辅助动力装置转子非包容失效风险及持续适航评估

顾海健 王鹏

摘要：针对某型飞机运营中发生的辅助动力装置转子非包容失效，通过威布尔分析得到失效概率模型，采用概率风险分析建立基于蒙特卡洛仿真的风险预测方法，为方案优选提供决策依据。预测模型兼顾转子硬时限、软时限控制，考虑了失效发生的随机性，在持续适航定量评估方法上有一定创新性。

关键词：转子非包容；持续适航；风险分析；蒙特卡洛仿真

Keywords：uncontained rotor；continued airworthiness；risk prediction；Monte Carlo simulation

0 引言

适航法规要求，运输类飞机服役阶段若发生影响飞行安全的故障，如动力装置转子非包容等，飞机运营方和制造厂家必须在规定时间内报告监管部门，尽快启动故障原因调查，确定失效危险等级，评估安全风险，制定纠正措施及控制计划。

为保证飞行安全，民用飞机在运营中应尽量避免危险性故障。发动机和辅助动力装置（APU）在高温、高压、高转速下工作，转动部件失效难以避免。转子失效产生的高能碎片如不能包容，可能导致飞机系统和结构的损伤，甚至更严重后果[1-3]。受成本和技术条件制约，彻底消除转子非包容失效是不切实际的。可行的途径是将非包容失效的风险控制在可接受的水平，这可以从两方面着手：一是降低失效危险等级（影响后果）；二是减小失效发生概率。

本文以APU转子非包容失效为例，演示一种基于蒙特卡洛仿真，结合失效概率分析的持续适航评估方法。

1 持续适航评估

持续适航是指涉及所有航空器的，在其使用寿命内任何时间都符合其型号审定的适航要求，并始终处于安全运行状态的全部过程。持续适航评估的目的是保证运输类飞机在服役期内始终保持对设计标准的符合性。影响运行安全的故障是持续适航关注的重点。持续适航要求，动力装置（发动机和APU）发生影响飞行安全的失效时，航空公司或制造厂家必须调查原因，确定失效（不安全状态）危险等级，评估持续适航风险。

转子非包容失效是发动机和APU普遍存在的风险，必须重视。当前，国内主要针对设计阶段适航取证要求开展转子非包容失效研究[4-8]，采用的安全评估流程和方法与运营阶段持续适航评估的方法和流程相比存在差异[9-10]，但基本原理和准则是相通的[11-12]。将类似产品积累的经验教训应用到新研发动机的设计中，可减少类似问题的复现，降低研制风险和成本，缩短研制周期。

持续适航评估的对象是不安全状态即失效导致的危险状态，危险状态如不加以控制纠正，可能产生飞机结构损伤、人身伤害等严重性后果。对不安全状态必须进行定量风险评估，为备选纠正措施进行方案优选排序。定量评估所需数据来自机队服役经验、试验测试和工程分析。定量评估还可用于判断风险控制计划的充分性和有效性，即纠正措施是否降低了风险。风险评估包含三个要素：确定危险等级、估计发生概率、评估受影响机队的规模和使用率。

为指导航空公司和制造厂家系统化、规范化地开展持续适航评估，FAA发布了咨询通告AC39-8[9]，介绍了持续適航评估方法，简称CAAM，用于定义失效危险等级、评估风险、制定纠正措施、对备选措施排序、确认措施的有效性等。

高艳蕾[10]介绍了基于CAAM的故障风险分析及评估方法，以某涡扇发动机第8级压气机盘断裂失效为对象，演示了风险分析评估的基本流程。典型的持续适航评估包含六个主要步骤：

1）确定失效状态的危险等级；

2）评估不采取纠正措施情况下的风险；

3）制定纠正措施及风险控制方案；

4）对不同的风险控制方案排序；

5）实施纠正措施；

6）监控纠正措施的执行效果。

不安全状态的危险等级根据实际发生的后果评定，具体为：5级——灾难性的（多人死亡、飞机损毁）；4级——重大的（强制着陆、飞机基本报废、人员重伤）；3级——严重的（飞机显著损伤）；0、1、2级——影响轻微的、无影响的（飞机无损伤或损伤轻微）。

值得注意的是，用于持续适航评估的危险等级定义[9]与设计取证采用的危险等级定义[13]有差异，持续适航是根据实际发生的后果而不是可能发生的最严重后果来评估危险等级。

根据AC39-8[9]推荐的CAAM，可通过两种方式进行风险评估。一种是计算风险因子值，评估风险因子是否低于限制值；另一种是评估危险事件发生率（失效率）是否低于限制值。风险因子是指预期未来特定时间内，特定危险等级失效事件的发生次数，通过计算预期的失效数与危险比例（Hazard Ratio）的乘积得到。预测失效数时应考虑机队的剩余服役期（Remaining Service Life）。危险比例对应特定的危险等级，通过计算发生不安全后果的条件概率得到。AC39-8[9]提供了3级和4级危险事件可接受的风险因子和发生率限制值，如表1所示。

从表1可知，危险等级更高的4级风险因子的允许值比3级低一个数量级。需要注意的是，设计取证和运营阶段可接受的安全水平不同。例如，设计取证阶段通常将涡轮盘破裂失效定为危害性的，但是，持续适航评估却是根据失效的实际后果来定危险等级的，因此可以是1～5级之间的任意一级。

风险因子根据纠正措施是否实施分为三类。

1）未纠正的风险因子：不采取纠正措施，机队服役期内预期将发生的危险性失效数；

2）纠正措施（或控制计划）实施期风险因子：纠正措施实施期内，预期发生的危险性失效数；

3）纠正措施后风险因子：纠正措施实施后，机队剩余服役期内将发生的危险性失效数。

机队服役期通常假设为20年（60000飞行小时）或更短，取决于服役期限。

2 APU转子非包容

APU通常安装于飞机尾部，为一台小型燃气轮机，主要功能是提供飞机在地面时的客舱用气，以及发动机起动用气和环控、驾驶舱、液压系统所需的电源。APU包含高速转动部件（压气机和涡轮），转速可达60000rpm。根据持续适航要求，APU发生转子非包容失效时必须通报局方，启动失效事件调查，评估安全风险。

某支线客机机队两年期间发生6起APU转子非包容事件，飞脱的涡轮盘弹出飞机尾部，引起航空公司和局方关切。APU生产厂家启动了事件调查及原因分析，调查结论为：因材料和加工制造缺陷，涡轮盘高应力部位在低循环疲劳载荷作用下萌生裂纹，裂纹扩展乃至断裂。大部分产生裂纹的涡轮盘可在APU进厂检修时，通过荧光渗透剂检测发现并更换；少部分有裂纹的涡轮盘不能被发现，裂纹逐渐扩展直至断裂。断裂时高速旋转的盘失去约束，沿轴向飞出，碎片可能损伤飞机结构、燃油管路等关键部位，危及飞行安全。需评估危险等级，预测安全风险，制定纠正措施。

针对该机队APU非包容事件，按照CAAM流程，经过以下六个步骤开展持续适航评估。

2.1 确定危险等级

涡轮盘出现可检测裂纹或断裂时判定为失效。共发生96次失效，其中6次导致涡轮盘轴向非包容，但未产生飞机损伤或人身伤害。因此，已发生的非包容危险等级定为2级或低于2级。涡轮盘非包容失效与总失效的比例为6/96。

2.2 评估风险

风险评估时，先假设不采取纠正措施，预测将发生多少次涡轮盘失效、多少次非包容、危险等级3级以上的发生概率或次数。根据结果判断风险是否可接受。

接下来计算3级风险因子，即20年机队服役期内将发生的涡轮盘非包容失效数，乘以3级对应的危险比例。非包容失效数等于涡轮盘失效数乘以比例系数6/96。涡轮盘失效数采用蒙特卡洛仿真计算。3级危险比例等于2级或更低级事件导致3级的条件概率。根据FAA的APU故障统计报告CAAM2 Report[15]（见表2），历史上共有15次APU轴向转子非包容，其中3级及以上危险等级失效数为0。为计算3级危险比例，保守性假设下次失效将是3级。因此，危险比例为1/（1+15）=1/16。

不采取纠正措施情况下，涡轮盘非包容失效对应的3级风险因子等于机队服役期内涡轮盘失效次数×（6/96）×（1/16）=1516×（6 / 9 6）×（1/16），计算结果5.92>1，风险不可接受，需采取风险控制和纠正措施。

2.3 制定风险控制计划

风险控制计划包括纠正措施及其实施计划。备选的纠正措施可以是：制造、维修和使用操作程序的改变，包括限时派遣，部件修理、更换、改装等。APU涡轮盘失效的原因是低循环疲劳，因此首先考虑限制安全使用寿命。

提出三个备选纠正措施。第一个是短期措施，对涡轮盘采用5000循环软时限和15000循环硬时限，限制安全使用壽命。5000循环软时限的依据是：APU平均返厂间隔为9000循环，假设一台APU已使用5000循环，进厂修理时如不更换涡轮盘，根据失效概率模型，再次装机后9000循环内盘的失效概率为11%，风险较高。15000循环硬时限的依据是：涡轮盘累积循环达15000时，失效概率剧增，应强制更换，以降低非包容风险。图3所示为新旧涡轮盘失效概率对比，可见，已使用5000循环后的涡轮盘，失效概率显著高于新盘。第二个措施是重新设计涡轮盘，将低循环疲劳寿命提升20%。第三个措施是在APU中加一个涡轮盘包容器（Turbine Wheel Catcher）[16-17]，防止断裂的涡轮盘飞出机匣。

从技术角度来看，第一条措施不需更改设计，技术难度低，但软硬时限给航空公司带来高的运营维修成本；第二、三条措施涉及技术更改，可能需要适航符合性验证，预计5年时间，周期长、技术难度大、厂家成本高，关键要看安全风险能否降低至可接受的水平。

2.4 风险控制计划排序

风险控制计划排序涉及备选措施所需资源及风险因子值。资源包括时间、原材料（零部件及检测设备）、人力等。排序为管理决策提供依据，最终目的是将受影响机队的危险水平恢复到不高于产品取证时的水平。对三条备选措施的排序需参考风险因子值的大小。风险因子计算的第一步，是预测不同纠正措施实施后的涡轮盘失效数。采用蒙特卡洛法，在Excel中建立仿真模型，预测APU机队20年服役期内涡轮盘的总失效数。仿真分六步进行，流程如图4所示。

第一步，建立参数输入模块。输入参数包括：涡轮盘失效概率模型参数（威布尔形状参数4.49、尺度参数22581），其他失效模式的MCBUR（平均故障间隔循环、9000循环），预期剩余服役寿命（20年），软时限（5000），硬时限（15000），单台APU每年工作循环数（1800循环/年），机队台数（1000）。

第三步，模拟生成一个指数分布的其他失效模式发生时间。其他失效是指涡轮盘以外的失效模式。指数分布参数MCBUR取9000循环。失效模式发生时间为：

其中，rand（0，1）为Excel中的随机数函数，产生0到1之间的随机数。

第四步，比较涡轮盘失效时间和其他失效模式时间，结合硬时限15000循环和软时限5000循环，确定涡轮盘是否失效。

第五步，更新涡轮盘寿命值。

第六步，确定APU寿命是否已达服役期限（20年）。

重复第一至第六步直至仿真迭代结束。迭代次数一般取1000～10000次。结果如表3所示。

于是得出以下结论：如采取方案1，即15000循环硬时限加5000循环软时限，预计在机队剩余服役期内，涡轮盘失效数501次，3级危险性事件的风险因子值1.96，对比不采取纠正措施时的风险因子值5.92，效果显著，但风险因子仍大于1。如将第一条和第二条措施结合，涡轮盘失效数383次，3级风险因子值1.5，仍大于1。如将第一条和第三条措施结合，涡轮盘失效数219次，3级风险因子值0.86，满足小于1的要求。

2.5 实施纠正措施

实施纠正措施的目的是降低涡轮盘发生非包容失效的风险，满足持续适航要求。基于前述风险评估的结果，决定纠正措施分两步进行：首先，由APU厂家发布服务通告，实施15000循环硬时限和5000循环软时限控制；其次，由APU厂家启动涡轮盘包容器方案设计，5年内完成验证和交付。

2.6 监控纠正措施进展和效果

经过APU厂家跟踪统计，后续一年未发生涡轮非包容，证明纠正措施有效。

图5所示为持续适航评估流程的回顾。

3 总结

本文介绍了持续适航评估法（CAAM），提供了可用于发动机和APU风险评估的方法及步骤。针对不同纠正措施及风险控制方案引起的分析复杂度剧增的难题，提出了基于蒙特卡洛仿真的算法，可同时兼顾转子硬时限和软时限控制及设计改进措施的风险评估需求，在基于仿真的持续适航评估方面有一定创新性、灵活性和可扩展性，用于预测不同的失效模式、筛选不同的风险控制方案、验证纠正措施的有效性等。

转子非包容失效可能产生危险性后果，是发动机和APU普遍存在的安全风险，必须予以重视。设计阶段采用的安全评估方法不同于服役阶段，基本原理和准则却是相通的。将类似产品的经验教训用到新研发动机设计中，可避免类似问题复现，降低研制风险和成本，缩短研制周期。

本文梳理总结了FAA推荐的持续适航评估方法，引用的案例对国内民航业开展发动机及APU持续适航評估有参考价值，对国产航空发动机及辅助动力装置的安全设计、持续适航保证体系建设、提前合理规划等有一定启示。

参考文献

[1]冯建文，吴长波，刘金龙. 航空发动机机非包容性失效案例及思考[J].航空动力，2018（2）：75-79.

[2]陈志达.民航客机发动机转子非包容性损坏分析[J].航空制造技术，2011（13）：75-79.

[3]黄庆南，张连详，等.航空发动机转子非包容顶层事件安全性分析与思考[J].航空发动机2009，35（2）：6-9.

[4]杨晓娇.某运输类飞机防火系统非包容性转子爆破分析[J].航空科学技术》，2019，30（6）：51-55.

[5]李涛，赵云.发动机非包容性转子爆破适航要求分析[J].国际航空，2011（8）：102-103.

[6]李涛.民用运输类飞机发动机非包容性失效适航要求探讨[C].中国航空学会青年科技论坛，2014.

[7]许海生.民用飞机发动机转子非包容性破坏后结构安全性评估方法研究[J].科学技术与工程，2012，12（12）：3023-3026.

[8]谭海涛，王善.航空发动机机匣包容性的可靠性分析[C]. 2008年航空宇航科学与技术全国博士生学术论坛，2008.

[9] AC39-8 Continued Airworthiness Assessments of Powerplant and Auxiliary Power Unit Installations of Transport Category Airplanes [Z].

[10]高艳蕾，周燕佩.持续适航阶段民用航空发动机故障风险分析与评估[J].航空发动机，2010，36（3）：50-53.

[11] E Lloyd，W Tye. Systematic Safety [M]. London：Taylor Young Limited，1982.

[12] A M Law，W D Kelton.Simulation Modeling and Analysis[M]，2nd Edition. New York，The McGraw-Hill Companies，Inc.，1991.

[13] SAE ARP 4761，Guidelines and Methods for Conducting the Safety Assessment Process on Civil Airborne Systems and Equipment [Z].

[14] AFWAL-TR-83-2079，Weibull Analysis Handbook [Z]. Air Force Wright Aeronautical Laboratories.

[15] Technical Report on Propulsion System and Auxiliary Power Unit（APU）Related Aircraft Safety Hazards [R]. CAAM1 Report，1999；CAAM2 Report，2005；CAAM3 Report，2017. http：// www.faa.gov/cet.

[16] Alexander et al，. Turbine Wheel Catcher [P]. Patent Application Publication，US20140003911A1，2014.

[17] Alexander et al，. Turbine Wheel Catcher [P]. United States Patent，US9163525B2，2015.

作者简介

顾海健，主管工程师，专业方向：发动机可靠性与安全性。

王鹏，首席专家，专业方向：发动机可靠性与安全性。