航空发动机风车不平衡适航符合性验证
贾惟;何文博;刘帅
【摘 要】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。%CCAR Part 25 presents a clear requirement for aeroengine continued rotation which states that the continued rotation of aeroengine can not jeopardize the safety of the airplane. Requirements of engine failure loads and relevant methods of compliance were both analyzed in details according to FAR 25.362 which was issued by Federal Aviation Administration in amendment 25-141. A compli
ance demonstration criterion was obtained through statistical analysis of service data. Results show that imbalance design fraction equals to 1.0 combined with windmilling time equals to 1 hour and imbalance design fraction equals to 1.0 combined with windmilling time less than 3 hours meet the requirements of safety targets. Based on these two criteria, compliance demonstration should be carried out from five aspects including loads, strength, durability, system integrity and human factors. A complete integrated airframe and engine analytical model for compliance demonstration are acceptable. Airframe structure model should be validated by ground vibration test and engine structure model should be validated by fan blade off test.
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2016(042)006
【总页数】7页(P95-101)
【关键词】持续转动;风车不平衡;不平衡量;机体结构模型;发动机结构模型;地面振动试验;风扇叶片脱落试验
【作 者】贾惟;何文博;刘帅
【作者单位】中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300
【正文语种】中 文
【中图分类】V23
航空发动机有2种典型的影响飞行安全的持续不平衡状态：风车不平衡状态和高功率不平衡状态[1]。风车状态是指航空发动机空中停车、燃烧室熄火或者不工作时，气流通过未点燃的发动机并由于空气动力、转子惯性和阻力矩共同作用而带动发动机轴转动，短时间稳定在某一转速的亚稳定旋转状态[2-3]。风车不平衡状态是由发动机轴支承失效、风扇叶片脱落及其附带损伤引起的。风车状态是1个远离设计点、复杂的特殊工况，这种工况可能会持续几个小时直到飞机完成其备降飞行[4]。
高功率不平衡状态发生在叶片刚刚失效之后、发动机停车或者转速开始下降之前。这种状态
通常考虑少于1个完整叶片脱落的情况，可能持续几秒钟或几分钟。在某些情况下，它降低了机组人员通过读取仪表来确定受损发动机以及发动机受损程度的能力[5-6]。
根据美国的统计，从大涵道比涡扇发动机开始服役到1996年，累计4.26亿个飞行小时（从起飞滑跑开始至降落到地面的时间）。在这期间发生了152起值得关注的事件。所谓1起值得关注的事件表示1/4或者更大的风扇叶片脱落引起的不平衡，或者是转子支承失效的状态。服役经验表明，脱落的风扇叶片小于整个叶片的1/4并不会引起严重振动。在这152起事件中，风扇叶片脱落事件有146起，远高于6起风扇转子支承失效事件。因此本文着重讨论由于风扇叶片脱落引起的风车不平衡的符合性验证。
CCAR-25R4和CCAR-33R2中均对发动机的持续转动提出了要求[7-8]。本文根据涡扇发动机的统计数据，采用统计学方法分析满足安全性要求的不平衡量和备降时间的组合，分析了符合性验证的要求，讨论了发动机失效载荷的评估要求和评估方法，详细分析了满足适航要求的飞机结构模型和发动机结构模型的建模要求和验证要求。
首先定义2个基本参数：不平衡量I和风车时间t。I=1.0定义为：在叶片包容性和转子不平衡试验中[9]，最关键的涡轮、压气机或风扇叶片失效导致的质量不平衡。风车时间定义为：叶片
脱落到飞机着陆所经历的时间给出了不平衡事件中的不平衡量I和风车时间的分布分别如图1、2所示。
采用γ分布、Weibull分布和对数正态分布对上述数据进行拟合，拟合结果如图3、4所示。3种分布呈现出一致的变化趋势。从图3中可见，γ分布和对数正态分布与统计数据吻合较好，而且对数正态分布的峰值与统计数据更接近。从图4中可见，在20、30和50 min处出现了3个峰值，3种分布函数对统计数据的描述相差较小。
利用极大似然估计（Maximum Likelihood Estimators）方法对这3种分布进行参数估计，同时定义累积分布函数FCD（Function of Cumula-tive Distribution）
式中：N为总数；i为序号。
equals不等于
以不平衡量为例进行分析，图5给出了累积分布函数随不平衡量的变化关系曲线。从图5(a)中可见，对数正态分布的相关系数R2比γ分布和Weibull分布更高。而图5(b)中的1-FCD表示某一不平衡量或者更高不平衡量发生的概率。可知，不平衡量较高的时候，对数正态分布得到的概率最高，也就是对数正态分布的估计是偏保守的。采用相同的方法对风车时间进行分析可以得到相似的结果，这里不再赘述。
从上述分析可知，对数正态分布不仅能够很好地描述统计数据，而且对极端情况能给出了最保守的估计，所以后文的分析工作基于对数正态分布开展。
从物理概念、设计要求以及统计数据的角度进行综合分析后发现，不平衡量和风车时间几乎是相互独立的[10]。因此定义联合概率密度函数
式中：x为不平衡量；w为风车时间；FX、FW为累积分布函数。根据联合概率密度函数，定义超越率函数
式中：CT为总飞行小时数；NI为飞机速度大于决断速度V1的事故数量。
按照前文所述，考虑不平衡量和风车时间为对数正态分布，采用联合概率密度函数进行计算。在不同不平衡量和风车时间下发动机工作时数超越率的分布如图6所示。从图中可见，不平衡量等于1.0与风车时间为180 min组合的发生概率已经小于10-9/飞行小时。至此，基于统计数据和统计学分析方法得到了如图6所示的超越率分布曲线，为符合性验证工作奠定了基础。
CCAR 25.903条（c）款提出要求，如果持续转动会危及飞机安全时，要有停止发动机转动
的措施。一般来说，大涵道比涡扇发动机的转子系统在飞行过程中几乎不可能停止，所以如果要符合25.903条（c）款的要求，必须保证持续转动不会危及飞行安全[11]。为此，符合性验证工作需要从载荷、强度、系统和性能这4个方面开展。具体来说包括：不平衡量和持续时间、飞行载荷和飞行阶段、强度评估、耐久性评估、系统完整性评估以及机组反应评估这6个方面。
风车状态的持续时间应该包括飞机预计的备降时间。从图6中可见，不平衡量等于1.0与备降时间60 min组合发生的概率为10-7～10-8，不平衡量等于1.0与备降时间180 min组合发生的概率为10-9甚至更小。因此，当不平衡量等于1.0时不需要考虑备降时间超过180 min的情况。从服役经验以及安全性要求2个方面综合考虑，确定不平衡量等于1.0时风车不平衡持续时间：（1）1 h备降飞行；（2）如果飞机的最大备降时间超过1 h，备降持续时间等于最大备降时间，但不超过3 h。
飞机部件上的载荷应该通过动态分析来确定。在风车状态的初始阶段，假设飞机以典型的商载和真实的燃油负载处于平飞状态，飞行速度、高度以及襟翼的构型可以根据飞机飞行手册来确定。分析时应该考虑非定常的气动特性以及所有重要结构的自由度。振动载荷的确定需
要考虑上述2种备降时间对应的备降剖面中重要阶段的载荷，重要的阶段包括：（1）飞行员建立巡航状态的初始阶段；（2）巡航阶段；（3）降落阶段；（4）进近着陆阶段。

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