航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述

航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元，长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境，在航空发动机外场使用中故障率占比高，产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型，对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展；剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因，同时结合航空发动机正向研发体系建设需要，指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战，并立足于现有国内设计水平及工业基础，给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。     

试飞阶段可靠性评估方法及试验方案设计

提出将基于2参数威布尔分布的小子样零故障寿命试验方法用于航空发动机等高可靠性航空武器装备设计定型试飞阶段平均故障间隔时间评估以及可靠性专项试飞/地面试验设计,通过计算给出可靠性评估及试验设计系数用表;同时采用Matlab对航空发动机历史试验数据进行拟合,得到对应的形状参数;在此基础上,以某航空发动机为例对该方法工程应用的适用性和有效性进行验证。结果表明:该方法具有较强的工程应用性,可用于解决试飞阶段航空发动机等高可靠性产品可靠性评估及试验设计问题。     

谈航空发动机工作可靠性的几个问题

介绍了英国航空发动机通用规范的可靠性要求和RR公司在发动机设计、试验和投入使用后的可靠性评定,并针对中国航空发动机可靠性工作存在的问题进行了分析     

考虑多工况性能可靠性的航空发动机循环设计方法

为实现航空发动机总体性能设计方法由传统的确定性设计向不确定性概率设计转变,提出基于分布式协同响应面法思想的航空发动机多工况性能可靠性循环优化设计方法:建立了引入非确定性部件性能的航空发动机性能仿真模型,通过试验设计、非设计点性能仿真试验等步骤,构建了各典型工况下发动机推力与耗油率性能可靠度关于设计点循环参数的分布式响应面模型,并以此构建多工况性能协同响应面模型进行循环参数优化设计,最终获得循环参数非劣解集并通过随机试验进行验证。结果表明,通过多工况性能可靠性循环优化设计方法获得的循环参数非劣解集均能使发动机在多个典型工况下的总体性能同时达到不低于97.5%的高可靠度,为设计人员根据实际情况选取循环参数提供依据。      

航空发动机风车不平衡适航符合性验证

CCAR 25部《运输类飞机适航标准》对航空发动机的持续转动提出明确要求,即航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。参考美国联邦航空局（FAA）第25-141号修正案,详细分析了FAR 25.362条款对发动机失效载荷的要求及其适用的符合性验证方法。通过对服役数据进行统计学分析研究了风车不平衡符合性验证条件。结果表明,不平衡量等于1.0与1 h备降时间组合、不平衡量等于1.0与最大不超过3 h备降时间组合可以满足安全性的要求,在此基础上从载荷、强度、耐久性、系统完整性以及人为因素5个方面开展符合性验证。采用完整的飞机模型和发动机模型进行符合性验证是可以接受的。机体结构模型要通过地面振动试验进行校验,发动机模型要通过风扇叶片脱落试验进行校验。     

航空发动机结构系统的可靠性模型

为使航空发动机可靠性模型误差更小,对航空发动机传统可靠性模型进行误差分析,指出可靠性指标扩张的原因,建立了考虑航空发动机结构系统及其失效力学特征的基于结构系统失效模式的航空发动机可靠性模型,并给出了各层的可靠度计算方法.所建立的基于失效模式的航空发动机结构系统可靠性模型考虑了失效模式的相对独立性、时效性和失效率的时变性,可以避免重要失效模式的遗漏、可靠性指标的过度扩张等问题,具有较强的工程适用价值.      

30kW级航空电驱动涵道风扇设计与试验

为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。     

燃气发生器燃料进口结构改进研究

简要分析液体火箭发动机燃气发生器燃料进口结构存在的薄弱环节,并针对此薄弱环节开展可靠性增长方案设计、结构优化及试验验证。采用理论分析、数值仿真设计与试验验证相结合的方法,确定了可靠性增长设计结构,有效提高了发动机的结构可靠性。     

航空发动机成品可靠性设计与验证方法研究及应用

长寿命、高可靠性是航空发动机的研制目标,提高发动机配套成品的可靠性对降低发动机故障率、提高装备完好性具有重要意义。本文阐述了发动机成品可靠性设计与验证的工作流程,明确了成品的可靠性仿真、试验和评估方法,提出了基于指数(Exponential)分布和威布尔(Weibull)分布的可靠性和寿命试验方案设计方法,为实现成品可靠性、耐久性和性能的一体化设计提供指导。最后,以某型发动机成品可靠性设计与验证效果为例,说明方法的合理性和有效性。     

通用航空活塞发动机台架试车CAT系统设计与优化

利用计算机技术和现代测试技术设计开发一套CAT测试与控制软件,在控制论、系统仿真、试验设计、数据库和专家系统等方面对航空活塞发动机性能台架试车过程进行监测和控制,提高试车的准确性、可靠性和有效性,缩短试车周期,提高试车效率并降低试车成本。经实际使用验证,该系统运行可靠,发动机试车后性能符合规定。     

航空航天机电伺服系统可靠性设计综述

针对航空航天机电伺服系统,进行了简略的国内外可靠性发展历史和现状的介绍;针对系统中伺服电机、伺服机构和伺服驱动器的可靠性分析方法、失效模式和可靠性设计方法进行了阐述,并对机电伺服系统可靠性设计提出了冗余的设计思想;随后根据国外最新的机电伺服系统设计技术提出了国内的相关产品的发展趋势;最后从设计、方法、试验、数据、人员等方面提出了我国机电伺服系统可靠性发展的不足.     

提高航空发动机可靠性的途径

航空发动机可靠性问题的特征之一是综合性和多重性。为提高航空发动机寿命及可靠性,降低故障率,应在设计过程中确保较高的固有可靠性,并在加工制造过程中保证其质量和可靠性;同时,应通过大量部件试验及整机试车验证其可靠性。在使用及维护过程中,保持其可靠性。     

航空发动机试验性能分析通用平台架构设计与实现

针对航空发动机高空台和地面台试验性能数据分析需求,借鉴国外相关试验数据验证与分析软件发展经验,以面向服务的插件框架技术为基础,提出一种航空发动机试验性能分析通用平台设计方案并进行了技术验证。该平台通过对数据服务、组态视图、性能处理和状态监视等功能进行系统集成,可进行实时在线的性能数据分析。经高空台和地面台试运行表明,该平台保持了分析工作的一致性,提高了试验效率,能及时为试验决策提供有效信息。     

“昆仑”发动机设计研制的基本经验

介绍了我国首次按GJB241-87"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范"的要求,自行设计研制成功的"昆仑"加力式双转子涡轮喷气发动机的设计研制基本经验:认真贯彻"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范",严格按规范的要求进行设计和试验;合理控制创新与继承的比例,既要保持先进性,又要降低风险性;把作战适用性、可靠性、耐久性、维修性与性能并重;设计中留有较大的温度裕度和喘振裕度;进行苛刻的、充分的试验是发动机可靠性的基础。      

涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估

高压涡轮(HPT)叶片是民用航空发动机的关键结构件之一，直接关系到发动机的性能、可靠性与使用寿命。提出了一种HPT叶片服役可靠性评估方法，基于服役条件下的历史工况参数，结合发动机性能模型、叶片关键点应力、温度计算模型、蠕变损伤评估模型对叶片蠕变损伤进行计算，之后考虑服役条件下的多模态数据，针对蠕变失效建立了累积损伤指数模型，融合历史协变量信息对叶片进行服役可靠性评估。仿真结果表明：采用文中定义的蠕变累积损伤指数，可充分利用发动机服役条件下的历史使用信息、状态参数及截尾失效数据，实现特定使用条件下的涡轮叶片服役可靠性评估及剩余寿命预测。相较于传统的可靠性分析方法，累积损伤指数预测模型能够基于单机服役条件提供更加可靠的评估结果，可为航空发动机运行风险评估与视情维修决策提供更好的支持。     

航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用

航空发动机成品振动试验多数参考振动环境试验相关标准执行,没有真正意义上结合成品的振动特性与发动机实测振动环境确定振动试验载荷,导致成品内场试验潜在问题没有暴露出来,外场交付使用问题频发,严重影响发动机可靠性水平.以某型发动机转速传感器为研究对象,详细地阐述了转速传感器振动环境载荷确定的工作流程和方法,提出了基于疲劳次数的正弦振动试验方法并完成了产品的试验验证,发现了壳体裂纹、输出断路等故障,将改进后的产品进行回归验证,故障未再发生.基于实测数据制定的正弦振动试验方法,对转速传感器的结构完整性进行了验证,可为确定传感器类成品试验载荷和验证产品的可靠性水平提供新的方法.     

面向对象的航空发动机试验数据库系统

采用面向对象的设计思想建立了航空发动机试验数据库模型,讨论了如何将用概念模型表示的、独立于DBMS的航空发动机试验数据模式转换成Oracle数据库所基于的数据模型表示的数据模式。该设计思想能够满足航空发动机试验数据库设计的需要,有深入研究价值。     

建设满足大型飞机发动机试验需求的露天试车台区技术论证

航空工业是一个国家科技工业发展水平和综合国力的重要标志,对国家的科学技术和国民经济的发展、特别是国防建设具有重要的意义.航空发动机是飞机的心脏,是确保飞机性能、安全可靠工作的极其重要的因素之一,也是飞机更新换代的重要前提.航空发动机是典型的高科技军民两用产品,它的研制过程大量依赖于各种试验验证,尤其是发动机的整机考核科目多,试验周期长,试验风险大,试验所需的配套设备也多.各种功能的露天试车台是航空发动机整机试验配套系统中不可缺少的组成部分,将直接影响到航空发动机的研制周期、研制水平和装机后发动机的工作安全可靠性.本文通过对世界航空大国的露天试车台建设概况的分析,并结合国内实际情况阐述了我国建设露天试车台的必要性,以及我国露天试车台的建设原则和建设方案的建议等.     

航空发动机消喘控制系统设计与试验

研究了航空发动机消喘控制系统的设计方法、航空发动机逼喘试验方法、消喘控制器在回路的数字仿真,并在发动机台架和飞行台上进行了发动机消喘控制系统的试验验证.试验结果表明:通过有效的控制器在回路的数字仿真试验,可以优化控制参数,设计一套可靠的发动机消喘控制系统.      

航空发动机试验多系统数据融合设计

航空发动机试验在其研制过程中占比很大。在试验时,各专业系统将相关信息资源共享,协同工作。为了满足航空发 动机地面试验时多系统试验信息共享的需求,对与发动机试验相关的台架测试、台架电气、发动机控制、试验流程管理、试验数据 管理、远程监视、音视频等系统等进行了数据融合设计。该设计以试验数据管理技术和网络通讯技术为核心,针对各系统通讯协 议、格式、速率各不相同的数据流传输特点,采用Winsock、DataSocket、OPC、音视频流媒体及数据库通讯等多种数据通讯技术,实 现了发动机试验多系统数据融合统一管理。结果表明：该设计具有系统适用性强、搜集试验信息全、易于数据管理等特点,可满足 试验技术要求,已保障多种型号发动机完成试验。