飞机发动机非包容失效安全性分析系统及方法

摘要

本发明公开了飞机发动机非包容失效安全性分析系统及方法，属于飞机特殊风险分析与评估的技术领域。所述飞机发动机非包容失效安全性分析系统包括需求信息处理模块、参数设定模块、模拟仿真和结果输出模块。所述飞机发动机非包容失效安全性分析方法：确定发动机转子碎片相对于飞机数字样机的位置参数、尺寸参数；在失效碎片可达区域范围内，采用基于区域划分和层次包围盒法检测发动机转子碎片可能导致失效的飞机设备模型，通过对仿真结果矩阵和最小割集做布尔运算，识别灾难性功能危险并定量给出转子非包容失效安全性的分析结果。本发明在飞机设计阶段快速精确地识别出转子非包容失效的潜在危险，为飞机系统安全性设计和构型设计提供技术支持。

说明书

技术领域

本发明公开了飞机发动机非包容失效安全性分析系统及方法，属于飞机特殊 风险分析与评估的技术领域。

背景技术

发动机高速运转时，从转子脱落的碎片不能被包容而与发动机转子脱离并穿 透发动机机匣的失效状态即为发动机转子非包容失效。转子非包容失效是威胁飞 机使用安全的典型特殊风险之一。转子的非包容碎片可能会穿透飞机机身、机翼、 燃油箱，并破坏飞机的管路、线路等，造成机舱失压、燃油泄漏、系统部件失效 和控制失灵等后果，极可能导致灾难性事故的发生。因此，对飞机发动机转子非 包容失效安全性的分析尤为重要。国外各航空大国非常重视发动机转子非包容碎 片失效的问题，从上世纪60年代起就全面开展了相关领域的研究工作，其涉及 的研究领域主要包括以下方面：发动机非包容故障统计和非包容失效模式研究、 先进材料机身防护技术研究等。

国内在本领域研究起步较晚，到目前为止仅对发动机非包容事故作过一些统 计工作，对于安全性分析和评估方面尚未形成一套行之有效的分析方法，更没有 可用于转子非包容失效安全性分析和评估的手段和工具。国内转子非包容失效安 全性分析、评估仍停留在经验估算层面，，对于飞机这样的高地集成和复杂系统， 会造成遗漏多个系统同时失效时的组合危险，同时由于其分析评估的难度和工作 量非常大，导致分析与评估效率低、成本高、周期长，在实际工程型号中无法实 施，不具有工程实用性。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述背景技术的不足，提供了飞机发动机 非包容失效安全性分析系统及分析方法。

本发明为实现上述发明目的采用如下技术方案：

飞机发动机非包容失效安全性分析系统包括：需求信息处理模块、参数设定 模块、模拟仿真和结果输出模块，需求信息处理模块、参数设定模块、模拟仿真 和结果输出模块均与数据库交互；

所述需求信息处理模块用于导入飞机数字样机模型、灾难性功能危险分析数 据、故障树分析数据，建立从灾难性功能危险分析数据到故障树分析数据的映射 关系、从故障树分析数据到飞机数字样机模型的映射关系；

所述参数设定模块用于确定转子在飞机数字样机中的位置参数、尺寸参数、 转子非包容失效碎片可达区域范围的参数、失效风险因子参数、仿真精度值，其 中：所述失效风险因子参数是导致飞机灾难性功能危险的最小割集被触发而飞机 未发生灾难性事故的情况下引入的参数，失效风险因子参数的取值范围为[0，1]；

所述模拟仿真和结果输出模块用于进行转子与飞机数字样机模型的碰撞检 测，输出碰撞检测的结果，并定量分析转子非包容失效导致飞机发生灾难性危险 的概率。

飞机发动机非包容失效安全性分析方法，包括如下步骤：

步骤1，需求信息处理模块导入飞机数字样机模型、灾难性功能危险分析数 据、故障树分析数据，建立从灾难性功能危险分析数据到故障树分析数据的映射 关系、从故障树分析数据到飞机数字样机模型的映射关系；

步骤2，在参数设定模块确定转子在飞机数字样机模型中的位置参数、尺寸 参数、转子非包容失效碎片可达区域范围的参数、仿真精度值和失效风险因子参 数；

步骤3，模拟仿真和结果输出模块进行转子非包容失效安全性分析，具体实 施如下：

步骤A，在转子非包容失效碎片可达区域范围内，对转子碎片进行空间几何 变换得到转子碎片的触发位置；

步骤B，对转子非包容性失效碎片可达区域进行空间区域划分，用包围 盒包围飞机数字样机设备模型、转子碎片模型；

步骤C，将飞机数字样机设备模型包围盒逐个与转子碎片模型包围盒进行碰 撞检测，找出所有与转子碎片模型包围盒相交的飞机数字样机设备模型包围盒；

步骤D，对于与转子碎片模型包围盒相交的飞机数字样机设备模型包围盒： 做飞机数字样机设备模型三角面片与转子碎片模型三角面片的碰撞检测；

步骤4，根据步骤1建立的故障树分析数据到飞机数字样机设备模型的映射 关系确定转子非包容失效碎片扫掠路径下失效飞机数字样机设备模型，对步骤3 的仿真结果进行布尔运算，定量分析转子非包容失效导致飞机整机故障的概率， 具体实施如下：

步骤4-1，确定碰撞结果矩阵中各元素的取值，所述碰撞结果矩阵元素的取 值为1时表示飞机数字样机设备被转子碎片击中并失效；所述碰撞结果矩阵元素 的取值为0时表示飞机数字样机设备未被转子碎片击中；

步骤4-2，将故障树分析数据中得到的最小割集矩阵列向量与碰撞检测结果 矩阵列向量逐列进行布尔运算；

当最小割集矩阵列向量为碰撞仿真结果矩阵列向量的子集时，判定该次碰撞 触发了最小割集，统计最小割集触发次数；

步骤4-3，定量计算飞机整机因转子非包容失效导致飞机灾难性危险的概 率，具体实施如下：

步骤a，根据步骤4-2统计最小割集触发次数确定触发不同灾难性危险下最 小割集的个数，求得飞机数字样机在单级转子非包容失效时的灾难性危险概率；

步骤b，考虑飞机发动机数目、每台发动机转子的级数，叠加各级单级转 子非包容失效时的灾难性危险概率，求得飞机整机因发动机转子非包容失效导 致飞机灾难性危险的概率；

步骤c，检验仿真的精确度：当步骤b所求得的飞机整机因转子非包容失效 导致飞机灾难性危险的概率符合步骤2设置的仿真精度值时，结束转子非包容失 效安全性分析；否则，返回步骤3。

所述飞机发动机非包容失效安全性分析方法中，步骤D具体实施如下：

步骤D-1，对飞机数字样机设备模型的三角面片、高能转子碎片模型的三角 面片分别做层次分解，构造飞机数字样机设备模型的层次包围结构树以及高能转 子碎片模型的层次包围结构树：

若高能转子碎片模型、飞机数字样机设备模型层次包围结构树的根节点相 交，进入步骤D-2；否则，做下一个飞机数字样机设备模型三角面片与高能转子 碎片模型三角面片的碰撞检测；

步骤D-2，按照深度优先的方法递归遍历飞机数字样机设备模型的层次包围 结构树以及高能转子碎片模型的层次包围结构树，确定与高能转子碎片模型层次 包围结构树根节点相交的飞机数字样机设备模型层次包围结构树叶节点，进入步 骤D-3；

步骤D-3，对飞机数字样机设备模型层次包围结构树叶节点和高能转子碎片 模型层次包围结构树叶节点做三角面片相交测试，仅当所述三角面片相交时，判 定所述飞机数字样机设备模型被高能转子碎片穿透，将被穿透的飞机数字样机设 备名称保存至数据库。

本发明采用的技术方案，具有以下有益效果：本发明实现了在飞机设计阶段 快速精确的识别转子非包容失效的潜在危险，能为飞机系统安全性设计和构型设 计提供技术支持和方法手段。

附图说明

图1为飞机发动机非包容失效安全性分析系统的示意图。

图2为需求信息处理模块建立灾难性功能危险分析数据、故障树分析数据、 飞机数字样机模型之间映射关系的示意图。

图3为当转子中心不在飞机数字样机所在坐标系的原点时，转子碎片做空间 几何变换的示意图。

图4为模型包围盒相交测试的示意图。

图5为对飞机数字样机设备模型三角片做层次分解的示意图。

具体实施方式

下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明：

如图1所示的飞机发动机非包容失效安全性分析系统，包括需求信息处理模 块、参数设定模块、模拟仿真和结果输出模块，需求信息处理模块、参数设定模 块、模拟仿真和结果输出模块均与数据库交互。

需求信息处理模块用于导入飞机数字样机模型、灾难性功能危险分析数据、 故障树分析数据。如图2所示，建立从灾难性功能危险分析(FHA)数据到故障 树分析(FTA)数据的映射关系f、从故障树分析数据到飞机数字样机设备模型 的映射关系g。飞机功能危险中的灾难性危险集合A包括a₁、a₂等功能危险。故 障树分析中的底事件集合B包括b₁、b₂等底事件。飞机数字样机的设备模型集 合C包括c₁、c₂等设备模型。A与B遵循映射关系f，B与C遵循映射关系g。

参数设定模块用于确定转子在飞机数字样机模型中的位置参数、尺寸参数 (半径、厚度、叶片长度、转子碎片扫掠路径长度)，转子非包容失效碎片可达 区域范围参数以及仿真精度。在导致飞机灾难性功能危险的最小割集被触发时会 出现飞机未发生灾难性事故的情况，为了弥补故障树分析时不能考虑事件的多态 性，引入风险因子，风险因子的取值范围为[0，1]，灾难性功能危险在飞机的每 个飞行阶段对应有一个风险因子。

模拟仿真和结果输出模块在转子非包容失效碎片可达区域范围内，通过对转 子碎片及其路径作空间几何变换完成全空间扫掠，并在每个空间角度位置进行转 子碎片与飞机数字样机设备模型间的碰撞检测，然后通过用碰撞检测结果矩阵的 列向量与飞机灾难性功能危险对应最小割集的列向量做布尔运算，完成转子非包 容失效安全性的定量分析。

飞机发动机非包容失效安全性分析方法，包括如下步骤：

步骤1，需求信息处理模块导入飞机数字样机模型、灾难性功能危险分析数 据、故障树分析数据，建立从灾难性功能危险分析数据到故障树分析数据的映射 关系f、从故障树分析数据到飞机数字样机设备模型的映射关系g。

步骤2，在参数设定模块设定转子在飞机数字样机模型中的位置参数、尺寸 参数、转子非包容失效碎片可达的空间区域参数、仿真精度值和危险因子参数。

步骤3，模拟仿真和结果输出模块进行转子非包容失效安全性分析，具体包 括如下步骤：

步骤A，在转子非包容性失效碎片可达区域范围内，对转子碎片进行空间几 何变换得到转子碎片的触发位置。

若转子中心位于飞机数字样机总体坐标系的原点，则碎片绕x、y、z轴转过 角度θ(θ是随机向量中所述的角度，对应飞散角和平动角)的变换矩阵为：

碎片绕x轴旋转的矩阵为：

$R_x\left(\theta \right)=\left(\begin{array}{cccc}1& 0& 0& 0\\ 0& \cos \theta & \sin \theta & 0\\ 0& -\sin \theta & \cos \theta & 0\\ 0& 0& 0& 1\end{array}\right)$

碎片绕y轴旋转的矩阵为：

$R_y=\left(\theta \right)=\left(\begin{array}{cccc}\cos \theta & 0& -\sin \theta & 0\\ 0& 1& 0& 0\\ \sin \theta & 0& \cos \theta & 0\\ 0& 0& 0& 1\end{array}\right)$

碎片绕z轴旋转的矩阵为：

$R_z\left(\theta \right)=\left(\begin{array}{cccc}\cos \theta & \sin \theta & 0& 0\\ -\sin \theta & \cos \theta & 0& 0\\ 0& 0& 1& 0\\ 0& 0& 0& 1\end{array}\right)$

若转子中心不在数字样机总体坐标系的原点，如图3所示，此时需要对碎片 作平动和多次转换。设某碎片所在的转子中心在发动机轴点P₁ P₂的连线上P_m位 置，绕该轴旋转角度θ，须作如下变换：

R(θ)＝T(-x_m，-y_m-z_m)·R_x(α)·R_y(β)·R_z(θ)·R_y(-β)·R_x(-α)·T(x_m，y_m，z_m)(12)

式中：T(-x_m，-y_m，-z_m)、T(x_m，y_m，z_m)使P_m与全局坐标系原点重合，R_x(α)、 R_x(-α)使P₁ P₂直线落入平面xOz内，R_y(β)、R_y(-β)使P₁ P₂直线与z轴重合， R_z(θ)使碎片绕P₁ P₂直线旋转角度θ。

步骤B，对转子非包容性失效碎片可达区域进行空间区域划分，用包围 盒包围飞机数字样机设备模型、转子碎片模型。

区域划分是将虚拟空间进行分解，只对转子碎片可达区域范围内做转子碎片 模型与飞机数字样机设备模型间的碰撞检测。

层次包围盒是用体积略大而形状简单的包围盒把复杂的几何对象包裹起来， 先进行包围盒之间的相交测试。飞机发动机非包容失效安全性分析系统中的碰撞 检测选用了轴对齐(AABB)包围盒。如图4所示，设X₁、X₂分别为转子碎片 模型与可能失效飞机设备模型的AABB包围盒，O_1i和O_2i分别为X₁、X₂的中心， P_1i和P_2i分别为点O_1i和O_2i在轴上的对应点。

判断X₁、X₂是否相交的程序为：

步骤C，将飞机数字样机设备模型的包围盒逐个与转子碎片模型的包围盒进 行碰撞检测，找出所有与转子碎片模型的包围盒相交的飞机数字样机设备模型。

步骤D，对于与转子碎片模型的包围盒相交的飞机数字样机设备模型包围盒： 做飞机数字样机设备模型三角面片与转子碎片模型三角面片的碰撞检测，具体包 括如下步骤：

步骤D-1，对飞机数字样机设备模型的三角面片、转子碎片模型的三角面片 分别做层次分解，构造飞机数字样机设备模型的层次包围结构树以及转子碎片模 型的层次包围结构树：

若转子碎片模型与飞机数字样机设备模型层次包围结构树的根节点相交，进 入步骤D-2；否则，做下一个飞机数字样机设备模型三角面片与转子碎片模型三 角面片的碰撞检测。对飞机数字样机设备模型的三角面片做层次分解的示意图如 图5所示。

步骤D-2，按照深度优先的方法递归遍历飞机数字样机设备模型的层次包围 结构树以及转子碎片模型的层次包围结构树，确定与转子碎片模型层次包围结构 树根节点相交的飞机数字样机设备模型层次包围结构树叶节点，进入步骤D-3。

步骤D-3，对飞机数字样机设备模型层次包围结构树叶节点和转子碎片模型 层次包围结构树叶节点做三角面片相交测试，仅当所述三角面片相交时，判定所 述飞机数字样机设备模型被转子碎片穿透，将被穿透的飞机数字样机设备名称保 存至数据库。

步骤4，根据步骤1建立的故障树分析数据到飞机数字样机设备模型的映射 关系确定转子非包容失效碎片扫掠路径下失效的飞机数字样机设备模型，对步骤 3得到的仿真结果进行布尔运算，定量分析转子非包容失效导致飞机整机故障的 概率，具体实施如下：

步骤4-1，由步骤3得到的仿真结果确定仿真碰撞结果矩阵

$\left(\Theta ,=,\begin{array}{cc}\left(\begin{array}{ccccc}{t}_1& ...& t_j& ...& t_n\end{array}\right)& \\ \left(\begin{array}{ccccc}{\gamma }_{11}& ...& {\gamma }_{1j}& ...& {\gamma }_{1n}\\ .& & .& & .\\ .& & .& & .\\ .& & .& & .\\ {\gamma }_{i1}& ...& {\gamma }_{\mathrm{ij}}& ...& {\gamma }_{\mathrm{in}}\\ .& & .& & .\\ .& & .& & .\\ .& & .& & .\\ {\gamma }_{k1}& ...& {\gamma }_{\mathrm{kj}}& ...& {\gamma }_{\mathrm{kn}}\end{array}\right)& \left(\begin{array}{c}{c}_1\\ .\\ .\\ .\\ c_i\\ .\\ .\\ .\\ c_k\end{array}\right)\end{array}\right)$中γ_ij的取值，

其中，i＝1，2，…，k，k表示飞机数字样机设备的数目，c_l…c_i，…，c_k为飞机数 字样机设备的标号，j＝1，2，…，n，n表示仿真的次数，t_l，…t_j，…，t_n为模拟仿真试验 的标号，γ_ij取值为1时表示在第t_j次仿真中c_i设备被转子碎片击中并失效；γ_ij取 值为0时表示在第t_i次仿真中c_i设备未被转子碎片击中；

步骤4-2，从故障树分析数据中提取出每个灾难性危险事件对应的各最小割 集矩阵$C_l^{\prime }\left(=,\begin{array}{cc}\left(\begin{array}{ccccc}{\psi }_{p1}& ...& {\psi }_{\mathrm{pq}}& ...& {\psi }_{\mathrm{pm}}\end{array}\right)& \\ \left(\begin{array}{ccccc}{\tau }_{11}& ...& {\tau }_{1q}& ...& {\tau }_{1m}\\ ...& & ...& & ...\\ {\tau }_{p1}& ...& {\tau }_{\mathrm{pq}}& ...& {\tau }_{\mathrm{pm}}\\ ...& & ...& & ...\\ {\tau }_{k1}& ...& {\tau }_{\mathrm{kq}}& ...& {\tau }_{\mathrm{km}}\end{array}\right)& \left(\begin{array}{c}{c}_1\\ \\ c_i\\ \\ c_k\end{array}\right)\end{array}\right),$q＝1，2，…，m，m表示故障树包含的最小割 集个数，p表示灾难性功能危险个数，(m、p取值在需求信息中均已确定)；

用仿真结果矩阵的列向量t_j与各最小割集矩阵列向量ψ_pq逐列进行布尔运算 t_j^ψ_pq，其中，t_j＝[γ_1j…γ_ij…γ_kj]，ψ_pq＝[τ_1q…τ_pq…τ_kq]。当t_j^ψ_pq＝ψ_pq时， 表示t_j仿真触发了最小割集，会导致飞机灾难性危险发生，统计仿真触发最小割 集的次数。统计的触发最小割集次数包括仿真中触发同一灾难性危险时最小割集 的数目，还包括仿真中触发不同灾难性危险时最小割集的数目d。

步骤4-3，定量计算飞机整机因转子非包容性失效导致飞机灾难性危险的概 率：

步骤a，根据步骤4-2的统计仿真中不同灾难性功能危险触发最小割集的次 数d，利用公式(1)计算单级转子非包容性失效导致的灾难性危险概率：

$p=\left(\begin{array}{cc}0& (d=0)\\ \underset{s=1}{\overset{u}{\Sigma }}{\lambda }_s[1-\underset{w=1}{\overset{d}{\Pi }}(1-{\mu }_{\mathrm{ws}})]& (d>0)\end{array}\right)$

其中，d为仿真中触发不同灾难性危险时最小割集的个数，u为划分的飞机 飞行阶段数，λ_s为第s个飞行阶段发生转子非包容失效的概率(通过实际统计 结果或工程经验获得)，μ_ws为第s个飞行阶段发生转子非包容性失效导致飞机 灾难性事件发生的失效风险因子，μ_ws的取值为[0，1]。

步骤b，通过单级转子非包容失效导致飞机灾难性危险的概率可进一步求 得飞机整机因转子非包容失效导致飞机灾难性危险的概率其中，e为发动机台数，r为每台发动机的转子级数，n为仿真次数。

步骤c，检验仿真精确：当步骤b所求得的飞机整机因转子非包容失效导致 飞机灾难性危险的概率符合步骤2设置的仿真精度时，结束转子非包容失效安全 性分析；否则，返回步骤3。

综上所述，本发明通过建立飞机发动机非包容失效安全性分析系统，在发动 机转子失效碎片可达区域范围内，采用基于区域划分和层次包围盒法检测发动机 转子碎片导致失效的飞机设备，通过对仿真结果矩阵与灾难性功能危险对应最小 割集矩阵的布尔运算，定量给出转子非包容失效安全性的分析结果。定量计算得 到的转子非包容性失效导致飞机整机灾难性故障的概率不符合仿真精度值时，再 次启动仿真流程直至计算得出的故障概率符合精度要求，这种反馈式的仿真进一 步提高了识别转子非包容失效潜在危险的精确性，能为飞机系统安全性设计和构 型设计提供技术支持和方法手段。