性能可靠性理論與航空發(fā)動機性能可靠性淺析

胡偉瀚

摘 要：本文對性能可靠性設計技術理論進行了詳細的描述，并從結構尺寸偏差、環(huán)境不確定性以及測量不確定性三方面對航空發(fā)動機性能可靠性設計技術研究現(xiàn)狀進行了闡述。

關鍵詞：航空發(fā)動機;性能可靠性

航空發(fā)動機性能可靠性是指發(fā)動機在規(guī)定的條件下和規(guī)定的工作時間內(nèi)，其性能參數(shù)滿足規(guī)定指標要求的能力。對于新機來說，可用性能可靠度來度量該航空發(fā)動機性能參數(shù)滿足設計指標要求的程度。

本文僅對設計、制造因素引起的新機性能可靠性問題進行探討。

1 性能可靠性理論

性能可靠性的概念始于上世紀60年代，卡曼科學公司（Kaman Science Corporation）研究基于系統(tǒng)功能關系的可靠性建模和分析方法——GO方法，并成功用于核反應堆的可靠性分析，這是性能可靠性思想最初的研究成果。進入80年代后，性能可靠性設計理論逐步成為可靠性設計技術中的熱點，針對不同的領域出現(xiàn)了多種研究思想和方法，這些有益的研究工作逐步導出了性能可靠性設計技術的研究思路。

1.1 綜合可靠性分析工具（IRAT）的研究

綜合可靠性分析工具IRAT（Integrated Reliability Analysis Tool）是以色列飛機工業(yè)公司研制的一個可靠性、維修性分析綜合工具，主要思想是充分利用各專業(yè)已有的CAE/CAD工具來支持可靠性、維修性的設計分析工具。

與其他工具相比，它的最大特色是采用了新穎的功能分析技術FAT（Function Analysis Technique），實現(xiàn)了專業(yè)設計與可靠性設計工作的良好結合。

1.2 多狀態(tài)可靠性的研究

在現(xiàn)有的可靠性分析技術里面，假設系統(tǒng)和部件只處于兩種狀態(tài)（故障和不故障）中的一種，這二分法假設有時是合理的。然而在許多實際情況下，系統(tǒng)及其部件具有從功能完好到完全故障之間不同的性能水平，若考慮多種狀態(tài)更有利于系統(tǒng)可靠性的評估。例如，用攝氏度量水的溫度時，可以用狀態(tài)1，2，…，100來表示水的溫度。

因此，用已有的二元模型描述系統(tǒng)不是很精確，代表多狀態(tài)系統(tǒng)和部件的模型更具有實際意義。為了充分描述這種退化性能，在可靠性分析領域需要發(fā)展多狀態(tài)系統(tǒng)理論。這是性能退化類型的可靠性問題，本文不對這類問題做研究。

1.3 性能與可靠性一體化建模分析方法（IPARA）

進入21世紀，國內(nèi)在性能可靠性設計理論方面也有了長足進步，北航陳云霞以空空導彈的功能可靠性為對象提出了IPARA（Integrating Performance And Reliability Analysis），填補了國內(nèi)在這一領域的研究空白。

IPARA綜合考慮內(nèi)因（如設計、結構、材料、加工工藝）與外因（如環(huán)境條件、外部干擾等）兩方面的影響，建立了基于多狀態(tài)結構函數(shù)理論的系統(tǒng)可靠性模型，該模型不需要知道系統(tǒng)的故障率和故障密度函數(shù)，而是通過研究系統(tǒng)產(chǎn)生故障的內(nèi)因和外因的隨機分布規(guī)律來考察系統(tǒng)的性能可靠性，建立了相應的數(shù)學模型。

2 航空發(fā)動機性能可靠性設計方法

我國航空發(fā)動機設計領域還未應用性能可靠性設計技術，航空發(fā)動機的性能可靠性設計方法包括傳統(tǒng)的基于數(shù)理統(tǒng)計的方法和基于IPARA兩種?；跀?shù)理統(tǒng)計的方法是通過統(tǒng)計發(fā)動機性能分布的情況得到該發(fā)動機性能的可靠程度，但是這種方法有其局限性，它需要大量的發(fā)動機試驗及外場數(shù)據(jù)作基礎，僅針對現(xiàn)成的發(fā)動機進行性能分布統(tǒng)計，對判斷發(fā)動機的性能滿足要求的能力及預測其性能有一定幫助，這些屬于發(fā)動機設計完成后的工作，并不能指導設計。

通過考察我國航空發(fā)動機研制流程，本文建議應該采取IPARA對航空發(fā)動機的性能可靠性問題進行研究，即從內(nèi)外因兩方面的影響來建立航空發(fā)動機性能可靠性模型，該方法貫穿整個設計過程，將性能可靠性設計到航空發(fā)動機中去。

下面從內(nèi)外兩方面選取幾個對航空發(fā)動機性能可靠性有較大影響的因素進行影響分析。

3 航空發(fā)動機性能可靠性影響因素

3.1 結構尺寸偏差對性能可靠性的影響

性能可靠性設計技術需要考慮性能的穩(wěn)定性，而對于航空發(fā)動機這種多機械零件的產(chǎn)品來說，想要保持性能的穩(wěn)定，就必須控制每個零件的尺寸偏差;尤其是對流道件，葉片尺寸偏離設計值、轉子葉片與靜子機匣之間的葉尖間隙分布不穩(wěn)定等都是對發(fā)動機部件乃至整機性能穩(wěn)定影響非常大的因素。

Alexander Lange[1]研究發(fā)現(xiàn)加工不穩(wěn)定造成的高壓壓氣機葉片尺寸偏差對多極高壓壓氣機的性能有很大影響;并將高壓壓氣機葉片型面分成由多個型面參數(shù)控制，認為這些參數(shù)是服從隨機分布的，為高壓壓氣機性能可靠性設計提供了參考。

Jafarali P[2]對渦輪葉尖間隙偏差的影響進行了研究，認為渦輪葉尖間隙大小是服從正態(tài)分布的，對渦輪葉尖間隙的大小分布進行了研究，并相應地考察了渦輪性能的變化情況，得到了渦輪性能隨葉尖間隙大小變化的分布情況，為考察渦輪性能可靠性提供了設計思路。

為了探索渦輪葉尖間隙在機動飛行下的動態(tài)變化規(guī)律，賈丙輝[3]在對渦輪葉尖間隙的變化機理進行分析的基礎上，建立了渦輪機匣和轉子葉片的簡化模型，重點研究了轉子在飛行器機動飛行情況下的振動幅值對葉尖間隙的影響。

趙旺東[4]通過渦輪試驗對渦輪性能可靠性進行了研究，給出了影響航空發(fā)動機渦輪效率穩(wěn)定性的葉尖間隙敏感區(qū)間，對提高渦輪部件性能可靠性有指導意義。

鄒正平[5]采用數(shù)值模擬結合整機試驗的方法，研究了葉型偏差對渦輪氣動性能及內(nèi)部非定常流動細節(jié)的影響。

3.2 環(huán)境不確定性對性能可靠性的影響

航空發(fā)動機是在假設環(huán)境包括進出口截面壓力、溫度及來流分布均勻程度等穩(wěn)定的條件下進行設計的，而實際工作環(huán)境并不是這樣，實際環(huán)境條件應當是處于波動狀態(tài)的。所以，有必要考慮環(huán)境不確定性的影響。

劉志友[6]介紹了航空發(fā)動機高空模擬試驗中發(fā)動機性能參數(shù)不確定度控制與改善的需求背景，分析了空氣流量等發(fā)動機主要性能參數(shù)不確定度的影響因素，重點探討了進氣壓力波動因素對航空發(fā)動機性能參數(shù)不確定度的影響及其確定方法。

李進賢[7]在固沖發(fā)動機地面試驗中，結合某試驗固沖發(fā)動機，采用小偏差方法評估模擬來流不確定性對試驗結果的影響，給出了發(fā)動機性能參數(shù)對模擬來流誤差的敏感系數(shù)和小偏差方法適用的范圍，提出了一套較完整的考慮模擬來流誤差的固沖發(fā)動機性能可靠度計算方法和固沖發(fā)動機地面直連試驗時總壓總溫調(diào)節(jié)控制精度的數(shù)值計算方法。

陳云霞[8]采取仿真的手段來分析風對導彈飛控系統(tǒng)性能可靠性的影響，首先建立風的工程化模型并進行隨機化處理形成仿真模型，進一步研究風對導彈飛控系統(tǒng)的影響原理，進行導彈動力學模型的改造。

3.3測量不確定性對性能可靠性的影響

嚴格來說測量不確定性并不算是性能可靠性的范疇，只是所測量結果并不是真實的航空發(fā)動機參數(shù)，但是測量不確定最終將反饋給電腦或者人腦作為判斷航空發(fā)動機工況的指標，由此不難發(fā)現(xiàn)，測量可靠性對于判斷工況的真實性有著重要意義，也嚴重影響著所測性能的可靠程度。

施陳波[9]對mN級推力架靜態(tài)特性及推力的測量不確定度進行了相關分析，使用砝碼對推力架進行靜態(tài)標定，得到推力架測量的靈敏度、線性度、滯后性、重復性、分辨率、穩(wěn)定性，分析了推力測量過程中的影響因素，得到推力測量值的不確定度，確定了推力架靜態(tài)特性是測量不確定度的主要來源，而推進劑供給管路帶來的零位漂移則會使得推力測量值的不確定度有所增加，研究給出了發(fā)動機地面試車時測量不確定性的影響分析。

朱子環(huán)[10]對某型號大推力火箭發(fā)動機試驗推力測量的不確定度進行了評定，研究根據(jù)某型號大推力火箭發(fā)動機試驗推力測量系統(tǒng)的工作原理和組成、計量標準量值傳遞關系和系統(tǒng)低溫調(diào)試結果，確定推力測量系統(tǒng)的不確定度來源，通過進一步的誤差分析并應用誤差計算理論對系統(tǒng)測量不確定度進行評定，得出該系統(tǒng)測量不確定度作為推力測量可靠性依據(jù)。

荊鳳林[11]根據(jù)固體火箭發(fā)動機測量不確定度的評定標準“航天工業(yè)行業(yè)標準QJ1275-94”，對某型固體發(fā)動機推力測量進行了不確定度的評定，并簡述了發(fā)動機推力測量系統(tǒng)工作原理、不確定度來源、不確定度的計算方法。

4 總結

航空發(fā)動機性能可靠性設計，是一門多學科融合的技術，現(xiàn)階段研究航空發(fā)動機的性能可靠性設計可以從以下三個方面開展：（1）從航空發(fā)動機結構尺寸偏差出發(fā)，考慮零部件結構尺寸參數(shù)偏差對航空發(fā)動機的性能可靠性的影響;（2）從航空發(fā)動機實際使用環(huán)境出發(fā)，考慮其進出口等截面環(huán)境不確定性對航空發(fā)動機性能可靠性的影響;（3）從航空發(fā)動機測試技術出發(fā)，考慮測量準確性對航空發(fā)動機性能可靠性的影響。

參考文獻：

[1] Alexander Lange. Impact of Manufacturing Variability on Multistage High Pressure Compressor Performance [J]. ASME paper No. GT2012- 69571.

[2] Jafarali P. Probabilistic Analysis Of Turbine Blade Tolerancing And Tip Shroud Gap[J]. ASMEpaperno.GT2012-70138.

[3] 賈丙輝，張小棟.機動飛行下的渦輪葉尖間隙動態(tài)變化規(guī)律[J].航空動力學報，2011（12）.

[4] 趙旺東，周禹彬.葉尖間隙對渦輪氣動性能影響的試驗研究[J].燃氣渦輪實驗與研究，2009（3）.

[5] 張偉昊，鄒正平.葉型偏差對渦輪性能影響的非定常數(shù)值模擬[J].航空學報，2010（11）.

[6] 劉志友，馬前容.改善高空臺試驗中發(fā)動機性能參數(shù)不確定度的方法探討[J].燃氣渦輪實驗與研究，2011（1）.

[7] 李進賢，張林.模擬來流參數(shù)誤差對固體沖壓發(fā)動機地面試驗結果影響的評估[J].固體火箭技術，2010（1）.

[8] 陳云霞，康銳.風對導彈飛控系統(tǒng)可靠性影響的仿真研究[J].系統(tǒng)仿真學報，2005（2）.

[9] 施陳波，湯海濱.mN級推力架靜態(tài)特性及推力測量不確定度分析[J].固體火箭技術，2011（3）.

[10] 朱子環(huán)，耿衛(wèi)國.某型號大推力火箭發(fā)動機試驗推力測量不確定度評定[J].火箭推進，2012（5）.

[11] 荊鳳林，陶漢銘.某型固體火箭發(fā)動機推力測量不確定度的評定[J].推進技術，1998（2）.

[12] 陳云霞.性能與可靠性一體化建模和分析方法研究[D].北京：北京航空航天大學，2004.

（中國航發(fā)動力機械研究所，湖南 株洲 412002）