4、将影响区域内的最小危险组合单元与步骤C3得到的穿透性检测结果进行对比分析，判定每一次释放的碎片能否触发最小危险组合单元，从而导致灾难性危险被触发；
步骤D、根据步骤C得到的危险触发分析结果，求出航空器在不同失效模式下的灾难性危险概率；具体包括以下步骤：
步骤D1、根据危险触发结果，求出各级转子不同失效模式下的灾难性危险概率；
步骤D2、以单级转子不同失效模式下的计算结果为基础，求出不同失效模式下的整机灾难性危险概率。
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Legal Events
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| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |