彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行可靠性評(píng)估工學(xué)論文

時(shí)間：2023-04-30 09:03:01 論文范文我要投稿

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　　摘要:對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行可靠性評(píng)估是檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)是否滿(mǎn)足可靠性要求的重要手段.根據(jù)某型彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過(guò)程中的各種地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)和少量的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),采用一種基于AMSAA模型的方法建立了環(huán)境因子模型,給出了環(huán)境因子的求解方法,并利用求得的環(huán)境因子獲得了等效的飛行數(shù)據(jù).在此基礎(chǔ)上分別建立了發(fā)動(dòng)機(jī)在地面環(huán)境和飛行環(huán)境下的壽命分布模型,并實(shí)現(xiàn)了可靠性評(píng)估.

彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行可靠性評(píng)估工學(xué)論文

　　關(guān)鍵詞:彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) 可靠性評(píng)估壽命分布 AMSAA模型環(huán)境因子

　　彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為導(dǎo)彈的重要組成部分,其可靠性直接影響到導(dǎo)彈的性能、壽命和費(fèi)用,因此在發(fā)動(dòng)機(jī)定型前必須對(duì)其可靠性進(jìn)行定量的評(píng)估,以檢驗(yàn)是否滿(mǎn)足提出的可靠性要求[1].確定發(fā)動(dòng)機(jī)壽命分布及可靠性評(píng)估的依據(jù)是發(fā)動(dòng)機(jī)在各種試驗(yàn)中得到的時(shí)間失效數(shù)據(jù).彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過(guò)程中所進(jìn)行的試驗(yàn)主要包括各種地面條件下的性能實(shí)驗(yàn)(磨合試驗(yàn)、加減速試驗(yàn)、二次起動(dòng)試驗(yàn)、節(jié)流試驗(yàn))、可靠性摸底試驗(yàn)、可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)[2].如何利用地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)和少量的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行可靠性做出合理評(píng)估,成為發(fā)動(dòng)機(jī)飛行可靠性評(píng)估中一個(gè)急需解決的問(wèn)題[3].本文首先給出了基于AMSAA模型的環(huán)境因子的確定方法,并利用優(yōu)化方法求得了不同地面試驗(yàn)環(huán)境相對(duì)于飛行試驗(yàn)環(huán)境的環(huán)境因子,在此基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行環(huán)境下的壽命分布建模和可靠性評(píng)估.

　　1 環(huán)境因子的確定

　　在可靠性數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)分析中可以使用環(huán)境因子將各種試驗(yàn)環(huán)境下的產(chǎn)品的試驗(yàn)時(shí)間轉(zhuǎn)化為使用環(huán)境下的試驗(yàn)時(shí)間.

　　1·1 基于AM SAA模型的環(huán)境因子

　　設(shè)某產(chǎn)品在研制階段共經(jīng)歷了m個(gè)(m≥2)試驗(yàn)項(xiàng)目;產(chǎn)品在研制期間總故障數(shù)為N;產(chǎn)品第1個(gè)試驗(yàn)項(xiàng)目起止節(jié)點(diǎn)為T(mén)0, T1,第j個(gè)試驗(yàn)項(xiàng)目的起止節(jié)點(diǎn)為T(mén)j-1, Tj(j=1,2,…,m);產(chǎn)品第q個(gè)故障的累計(jì)試驗(yàn)時(shí)間為tq(q =1,2,…,N);各試驗(yàn)項(xiàng)目的環(huán)境因子為k1,k2,…,km.則產(chǎn)品折合后在整個(gè)研制試驗(yàn)過(guò)程中的第q個(gè)故障的累計(jì)故障時(shí)間tn,q可由下式計(jì)算:

　　式中:Tj-1≤tq≤Tj;Tn,0為產(chǎn)品折合后整個(gè)研制試驗(yàn)的起始節(jié)點(diǎn);Tn,j-1,Tn,j分別為產(chǎn)品折合后整個(gè)研制試驗(yàn)中的第j個(gè)試驗(yàn)項(xiàng)目的起止節(jié)點(diǎn).此時(shí)環(huán)境因子的求解過(guò)程可表示為一個(gè)多約束極小形式的最優(yōu)化過(guò)程:min(C2N). (2)約束條件為

　　式中:U1-α/2和C2N,α為產(chǎn)品在顯著性水平為α下的增長(zhǎng)趨勢(shì)檢驗(yàn)統(tǒng)計(jì)量的臨界值及AMSAA模型擬合優(yōu)度檢驗(yàn)統(tǒng)計(jì)量的臨界值,可查文獻(xiàn)[4]的增長(zhǎng)趨勢(shì)分析臨界值表和克萊默-馮·梅賽斯檢驗(yàn)臨界值表.U為產(chǎn)品增長(zhǎng)趨勢(shì)檢驗(yàn)統(tǒng)計(jì)量;C2N為產(chǎn)品AMSAA模型擬合優(yōu)度檢驗(yàn)統(tǒng)計(jì)量,可由下式求得:

　　式(4)適用于定時(shí)截尾情形,其中Tn,m為產(chǎn)品折合后的整個(gè)研制試驗(yàn)的截止時(shí)間,-b為產(chǎn)品的增長(zhǎng)參數(shù).

　　式(5)適用于定數(shù)截尾情形,其中tn,N為產(chǎn)品折合后的整個(gè)研制試驗(yàn)中最后一個(gè)失效時(shí)間,式中的產(chǎn)品增長(zhǎng)參數(shù)-b為

　　1·2 環(huán)境因子的求解方法

　　1)環(huán)境應(yīng)力類(lèi)型的劃分

　　擬將所進(jìn)行的試驗(yàn)項(xiàng)目分為:性能試驗(yàn)(包括磨合試驗(yàn)、加減速試驗(yàn)、驗(yàn)證試驗(yàn)、濕啟動(dòng)、干啟動(dòng)試驗(yàn))、可靠性試驗(yàn)和試飛3種環(huán)境應(yīng)力類(lèi)型.

　　2)環(huán)境因子取值范圍的選取

　　本文取性能試驗(yàn)的環(huán)境因子k1的取值范圍為0~1,可靠性試驗(yàn)的環(huán)境因子k2的取值范圍為1~3;試飛的環(huán)境因子k3的取值為1.3)環(huán)境因子的求解算法式(2)和式(3)可寫(xiě)成如下的一般形式:

　　采用外部罰函數(shù)法求解式(8)確定的多約束極小值問(wèn)題.對(duì)可行域作一懲罰項(xiàng)p(x),有:式中:β為大于等于1的常數(shù),取β=2.構(gòu)造一個(gè)增廣目標(biāo)函數(shù): 式中:σ為罰因子,σ>0.于是式(8)所示的帶約束的極小值問(wèn)題轉(zhuǎn)化為無(wú)約束的極小值問(wèn)題:

　　2 壽命分布模型

　　壽命分布建模是發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性評(píng)估的前提和基礎(chǔ).根據(jù)某型彈用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的故障性質(zhì),選擇威布爾分布來(lái)描述發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命分布.因兩參數(shù)威布爾分布是三參數(shù)威布爾分布的特例,本文僅給出三參數(shù)威布爾分布參數(shù)的點(diǎn)估計(jì)方法.三參數(shù)威布爾分布的累積分布函數(shù)為: 式中:β、η和γ分別為形狀參數(shù)、尺度參數(shù)和位置參數(shù),且β、η和γ均大于零.采用基于圖估法的極大似然估計(jì)法進(jìn)行威布爾參數(shù)的點(diǎn)估計(jì).概率密度函數(shù)和失效率函數(shù)為:

　　設(shè)數(shù)據(jù)列為(t1, t2,…, tn),既含有失效的數(shù)據(jù),也含有截尾的數(shù)據(jù).令θ為待估的模型參數(shù)列(β,η,γ),則對(duì)數(shù)似然函數(shù)為: i∈CF和C分別表示失效數(shù)據(jù)和截尾數(shù)據(jù)的子集合.將上式分別對(duì)β、η和γ求偏導(dǎo)數(shù),并令結(jié)果為0,可得如下非線(xiàn)性方程組:

　　解方程組(15)可得β,η,γ的估計(jì)值.解方程組時(shí)的β,η,γ初值由圖估法給出.

　　3 飛行可靠性評(píng)估結(jié)果

　　收集到的原始數(shù)據(jù)包括15個(gè)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)和5個(gè)飛行數(shù)據(jù),如表1所示.其中地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)包括8個(gè)故障數(shù)據(jù), 7個(gè)截尾數(shù)據(jù),飛行數(shù)據(jù)均為截尾數(shù)據(jù).數(shù)據(jù)后面帶‘+’表示截尾數(shù)據(jù).

　　由表1可知,發(fā)動(dòng)機(jī)的累積故障時(shí)間為:27·5, 36·3, 82·7, 419·98, 455·58, 463·18,548·08,946·48 min.性能試驗(yàn)起始節(jié)點(diǎn)時(shí)間為0,終止節(jié)點(diǎn)時(shí)間為419·98 min;可靠性試驗(yàn)起始節(jié)點(diǎn)時(shí)間為419·98 min,終止節(jié)點(diǎn)時(shí)間為946·48 min.利用上述數(shù)據(jù)求得環(huán)境因子k1=0·95,k2=1·03.將地面試驗(yàn)中性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)乘以環(huán)境因子k1、地面試驗(yàn)的可靠性試驗(yàn)數(shù)據(jù)乘以環(huán)境因子k2、試飛的試驗(yàn)數(shù)據(jù)乘以試飛環(huán)境因子k(k=1).折合后的數(shù)據(jù)見(jiàn)表2.

　　帶‘+’的為截尾數(shù)據(jù),帶‘*’的為實(shí)際試飛數(shù)據(jù).對(duì)表1和表2分別進(jìn)行擬合優(yōu)度檢驗(yàn),確定了表1中的數(shù)據(jù)符合三參數(shù)威布爾分布,表2中的數(shù)據(jù)符合兩參數(shù)威布爾分布.對(duì)兩種壽命分布分別進(jìn)行參數(shù)估計(jì),結(jié)果如表3和表4所示.

　　發(fā)動(dòng)機(jī)地面環(huán)境下的可靠性參數(shù)和飛行環(huán)境下的可靠性參數(shù)如表5和表6所示.其中,可靠度是指在時(shí)間為90min時(shí)的可靠度,可靠壽命是指可靠度為0·8時(shí)的可靠壽命.

　　發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)環(huán)境下的可靠度函數(shù)曲線(xiàn)和飛行環(huán)境下的可靠度函數(shù)曲線(xiàn)如圖1所示.

　　4 結(jié) 論

　　1)基于AMSAA模型所確定的環(huán)境因子,是符合工程實(shí)際的.

　　2)利用地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)和經(jīng)環(huán)境因子折合后的數(shù)據(jù)得到的發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命分布模型是不同的.3)通過(guò)引入環(huán)境因子,可將地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)折合成飛行數(shù)據(jù),從而增大了發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行樣本容量,提高了發(fā)動(dòng)機(jī)飛行可靠性評(píng)估的可信度.

　　參考文獻(xiàn):

　　[1]韓慶田,楊興根,張杰.彈用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性參數(shù)的選擇和評(píng)定方法[J].飛航導(dǎo)彈,2004(3):43-46.

　　[2]肖波平.彈用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能監(jiān)視與診斷系統(tǒng)軟件研制[J].推進(jìn)技術(shù), 2001, 22(2): 111-113.

　　[3]傅博,杜振華,趙宇,等.一種基于遺傳算法的環(huán)境因子的確定方法[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2004, 30(5): 466-468.

　　[4]陳昭憲.AMSAA模型的增長(zhǎng)分析.電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗(yàn), 19954(1): 66-72.

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