转子非包容失效安全性的计算机辅助分析方法

 转子非包容失效是威胁飞机飞行安全的典型特殊风险之一,为了分析其对飞机安全性的影响,开发了转子非包容失效安全性分析系统(URFSAS)。将飞机功能危险分析(FHA)中的灾难性功能危险与故障树分析(FTA)中的底事件及飞机数字样机中的设备模型形成映射关系,建立了需求信息关系模型。在CATIA环境下基于Monte Carlo法以随机飞散角和平动角对转子碎片及其扫掠路径作空间几何变换,基于区域划分和层次包围盒法检测失效的飞机设备,通过故障树最小割集与仿真结果数据的对比分析,实现了对转子非包容失效所触发最小割集的识别和安全性的定量分析。最后,以某型飞机的应用实例分析,表明了该系统的有效性和实用性。     

基于蒙特卡洛的非包容转子爆破安全性评估

根据蒙特卡洛仿真原理模拟非包容转子碎片的生成与释放过程,基于飞机功能危险分析与故障树分析提出危险触发判别方法,构建飞机灾难性危险的定量评估模型。该方法可仿真模拟非包容转子爆破事件,并计算出转子爆破导致飞机发生灾难性事故的概率,用以判断是否达到飞机安全性设计要求。     

飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计

基于一种双发常规布局飞机进行飞机设计中发动机转子碎片非包容失效设计的研究,通过研究相关适航规章,以及相关咨询通告等文件,得出第3节到第7节所描述的对咨询通告AC20-128A适当裁剪的工程方法和步骤,并在实例机型设计中进行验证,缩短了飞机研制周期的同时,也表明在发动机转子碎片非包容失效事故发生后,飞机系统及机体结构等采取的设计措施、防范措施符合相关适航条例要求,也即结构剩余的强度、灾难性事件发生概率等满足AC20-128A第10条c中的定性和定量要求,表明该型实例飞机完全满足相关适航条例的要求,并获得中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空局(FAA)的认可。     

民机系统发动机转子爆破特定风险分析方法

基于美国联邦航空局咨询通告给出的发动机非包容转子爆破特定风险安全性评估指南,提出了一种简单易用的发动机非包容转子爆破安全性分析方法。建立了简化的转子碎片碰撞角度计算模型,以确定受转子碎片影响的系统部件;改进了失效部件组合检查单,提高分析工作效率,并确定转子碎片对系统的安全性影响。相比于传统分析方法,简化了转子爆破风险安全性分析过程,减少了分析工作量,适用于飞机系统研制初期对转子爆破风险的危害性进行保守性评估,以指导系统架构优化设计。     

民航客机发动机转子非包容性损坏分析

涡轮发动机的损坏会导致高速碎片穿透邻近结构、燃油箱、机身、系统元器件和飞机上的其他发动机,对飞机以及机上人员的安全造成严重威胁。本研究在分析相关适航条款的基础上,说明了减少发动机非包容性转子损坏危害的部分设计防护措施,并给出了一种发动机转子非包容性损坏的风险分析方法,从而最大程度地减小非包容转子对飞机结构及系统的影响。     

发动机非包容性转子失效布置与防护设计

民用飞机发动机服役经验表明:发动机非包容性转子失效仍会发生。为将这种非包容性转子失效可能带来的危害降至最低,基于一种发动机翼吊式安装的民用飞机,结合咨询通告AC20-128A的要求以及民用飞机设计的工程经验,开展了飞机内部系统布置和结构防护设计研究。首先介绍了减小发动机非包容性转子失效危害的设计流程和分析模型,其次从民航局审查关注的角度,重点阐述了不可控制的着火、推力损失、飞机操纵的损失、对乘客和机组人员的保护和结构完整性等五个方面的设计思路和方法。研究结果表明:飞机设计时,通过采取将关键部件和系统移出碎片影响区、冗余设计、提供可接受的防护等预防措施来减小发动机非包容性转子失效对飞机的危害,对发动机非包容性转子失效的设计和适航验证具有指导意义。     

商用飞机发动机非包容转子碎片对燃油系统影响的风险分析

飞机燃油系统作为飞机重要的系统之一,其安全性至关重要。存在与发动机有关的非包容转子爆破的潜在灾难性失效模式,必须在飞机设计阶段尽早地对其进行解决。基于功能危害树分析方法,通过研究适航管理文件,得出行之有效的风险分析流程。对某型商用飞机进行了非包容转子爆破风险算例分析,确定受影响的系统及对应的失效影响等级,给出可接受的保护措施。结果表明本风险分析流程符合适航规章要求,为其他型号飞机的相关设计工作提供借鉴。     

民用飞机APU非包容转子碎片对机体结构损伤分析

服役数据表明,民用飞机辅助动力装置在运行中发生破坏时可能产生非包容的高能转子碎片。本文总结了机体结构受非包容转子碎片损伤的评估方法。根据FAA咨询通告中的"小碎片"模型,绘制非包容转子影响区域包络图;对于处于受影响区域中的结构件,通过作图法确定结构件的平动风险角,从而确定结构受影响的严重情况;对应严重情况,建立机体剩余结构有限元模型,施加剩余载荷,计算剩余结构内力解,对剩余结构进行强度分析。     

发动机转子包容性设计及适航试验

在发动机包容性适航条款中,叶片包容性和转子不平衡试验与发动机本体设计直接相关,执行该条款的关键问题是确定最危险叶片及如何开展试验。对适航条款要求及转子包容性故障的主要原因进行分析,建议从降低转子部件失效概率、提高机匣包容能力及飞机设计等方面开展工作来提高发动机的包容性。     

航空发动机典型电起动机包容性仿真

为了解航空发动机电起动机的包容能力,探究轮盘/圆环以外的高能转子失效包容机理,采用ANSYS/LS-DYNA软件开 展了电起动机的包容性数值仿真,分析了转子组件以最大动能形式（3等分）失效与定子组件撞击作用过程。结果表明：电起动机 的转子/定子撞击包容前后形变增加率仅为1.0%,各部件单元等效应力较小,材料未见明显失效,最大等效应力值出现在扣片与定 子冲片的接触面上,转子组件总动能约消耗95.5%,转子冲片碎片与定子组件之间的平均撞击力峰值约为341 kN;该典型电起动 机定子组件具有一定的自包容能力,临界包容转速约为66000 r/min,包容安全裕度为1.89,满足适航条款中的包容性安全要求;电 起动机定子组件的“I”形截面径向夹层结构具有较好的包容性能。结果验证了该典型电起动机的包容能力,对轮盘/圆环以外包容 结构设计具有指导意义。     

转子爆破对飞机机体结构危害的风险量化方法研究

结合某型民用飞机转子爆破对机体结构危害的风险量化分析经验,通过对系统的处理方法进行类比,以概率统计为基础,将转子爆破对飞机机体的危害进行分级量化,形成了1套典型分析方法,可为其他型号飞机的相关设计工作提供借鉴。     

航空发动机转子非包容顶层事件安全性分析与思考

结合某型航空发动机的结构特点,创建了转子非包容顶层事件故障树。按故障树思路,对某型发动机进行了转子非包容故障树安全性综合分析;为避免转子非包容故障的发生,做了大量设计、计算分析、部件和整机试验工作;对可能出现的转子非包容故障采取了有针对性的措施。经试验和试车验证,某型发动机转子非包容顶层事件发生的概率极小,其安全性有保障。     

Highly efficient computation method for hazard quantification of uncontained rotor failure

Uncontained Engine Rotor Failure (UERF) can cause a catastrophic failure of an aircraft, and the quantitative assessment of the hazards related to UERF is a very important part of safety analysis. However, the procedure for hazard quantification of UERF recommended by the Federal Aviation Administration in advisory circular AC20-128A is cumbersome, as it involves building auxiliary lines and curve projections. To improve the efficiency and general applicability of the risk angle calculation, a boundary discretization method is developed that involves discretizing the geometry of the target part/structure into node points and calculating the risk angles numerically by iterating a particular algorithm over each node point. The improved efficiency and excellent accuracy for the developed algorithm was validated through a comparison with manual solutions for the hazard quantification of the engine nacelle structures of a passenger aircraft using the guidance in AC20-128A. To further demonstrate the applicability of the boundary discretization method, the proposed algorithm was used to examine the influence of the target size and the distance between the target and rotor on the hazard probability.     

Blade containment evaluation of civil aircraft engines

The potential hazard resulting from uncontained turbine engine rotor blade failure has always been the long-term concern of each aero engine manufacturer, and to fully contain the failed blades under critical operating conditions is also one of the most important considerations to meet the rotor integrity requirements. Usually, there are many factors involving the engine containment capability which need to be reviewed during the engine design phases, such as case thickness, rotor support structure, blade weight and shape, etc. However, the premier method to demonstrate the engine containment capability is the fan blade-off test and margin of safety (MS) analysis. Based on a concrete engine model, this paper aims to explain the key points of aero engine containment requirements in FAR Part 33, and introduces the implementation of MS analysis and fan blade-off test in the engine airworthiness certification. Through the introduction, it would be greatly helpful to the industrial community to evaluate the engine containment capability and prepare the final test demonstration in engine certification procedure.     

Containment ability and groove depth design of U type protection ring

High-energy rotor uncontained failure can cause catastrophic damage effects to aircraft systems if not addressed in design. In this paper, numerical simulations of three high-energy rotor disk fragments impacting on U type protection rings are carried out using LS-DYNA. Protection rings with the same mass and different groove depths are designed to study the influence of the groove depth. Simulation results including kinetic energy and impact force variation of single fragment are presented. It shows that the groove depth infects both the axial containment ability of the protection ring and the transfer process of energy. The depth of groove ought to be controlled to an appropriate value to meet both the requirement of axial containment and higher safety factor. Verification test on high-speed spin tester has been conducted and shows that protection ring with appropriate U structure can resist the impact of the disk burst fragments. The ring is inflated from a circular to an oval-triangle shape. The corresponding simulation shows good agreement with the test.     

多裂纹结构中的多部位／多元件相互影响因子

多裂纹损伤严重影响飞机连接结构的损伤容限能力,针对多裂纹损伤结构引入了多部位相互影响因子（MSIF）和多元件相互影响因子（MEIF）的概念,以此来反映裂纹之间的相互影响,并给出了获得这两个影响因子的有限元计算过程。对典型的含多裂纹结构进行了模拟计算,获得了不同开裂状态下各裂纹尖端处的多部位相互影响因子和多元件相互影响因...     

民用飞机适航符合性验证方法与程序研究

研究了功能危险分析、故障树分析、故障模式影响分析以及共因故障分析等安全性分析方法在民用飞机适航符合性验证中的应用,明确了各种方法的应用时机与输入输出信息.分析了民用飞机设计各阶段适航安全性工作内容,以各项安全性分析技术为基础,建立了民用飞机适航符合性验证流程,初步构建了民用飞机适航符合性验证的理论体系.