涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证研究

晏祥斌 ，杨文潇，张 琼，许 多，陈 康，杨 斌，卿 华

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500；2.空军驻雅安地区军事代表室，四川雅安 625000)

1 引言

现代航空发动机的研制是一项极其复杂的系统工程，涉及众多专业的前沿技术成果[1]。研制过程中，不但要攻克各项前沿工程技术问题，还需解决技术集成及试验验证等问题，难度极大。若试验验证不充分，则无法充分暴露和解决潜在故障，将导致危害性发动机事故频繁发生。轻则造成机型停飞，重则导致灾难性后果，造成巨大的经济损失和社会影响。系统和部件作为航空发动机不可或缺的部分，对其进行充分的试验验证已成为保证航空发动机安全性的重要措施。据统计，现役各型航空发动机系统和部件的故障已占发动机总故障的70%以上，成为影响航空发动机可靠性和安全的主导因素[2]。

目前民用航空发动机领域，美国和欧洲已经形成完备的航空发动机适航体系，并已在民用航空发动机研制中全面贯彻，支撑了一系列民用航空发动机的适航取证。军用航空发动机领域，美国在20 世纪80 年代后期将适航引入军用航空器范畴[3]并颁布了《军用飞机适航性审查准则》[4]，英国国防部亦颁布了涵盖军用航空发动机适航要求的《飞机设计和适航性要求第11部——航空发动机》[5]。通过型号实践，大大降低了军用发动机灾难性事故的发生率[6]。可见，在航空发动机研制中贯彻适航要求，已成为保证航空发动机高安全性的有效途径之一。目前，我国借鉴美国联邦航空管理局适航经验建立了民用航空适航体系，尚未形成相关的军用适航要求，但军用航空发动机在研制中考虑适航要求已成为趋势。CCAR-33R2[7]第33.91 条“发动机系统和部件试验”要求对发动机系统和部件进行充分试验，以保证功能的可靠。虽然何俊等[2]对航空发动机系统和部件试验的范围和要求进行了分析，但我国尚未针对33.91 条“发动机系统和部件试验”条款要求的系统和部件试验进行充分统筹和规划，导致系统和部件试验适航验证在研制中的融合度不足，未能形成及时有效的过程控制。

本文基于CCAR-33R2 第33.91 条“发动机系统和部件试验”需求，提出了涡扇发动机系统和部件试验验证的实现路径，并建立了系统和部件试验验证项目的决断模型和阶段化及并行模型，使系统和部件的试验适航验证项目能够在研制周期中得到融合，并使融合的验证项目与验证对象之间实现匹配和过程化控制，可为涡扇发动机系统和部件试验的适航符合性验证提供指导。

2 涡扇发动机系统和部件试验的适航符合性验证体系及要素

2.1 适航符合性验证体系

CCAR-33R2 第33.91 条“发动机系统和部件试验”要求：不能通过持久试车进行充分验证的系统或部件，必须进行附加试验，以保证其在所有规定的环境和工作条件下能可靠地完成预定功能。在系统工程架构下，完成涡扇发动机系统和部件试验适航验证的融合、决断和过程化，需要完善的验证体系作为支撑。图1 所示的发动机系统和部件试验适航验证体系，描述了涡扇发动机系统和部件试验适航验证体系的基本构成。该体系以职责为基础，规划了审查/定方、总师单位和承研单位3 层结构，以系统和部件试验的适航符合性验证过程为驱动，以适航知识、模型方法、集成环境和资源为支撑，协同完成系统和部件试验的适航符合性验证。

图1 涡扇发动机系统和部件试验适航验证体系构成Fig.1 Airworthiness verification system of turbofan engine system and components

2.2 适航符合性验证要素

由图1 可知，系统和部件试验的适航符合性验证需具备必要的要素，并通过这些要素的交互协同，推动验证工作的执行。这些要素包括了适航知识、集成环境、过程、组织、设备、信息和模型方法，其交互关系如图2 所示。

图2 涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证要素及交互关系Fig.2 Compliance verification elements and their interactions of turbofan engine system and component tests

涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证在过程的触发下和在集成环境的支撑下，组织利用有关的模型方法对适航知识进行处理，形成过程约束条件，并融入过程。同时，组织获取适航有关信息，形成约束条件，融入过程。集成环境及设备是系统和部件试验适航符合性验证得以实现的载体，组织对过程进行触发和控制是符合性验证的实施主体，信息和适航知识是验证的约束条件，模型方法则为符合性验证工作的执行提供通道。由此可知，采用有效的模型方法对适航知识进行处理，将适航知识转换为能够约束过程的条件，形成高效、清晰和流畅的验证路径，并通过此路径对验证过程形成系统的规划和资源的优化配置，是保证系统和部件试验适航验证得以高效完成的关键。

3 适航验证实现路径

为实现涡扇发动机系统和部件试验适航符合性验证的系统规划和有效验证，建立了系统和部件试验适航验证的实现路径，如图3 所示。实现发动机系统和部件适航验证的关键在融合、决断、过程化及提取。通过融合，能够获取包含适航验证项目在内的、且充分的系统和部件试验，保证了验证需求的完备性；通过决断，能实现验证对象与试验项目的匹配；通过过程化，能使验证项目在研制过程中实现阶段化和时序化；依据适航验证资料的提取，能为系统和部件试验的适航符合性表明提供必要的支撑。以图3 所建立的实现路径为指导，建立系统和部件试验适航符合性验证项目的模式化决断模型和阶段化及并行模型，将成为高效实现系统和部件试验适航符合性验证的关键。

图3 涡扇发动机系统和部件适航验证实现路径Fig.3 Implementation path of airworthiness verification for system and components of turbofan engine

4 验证项目决断模型

CCAR-33R2 第33.91 条“发动机系统和部件试验”咨询通告AC 33.91-1[8]列出了26 项系统和部件试验的适航验证项目，参考已有经验及相关标准，获得覆盖航空发动机系统和部件适航验证的试验项目群，见表1。

表1 涡扇发动机系统和部件试验项目[8～10]Table 1 System and components test projects for turbofan engine

图4 涡扇发动机系统及部件试验项目决断模型Fig.4 Decision-making model of system and components test projects for turbofan engine

基于发动机系统和部件试验的适用条件，建立涵盖系统和部件试验适航验证项目的决断模型，见图4。其将系统和部件、适用条件与决断逻辑相结合，使离散的系统和部件试验项目以确定的和系统性的逻辑获得融合决断。在确定部件后，通过适用条件的判断，流转形成不同的路径，在流转路径上记录对应的项目编号，直至结束，形成部件验证项目集合。基于确定的编号规则，映射到具体验证项目，最终完成验证项目的确定。同时，决断模型也列出了典型的系统级试验。除系统特定试验外，决断模型中涉及的验证项目主要适用于部件，当系统需开展超出典型的系统级试验范围的试验时，依据型号特点及系统所属部件的验证情况，在综合考虑经济性、验证周期及充分性的基础上再确定验证项目。

5 验证项目阶段化及并行模型

通过验证项目决断模型获取的系统和部件试验验证项目趋于离散化，需对其进行过程约束。基于研制过程，对获取的验证项目进行阶段化，实现验证项目在研制中的有效嵌入。对于环境试验，通常要求使用同一部件开展验证。主要环境试验的验证次序为：冲击、振动、湿热、霉菌、砂尘、加速度、防爆。以里程碑节点为阶段划分依据，对系统和部件试验的开展进行阶段化，形成涡扇发动机系统和部件试验验证阶段时序，见图5。

基于验证阶段时序模型可知，在帮助系统和部件获得各阶段验证项目渐进验证时序的同时，也为验证项目的阶段化提供了一定的柔性，即可根据型号研制及验证情况，对给出的阶段验证项目进行适应性决断和调整，以保证各阶段验证的渐进性、互补性和充分性。

图5 涡扇发动机系统和部件试验的验证阶段时序模型Fig.5 Sequence model of system and components test for turbofan engine during verification phase

在确定系统和部件试验阶段时序的基础上，按需考虑试验多部件并行验证、研制阶段及设计更改因素，建立阶段化并行验证模型，如图6 所示。并行模型考虑了研制阶段、设计更改及并行验证因素，并以型号研制阶段为一个独立的验证阶段化时序。在判断是否存在批次更改的基础上，考虑各批次并行验证及判断验证是否沿用的逻辑因素，对系统和部件试验项目实现阶段性的并行规划。

图6 系统和部件试验的并行模型Fig.6 Parallel model of system and components test

6 验证实例分析

运用建立的适航符合性验证项目决断模型和阶段化及并行模型，以某型涡扇发动机点火系统和点火装置为例，进行实例分析。

通过验证项目决断模型，确定点火系统和点火装置的试验项目，如表2 所示。

表2 点火系统和点火装置试验项目Table 2 Test projects for certain ignition device and ignition system

运用阶段化及并行模型，并考虑验证的充分性及柔性，获得点火系统和点火装置验证的一个时序，如图7 所示。通过决断模型，获得点火系统和点火装置覆盖适航验证项目的验证项目群，然后进一步采用阶段化及并行模型，确定点火系统和点火装置在各阶段的渐进验证时序，实现对点火系统和点火装置验证的系统化控制，并在完成验证的基础上提取适航验证证据，表明点火系统和点火装置对CCAR-33R2 部第33.91 条的符合性。

图7 点火系统和点火装置的验证时序Fig.7 Verification sequences for certain ignition device and ignition system

7 结束语

以CCAR-33R2 第33.91 条“发动机系统和部件试验”的适航符合性验证为出发点，建立了系统和部件试验验证项目的决断模型和阶段化及并行模型。在识别系统和部件试验适航性验证项目的基础上，运用模型方法实现了适航符合性验证项目在系统和部件研制中的融合与适用性决断、渐进验证与过程化控制。对决断模型和阶段化及并行模型的应用表明，其能系统、稳健地引导涡扇发动机贯彻系统和部件的适航符合性验证要求，对最终提高所研系统和部件的安全性及可靠性具有积极的指导意义。