航空機エンジンは、学際的なクロスカットおよび多成分強力なカップリングを備えた典型的な複雑なエンジニアリングシステムです。それらは、高温、高圧、高速、および多目的荷重/環境で動作し、高推力、軽量、長寿命、高い信頼性など、非常に高い使用の要件を満たす必要があります。それらは、開発が非常に困難な極端な製品です。航空機エンジンのコアコンポーネントとして、ローター構造の構造的完全性と信頼性は、航空機のエンジン設計とエンジン開発を制限するボトルネックの最も弱いリンクです。
一方では、構造システムは過酷で複雑な空力、機械的および熱負荷にさらされますが、メカニック（ガス加熱ソリッド）は、材料、プロセス、その他の分野と相互作用および制約します。一方、構造寿命は大きな分散を示しますが、安全な飛行には低故障確率が必要です。現時点では、従来の決定論的設計技術は多くの課題に直面しています。微細な設計方法としての確率設計は、信頼性の要件を満たしながら、リスクを定量化し、体重を減らし、コストを削減できます。これは、高度な航空機エンジン開発のボトルネックを解決するための最も有望な重要な技術の1つです。エンジン構造設計開発
エアロエンジンの構造設計は、静的強度設計、安全なライフデザイン、決定論的な損傷耐性設計、構造的確率設計の開発プロセスを経ています。
静的強度設計の主な出発点は、特定の設計負荷の下で構造が壊れないことです。使用荷重後、アンロード後に目に見える永久変形はありません。過去の長い間、エンジンの負荷が小さいため、構造の応力レベルは非常に低く、構造寿命の要件は高くなく、静的強度設計は設計要件を満たすことができました。
1954年、イギリスの「彗星」ジェット旅客機が爆発し、海に衝突しました。事故の原因は、航空機の胴体の金属構造の疲労効果によって引き起こされる骨折損傷でした。これは、静的強度に応じた構造部品の設計が使用中の安全性を保証できず、安全なサービス寿命の問題を構造設計で考慮する必要があることを示しています。事故後、航空機エンジンの構造設計には安全寿命方法が採用されました。
安全なライフデザインの前提は、構造が欠陥のない連続した均一な体であると仮定することです。材料には特定の分散があるため、エンジニアリングの構造設計は、実験を通じて構造の平均寿命を決定し、経験を組み合わせてより大きな分散係数を与え、構造の許容寿命を得ることがよくあります。
英国国防省標準省（def stan 00-971）は、99.87％（すなわち-3σ）の信頼性を持つ曲線を安全な生活に対応するSN曲線と見なすことを要求しています。アメリカの航空ターボジェットとターボファンエンジンの一般仕様（MIL-E -5007 D）は、エンジンの典型的な構造が安全な生命設計を採用し、材料の許容強度と生命特性は-3}σに基づいていることを規定しています。米国の航空管理（FAA）では、コンプレッサーやタービンディスクなどのローター部品の寿命を、安全なライフ設計法を使用して決定することを要求しています。欧州共同航空局の耐空性規制JAR-Eは、エンジンローターパーツの寿命はSAFE Life Methodによって決定されなければならないと規定しています。
Safe Life Design Methodは、エンジン構造材料の機械的特性の分散を考慮し、サービス中の構造の安全性を確保するために、確率論的な観点から高い信頼性を確立します。ただし、実際の構造には、包含、穴（亀裂）、空洞などの初期欠陥が含まれている必要があります。したがって、安全なライフ設計方法は、構造の安全性と信頼性を保証するものではありません。
さらに、安全なライフデザインは非常に保守的な設計方法です。現在の95％の信頼レベルと99.87％の信頼性の下で、1、000構造の1つだけが指定された亀裂を持つ可能性があり、他の999も疲労寿命に達し、サービスから撤退し、大きな無駄になります。 Safe Lifeメソッドを使用して設計されたディスクの80％以上が、廃棄されてから10倍以上の寿命を持っているため、より経済的な設計と評価方法を開発する必要があると推定されています。
決定論的な損傷耐性設計は、エンジン構造の設計における安全性と経済の問題を解決できます。この方法は、安全なライフデザイン方法とは異なります。それは、材料に欠陥または小さな亀裂があると仮定し、疲労荷重の作用の下で徐々に拡大し、最終的に構造的故障につながります。決定論的な損傷耐性設計により、構造の使用条件、材料特性、およびメンテナンス要件に基づいて、構造のメンテナンスサイクルと最大許容亀裂サイズが決定され、合理的な範囲内で構造的材料の欠陥と損傷拡張を制御し[7]、エンジン構造のメンテナンスの経済的効率を効果的に改善します。
米国空軍エンジンの構造的完全性アウトライン（MIL-STD -1783）は、構造の維持サイクルを決定するために、主要なエンジン骨折部品に損傷の設計、テスト、制御を実行する必要があることを明確に述べています。ただし、決定論的な損傷耐性設計方法は、生命の分散に対するさまざまなランダム因子の影響を正確に考慮することは困難であり、構造の故障確率と入力パラメーターの感度を正確に予測することはできません。
上記のエンジン構造設計プロセスで研究および確立された基準、法律、および方法はすべて決定論的です。つまり、材料特性、製造プロセス、ミッションの使用量、およびその他のパラメーターは固定値を使用し、構造の疲労寿命を正確に予測できません。したがって、構造重量、サービス寿命、設計基準を最適化してバランスさせることは困難であり、定量的信頼性インデックスを提供することは不可能です。信頼性を備えた生活の要件は、最新のエンジン設計の顕著な特徴であり、構造的確率設計は、構造的信頼性を確保するための重要な設計方法です。
構造的確率設計法は、構造に作用する実際の外部負荷と構造の実際のベアリング能力は両方とも確率的量であると考えています。設計中に正確な値を与えることは不可能です。これらは、特定の分布に従うランダム変数またはランダムプロセスと呼ばれます。これを構造設計の出発点としてとる[10]は、客観的な現実によりよく準拠することができます。統合された高性能タービンエンジンテクノロジープログラム（IHPTET）の研究では、米国は確率論的設計方法を提案し、ローターシステムの確率設計システム（PDS）を確立し、構造設計保護区を許容可能な信頼性レベルに低下させ、図2に示すように、エンジンのエンジンに示すように、安全性と作業能力を確保しました。主要なテクノロジーの1つとしてのブレードの確率的高サイクル疲労。米国のエンジン構造整合性プログラム（MIL-HDBK -1783 b）は、従来の安全因子や決定論的マージンの代わりに確率的設計マージンを使用すると、コンポーネント応答の変化をより正確に表すことができることも指摘しました。米国のFAAは、民間航空の分野における構造確率設計の適用を促進し、FAR33.14をFAR33.70に置き換えました。つまり、確率的損傷耐性設計はエンジンの生命制限部品に対して行われ、故障リスクレベルは設計ターゲットリスクと比較することにより決定されます。
高度な航空機エンジンの性能要件を満たすために、粉末合金、金属間化合物、セラミック材料、複合材料などのますます多くの新しい材料が絶えず出現しています。これらの材料は、強度、ストレス、密度などの特定の特性における従来の金属合金よりも明らかな改善がありますが、その材料特性には多くの不確実な要因と新しい故障モードがあり、決定論的設計方法の使用は大きな逸脱を生成します。したがって、新しい材料、新しい構造、および新しいプロセスシステムの下で、典型的なエンジン構造に確率的設計方法を採用することがより必要です。典型的なエンジン構造の確率的設計のための重要な技術
1。ランダム因子の確率モデル（1）荷重分散航空機エンジン、特に軍事エンジンは、クルージング、単純なスタント、複雑なスタント、フォーメーション、攻撃、傍受など、多くの飛行ミッションを完了する必要があり、機械的荷重、航空荷重、温度負荷などのエンジン構造の作業負荷の大規模な分散をもたらします。エンジン負荷確率モデルの確立は、負荷スペクトル処理技術と組み合わせる必要があり、エンジン荷重スペクトルや構造荷重スペクトルなどの損傷変換原理を研究する必要があります。エンジンフィールド飛行負荷スペクトルとテストスペクトルを収集および処理することにより、典型的なエンジン構造の荷重変動則が時間の経過とともに取得され、統計理論を使用して、典型的なエンジン構造の作業荷重確率統計特性を確立します。
（2）材料分散エンジン構造材料の調製プロセスの違いは、材料の機械的性能パラメーター（弾性モデル、ポアソン比、ストレス - 鎖曲線など）の分散につながります。同時に、処理技術の複雑さにより、典型的なエンジン構造のさまざまな部分の材料特性も大きく異なります。したがって、実験によって検証された確率モデルを確立するには、構造のさまざまな部分の特性シミュレーション部分のテストデータを組み合わせる必要があります。
たとえば、材料環状ストレス - 鎖関係の分散を処理するために、ひずみは弾性ひずみ成分と塑性ひずみ成分に分解し、弾性ひずみ成分、プラスチックひずみ成分、および応力の線形方程式に分解できます。上記の方程式はランダム化されており、図3に示すように、環状応力鎖の確率モデルは回帰法によって確立されます。
初期欠陥ランダム性。鍛造、キャスティング、ホットアイソスタティックプレスなどの材料準備方法の場合、図4に示すように、材料内の包含、穴、空洞などの初期欠陥の数、位置、およびサイズはすべてランダムです。したがって、表面/副次的/内部欠陥の典型的なエンジン構造の典型的なエンジン構造の欠陥確率モデルを確立する必要があります。幾何学的寸法のランダム性。典型的なエンジン構造の幾何学的寸法は、機械的処理技術の不安定性のためにランダムです。この目的のために、感度分析を通じて典型的なエンジン構造の重要な幾何学的寸法パラメーターを決定し、重要な幾何学的寸法の統計を実施して確率分布特性を確立する必要があります。
残留応力ランダム性。エンジン構造の表面処理技術（ショットピーニング、レーザー強化など）、熱処理技術（固形溶液、老化など）、およびその他のプロセス（線形摩擦溶接、電子ビーム溶接など）などの処理技術の不安定性は、表面および構造内のランダムな残留応力につながります。残留応力の確率モデルは、数値シミュレーション、プロセス検査、数学統計を通じて体系的に研究する必要があります。
欠陥検出技術のランダム性。異なる検出技術は、最小検出可能な欠陥のサイズと位置のランダム性につながります。このランダム性を説明するために、欠陥検出（POD）の確率が導入されています。十分な欠陥タイプ、サイズ、位置を持つ損傷した標本を準備し、欠陥検出テストを実施し、検出データの数学モデルを確立することにより、検出技術のPOD曲線は統計処理によって取得されます。
2。典型的なエンジン構造典型的なエンジン構造（タービンブレード構造など）は、ガス硬化型のマルチフィールドの複雑な交互の荷重/環境にさらされます。それらの故障モードは、ほとんどが疲労感、熱機械疲労、高-lowサイクルコンポジット疲労などのエンジン/エンジンの疲労障害モデルに基づいた疲労疲労、高-lowサイクルコンポジット疲労などの複合疲労障害です。実験は、エンジン構造の確率的設計の重要な技術となっています。理論的研究と実験的検証を密接に組み合わせて、複雑な負荷/環境での典型的なエンジン構造の複合障害モードのメカニズムを明らかにし、対応する複合疲労寿命予測方法を開発する必要があります。荷重、材料、およびプロセスの分散と組み合わせて、実験によって検証された典型的なエンジン構造の複合疲労障害確率モデルが確立されます。
北京航空大学の宇宙飛行士大学の構造強度と学際的最適化研究グループは、WP7エンジンの高圧タービンディスク（GH33で作られたGH33で作られています）を取り、疲労 - 疲労モデルと設計方法を研究および開発するためのオブジェクトとして、疲労包装カップリングの故障モードの攻撃障害モードを備えたターバイン産のデスクを備えているターバインのデスクにしたターバインの装備を備えているターバインのディスクを検証しているタービンのデスクの設計方法を研究および開発するためのオブジェクトとして取得します。設計アプリケーションの材料特性（図5）。 3。構造確率的応答分析技術
典型的なエンジン構造の確率的設計には、多くの分野と複雑な構造が含まれます。数値手法を使用して構造障害確率/信頼性を解くために直接使用すると、計算時間が長すぎます。したがって、構造的確率論的応答分析方法を確立することは、典型的なエンジン構造の確率的設計のための重要な技術です。
現在、モンテカルロ法と組み合わせた応答表面法は、構造確率応答分析を実行するためによく使用され、典型的なエンジン構造に適した高効率および高精度の確率応答分析方法のセットが開発され、構造確率分析における大規模な計算の問題を解決します。ラテンハイパーキューブ法、準モンテカルロ法、ラテン重心サンプリング、重要なサンプリングなどのサンプリング方法を使用できます。ニューラルネットワーク、クリギングモデル、サポートベクターマシンなどの近似モデリング方法を選択できます（図6）。
4.ランダム因子感度分析
ランダム因子の感度分析により、一方では、構造生命の分散に影響を与える主な要因を決定することができ、典型的なエンジン構造の確率的設計の設計基盤を提供します。一方、構造確率設計に低感度インジケーターを持つランダム変数は、決定論的なパラメーターに処理され、計算時間を節約し、ソリューション効率を改善できます。主なランダム因子の分散に焦点を当てることは、構造障害確率/信頼性のソリューション精度を改善する上で、他の要因よりも直接的かつ重要です。
5.エンジンの典型的な構造確率設計システム私の国の航空エンジン材料プロセスシステムを目指して、航空エンジンの確立典型的な構造確率設計プラットフォームプラットプラットフォームは、独立した知的財産権を備えています。エンジン構造の確率設計プラットフォームの実現には、多数の反復計算が必要です。計算プロセス中の幾何学モデルの各変更により、メッシュや境界条件などの分析データがそれに応じて変化します。したがって、幾何学モデルと分析モデルの間の接続技術、メッシュの自動再構築とメッシュの自動荷重は、解決する必要がある技術的な困難です。
たとえば、Beihang Universityの構造強度と学際的最適化研究グループは、仮想ブロックを使用して複雑な幾何学的構造を置き換えて柔軟なマルチブロックメッシュを確立し、フォロワーポイントの制約を導入して、最適化の最適化のメッシュ構造のメッシュ再構成を実現し、マルチディスディスクライディスブレードのメッシュメッシュのメッシュのメッシュのメッシュ問題を解決します。図7に示されています。国防973プログラムのサポートにより、Beihang Universityの構造強度と学際的最適化研究グループは、タービンディスクの決定論的設計プロセスに基づいてタービンディスクの確率設計プロセスを提案し、確立し、最初に中国の最初のタービンディスク構造生存設計システム（TPD）を確立しました。これには、ロードスペクトル処理、ランダム変数処理、幾何学モデリング、故障モード分析、設計の意思決定の主な機能が含まれ、図8に示すように、UG、ANSYS、MATLABなどの商用ソフトウェアを統合します。
典型的なエンジン構造の確率的設計技術は、高度なエンジン研究開発のボトルネックを解決するための最も有望な重要な技術の1つになりました。中国の高度な航空エンジンの重要な部分の開発に徐々に使用されています。地元で適用されており、効果が表示され始めています。開発の次のステップでは、以下の研究作業を深め、強化する必要があります。
1。材料プロセス構造確率的統合設計構造設計、材料、およびプロセスの統合と反復は、高度なエアロエンジン開発のレベルを改善するための基本的なパスです。エンジン構造の確率設計技術の効果的なアプリケーションは、材料とプロセスの統合された考慮事項と分離できません。したがって、エンジン構造の確率的設計は、設計の源から開始し、エンジン構造の信頼性に関する典型的な構造製造に敏感なパラメーターの影響メカニズムと定期的な調節を明らかにし、製造に敏感なパラメーターを統合する典型的なエンジン構造の確率的設計方法を形成する必要があります。
2。信頼性に基づく学際的な最適化設計航空エンジンの構造設計には、空力、材料、熱伝達、構造、強度などの多くの分野が含まれます。分野は互いに結合されています。単一の規律の確率的設計は、設計された構造が使用の信頼性要件を満たしていることを保証することはできません。
