适航导论-民机动力系统

民机动力系统《适航概论》民机分类民机主要包括以下四类：正常类、实用类、特技类、通勤类飞机（CCAR-23）运输类飞机（CCAR-25）正常类旋翼航空器（CCAR-27）运输类旋翼航空器（CCAR-29）民机分类正常类、实用类、特技类、通勤类飞机（CCAR-23）正常类（9座以下，5700kg以下，非特技飞行）实用类（9座以下，5700kg以下，有限特技飞行）特技类（9座以下，5700kg以下，不加限制，但有例外）通勤类（19座以下，8618kg以下，非特技飞行，螺旋桨驱动，多发飞机）动力装置活塞发动机（风冷、液冷）涡轮发动机（小型）涡喷发动机涡扇发动机涡桨发动机民机分类运输类飞机（CCAR-25）大型民航飞机大型运输机动力装置活塞发动机（早期飞机，现基本淘汰）涡轮发动机涡喷发动机（已淘汰）涡扇发动机涡桨发动机民机分类正常类旋翼航空器（CCAR-27）起飞重量不大于3180kg座位数不大于9单发动机或者多发动机动力装置活塞发动机涡轴发动机民机分类运输类旋翼航空器（CCAR-29）最大重量无限制座位数无限制一般为多发旋翼机动力装置活塞发动机（基本淘汰）涡轴发动机动力系统适航性航空发动机安全性根据IATA的统计报告，航空发动机的危险性失效是导致航空灾难性事故的最主要因素。78动力系统适航性航空发动机安全性问题为何如此突出？工作环境恶劣高温高压高转速危险机理复杂强整体强瞬变航空燃气涡轮发动机的特征航空发动机的瞬变性航空发动机过渡过程由一个状态向另一个状态变化的过程如：加速，减速，环境变化，零部件失效等多物理机制作用的复杂过程航空发动机的瞬变性压力扰动传播时间约0.003-0.02s航空发动机的瞬变性空气系统容腔压力响应时间约0.02-5s航空发动机的瞬变性发动机转子转速响应时间约4-8秒6000140001200010000800016000转子转速/rpm0 2 4 6 8 10 12 14时间/s转子转速航空发动机的瞬变性零部件热稳定时间需要约20-400秒过渡过程篦齿相对偏移可达6mm以上航空发动机的瞬变性过渡过程轴向力可达最大稳态值1.5倍以上容积小流量大响应快容积大流量小响应慢024612141601000002000003000004000005000008 10时间（s）压力

(Pa)

前腔压力后腔压力前后压差航空发动机的瞬变性过渡过程涡轮盘热应力可达最大稳态值2倍以上航空发动机的瞬变性航空发动机各子系统是一个不可分割的整体3000多个零件40个子系统8个单元体模块航空发动机？ No航空发动机系统性航空发动机系统性直接影响：通过物理接口或物理接触直接作用如：叶片与轮盘的榫槽连接间接影响：非物理接触部件之间影响如:A8面积 & LPC喘振裕度蓖齿间隙

&

转子轴向力时间累计：几何、物理、化学属性随时间的变化如：封严间隙随时间的变化航空发动机系统性低压涡轮导向器面积减小1%（保持n2不变）：LTP膨胀比增大HTP膨胀比减小T4*增大T5*增大n1增大P2*增大SM减小P？F？发动机系统影响（牵一发，动全身）•……低压涡轮导向器面积减小1%（保持n2不变）：低压转子物理转速上升燃烧室出口温度上升机匣压力升高高压压气机喘振裕度下降高压涡轮叶片平均温度升高高压涡轮盘心温度升高低压涡轮叶片平均温度升高低压涡轮盘心温度升高高压涡轮盘后腔压力增加高压涡轮盘后腔压力增加轴向力增加48rpm15K29kPa1.1百分点11K5.6K5.2K3.3K45kPa9kPa680kg航空发动机系统性局部加强未必提高安全性超温至一定程度，叶片必须烧蚀如果叶片不烧蚀，将导致轮盘破裂叶片烧蚀提高叶片耐温水平超温事件导致轮盘破裂强度不足局部加厚瞬态过程热应力增加，降低寿命冷却不足扩大气膜孔瞬态过程诱发燃气入侵，加剧损伤安全性问题不能“想当然”航空发动机是一个复杂系统复杂系统的安全性无法通过有限的试验直接表明危害性发动机后果的预期发生概率不超过定义的极小可能概率(概率范围是10-7到10-9次／发动机飞行小时)。重要发动机后果的预期发生概率，不超过定义的微小可能概率(概率范围是10-5到

10-7次／发动机飞行小时)。安全性的实现如果某失效事件失效率>极小可能必须有被动安全措施阻止该失效发展为危害性影响如：

控制系统失效导致超温如果无法阻止某失效事件演变为危害性影响必须有主动安全措施保证：失效率<极小可能如：涡轮盘破裂航空发动机限寿件发动机限寿件寿命限制件非寿命限制件寿命管理流程安全性分析流程可接受的安全性水平发动机限寿件寿命限制件非寿命限制件寿命管理流程安全性分析流程寿命估算风险评估FHAPSSASSA发动机限寿件非限寿件执行系统安全性分析流程2015-01-0330发动机限寿件限寿件执行寿命管理流程仅限于北航《适航概论》课程使用，请勿用于其它用途。 发动机限寿件发动机寿命限制件：发动机限寿件指的是其主要失效可能导致危害性发动机后果的转子和主要静子结构件包括：盘、轮毂、轴等高压机匣非冗余的安装部件……不包括：叶片导向器管路……发动机限寿件危害性发动机后果：①

非包容的高能碎片；②

客舱用发动机引气中有毒物质浓度足以使机组人员或乘客失去能力；③

与驾驶员命令的推力方向相反的较大的推力；④

不可控火情；⑤

发动机安装系统失效，导致非故意的发动机脱开；⑥

如果适用，发动机引起的螺旋桨脱开；⑦

完全失去发动机停车能力。注：完全失去发动机停车能力—危害性发动机后果完全丧失发动机推力—轻微发动机后果CCAR 33.75发动机限寿件发动机限寿件涡轮叶片为何不是限寿件？设计保证：烧蚀、上1/3断裂机匣包容性：被动安全CCAR33.19发动机限寿件可调导向器叶片为何不是限寿件？可调导向器叶片失效

发动机喘振发动机在起飞功率下能够承受喘振发动机限寿件限寿件其失效能够演变为危害性发动机后果没有阻止上述后果的发生的措施，或者即便采取了措施，也可能是无效的非限寿件其失效不能演变为危害性发动机后果，或者有阻止上述后果的发生的有效措施若不能保证被动安全措施的有效性，那么该零件将成为限寿件，例如：如果涡轮叶片不能被包容如果发动机不能承受喘振影响限寿件寿命的因素：温度载荷及其时间历程应力载荷及其时间历程材料特性及缺陷概率分布仅有寿命评估是不够的：寿命期内也存在失效风险失效风险<DTR通常为10-8/飞行小时发动机限寿件转子转速：15000rpm叶片离心力：22吨轮盘温度：800K工程计划-设计赋予包括确定和维持发动机寿命限制件的寿命性能所需的所有假设、技术数据及活动的计划。制定和执行工程计划是合格审定前、后过程中的所有活动的一部分。制造计划-制造实现确定专门的零部件加工工艺限制的计划。这些限制必须包含于加工定义中，以确保能够一致地生产出具有工程计划所要求属性的所有发动机寿命限制件。使用管理计划-维护保持定义与ELLP相关的维护过程以及零部件修理计划，使其可保持工程计划所要求的属性。是持续适航文件的一部分。符合性方法-验证表明、审定接受分析、部件试验、过程控制2015-01-03

38示例分析-发动机限寿件2015-01-03

39示例分析-发动机限寿件限寿件寿命评估流程2015-01-0340示例分析-发动机限寿件示例分析-发动机限寿件（1）飞行剖面的选取（AC33.70-1）发动机飞行循环应当包括一次完整飞行（或多次飞行）的不同飞行阶段（various

flightsegments

）。飞行剖面定义为随时间变化的功率需求（are

defined

as

the

power

required

versus

time），作为性能分析的输入或边界条件。典型状态点地面起飞最大气动负荷最大热力负荷涡轮冷却设计……差距：以“典型”状态点替代最危险的过渡过程示例分析-发动机限寿件峰值应力与最高温度并不同时出现峰值应力一般均出现在过渡过程中源于（AC33.70-2）仅限于北航《示例分析-发动机限寿件飞行剖面的选取（AC33.70-1）发动机飞行循环应当包括一次完整飞行（或多次飞行）的不同飞行阶段（various

flightsegments

）。飞行剖面定义为随时间变化的功率需求（are

defined

as

the

power

required

versus

time），作为性能分析的输入或边界条件。编号状态点飞行Ma飞行高度(km)1设计状态002最大气动负荷1.1403超音巡航1.5114最大热力负荷2105涡轮冷却设计2206最小气动负荷1.2207亚音巡航0.8118慢车00适航要求的输入条件工业部门实际选用的状态点适航概论》课程使用，请勿用于其它用途。示例分析-发动机限寿件2015-01-0344示例分析-发动机限寿件2015-01-0345（2）性能分析（AC33.70-1）针对每个飞行阶段，申请人应当确定其对应的内部性能参数（internal

performance

parameters），即转子转速、内压和温度等。性能参数应当针对制造容差、控制容差、装配容差（

production

tolerances,

control

tolerances）以及重要的大修间隔期内可能发生的发动机衰变（

engine

deterioration

）进行修正。申请人还应当考虑发动机运营期间经历的环境温度的范围和起飞海拔条件，以及发动机冷、热启动（

cold

and

hot

engine

starts

）所带来的影响。示例分析-发动机限寿件国外典型性能分析工具PROOSIS（PropulsionObject-OrientedSimulation

Software）46仅限于北航《适航概03.51099.598907050301020.51810 1820 1830 1840 1850 1860 18700501001502002503001810 1820 1830 1840 1850 1860 1870T4CountsCumulative

Counts04.01035030099.598907050301020.59909951000 1005 1010 1015 10209909950250200150100501000 1005 1010 1015 1020T4论》课程使用，请勿用于其它用途。CountsCumulative

Counts示例分析-发动机限寿件示例分析-发动机限寿件2015-01-03482015-01-0349示例分析-发动机限寿件（3）空气系统分析（AC33.70-1）（a）申请人必须确定寿命限制件承受的压力载荷、热载荷和机械载荷，这需要进行传热和结构强度分析，其边界条件源于内部性能参数（internalperformance

parameters），并需要在各种飞行条件下采用分析和经验的工程方法来确定。（b）申请人可利用完善的空气动力学设计软件（aerodynamic

design

software）确定流路的级间数据（interstage

data），包括气体温度、压力和质量流量。对压气机和涡轮而言，应当是每一级转子叶栅和静子叶栅的详细级间数据。（c）级间数据是二次空气系统分析的边界条件。通过分析软件预测机匣和盘腔内可作为热分析的边界条件的气体温度、压力和气体流动，包括盘腔环流、燃气入侵以及泄露等。盘腔压力为结构分析的边界条件。（d）申请人必须通过发动机台架试验来校准软件，从而保证二次空气流动系统软件的精确性。示例分析-发动机限寿件差距：以稳态分析为主，不具备瞬态空气系统测试设备，瞬态空气系统51分析方法尚不成熟示例分析-发动机限寿件示例分析-发动机限寿件2015-01-0352示例分析-发动机限寿件2015-01-0353（4）热分析（AC33.70-1）申请人必须确定各个寿命限制件的温度水平，以确保能够准确估算由热载荷和温度梯度（thermal

loads/temperature

gradients）变化引起的循环应力和应变。为准确算出最大损伤应力，申请人必须确定部件在飞行剖面各阶段的稳态和瞬态温度（

steady

state

and

transient

temperatures

）分布。申请人应当在发动机研制试验中验证瞬态和稳态部件温度。示例分析-发动机限寿件-500501001502002503003504008500800090001100010500100009500转速/rpm时间/s转子转速-50050100150200250300350400806040200-20100120温差/K时间/s轮盘两点的温差时间：0秒转速：8239rpm温差：33K时间：10秒转速：9998rpm时间：50秒转速：9994rpm时间：350秒转速：9993rpm温差：49K时间：5秒转速：10010rpm温差仅：限39于K

北航《适温航概差论：》52课K

程使用，请勿温用差于：其1它06用K

途。在同样的离心力载荷下，轮盘内部瞬态温度梯度可达稳态值的2倍以上-50050100150200250300350400600550500800750700650900850温度/K时间/s盘心温度2015-01-0355示例分析-发动机限寿件示例分析-发动机限寿件56（5）应力分析应力分析技术包括用来确定寿命限制件应力-应变分布的分析和经验方法。这些技术必须能够确定在每个寿命限制部位的循环应力和应变，并能够评估整个飞行循环中发动机转子转速、机械和压力载荷、热梯度、装配预载荷及部件装配载荷的变化带来的影响。申请人应当特别关注应力集中部位如孔、洞、截面改变处、凸缘、焊接处以及安装榫槽。分析内容应该足以完全定义在整个飞行剖面内应力-应变状态随时间变化的关系。示例分析-发动机限寿件57示例分析-发动机限寿件2015-01-035859示例分析-发动机限寿件（6）寿命预测综合应力－应变、温度历程与合适的材料及循环疲劳测试数据确定零部件的低周疲劳裂纹萌生寿命。考虑塑性和蠕变带来的影响。用统计方法考虑材料的分散性需要低循环试验验证在寿命期内，限寿件仍然存在失效风险

示例分析-发动机限寿件事故教训

1989年SiouxCity空难后，FAA通过AIA（Aerospace

Industries

Association）/RISC（Rotor

Integrity

Sub-Committee）要求航空发动机相关的工业部门回顾相关技术从而提出损伤容限方法，降低发动机高能部件非包容事故的事故率，作为当时采用的安全寿命方法的一种补充。

随后，在FAA的引导下美国SWRI，联合四大航空发动机公司（Honeywell、Rolls-R