竞争风险模型下变环境的发动机叶片可靠性分析

针对航空发动机转子叶片的恶劣工况导致其存在多种故障模式,各种故障的失效与使用环境紧密关联,给航空发动机转子叶片的可靠性分析或风险控制带来了难度这一问题,从转子叶片的磨损和裂纹两种主要故障模式特点出发,研究了变环境下的转子叶片磨损故障模型和疲劳裂纹故障模型,提出了一种基于竞争风险模型的转子叶片可靠性分析方法,并给出了求解算法；以某高压涡轮转子叶片为例进行了分析研究.结果表明:在可靠性分析中采用单个故障模型比竞争风险模型风险更大；且在竞争风险模型下,如果不考虑推力环境的影响,以不可靠度要求0.1为例,相应风险增加了33%,验证了所提方法的实用性.      

基于深度学习的航空发动机不平衡故障部位识别

针对基于机匣测点的航空发动机不平衡故障部位识别问题,提出了基于深度卷积神经网络的航空发动机不平衡故障部位诊断方法。针对某典型双转子航空发动机,建立整机耦合动力学模型,并利用数值积分算法实现不平衡故障数值仿真;在从发动机压气机端到涡轮端的高、低压转子上选择4个不平衡故障部位作为诊断对象,通过仿真分析得到发动机典型转速下的转子不同部位不平衡故障的仿真样本;计算4个机匣测点信号的规范化频谱,通过对大量仿真数据的处理得到反映不同不平衡故障部位的故障样本集;利用仿真得到的大量不平衡故障样本,训练深度卷积神经网络,利用深度卷积神经网络的优良特征学习能力实现航空发动机不平衡故障的不同部位进行识别,数值试验结果表明该方法对航空发动机不平衡故障部位的识别准确率达到95%。     

航空发动机点火组件故障诊断系统设计

航空发动机点火组件是发动机的核心部分,该组件设计的合理性及其工作的可靠性直接关系到发动机的工作状况,进行航空发动极点火组件故障诊断研究,对保障飞机点火组件的正常运行、提高飞机的安全性和持续适航性具有十分重要的意义.以航空发动机点火组件为研究对象,以航空发动机点火组件不同类型故障下产生的二次电压波形为基础,建立相应的故障特征库,设计基于图形匹配的航空发动机点火组件故障诊断系统.该系统能够采集点火电压波形及相应特征参数,将待检测波形与故障特征库中典型波形进行对比,得出相应故障类型.     

发动机双转子-机匣耦合系统碰摩故障分析

根据航空发动机双转子结构已被大量采用,构成航空发动机双转子-机匣耦合系统,将航空发动机转子系统简化为双转子-机匣耦合动力学系统,其中轴承被简化为弹簧和阻尼.考虑了低压转子与高压转子通过中介轴承的耦合作用,导出了连续体双转子多盘-机匣系统的四阶偏微分运动方程.运用变步长四阶龙格库塔法模拟了双转子系统的碰摩故障响应,分析了转速和中介轴承刚度对系统碰摩故障响应的影响,发现了该双转子模型在发生碰摩故障时的一些非线性动力特性,为解决工程实际问题提供了可参考的理论依据,具有一定的工程意义.      

民用航空发动机润滑系统适航审定技术分析

润滑系统对航空发动机的润滑、散热、清洁、防腐等有重要作用,润滑系统的安全影响着发动机整体的安全。研究发动机润滑系统的审定基础与安全性对我国自主研制发动机润滑系统十分重要。首先对航空发动机润滑系统涉及的适航条款及标准规范进行分析,再针对润滑系统的功能和部件故障模式及影响分析(failure mode and effect analysis,简称FMEA)展开研究。最后从润滑系统设计、润滑系统部件试验、滑油姿态试验、滑油中断试验和整机试验5部分展开审定分析,形成了一套完整的润滑系统安全性审查方法指南,为局方提供润滑系统的适航审定支持。     

发动机反推力系统安全性设计

通过分析发动机反推力系统适航规章25.933、相关的适航咨询通告和背景资料,以及民用飞机反推力系统空难事故,获得了反推力系统设计的总体安全性要求,为国内反推力系统的安全性设计提供了重要的指导.运用系统安全性评估的方法对某型号反推力系统的初步方案进行了分析.结果表明:系统架构设计中存在单一故障导致反推力装置意外打开,不满足反推力系统总体安全性要求.为了消除该单一故障,提出了将同步锁的控制独立于反推控制器(EAU)的更改方案.这不仅明显提高了某型号反推力系统的安全性,也对以后其他型号反推力系统的设计具有重要的借鉴意义.      

一种基于AADL的航空电子系统仿真和验证技术

飞机系统集成化程度的提高增加了对航空电子系统设计和分析的难度,同时也对安全性需求等系统特性的验证提出了更高的技术要求。对基于结构化分析和设计语言(AADL)的系统建模和仿真流程及相应的评估分析能力进行了介绍,并在基于AADL的航空电子系统建模框架下,提出基于AADL的航空电子系统仿真评估和验证方法,利用结构化分析和设计语言AADL构建航空电子系统典型子系统的正常模型和错误模型,并以此建立系统的扩展模型。在此基础上,利用形式化方法对系统模型进行描述并转化为Kripke结构。最后对系统模型进行模型仿真和特性验证,验证所构建的系统架构和设计逻辑是否符合系统设计特性需求。     

基于保护映射理论的航空发动机LPV/PI 控制

针对具有强非线性特性的航空发动机控制问题,将基于保护映射(Guardian Maps,GM)理论的控制方法应用于航空发动机控制系统设计中。基于某型涡扇发动机非线性模型建立了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)模型;根据保护映射理论设计不同调度参数下的PI(Proportion Integration)控制器,在设计过程中,只需通过给定的初始控制器就可以自动得到满足性能要求的控制器参数集合,避免了在多个平衡点进行控制器设计;以非线性模型为被控对象,采用积分分离PI控制,在飞行包线内的不同工作点进行仿真验证。结果表明:基于保护映射理论的控制方法在解决航空发动机控制系统的非线性问题时具有显著效果。     

航空发动机整机振动中的不平衡-不对中-碰摩耦合故障研究

针对航空发动机整机振动分析,建立了含不平衡-不对中-碰摩耦合故障的转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.在耦合模型中,考虑了机匣运动,同时,充分考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触以及变柔性VC(varying compliance)等非线性因素;在耦合故障中,建立了不平衡、不对中和碰摩故障模型.运用数值积分方法获取了系统响应,研究耦合故障特征和规律.仿真计算分析表明了该模型的正确有效性.      

某型航空发动机转子不平衡故障的仿真分析

航空发动机故障种类繁多,转子不平衡故障是典型的振动故障之一,对航空发动机转子进行不平衡故障的仿真分析可以为航空发动机的维修工作提供参考依据。本文针对某型航空发动机转子建立简化模型,运用有限元法进行不平衡故障的仿真分析。研究表明,低压转子或者高压转子上存在不平衡故障时,高压涡轮盘振幅最大,其次为低压涡轮四级轮盘;高压转子和低压转子同时存在不平衡故障时,转子系统各部件振幅显著增大。     

基于DSP和CAN的航空发动机分布式控制系统设计

航空发动机控制系统发展趋势是分布式控制系统,本文提出了基于DSP和CAN总线的航空发动机分布式控制系统设计.设计中,用工控机模拟航空发动机电子控制器(EEC);智能传感器和执行机构的控制核心采用DSP芯片;通讯总线选用CAN总线.论文阐述了航空发动机电子控制器与各智能传感器和执行机构的软硬件设计、CAN总线通讯的实现方法.在实验室条件下实现了整个发动机控制系统的物理仿真,仿真系统初步满足了分布式系统控制要求,为航空发动机分布式控制系统的研究奠定了基础.     

航空发动机寿命限制件工作边界系统级分析模型

针对提高航空发动机系统安全性的迫切需求,以发动机本质特征和探索性研究成果为依据,分析了寿命限制件工作边界系统级分析模型(systematic model for engine life limited parts operating boundary analysis,SMELLIPOBA)的必要属性及各属性对应的技术基础,总结了相关技术基础领域的研究进展,介绍了SMELLIPOBA的发展现状,展望了这一领域未来研究方向.得出如下结论:满足适航性设计需求的SMELLIPOBA需具备耦合性、动态性、不确定性、学科交叉、多尺度等属性,未来SMELLIPOBA的发展仍将以上述属性为主线.      

基于模型的飞行管理系统安全性分析

提出一种基于模型的飞行管理系统安全性分析实施方法，首先对飞行管理系统进行了功能危害性分析， 识别了各项功能的失效状态及其影响，确定了失效状态的分类和失效概率要求。然后采用形式化语言AltaRica 对飞行管理系统模型进行了描述，借助商用软件对飞行管理系统进行了AltaRica 建模和故障树分析。分析过程 表明，基于模型的安全性分析，清晰直观，适合工程应用，是一种简单高效的安全性分析方法。     

航电系统安全性分析工具设计与研究

随着航电系统综合化程度的不断提高,传统的安全性分析方法过于依赖工程经验,难以保证失效模式的完备性。同时在系统迭代设计的过程中,由于系统的复杂性,会导致安全性分析工作量过大,增加了时间及经济成本。针对上述问题,设计了一种自动化安全性分析工具,基于Sys ML描述语言建立安全性数据模型,采用路径追溯的方法完成故障树自动建模,并对生成的故障树进行共模分析和区域安全性分析。以某系统为例的实验结果表明,该工具能够实现故障树自动建模与分析,提高了安全性分析的效率和完备性。     

考虑性能退化的航空发动机故障诊断量化评估

航空发动机全生命周期内的故障诊断一直是研究的热点,为保障航空发动机在性能退化条件下故障诊断算法的可靠性,对考虑性能退化的航空发动机进行故障可诊断性量化评估有着重要的意义。本文从状态量的可测量性以及最优观测器设计两个方面对退化状态下航空发动机的滑动窗口模型进行解耦处理。从故障可检测及可隔离两个方面对故障的可诊断性进行量化评估,以巴氏距离为量化标准,将量化评估问题转换为多元分布概率距离求解问题。同时,从故障空间的角度对故障可隔离性进行定义,剥离了参考故障模式的影响,将可隔离性转化为故障空间中故障模式的固有属性,并给出航空发动机故障可检测及可隔离的判据。仿真实验证明,本文所提出的方法可以在发动机性能退化条件下对控制系统传感器、执行机构故障以及发动机气路部件故障进行可诊断性量化评估。     

碰摩约束下柔性转子模态特性及其计算方法

以航空发动机低压（LP）转子为代表的柔性转子,通常具有两端大质量、细长轴和长跨度支承的"弱刚度"结构力学特征,这使得碰摩产生的约束作用不可忽视,其将会导致柔性转子模态特性改变,进而造成临界转速等动力学目标偏于设计状态。本文以典型航空发动机低压柔性转子为对象,结合梁单元法提出了此类复杂转子在碰摩约束下的动力学建模方法;将谐波平衡思想与频域的自由度缩减技术结合,提出了相适用的非线性模态求解方法;在此之上基于ANSYS和MATLAB平台,建立了含碰摩约束的复杂转子非线性模态分析的一般流程。将方法应用到某型柔性转子系统,成功获得其模态特性,结果表明：碰摩约束使转子模态频率增加,且随转子振幅增加而增加,尤其是对风扇碰摩较为敏感的一阶弯曲模态,正/反进动模态频率变化率可达16%和29%,但模态频率的变化始终在特定区间内;碰摩对转子模态频率的影响程度与陀螺效应、转子振型及机匣刚度密切相关,但对摩擦系数不敏感。由于接触点处摩擦力做功影响,柔性转子各阶反进动模态阻尼在碰摩严重时小于0,反进动模态能发生失稳。     

A novel testability model for health management of heading attitude system

Prognostics and health management (PHM) is very important to guarantee the reliability and safety of aerospace systems, and sensing and test are the precondition of PHM. Integrating design for testability into early design stage of system early design stage is deemed as a fundamental way to improve PHM performance, and testability model is the base of testability analysis and design. This paper discusses a hierarchical model-based approach to testability modeling and analysis for heading attitude system health management. Quantified directed graph, of which the nodes represent components and tests and the directed edges represent fault propagation paths, is used to describe fault-test dependency, and quantitative testability information is assigned to nodes and directed edges. The fault dependencies between nodes can be obtained by functional fault analysis methodology that captures the physical architecture and material flows such as energy, heat, data, and so on. By incorporating physics of failure models into component, the dynamic process of a failing or degrading component can be projected onto system behavior, i.e., system symptoms. Then, the analysis of extended failure modes, mechanisms and effects is utilized to construct fault evolution-test dependency. Using this integrated model, the designers and system analysts can assess the test suite’s fault detectability, fault isolability and fault predictability. And heading attitude system application results show that the proposed model can support testability analysis and design for PHM very well.     

基于UML的网上选课系统的研究与设计

UML统一建模语言,是软件分析设计中的标准语言,可用于软件分析、设计和实现的全过程.通过网上选课系统开发实例,介绍了如何应用UML的方法,设计和开发一个软件模型.实践证明,在基于RUP以体系结构为中心的建模方法的指导下,应用UML丰富的可视化建模元素,可以快速、准确地构建面向对象的应用模型.     

Safety modeling and simulation of multi-factor coupling heavy-equipment airdrop

Heavy-equipment airdrop is a highly risky procedure that has a complicated system due to the secluded and complex nature of factors＇ coupling. As a result, it is difficult to study the modeling and safety simulation of this system. The dynamic model of the heavy-equipment airdrop is based on the Lagrange analytical mechanics, which has all the degrees of freedom and can accurately pinpoint the real-time coordinates and attitude of the carrier with its cargo. Unfavorable conditions accounted in the factors＇ models, including aircraft malfunctions and adverse environments, are established from a man-machine-environment perspective. Subsequently, a virtual simulation system for the safety research of the multi-factor coupling heavy-equipment airdrop is developed through MATLAB/Simulink, C language and Flightgear software. To verify the veracity of the theory, the verification model is built based on dynamic software ADAMS. Finally, the emulation is put to the test with the input of realistic accident variables to ascertain its feasibility and validity of this method.