專利名稱：航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機特殊風險評估領(lǐng)域，尤其涉及ー種利用計算機仿真來實現(xiàn)的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法。
背景技術(shù)：
航空發(fā)動機非包容失效是指發(fā)動機高速運轉(zhuǎn)時，從轉(zhuǎn)子脫落的碎片不能被機匣包容，而從發(fā)動機甩出的失效狀態(tài)。航空發(fā)動機非包容失效是威脅飛行安全的典型特殊風險之一。高速高能的非包容碎片會穿透飛機機身、機翼、燃油箱，造成機艙失壓、油箱泄漏起火、系統(tǒng)部件失效和設(shè)備失靈，極可能導致災(zāi)難性事故的發(fā)生。現(xiàn)有飛機技術(shù)水平還不能完全避免此風險，毎年國內(nèi)外仍有多起由于葉片或轉(zhuǎn)子破裂未被包容而導致的嚴重事故，從而造成了巨大的經(jīng)濟損失和人員傷亡，為此，國內(nèi)外飛機設(shè)計規(guī)范均要求采取設(shè)計預防措施，將非包容碎片失效的危害減至最小。國外各航空大國非常重視發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容碎片失效的問題，從上世紀60年代起就全面開展了相關(guān)領(lǐng)域的研究工作，其涉及的研究領(lǐng)域主要包括以下方面發(fā)動機非包容故障統(tǒng)計和非包容失效模式研究、轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析和評估方法研究(包括評估模型建立與仿真分析)、先進材料機身防護技術(shù)研究等。國外基于計算機軟件非包容轉(zhuǎn)子失效安全性的分析方法是以飛機設(shè)計模型為基礎(chǔ)而建立一個專為發(fā)動機非包容失效分析使用的模型，對樣機模型貼片的方法得到的，與真實數(shù)字樣機在信息上存在不一致問題，設(shè)備、部件等的相關(guān)信息會有不同程度的缺失，因而在分析方法的通用性上將受到一定影響， 不利于飛機設(shè)計、設(shè)備布置的進ー步改進和優(yōu)化，另外，該軟件也未考慮多重碎片的失效模式。國內(nèi)在本領(lǐng)域研究還剛剛起步，到目前為止僅對發(fā)動機非包容事故作過ー些統(tǒng)計工作，對于安全性分析和評估方面尚未形成一套行之有效的分析方法，更沒有可用于轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析和評估的手段和工具?，F(xiàn)有的轉(zhuǎn)子非包容失效安全性評估方法，以純手算來完成，對于復雜系統(tǒng)而言，在分析多重碎片時，會造成遺漏多個系統(tǒng)同時失效造成的組合危險，同時分析評估的難度和工作量非常大，分析與評估效率低、成本高、周期長，不適于工程應(yīng)用。轉(zhuǎn)子非包容失效是運輸類飛機典型的特殊風險，對飛機的安全性有重要影響，雖然其發(fā)生概率很小，但一旦發(fā)生往往會造成巨大損失，嚴重威脅飛行安全。鑒于飛機系統(tǒng)的復雜性，對轉(zhuǎn)子非包容失效進行人工手動分析，不僅分析工作量大，容易遺漏關(guān)鍵危險，而且由于分析員的能力水平存在差異，分析的結(jié)果及精度受其影響。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供ー種航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，通過計算機仿真來求出由轉(zhuǎn)子非包容失效導致的飛機災(zāi)難性事故概率，可為飛機安全性設(shè)計與適航符合性驗證提供支持。
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本發(fā)明的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，包括以下步驟
步驟A、導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型，并對其進行簡化；
步驟B、模擬航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子碎片生成以及碎片從發(fā)動機機匣中飛出后的軌跡，將碎片對簡化后的數(shù)字樣機進行穿透性檢測；
步驟C、通過對穿透性檢測結(jié)果與航空器災(zāi)難性危險的最小危險組合単元進行對比，判斷危險事件是否被觸發(fā)；
步驟D、根據(jù)步驟C得到的危險觸發(fā)分析結(jié)果，求出航空器在不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率。所述步驟A具體包括以下步驟
步驟Al、導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型；
步驟A2、對航空器樣機部件信息進行輕量化處理，使得數(shù)字樣機模型中僅保留原有的幾何拓撲信息；
步驟A3、對數(shù)字樣機進行結(jié)構(gòu)簡化，去除不必要的模型特征及部件，完成航空器數(shù)字樣機零部件的再裝配。所述步驟B具體包括以下步驟
步驟BI、通過獲取航空發(fā)動機型號、安裝位置以及轉(zhuǎn)子級數(shù)、尺寸參數(shù)等信息，并根據(jù)分析需要，確定轉(zhuǎn)子碎片的類型風扇碎片、三分之ー輪盤碎片、中等碎片和/或小碎片； 步驟B2、針對所有發(fā)動機的所有轉(zhuǎn)子級，生成相應(yīng)的各類型碎片，將其加載到對應(yīng)發(fā)動機的轉(zhuǎn)子位置上；
步驟B3、使轉(zhuǎn)子碎片在其運動軌跡范圍內(nèi)隨機釋放n次；或基于窮舉法，并設(shè)定碎片飛散角與平動角范圍以及迭代步長，使轉(zhuǎn)子碎片在所設(shè)定的范圍內(nèi)釋放；
步驟B4、檢測發(fā)動機碎片在每次釋放過程中穿透的航空器設(shè)備與部件；
步驟B5、輸出每個發(fā)動機每級轉(zhuǎn)子每類碎片的穿透性檢測結(jié)果并記錄。所述步驟C具體包括以下步驟
步驟Cl、確定在轉(zhuǎn)子非包容失效觸發(fā)的影響區(qū)域內(nèi)航空器災(zāi)難性最小危險組合単元； 步驟C2、確定發(fā)動機轉(zhuǎn)子的非包容失效模式；
步驟C3、根據(jù)該失效模式對穿透性檢測結(jié)果記錄作篩選處理，得到該失效模式下特有的穿透性檢測結(jié)果；
步驟C4、將影響區(qū)域內(nèi)的最小危險組合単元與步驟C3得到的穿透性檢測結(jié)果進行對比分析，判定每一次釋放的碎片能否觸發(fā)最小危險組合単元，從而導致災(zāi)難性危險被觸發(fā)。所述步驟D具體包括以下步驟
步驟D1、根據(jù)危險觸發(fā)結(jié)果，求出各級轉(zhuǎn)子不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率；
步驟D2、以單級轉(zhuǎn)子不同失效模式下的計算結(jié)果為基礎(chǔ)，求出不同失效模式下的整機災(zāi)難性危險概率。本發(fā)明采用真實航空器的數(shù)字樣機作為分析對象，確保了分析的準確性，同時不需要專門針對轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析重新畫圖構(gòu)建新的分析模型，減輕了分析人員的工作量，對數(shù)字樣機模型進行輕量化處理，也可増加運算速度，提高分析效率。在非包容事件評判過程中，引用現(xiàn)有安全性分析數(shù)據(jù)，可避免重復的安全性分析工作，同時也保證了分析的完整性與準確性。


圖I為本發(fā)明的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法流程圖2為某零件輕量化前后的模型對比；
圖3為結(jié)構(gòu)簡化法的原理示意圖4為飛機數(shù)字樣機簡化過程示意圖5為發(fā)動機1/3輪盤碎片及其掃略軌跡與飛機某部件的空間關(guān)系示意圖，其中圖(a) 為相離，圖(b)為接觸，圖(C)為相交。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細說明
本具體實施例的發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析以CATIA 二次開發(fā)平臺為基礎(chǔ)，可將真實數(shù)字樣機與分析軟件無縫關(guān)聯(lián)。具體而言，本發(fā)明的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，包括以下步驟
步驟A、導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型，并對其進行簡化；具體包括
步驟Al、導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型；
步驟A2、對航空器樣機部件信息進行輕量化處理，使得數(shù)字樣機模型中僅保留原有的幾何拓撲信息；
輕量化法是在保留數(shù)字樣機原有幾何拓撲特征的情況下，對其模型的信息進行處理， 下圖I所示為某零件在輕量化前后其模型的特征變化情況，輕量化后的模型沒有了之前的幾何圖元、約束關(guān)系等信息，只保留了其拓撲結(jié)構(gòu)，而其文件在計算機中所占空間由之前的 83K降至了 15K，輕量化的比率達到了約80%，此過程可以是部件級的輕量化，也可以是系統(tǒng)級甚至是整機級的。步驟A3、對數(shù)字樣機進行結(jié)構(gòu)簡化，去除不必要的模型特征及部件，完成航空器數(shù)字樣機零部件的再裝配；
結(jié)構(gòu)簡化法包括兩種情況，一種是在保留幾何模型大部分結(jié)構(gòu)特征的情況下，去除如倒角、圓角、螺紋等特征，減少零部件的信息量(如圖3(a)所示)；另ー種情況是去除數(shù)字樣機中與研究無關(guān)的零部件，達到簡化的目的(如圖3(b)所示)。在非包容轉(zhuǎn)子爆破安全性的分析過程中，需要數(shù)字樣機中以最小危險組合単元所確定的分析級別為基礎(chǔ)的零部件幾何信息，因此，數(shù)字樣機信息的簡化主要以輕量化法為主，其簡化過程中在級別選擇時應(yīng)以安全性分析中最小危險組合単元的分析級別為基礎(chǔ)， 如在數(shù)字樣機的Product Tree中應(yīng)包含有最小危險組合單元的中所涉及的零部件；另外， 對于飛機發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效影響區(qū)域以外的結(jié)構(gòu)，可通過結(jié)構(gòu)簡化法，對數(shù)字樣機作進ー步的簡化，飛機數(shù)字樣機簡化過程如圖3所示。步驟B、模擬航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子碎片生成以及碎片從發(fā)動機機匣中飛出后的軌跡，將碎片對簡化后的數(shù)字樣機進行穿透性檢測；具體包括
步驟BI、通過獲取航空發(fā)動機型號、安裝位置以及轉(zhuǎn)子級數(shù)、尺寸參數(shù)等信息，并根據(jù)分析需要，確定轉(zhuǎn)子碎片的類型風扇碎片、三分之ー輪盤碎片、中等碎片和/或小碎片； 步驟B2、針對所有發(fā)動機的所有轉(zhuǎn)子級，生成相應(yīng)的各類型碎片，將其加載到對應(yīng)發(fā)動
5機的轉(zhuǎn)子位置上；
碎片的生成是采用參數(shù)化的建模方法建立碎片的基本模型，通過碎片位置、半徑、厚度參數(shù)的輸入，使其成為與發(fā)動機各級轉(zhuǎn)子類型相匹配的碎片。步驟B3、使轉(zhuǎn)子碎片在其運動軌跡范圍內(nèi)隨機釋放n次；或基于窮舉法，并設(shè)定碎片飛散角與平動角范圍以及迭代步長，使轉(zhuǎn)子碎片在所設(shè)定的范圍內(nèi)釋放；
本具體實施方式
基于窮舉法，并設(shè)定碎片的飛散角與平動角范圍以及迭代步長，使轉(zhuǎn)子碎片在其飛散角和平動角度下、約束的軌跡范圍內(nèi)釋放；通過設(shè)定碎片的飛散角與平動角范圍以及迭代步長，即可得到穿透性檢測的次數(shù)n，而約束的軌跡范圍是指碎片在穿透性分析前設(shè)定的飛散角和平動角范圍。步驟B4、檢測發(fā)動機碎片在每次釋放過程中穿透的航空器設(shè)備與部件；
在CATIA平臺下的三維坐標空間中，不同零部件的關(guān)系有三種
i)相離
相離表示兩個零部件在空間中彼此分開，兩者無公共部分，圖5 Ca)顯示了發(fā)動機1/3 輪盤碎片及其掃略軌跡與飛機某部件的相離關(guān)系；
ii)接觸
接觸是兩個零件中兩個面之間距離為零，相互貼合，圖5 (b)顯示了發(fā)動機1/3輪盤碎片及其掃略軌跡與飛機某部件的相切關(guān)系；
iii)相交
相交也即兩個或多個零部件之間發(fā)生了干渉，圖5 (c)顯示了 1/3輪盤碎片及其掃略軌跡與飛機某部件相交，這種情況說明碎片穿透了該飛機部件?；谏鲜龅娜S空間中零件間的相互位置關(guān)系，在CATIA平臺上，通過CAA (Component Application Architecture) 二次開發(fā),來檢測轉(zhuǎn)子碎片與飛機數(shù)字樣機不同零部件間的關(guān)系，判定是否有穿透情況。在進行穿透性檢測過程中，主要涉及穿透性檢測函數(shù)FunctionClash，包括該函數(shù)的對象定義、參數(shù)設(shè)定及穿透性檢測報告的導出等。)穿透性檢測函數(shù)
Clash的“穿透性檢測”屬性值包括
a.catしIashiomputationTypeBetweenAll
檢測CATIA中所加載的所有零部件中任意零件與其他零件之間是否有穿透；
b.catしIashuomputationTypeInsideOne
檢測CATIA中所加載的所有零部件中選定零部件之間是否有穿透；
c.catしIashiomputationTypeAgainstAll
檢測選定零部件與CATIA中所加載的所有零部件中其他任意零件是否有穿透；
d.catしIashiomputationTypeBetweenTwo
檢測CATIA中所加載的所有零部件中選定的兩個零件之間是否有穿透。因此，在進行轉(zhuǎn)子碎片與數(shù)字樣機之間的穿透性檢測選用的穿透性檢測類型為“c atClashComputationTypeAgainstAll，' 值。在轉(zhuǎn)子碎片及其軌跡與數(shù)字樣機的穿透性檢測中用到的Clash的方法主要有 “Compute” 方法及 “Export” 方法。
“Compute”方法主要用于計算選定穿透性檢測類型下的模型穿透計算；“Export” 方法是將穿透性檢測結(jié)果導出，其導出的穿透性結(jié)果報告的格式為txt格式，txt格式與傳統(tǒng)的xml格式結(jié)果報告相比，內(nèi)容更規(guī)整，易于實現(xiàn)對結(jié)果信息的識別和讀取，且兼容性好。通過對穿透性結(jié)果報告內(nèi)容的讀取，可進行進一歩的安全性分析。“Compute”方法及“ Export”方法的使用樣例如下
NewClash. Compute
Dim ThePath As String
NewClash. Export CatClashExportTypeTXTResultOnly, 〃c:\tmp\sample. txt〃
其中ThePath為穿透性檢測結(jié)果報告輸出的路徑，CatClashExportTypeTXTResultO-nly為輸出報告格式的類型。)穿透性檢測步驟
根據(jù)上述的穿透性檢測原理以及方法，完成穿透性檢測的具體步驟如下
a.在程序中定義全局的Clash函數(shù)；
b.確定Clash函數(shù)的使用范圍(在轉(zhuǎn)子碎片與飛機數(shù)字樣機零部件的穿透性檢測選用全局檢測);
c.執(zhí)行Clash函數(shù)，計算飛機數(shù)字樣機組成零部件中與轉(zhuǎn)子碎片釋放路徑的關(guān)系；
d.輸出Clash函數(shù)執(zhí)行結(jié)果文檔；
e.讀取所導出的txt文件中的結(jié)果信息，并存至數(shù)據(jù)存儲表中。在模擬過程中，碎片釋放軌跡與飛機數(shù)字樣機零部件間為“相離”或“接觸”關(guān)系時，表示碎片未對零部件造成破壞；當碎片釋放軌跡與飛機數(shù)字樣機零部件間關(guān)系為“相交”時，判定該零件被穿透，且功能失效。步驟B5、輸出每個發(fā)動機每級轉(zhuǎn)子每類碎片的穿透性結(jié)果并記錄；
發(fā)動機每級轉(zhuǎn)子的各類碎片的穿透性檢測記錄于數(shù)據(jù)庫中已建的結(jié)果記錄表中，記錄結(jié)果包含碎片發(fā)生穿透時所處的飛散角和平動角度信息、碎片的類型信息以及穿透的部件名稱信息。步驟C、通過對穿透性檢測結(jié)果與航空器災(zāi)難性危險的最小危險組合単元進行對比，判斷危險事件是否被觸發(fā)；具體包括
步驟Cl、確定在轉(zhuǎn)子非包容失效觸發(fā)的影響區(qū)域內(nèi)航空器災(zāi)難性最小危險組合単元； 轉(zhuǎn)子非包容失效影響區(qū)域內(nèi)的飛機災(zāi)難性最小組合單元即是可能導致飛機發(fā)生災(zāi)難性危險的最小組合單元，此單元組合可以從飛機災(zāi)難性事件故障樹或貝葉斯網(wǎng)絡(luò)中推理獲取，與傳統(tǒng)的通過故障樹直接生成的最小割集相比，最小組合單元可以對航空器不同飛行階段的轉(zhuǎn)子非包容危險進行識別和分析，而且可以包含除0和I之外的多態(tài)屬性。步驟C2、確定發(fā)動機轉(zhuǎn)子的非包容失效模式；
發(fā)動機轉(zhuǎn)子的非包容失效模式是進行穿透性分析是所對應(yīng)碎片的類型、尺寸、角度值信息，即確定是哪ー類型的碎片在什么樣的飛散角和平動角下發(fā)生的非包容失效。步驟C3、根據(jù)該失效模式對穿透性檢測記錄作篩選處理，得到該失效模式下特有的穿透性檢測結(jié)果。步驟C4、將影響區(qū)域內(nèi)的最小危險組合単元與穿透性檢測結(jié)果進行對比分析，判
7定碎片每一次飛出后能否觸發(fā)最小危險組合単元，進而導致災(zāi)難性危險被觸發(fā)。步驟D、根據(jù)步驟C得到的危險觸發(fā)分析結(jié)果，求出航空器在不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率；具體包括
步驟D1、根據(jù)危險觸發(fā)結(jié)果，求出各級轉(zhuǎn)子不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率；
單級轉(zhuǎn)子某種碎片失效模式下，飛機發(fā)生災(zāi)難性事故的概率可以用每次非包容事件導致的災(zāi)難性故障概率的期望值來表示，即
權(quán)利要求
1.ー種航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，其特征在于，包括以下步驟步驟A、導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型，并對其進行簡化；步驟B、模擬航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子碎片生成以及碎片從發(fā)動機機匣中飛出后的軌跡，將碎片對簡化后的數(shù)字樣機進行穿透性檢測；步驟C、通過對穿透性檢測結(jié)果與航空器災(zāi)難性危險的最小危險組合単元進行對比，判斷危險事件是否被觸發(fā)；步驟D、根據(jù)步驟C得到的危險觸發(fā)分析結(jié)果，求出航空器在不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率。
2.如權(quán)利要求I所述航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，其特征在于，所述步驟A具體包括以下步驟步驟Al、導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型；步驟A2、對航空器樣機部件信息進行輕量化處理，使得數(shù)字樣機模型中僅保留原有的幾何拓撲信息；步驟A3、對數(shù)字樣機進行結(jié)構(gòu)簡化，去除不必要的模型特征及部件，完成航空器數(shù)字樣機零部件的再裝配。
3.如權(quán)利要求I所述航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，其特征在于，所述步驟B具體包括以下步驟步驟BI、通過獲取航空發(fā)動機型號、安裝位置以及轉(zhuǎn)子級數(shù)、尺寸參數(shù)等信息，并根據(jù)分析需要，確定轉(zhuǎn)子碎片的類型風扇碎片、三分之ー輪盤碎片、中等碎片和/或小碎片； 步驟B2、針對所有發(fā)動機的所有轉(zhuǎn)子級，生成相應(yīng)的各類型碎片，將其加載到對應(yīng)發(fā)動機的轉(zhuǎn)子位置上；步驟B3、使轉(zhuǎn)子碎片在其運動軌跡范圍內(nèi)隨機釋放n次；或基于窮舉法，并設(shè)定碎片飛散角與平動角范圍以及迭代步長，使轉(zhuǎn)子碎片在所設(shè)定的范圍內(nèi)釋放；步驟B4、檢測發(fā)動機碎片在每次釋放過程中穿透的航空器設(shè)備與部件；步驟B5、輸出每個發(fā)動機每級轉(zhuǎn)子每類碎片的穿透性檢測結(jié)果并記錄。
4.如權(quán)利要求I所述航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，其特征在于，所述步驟C具體包括以下步驟步驟Cl、確定在轉(zhuǎn)子非包容失效觸發(fā)的影響區(qū)域內(nèi)航空器災(zāi)難性最小危險組合単元； 步驟C2、確定發(fā)動機轉(zhuǎn)子的非包容失效模式；步驟C3、根據(jù)該失效模式對穿透性檢測結(jié)果記錄作篩選處理，得到該失效模式下特有的穿透性檢測結(jié)果；步驟C4、將影響區(qū)域內(nèi)的最小危險組合単元與步驟C3得到的穿透性檢測結(jié)果進行對比分析，判定每一次釋放的碎片能否觸發(fā)最小危險組合単元，從而導致災(zāi)難性危險被觸發(fā)。
5.如權(quán)利要求I所述航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法，其特征在于，所述步驟D具體包括以下步驟步驟D1、根據(jù)危險觸發(fā)結(jié)果，求出各級轉(zhuǎn)子不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率；步驟D2、以單級轉(zhuǎn)子不同失效模式下的計算結(jié)果為基礎(chǔ)，求出不同失效模式下的整機災(zāi)難性危險概率。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子非包容失效安全性分析方法。本發(fā)明方法包括以下步驟導入航空器及航空發(fā)動機數(shù)字樣機模型，并對其進行簡化；模擬航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子碎片生成以及碎片從發(fā)動機機匣中飛出后的軌跡，將碎片對簡化后的數(shù)字樣機進行穿透性檢測；通過對發(fā)動機碎片與航空器數(shù)字樣機的穿透性檢測撞結(jié)果與航空器災(zāi)難性危險的最小危險組合單元進行對比，判斷危險事件是否被觸發(fā)；根據(jù)危險觸發(fā)分析結(jié)果，求出航空器在不同失效模式下的災(zāi)難性危險概率。本發(fā)明方法通過計算機仿真來求出由轉(zhuǎn)子非包容失效導致的飛機災(zāi)難性事故概率，具有計算量小、效率高、分析結(jié)果準確可靠等優(yōu)點，可為飛機安全性設(shè)計與適航符合性驗證提供支持。
文檔編號G06F17/50GK102609557SQ201110355319
公開日2012年7月25日 申請日期2011年11月11日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月11日
發(fā)明者孫有朝, 張燕軍, 曾海軍, 梁力, 王京婭 申請人:南京航空航天大學