工艺要求
航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元，长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境，在航空发动机外场使用中故障率占比高，产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型，对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展；剖析了我国燃油控制装置可靠性技术探讨研究及应用方面的不足及原因，同时结合航空发动机正向研发体系建设需要，指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战，并立足于现有国内设计水平及工业基础，给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。
燃油控制装置是航空发动机的核心单元，负责为航空发动机提供所需燃油，并调节发动机的几何位置，从而保障飞机发动机稳定运行和发挥性能。燃油控制装置主要由燃油泵和燃油附件等组成，其中燃油泵的类型主要有离心泵、齿轮泵和柱塞泵等，齿轮泵常用于主燃油泵，离心泵大多数都用在低压增压泵或加力泵，柱塞泵大多数都用在伺服油源泵。据统计，在航空发动机各类故障中，燃油控制装置故障占比较高，因此如何进一步提升燃油控制装置质量、可靠性和使用效能，加强装备“六性”技术的研发，形成高可靠、长寿命的燃油控制装置综合设计能力，是新一代航空发动机燃油控制管理系统技术革新的重要目标。
近年来，欧美等航空动力强国在燃油控制装置方面取得了重大的技术突破和重要的研究成果，其军用发动机燃油控制装置的首翻期均已突破2000h总寿命，其中，燃油泵平均无故障上班时间（Mean Time Between Failures，MTBF）达到了14000h，燃油附件MTBF达到了6000h。美国最新一代发动机装配的燃油控制装置已具备耐高温、高压力、高效率、大功率以及大流量等技术特征，这主要得益于产品研制从方案论证到设计各个阶段，均进行了详细的可靠性设计，包括：（1）在燃油系统方案论证阶段，详细制定了产品可靠性要求，明确了返修率、MTBF以及耐久性试验时间、加速寿命试验时间等。（2）在工程研制阶段，进行了故障模式、影响和危害性分析（Failure Mode，Effects and Criticality Analysis，FMECA）和FTA（Fault Tree Analysis）等可靠性分析工作。（3）制定了充分的可靠性试验计划，包括加速循环耐久性试验、振动试验、元件的疲劳试验等。（4）工业基础好，前期积累了大量数据并建立了专业性的数据库，做到了信息的及时反馈。欧美航空动力强国在产品研制方面的大量深入可靠性技术探讨研究工作，形成了完善的可靠性研发体系，从而大幅度提高了战机燃油系统可靠性。早期国内的航空发动机燃油控制装置以逆向设计为主，未形成正向可靠性设计体系，燃油系统的可靠性技术较国外差距较大，产品首翻期寿命和MTBF技术指标远落后于国外领先水平。由于国内在燃油控制装置研制阶段并未形成正向的可靠性设计体系，仍采用产品故障发生后的被动改进措施，如：试验中“激发故障-改进设计”、使用中“出现故障-改进设计”等，即被动事后改进（Modify for Reliability），缺乏充分的可靠性技术将故障暴露并消灭在设计阶段。未来新一代航空发动机严酷的飞行条件、恶劣的飞行环境，将会促进加剧燃油控制装置部件的失效问题。
现阶段，我国航空动力燃油控制装置设计重点已由高性能自主设计转为高可靠、长寿命设计方向。可靠性设计作为一项系统工程，国内长期以来缺乏对可靠性设计的重视，未建立完善有效可指导燃油控制装置设计的可靠性数据库，仅存的数据还存在数据不清楚、不全面、记录错误等多种主观及客观不确定性问题，无法将在研在役丰富的试验数据资源有效应用于设计，未形成产品可靠性设计的有效迭代。此外，产品设计中的性能、寿命、可靠性参数尚未进行协同设计，各阶段缺乏贯彻规范可行的可靠性设计准则，仅在产品的试验验收对其可靠性指标（主要对寿命）进行初步验证，忽略了可靠性须贯穿在产品整个设计过程中这一核心思想。未来，航空发动机工作环境愈加严酷，燃油控制装置结构元件组成较多，将面临更多故障模式、更复杂的故障机理以及更多不确定性耦合因素等待解决问题。
针对以上问题，本文通过梳理当前航空发动机燃油控制管理系统故障类型，分析国内外燃油控制装置可靠性设计与分析技术的研究状况，凝练了我国航空发动机燃油控制装置与国外产品的差距及要解决的主要关键技术，最后给出了提升我国航空发动机燃油控制装置可靠性的主要工作思路。
燃油控制装置通常和电子控制器、传感器共同配合完成发动机燃油流量及风扇、导叶、喷口位置等控制功能。航空发动机主燃油控制单元的工作原理逻辑框图如图1所示。主燃油控制单元主要完成发动机主燃油流量及风扇导叶角度、压气机导叶角度控制功能，主要元件包括齿轮泵、压差活门、安全活门、回油活门、计量活门、定压活门、半定压活门、中心油滤、流量控制电液伺服阀、备份流量控制电液伺服阀、转换电磁阀、转换活门、停车电磁阀、停车活门、关断活门、最小压力活门、风扇导叶控制电液伺服阀、压气机导叶控制电液伺服阀、压气机导叶备份控制电液伺服阀等。
燃油控制装置的工作原理为：（1）来自飞机燃油系统中的燃油进入燃油增压泵，经增压后的燃油沿导管进入总燃油滤，过滤后的燃油沿导管进入主燃油齿轮泵。主燃油齿轮泵后的燃油经计量后通往发动机燃烧室，剩余的燃油经回油活门、安全活门回油。（2）电子控制器发出燃油流量的控制信号，通过流量控制电液伺服阀控制计量活门的窗口的面积，压差活门和回油活门保证计量活门前后压差不变，燃油流量则是计量活门位置的单一函数，与计量活门刚性连接的线性可变差动变压器（Linear Variable Displacement Transducer，LVDT），将位置信号反馈给电子控制器，形成燃油流量的闭环系统。若流量控制电液伺服阀失效，转换电磁阀通电，转换活门切断流量控制电液伺服阀的负载窗口，由备用电液伺服阀来控制燃油流量。（3）风扇导叶控制单元，发动机电子控制器按控制规律发出不同的控制信号，经风扇导叶控制电液伺服阀输出不同压力流量的燃油通过作动筒控制风扇导叶角度。与作动筒刚性相连的LVDT将位置信号反馈回电子控制器，形成位置闭环系统。压气机导叶控制原理类似。（4）消喘和停车装置由停车电磁阀、停车活门和关断活门组成。当发动机进入喘振或停车信号时，停车电磁阀接通，将定压油通向停车活门下腔，停车活门上移，使高压油通向关断活门弹簧腔，关闭向发动机燃烧室供油，当喘振消失后及时切断以上两路燃油的通路，使总系统回到正常状态工作。最小压力活门保证停车或消喘时，系统的泵后压力在一些范围内。
图2为航空发动机喷口面积控制单元的工作原理图。喷口控制单元组成包括高压柱塞泵、喷口电液伺服阀、分油活门、喷口作动筒、分油活门LVDT、作动筒LVDT。工作原理为：喷口控制分油活门有杆腔通定压油，电子控制器通过喷口电液伺服阀控制分油活门的无杆腔压力，分油活门在定压活门作用下沿轴向移动，从而分配通往喷口作动筒无杆腔的高压油，控制喷口面积。分油活门的位移量又通过线位移传感器反馈给电子控制器，实现分油活门的闭环控制。
航空发动机加力燃油控制单元的燃油流量控制装置主要的元件包括电液伺服阀和计量活门等组件，其燃油计量原理也采用前后压差恒定的工作原理，与主燃油控制单元类似，文中不做详细介绍。
由于航空发动机严酷的飞行条件、恶劣的飞行环境，燃油泵与燃油附件部件的失效问题突出。然而，当前国内在燃油控制装置设计中，尚未形成正向的可靠性设计体系，产品设计中并未将可靠性设计理论贯穿于产品研发的全过程，导致所研发的产品故障较为频繁。图3给出了我国航空产品的主要失效致因比例、故障分类与故障占比，该数据主要源于归纳总结行业内现有航空发动机燃油控制装置产品的故障数据。由图可知：（1）按照故障产生根源，可大致分为设计故障、生产加工故障和使用维护故障，其中由设计及制造导致的产品故障占比之和约为77%，占比最高；（2）按照对调节参数的影响程度划分，可大致分为功能故障和参数故障，其中参数故障占比略高于功能故障；（3）按照时间上涨的速度划分，可大致分为退化故障和突发故障，后者占比远高于前者。此外，也可按照故障重复次数将其分为单次故障和多次重复故障，按照对飞行安全影响程度分为造成和不造成特殊飞行状态的故障。
飞机在大机动飞行时，会造成燃油泵的进口产生非均匀入流及进口边界突变，燃油泵非常快速地旋转过程也会产生出口脉动、振动、噪声等严重的不利运作时的状态。目前燃油控制装置中汽蚀频发的主要是离心泵的叶轮和齿轮泵的卸荷槽部位。离心泵作为燃油控制管理系统的增压泵，在非常快速地旋转过程中汽蚀常出现在诱导轮、叶轮根部等位置，严重时导致叶片断裂，如图4所示为某型燃油离心泵的诱导轮及叶轮根部汽蚀故障图。
燃油控制装置采用的低黏度三号航空煤油作为摩擦润滑介质，产品工作过程有多个相对运动的配合零件，极易产生磨损故障，特别是燃油泵轴与轴承间的磨损、齿轮副间的磨损、齿轮端面与侧板端面的磨损（如图5所示），以及柱塞泵的滑靴副、配流副、柱塞副以及活门类精密控制元件磨损。
航空发动机燃油控制装置在全工作包线中，高温、高压和高转速的恶劣条件会引起交变载荷、环境应力、材料应力等变化，产品的疲劳问题突出，主要涉及低周疲劳、高温疲劳、热疲劳等。当前，轴、轴承和壳体等零组件是疲劳断裂的关键件（图6为疲劳断口微观形貌演变示例）。
航空发动机的高温环境极易加速产品密封件的老化，密封圈老化受外力破裂后会导致漏油（如图7所示）。此外，飞行任务多变，导致燃油控制装置载荷交变，会加速活门组件的弹簧应力松弛，弹簧应力松弛将导致燃油计量不准确。在外场使用中，燃油调节器中的分油活门还存在介质污染偶发活门卡滞等故障。
尽管欧美发达国家燃油控制装置也出现上述故障形式，但我国同种类型的产品故障率明显更高，导致产品寿命远低于国外一流水平。例如，国外军用发动机的燃油泵和燃油附件首翻期均已突破2000h，其寿命已突破5000h，而国内同种类型的产品寿命则明显低于该水平。因此有必要针对上述典型故障开展以可靠性和寿命提升为目标的共性技术研究。
产品设计一般来说包括性能及可靠性设计两类，目前我国航空发动机燃油控制装置的自主设计技术基本掌握。可靠性作为产品的基本属性，是一门独立的新兴学科，其涉及概率统计、系统工程、质量控制、生产管理等。近几十年国外在可靠性技术方面取得了长足的发展，形成了由可靠性要求、设计与分析、验证与评价三部分所组成的技术体系，其发展大致分为以下五个阶段：准备和萌芽阶段（20世纪30年代至40年代）、兴起和独立阶段（20世纪50年代）、全面发展阶段（20世纪60年代）、深入发展阶段（20世纪70年代至80年代）、全新发展阶段（20世纪80年代至今）。
美国最早在《适航性统计学注释》中提出飞机各种失效造成的事故率不应超过10-5次/h，明确定义了相关可靠性概念。随后提出了著名的《军用电子设备的可靠性》报告，制定了一系列可靠性军用标准，并带动其他几个国家（苏联、日本、瑞典、德国等）修订了一系列军用标准、国家标准和国际标准。在20世纪60年代，可靠性得到了全面发展，这一阶段可靠性基础理论、工程方法取得了系统性成果，开发了蒙特卡洛模拟法可靠性预计技术，发展了FMECA，FTA等可靠性分析技术，使得美国的可靠性理论及工程应用技术处于国际领头羊。现阶段可靠性工程技术发展到了一个全新的阶段，被提升到与性能同等主体地位，全面贯彻到产品的设计中，并遵循覆盖全生命周期的“并行设计寻优”研发思路。
随着航空发动机科学技术的快速的提升，高可靠长寿命设计与评估技术已成为现代飞行器、发动机等航空机械产品中一项很重要且一定要遵循的准则。美国已制定并逐步完善了航空产品的可靠性管理、可靠性试验、可靠性设计、可靠性预计和评估的大量标准、手册和指南，慢慢地发展并形成了以可靠性为中心的维修思想，颁发了以可靠性为中心的维修大纲。20世纪70年代美国建立了全国性的可靠性数据交换中心，NASA的可靠性有关技术成果对燃油控制装置的高可靠长寿命设计、分析和试验技术也有重要借鉴作用。此外，欧美发达国家很重视可靠性工程应用软件的研发，已形成了多个成熟的可靠性分析软件，例如美国UNIPASS公司开发的UNIPASS软件、美国西南研究院开发的NESSUS软件、美国应用研究联营公司开发的PROFES软件、奥地利LeopoldFranzens大学开发的COSSAN软件、德国慕尼黑工业大学开发的PERMAS-RA/STRUREL软件、法国LaMI/BlaisePascal大学开发的PHIMECA软件、美国California大学开发的CalREL/FERUM/Opensees软件、挪威DNV软件公司开发的PROBAN软件及ANSYS公司开发的ANSYS软件。上述软件均集成了最新的可靠性和可靠性灵敏度分析方法，通过自建模型或与成熟商用建模软件的接口联合使用，在解决大型复杂机械产品的可靠性分析与设计中发挥了巨大作用。
燃油控制装置作为机械产品其可靠性设计及分析技术与电子科技类产品有所区别，在可靠性设计及分析过程中常面临以下问题：（1）燃油控制装置的机械构造复杂，涉及的专业面广。（2）各类故障问题分布未知，故障判据方法未知。（3）耐久性要求高。（4）故障模式类型多，故障因素复杂，相关性高。（5）零部件故障数据少且离散程度较大。（6）受载荷影响明显。（7）高空飞行工作条件、环境条件复杂且极端恶劣。（8）工艺加工技术限制导致产品性能差异较大。（9）试验技术及试验条件限制导致没办法保障充分的试验。因此，在燃油控制装置的可靠性分析和设计方面，应重视利用以往的工程实践经验制定设计准则，指导产品可靠性设计。同时，应注重故障模式分析和研究，通过对故障机理的研究，采取改进措施提升产品的可靠性。
基于上述技术特征，国内外学者开展了大量的可靠性设计与分析研究，包括以下方面：（1）在故障分析的基础上，进行了可靠性设计准则的制定，完成了可靠性设计、可靠性措施的经验条理化、规范化。（2）进行了故障模式的分析研究，提出了FMECA，FTA等多种分析手段。（3）考虑产品各个数据的离散性，开展了产品的功能性分析。（4）进行了零部件的应力强度干涉及概率设计，从而衡量零部件的安全裕度。（5）从产品设计开始开展维修性相关研究。（6）针对振动、冲击、防尘和产品密封等，开展了大量的耐环境设计研究［28］。（7）开展产品可靠性分配及预计工作。（8）针对多种故障模式分析问题，开展了相关性分析研究。（9）积累了大量的可靠性试验技术基础，包括寿命试验、加速寿命试验、可靠性能的鉴别确定及验收试验等。
国外在机械产品的可靠性设计与分析技术开展了多方面研究工作，积累了大量的研究基础，国内较国外有一定差距，特别在燃油控制装置的可靠性设计与分析技术方面，国内尚未建立系统性的相关研究，存在着工作开展不足、技术积累不够等问题，同国外相比存在技术滞后性。
燃油控制装置结构较为复杂、具有众多设计参数，利用单纯的可靠性设计方法同时确定多个设计参数是极为困难的，必须结合优化理论进行机械部件与结构可靠性优化，发挥可靠性设计与优化设计的巨大潜力。机械可靠性优化设计源于Feigen和Hilton对安全性条件下结构重量最小的设计问题的研究。20世纪末期，国外在机械可靠性理论研究得到深入发展的基础上，基于可靠性理论解决机械结构的可靠性优化问题取得了较大发展。
Elishakoff等提出采用不确定性的凸集模型来描述数值问题和工程实际问题，并进行非概率可靠性分析与优化设计；Dimitrov等基于有限元分析技术提出了复合材料结构可靠性分析的模型因子校正法，将其应用于涡轮叶片的可靠性分析与优化设计中；Youngsop等在标准响应面法的基础上提出了基于可靠性分析的拓扑优化方法，并将该方法应用于三维结构可靠性优化设计，提高了可靠性优化设计的效率；Giuseppe等提出随机振动结构的多目标优化可靠性设计方法，并以调谐质量阻尼器可靠性优化设计为例验证了该方法的有效性；Mourelatos等提出了一种基于证据理论的优化设计方法，能快速搜索到最优点的临近区域并确定起作用约束，从而将证据理论引入了可靠性优化设计方法中；Alyanak等采用一种梯度映射方法发展出一种基于证据理论的可靠性优化设计方法；此外，由于可靠性灵敏度分析方法在机械结构可靠性优化设计方面具备极其重大作用，很多学者提出了很有效的可靠性灵敏度分析方法，并在实际工程领域中得到应用。Ho⁃benbicher和Rackwitz提出了可靠性对随机变量的敏感度概念；Bjerager和Krenk在敏感度概念提出后，进行了一阶的可靠性灵敏度问题研究；Karam⁃chandani和Cornell提出了基于二次二阶矩的可靠性灵敏度分析方法；Melchers提出基于蒙特卡洛模拟快速近似求解可靠性灵敏度分析方法；Ambartzu⁃mian等采用差分法来求解系统可靠性灵敏度问题，取得了良好的应用效果。综上可知，近年来，国外对机械可靠性优化设计开展了大量研究，理论方法及应用成果显著，并引领前沿理论和应用的发展。
在国内，对于机械结构可靠性优化设计的研究较少。Zhan等在建立可靠性拓扑优化模型的基础上，应用水平集法对柔顺机构进行了可靠性优化设计；Meng等利用子集模拟近似逼近可靠度及顺序优化求解模型方法对液压传动机构进行了可靠性优化设计；张春宜等在极值响应面法可靠性分析基础上，建立了柔性机构可靠性优化设计的均值模型，并应用一次二阶矩法对模型进行了求解；韩彦彬等将均值模型及概率模型与分解协调理论相结合，提出了可靠性优化设计的均值-概率分解协调法，并将该方法应用于柔性机械臂可靠性优化设计中；张义民等将随机模拟方法与人工神经网络技术有机结合，提出了机械可靠性优化设计的随机模拟-神经网络方法，为优化设计领域提供了一种新的方法。
总体而言，国内的机械产品及结构可靠性优化设计研究同国外相比，均存在一定滞后性和技术差距，其可靠性优化的计算效率和精度并不能够达到理想要求，仍处于初期探索阶段。而燃油控制装置的可靠性优化技术更是目前行业内仍未被关注的技术短板，燃油控制装置的可靠性优化设计还有大量深入的工作需开展。
随着对航空燃油控制装置可靠性要求的逐步的提升，试验技术对高可靠长寿命产品研制目标的验证具备极其重大的支撑作用。目前，通过传统的寿命试验技术较难在计划可行的时间内完成产品的可靠性评估。此外，由于产品的更新迭代速度不断加快，对产品寿命信息的快速获取提出了更高的要求。因此，做到合理有效的寿命试验在可靠性试验工程领域受到了广泛重视。现阶段研究人员针对寿命试验开展了大量的研究工作，形成了众多研究成果。
在载荷谱研究方面，由于现代航空发动机长时间在高温、高转速的苛刻条件下工作且经常变换工作状态，故障类别与故障模式繁多且复杂。从我国航空发动机故障统计中发现，发动机结构故障约占总故障的60%~70%，是构成发动机安全的主要威胁。发动机载荷谱能否真实反映发动机的实际使用情况直接影响到发动机寿命评定结果。我国军标GJB241-87、美国军标MIL-E-5007D及结构完成性大纲MIL-STD-1784精确指出，载荷谱是进行零部件应力分析、结构设计准则、零部件及整机耐久试验以及寿命分析的依据。载荷谱贯穿于产品设计、试验及定寿的全过程之中，通过产品载荷谱的制定可以有明显效果地提高寿命评定的可靠性，从而保障其使用安全。航空发动机产品的载荷谱研究起步于1969-1973年间，标志性成果为美国空军结构完整性方案设想的提出，到美军标MIL-E-5007D发表。1974—1978年间，美国进行全美广泛的调查，获得各类发动机的飞行任务剖面，在外场收集实际的飞行任务谱作为设计工作循环，进行了载荷谱制定和分析的相关研究。国外有关航空发动机载荷谱公开文献较少。我国航空发动机载荷谱研究起步于20世纪70年代，曾先后对涡喷、涡桨、涡轴等多种类型发动机的载荷谱进行了全面调查、空测和统计，获得了大量有用的飞行剖面和任务混频信息。载荷谱的数据处理方法主要是采用循环计数法，其中工程中使用最多的是雨流计数法。雨流计数法确定的次循环完全和材料应力-应变迟滞回线相对应，能反映低循环疲劳损伤。目前，国内外常用雨流计数法进行低循环疲劳计数，供疲劳寿命估算和编制疲劳试验载荷谱使用，在工程应用中取得了有效发展，达到较好的工程计数效果。
在完全寿命试验研究方面，随机械产品向复杂化、小型化、精密化发展以及现代航空工业的需求，机械产品的可靠性需求日益增多，能否将已成熟的电子科技类产品的可靠性寿命试验模型以及试验方法，运用到机械产品的可靠性寿命试验中来，一直是可靠性寿命试验讨论的焦点。1977年，美军可靠性、有效性与维修性技术小组（JLCG-RAM），专门对机械产品可靠性试验办法来进行调研，得出关于机械产品试验技术的共识、技术上的缺陷。通过对国防装备系统和工业生产部门的调查，得出军标MIL-STD-781并不适用于机械设备的可靠性试验。学术界对机械产品的失效概率密度分布，所持观点也各不相同，Bochi认为：整机各零部件的失效概率密度分布，可以近似认为服从指数分布，他认为运用指数分布来评估机械产品寿命过于保守。但大多数试验表明，机械产品失效概率密度分布，大多服从对数正态分布或者威布尔分布。国内在20世纪80年代初，为了贯彻落实“军工产品质量第一”方针，逐步的提升航空装备的可靠性水平，原国防科工委制定了《航空技术装备寿命和可靠性工作暂行规定》。为了具体实施《暂行规定》，又相继制定和颁发了关于飞机、航空发动机、机载设备、机载武器系统寿命和可靠性工作的8个附件。由于航空发动机燃油控制装置的结构较为复杂、精密配合偶件多、尺寸小且精度要求高，实际工作中面临着高温、高压和强振动载荷的严苛环境，对系统元件的可靠度要求比较高。完全寿命试验等传统可靠性试验的试验难度较大，需要消耗一定的人力、物力，因此为了更好的提高产品试验效率、提升产品研制过程中的经济性，加速寿命试验研究成为了当前主要研究热点，国内外开展了大量的研究工作且形成了一定的研究成果。美罗姆航展中心1967年首次给出了加速寿命试验的统一定义。国外科研工作者对于加速寿命试验理论层面的研究重点集中于试验方法和估计方法的精确化和高效化上，包括试验估计方法的适应性研究，试验应力的组合加载方案设计，高精度加速模型建模方法研究等。西方国家在进行导弹的定寿延寿时应用了加速寿命试验技术。美国把加速寿命试验当作导弹武器装备的一种寿命预测技术，利用加速老化技术提供了48个月常规使用的寿命预报。俄罗斯研制防空导弹系统的火炬设计局，开发了“加速储存寿命试验”和“技术运输试验”等技术，并取得了卓著成效。20世纪70年代初，加速寿命试验技术进入我国，引起了统计学界与可靠性工程界的广泛关注，主要以应用为主、研究与应用相结合的状态。目前加速寿命试验技术应用场景范围比较广泛，具体的应用对象包括导弹、弹药、航空输油泵、航空液压泵、航空燃油泵、轴承、齿轮、低压电机等。随着加速寿命试验方法的逐渐成熟，我国还制定了加速寿命试验相应的国标、军标和行业标准。如1981年颁布了恒定应力试验的4个国家标准（GB2689.1~4-81）；2004年颁布装备可靠性工作通用要求（GJB450A-2004）；2009年颁布了装备的可靠性能的鉴别确定和验收试验标准（GJB889A-2009）。当前，加速寿命试验方法主要开展了恒定应力加速寿命试验（Constant Stress Accelerated Life Testing，CSALT）、步进应力加速寿命试验（Step-Stress Accelerated Life Testing，SSALT）和序进应力加速寿命试验（Progressive Stress Accelerated Life Testing，PSALT）等3种基本类型的研究，由于CSALT方法表现出良好的准确性和便捷性，其在实际工程应用中得到了快速发展。
针对发动机燃油控制装置的加速寿命试验，美国早期采用加速寿命试验技术考核产品可靠性，而近年来技术发展则倾向于采用超速（115%）、超压试验的耐久试验，通过耐久试验载荷谱的考核则意味着燃油控制装置能够很好的满足飞机在任何恶劣工况下飞行的寿命指标要求。俄罗斯从20世纪80年代至今仍参考已发布实施的加速寿命试验方法指南开展，我国当前仍参考了俄罗斯的试验技术体系，采取加速寿命试验开展燃油控制装置的试验考核。由于燃油控制装置包含的零组件较多，通常结合不同的试验对象及其常见的故障模式独立开展加速寿命试验，如分别开展燃油泵（离心泵、齿轮泵、柱塞泵）和燃油调节器（定压活门、安全活门、计量活门、电液伺服阀等相关组件）的加速寿命试验，目前企业也均制定了关于燃油离心泵、齿轮泵、柱塞泵及调节器的加速寿命企业标准或行业标准，如HB/Z288-96《航空发动机柱塞式燃油泵加速等效试车规程设计指南》。由前文可知，在燃油控制装置中，主要部件为物理运动部件、液压部件、橡胶制品、电在允许电压下不导电的材料及其他部件；主要失效模式：磨损型、疲劳型、老化型。失效模式是选择加速寿命模型的主要是根据。在选择加速模型时，主要选取阿伦尼斯加速模型、逆幂律加速模型、缅因纳法则、艾林模型、综合试验模型等成熟加速模型。经过大量实际产品的试验对比分析以及结合燃油控制装置的典型故障，目前认为针对老化的失效模式可选择阿伦尼斯或艾林加速模型，而泵、滑阀等磨损、疲劳等失效模式选择逆幂律模型更适合，但由于燃油控制装置的故障模式和失效机理很复杂，模型中的参数还要通过试验验证。此外，在应用该模型时，还存在一个问题是多个应力之间的关系是不是真的存在叠加的关系（乘积关系或其他关系），目前难以确定，有待于进一步验证。燃油控制装置的另一重要故障模式是漏油，主要是由O形橡胶圈的破坏造成，橡胶件一般进行加速老化试验，此方面的资料比较多，但难以取得。橡胶件的加速模型和逆幂律模型可共同组成燃油控制装置的综合加速模型，通常情况综合加速因子为3~4，最终具体的加速模型的确定还要通过多次试验进行有关验证。在燃油控制装置开展加速寿命试验中，需编制加速等效试验大纲，大纲中必须预先规定以下状态：一是保持加速试验状态的等效使用状态，即装用发动机的飞机总剖面的使用状态；二是保持地面慢车、起飞、爬升、巡航、空中慢车、着陆慢车、最大连续状态。
综上，寿命及可靠性的关键试验技术对实现高可靠长寿命燃油控制装置的研制至关重要。目前，国内针对燃油控制装置的载荷谱研究仍未形成有效的制定方法，同时相关寿命及可靠性试验技术及试验条件相对于国外仍有所差距，未能有效提出加速寿命试验中加速模型、加速比以及加速因子的确定及验证方法。
在可靠性评估验证领域，因产品经济性及结构较为复杂原因，大多数研究是基于小子样数据完成的可靠性评估。小子样情况下的可靠性评估方法研究，可减少试验次数、人力、物力和财力消耗等，具备极其重大的理论价值和实际的工程意义。
目前，小子样统计推断分析评估方法慢慢的受到重视。国外针对小子样统计方法有序贯决策、Bayes方法，Bootstrap方法和基于统计学理论（SLT）支持向量机（SVM）方法等。美军在20世纪80年代基于Bayes小子样理论开展了“潘兴II”导弹的可靠性评估，1984年美军提出一定要采用序贯分析方法或Bayes小子样理论开展昂贵系统的破坏性试验。此后，Willits和Dietz等分别对二项分布和指数寿命单元组成的系统可靠性进行了分析。Springer和Thompson运用Mellin变换得到严格的置信下限方法。由于Mellin变换方法只适用于简单的可靠性结构，如串、并联系统，且表达式相当复杂，工程实现较难，因此，Dietrich等进一步提出了Chebyshev多项式逼近法。Winterbottom提出了Cornish-Fisher展开法等。国防科技大学的张金槐针对武器装备试验分析预评估的特点，在小样本可靠性评估方法方面取得了很多的成果。北京航空航天大学的傅惠民也进行了大量小子样统计推断方法研究。在小子样可靠性评估方法研究中，Bayes方法取得了较多的成果，蒋喜等针对基于Bayes的小子样开展了可靠性评估，取得了精确的结果。
国内开展小子样统计推断理论的研究始于20世纪60年代，尤其在80年代之后有了较大的进步，特别是在武器系统的试验评估和鉴定方面，研究和发展了一系列的小子样统计推断方法，包括Bayes方法，Bootstrap方法、BayesBootstrap方法、小子样的相容性检测验证的方法、极值分布分位点法等。Bootstrap方法是Efron于1979年提出的一种逼近复杂统计量估计值分布的通用方法，Bootstrap方法被认为是统计学领域重要成果之一。1995年，Vapnik等在统计学理论的基础上，提出了一种新型学习算法——支持向量机，实现了对结构风险最小化归纳原则，具有完备的统计学理论基础和出色的学习性能，其主要内容是在1992—1995年间完成的，并在多个领域取得了成功的应用。在可靠性领域，支持向量机的应用探索仍在发展中，主要思路是利用支持向量机判别能力结合MonteCarlo模拟计算机系统可靠性以及小子样的情况下逼近隐式界限状态方程。冯蕴雯等针对较小子样条件下成败型产品做了可靠性评估方法研究。刘晗对验前数据的获取和处理进行了总结，包括仿真试验信息、单元和分系统试验信息、相似系统信息、单元与分系统在不同环境下试验信息、历史信息、专家意见信息，并对常见的可靠性单元模型的Bayes评定进行研究。王军波等针对高价值引信试验成本过高问题、提出使用卡方拟合优度法来确定继承因子，有效地减少了靶场试验量。在Bootstrap方法研究，国防科技大学刘建等在文献中考虑到Bootstrap方法本身的计算特性，即只能从原样本再采样，限制了自助样本的生成范围，因此通过对自助样本生成范围的拓展，提出了改进的Boot⁃strap方法，获得了更加精确的参数估计。海军工程大学兵器新技术应用研究所屈斐、王树宗等提出了一种基于Bootstrap方法，通过鱼雷各部件可靠性试验数据来计算鱼雷系统可靠性近似置信下限的评估方法，数据模拟计算表明，用Bootstrap方法求得的置信下限满足工程应用的精度要求。西北工业大学李洪双、吕震宙等将Bootstrap方法引入到小子样场合下的置信下限计算中，与传统的单侧容限系数法和新单侧容限系数法进行了大量的对比计算，算例表明，Bootstrap方法明显优于其他两种方法。
当前，计算机仿真方法被广泛地应用到复杂系统的可靠性评定中，Tian等总结对比了经典方法、Bayes方法和Monte-Carlo方法在系统可靠性置信区间估计方法。Martz和Duran对经典的等效系统方法、BayesMonte-Carlo方法和Bootstrap办法来进行了比较，并指出在大多数情况下，Bootstrap方法和Bayes-Bootstrap方法较好。段晓君等指出，大子样下Bayes方法的优势很明显，但小子样下的误差不可忽略。因此，在燃油控制装置这类复杂对象的可靠性评估中，Bayes评估理论具有举足轻重的地位，其应用场景范围将会慢慢的广。
上述研究旨在通过基于失效样本数据对产品可靠性指标和寿命分布进行推断。另一种研究思路是通过将物理失效机理建模与概率安全分析结合对产品可靠性和寿命指标进行估计。此类研究要建立各主要失效模式的物理机理模型以及材料、加工、制造、服役载荷等随机参数的概率模型。
基于失效物理的可靠性技术关键问题之一是针对故障模式的失效机理建模。针对2.2小节所论述的燃油控制管理系统的汽蚀、磨损、疲劳、老化等典型故障，需要在多物理场仿真的基础上，建立各个故障机理模型，通过模型仿真复现故障，并基于该机理模型建立失效判据的界限状态方程。上述建模过程涉及流体力学、热力学、摩擦学、断裂力学等多学科知识。一般而言，无论机理模型建立得如何精细，受制于复杂物理机制，其预测与真实情况还会存在一定差距，可结合试验数据对机理模型做验证与确认，必要的情况下需要采用确定性或不确定性的模型修正方法，对机理模型的模型误差和模型参数进行修正或推断。
在失效机理建模的基础上进行可靠性评估的办法能够分为四类：（1）近似解析法，最重要的包含一次二阶矩、二次二阶矩等，此类方法计算效率高，通常用于非线）随机模拟法，包括重要抽样、子集模拟、线抽样等，此类方法适用于高维小概率问题，但是计算代价一般较高；（3）概率守恒方法，包括概率密度函数演化、直接概率积分等，此类方法适合使用的范围广，但同样计算代价大；（4）基于代理模型的主动学习算法，此类方法将代理模型与随机模拟法通过主动学习有机结合，兼具代理模型高效性和随机模拟法精度高的优点，是近年来国际上的研究热点之一。
综上可知，基于统计数据和基于失效物理的可靠性技术目前均得到了较为充足的发展。两类技术各有优缺点。基于失效数据的统计方法由于子样量一般较少，较难准确获得产品寿命分布特征，而基于失效物理的可靠性预测方法难点则在于难于准确模拟性能退化及失效的物理过程，因此近些年将失效数据和失效物理相结合的可靠性预测技术慢慢的变成为国际研究热点。通过采集可靠性试验过程中与失效机制相关的物理量，对失效物理模型进行修正，并将失效数据与物理模型可靠性预测信息进行融合，是实现高可信可靠性预测的可行途径，其关键技术在于建立高精度失效物理模型、参数不确定性模型、多源数据同化等。
当前，我国燃油控制装置仍未形成有效的可靠性设计体系，近年来随技术的积累和发展，自主设计能力大幅度提高，但产品研发的正向设计体系仍不够完善。图8给出了当前行业中可靠性体系的不足。能够准确的看出，当前行业对可靠性指标在整个产品设计过程中的指导不够重视，仅关注产品的性能，忽视了寿命、可靠性对产品研制过程的重要影响。
当前行业关于燃油控制装置可靠性设计体系的不足，重点是未将可靠性考虑在每个设计环节中，仅在产品的试验验收时，对其可靠性指标（主要对寿命）进行了初步验证，忽略了可靠性需贯穿在产品的整个设计过程中这一核心思想。此外，目前全行业尚未建立燃油控制装置有效、全面的可靠性数据库，无论是针对同一产品或同种类型的产品，仅存的数据中存在着数据不清楚、不全面、记录错误等多种主观及客观不确定性问题，无法将丰富的资源有效利用于设计中，未形成可靠性设计的有效迭代。除此之外，未涉及到性能、寿命、基本可靠性参数的协同设计，各阶段性的设计并未贯彻规范可行的可靠性设计准则。
可靠性工程技术已成为国际机械领域的研究热点，大型航空发动机公司（如GE公司和罗罗公司）和研究机构都对发动机可靠性设计投入了巨大的人力与财力，开展了大量的故障机理研究、设计技术探讨研究和试验技术探讨研究，深入探索影响系统可靠性的重要的条件。例如，英国罗罗公司针对齿轮泵磨损失效，建立了动静压轴承润滑仿真机理模型，为以降低磨损故障率、提升轴承寿命为目标的可靠性设计与试验奠定了基础。对于高可靠、长寿命、低成本的燃油控制装置，以美国为代表的发达国家重点开展了性能及可靠性的综合设计技术探讨研究，采取了预先研究和型号应用相结合的措施，不断总结经验，推出新技术，在产品设计中不断推广应用，紧紧地围绕结构寿命长、可靠性高、成本低、质量轻、适用性很强等方面做相关技术的深入探索，取得了成熟且丰硕的研究成果，表现出的成果为国外同类产品的工作寿命及可靠性远远领先国内同类产品。
（1）技术需求方面，我国航空发动机工业正处于追赶超越到自主创新阶段，科研人员普遍认识到产品耐久性、可靠性的重要性，早期因未重视可靠性的应用，导致故障问题突出，尽管当前对可靠性的重要性已经得到充分的重视，但早期研发设计的惯性思维难以立即转变，目前现有型号的设计过程中仅在局部考虑了相关可靠性问题，仍未将可靠性技术贯穿到产品的整个研制过程中。
（2）燃油控制装置作为一类典型的机械产品，可借鉴机械产品的可靠性分析、灵敏度设计和可靠性优化设计等相关研究成果。但对机械产品而言，以空化、磨损、疲劳、老化等典型故障机理建模方法及模型修正方法还存在不足，时变耗损型故障特性的仿真计算、渐变可靠性灵敏度计算及时变可靠性分析高效算法等关键技术尚未完全突破。与国外同类产品的技术水平相比，我国在燃油控制装置的可靠性理论研究基础较为薄弱，新技术的应用及有效性还有待进一步加强。
（3）在工程应用方面，可靠性技术应用于燃油控制系统的产品研发仍然不够彻底，多是可靠性有关技术的局部应用，如故障诊断技术、故障树分解、可靠性试验鉴定等相关应用研究。目前还没有形成从产品研发、生产和使用全寿命周期的应用。在可靠性标准方面，跟踪、借鉴了国外标准，依托自主设计经验和创新技术所独立制定的标准较少。
（4）由于机械可靠性仍存在较多难题需要解决，且机械可靠性研究过程中的较多失效机理不明，导致理论和工程应用脱节。尽管可靠性相关理论研究层出不穷，但与实际产品关联度小，缺少工程应用，尤其是示范应用少，究其本质还是关于产品及其零部件的失效机理未探明，机械产品的可靠性失效数据未系统性建立，开展可靠性设计评估分析的极限状态方程难以准确建立，上述因素也是长期制约我国航空发动机燃油控制装置可靠性发展的最重要问题。
当前在燃油控制装置研发过程中的性能和可靠性设计分析、可靠性优化理论、可靠性试验方法以及评估方法等技术尚未进行综合应用，燃油控制管理系统朝着长寿命、高可靠方向发展，应开展燃油控制装置性能及可靠性一体化综合设计，其中主要面临以下技术难点和挑战。
燃油控制装置通常承受变应力载荷谱，为保证寿命模型建模的准确性，需要基于飞行剖面给出其常规载荷谱统计和折算方法。由于实际飞行剖面通常是阶段性载荷，不同载荷切换过程中存在一定的冲击载荷，且不同的飞行历程中泵实际承受的载荷存在一定的随机性。因此在常规载荷谱统计和折算过程中，需要充分考虑载荷的阶段性、载荷切换过程中的冲击以及不同样本在不同飞行历程下载荷的随机性，并考虑载荷作用顺序对累积损伤效应的影响。
典型元件的故障往往是在产品服役相当长时间后发生的，这些故障往往与关键部件的性能耗损、退化有关。当前国内对几种主要的耗损型故障机理开展了一定的仿真、试验研究。通过仿真求解技术模拟了典型元部件的时变耗损故障特性。同时在产品所经历的时间历程中，能够从仿真角度预测应力、应变等输出性能。但由于试验条件的限制，仿真技术未得到有效的试验验证，特别是在磨损、疲劳、汽蚀等高精度特性的仿真技术方面缺乏有效验证手段，导致仿真技术成熟度低，无法直接指导工程设计。
随着航空发动机技术发展，对燃油系统的性能、可靠性要求越来越高，在高性能的基础上，要实现高可靠、长寿命的设计目标，需同时对性能和可靠性开展优化策略研究。由于燃油控制装置是由多种燃油泵、活门组件、电液伺服阀、电磁阀等元件组成，参数变量极多。当前在燃油控制装置的优化设计方面，都是以局部优化为主，并未系统性开展燃油控制装置的整体优化研究。因此，如何在实现高性能的基础上，达到长寿命及高可靠的优化目标，是开展燃油控制装置可靠性研究中面临的一个重要挑战。
燃油控制装置可靠性参数评估过程中存在样本小、不确定性大等问题，导致其可靠性评估的难度极大。Bayes方法可用概率密度函数来描述对参数的不确定程度，能够根据所掌握的信息不断地更新对所建立模型的确定性程度，从而提高小子样机械产品可靠性评估结果的精确性。然而在实际过程中，燃油控制装置可靠性参数的先验分布一般是根据已有信息（先验信息）的情况去选择合适的分布模型拟合，并不能保证先验分布与总体分布的共轭，实际大部分的先验分布大都不是共轭情况。在非共轭先验分布的Bayes评估过程中，关键问题是确定可靠性参数的后验分布。当后验分布存在多个未知参数时，通过积分滤掉多余参数，进而求得待估参数的边沿后验分布十分困难。
燃油控制装置的加速寿命试验技术相对较为薄弱，主要的方法均借鉴国外加速寿命试验有关技术，但尚未对加速寿命试验中加速因子的选取、加速模型的选择、加速试验件数量及加速比的确定开展有效的验证，未建立有效可行的加速寿命试验规范。
燃油控制装置作为航空发动机的关键系统，传统设计中多考虑性能设计，未将可靠性设计与评估融入产品设计中，导致当前航空发动机燃油控制装置寿命、可靠性指标较低，无法满足航空发动机的高可靠工作要求。仅从可靠性理论研究而言，相关理论研究与仿真已较为成熟，甚至领先于解决实际产品需要的理论方法。机械产品的可靠性之所以长期以来难以结合到产品的研发设计过程中，核心问题一方面还是产品实际运行过程中的物理失效机理尚未完全探明，另一方面机械产品可靠性研究的测试数据难以获取或积累相关试验数据成本过于昂贵、周期过于长久，导致可靠性设计理论难以落地和应用。
为了更好地将可靠性理论贯彻到产品的研发体系中，参考了美国航空产品先进的可靠性设计流程，给出我国燃油控制装置设计关键要点及其面临的问题挑战和建议（如图9和表1所示）。在产品的研发设计阶段，从系统工程角度，要将可靠性设计方法、分析方法、仿真方法、试验方法贯彻落实。在方案论证、初步设计及详细设计各个阶段，必须将专业化、流程化融入设计体系中，包括可靠性历史信息的统计及分析、可靠性分配与预计等工程技术的贯彻与落实、严重影响寿命的耗损型故障特性的仿真计算、寿命与可靠性仿真分析、产品的寿命与可靠性试验验证及评估等，还包括整个设计过程中采用FMECA，FTA等提高可靠性的具体措施等。
基于上述分析，为了能够更好地使得可靠性理论方法应用至燃油控制装置的研发过程中，还需加强以下研究工作。
（1）产品研制设计初期，应重视开展燃油控制装置性能和可靠性协同设计及评估研究。在探明燃油控制装置典型元部件的失效机理基础上，开展失效机理的仿真计算模型研究，要强化仿真失效机理模型的试验验证，结合不同阶段的技术成熟度要求，分阶段逐步深化试验验证技术，积累充分大量的试验数据。只有经试验验证的仿真技术，才能真正指导产品设计，从而从物理机理和试验数据两个维度探明燃油控制装置关键元件失效演变过程，为开展后续可靠性设计分析奠定基础。
（2）重视解决确定性设计和不确定性设计两类问题，在探明失效机理的过程中完成和实现产品性能、寿命等确定性的设计后，还应开展燃油控制装置产品不确定性设计研究。不确定性通常包括主观不确定性、客观不确定性问题，研究过程中需要通过相关概率方法进行概率表征，并基于相关代理模型完成可靠性设计。
（3）重视产品性能与可靠性的一体化设计与评估。建立考虑燃油控制装置的性能、耐久性（寿命）和可靠性的一体协同优化设计框架，完成性能符合要求、长寿命、高可靠的整体协同构架设计。建立产品验前信息和试验数据相结合的可靠性评估模型，完成燃油控制装置的可靠性参数评估。
产品的研发是一项系统工程，涉及基础理论及工程技术，涵盖材料、工艺、仿真、试验等多个环节，上述的研究建议仅是从可靠性研究角度提出，相关研究建议涵盖面不能顾及所有学科研究工作。最终理论方法的贯彻和应用，应以企业实际需求为牵引，联合相关研究人员共同开展研究攻关，从而形成可指导行业建立燃油控制装置的可靠性设计准则，为开展高可靠燃油控制装置的正向设计和工程研制奠定技术基础。
当前，航空发动机外厂使用中燃油控制装置的故障率占比高，产品的寿命及可靠性具有较为明显的不足，高可靠长寿命燃油控制装置作为现代先进航空动力的技术发展趋势，燃油控制装置性能及可靠性的综合设计技术是我国航空动力领域必须突破的关键技术之一。当前国外先进动力强国对高可靠、长寿命、低成本的燃油控制装置的综合设计技术研究，采取了预先研究和型号应用相结合的措施，不断总结经验，推出新技术，在产品设计中不断推广应用。紧紧地围绕结构寿命长、可靠性高、成本低、质量轻、适用性强等方面进行了有关技术的深入探索。
对于我国航空发动机领域而言，技术水平与西方发达国家仍有差距：燃油控制装置产品产生故障的机理尚未完全探明，开展产品可靠性研究的基础数据库尚不充分，对产品可靠性工程技术基础性、通用性和战略性的地位与作用重视不够，造成我国有关技术的发展与国外相比还有显著差距。为缩短与国外差距，加快实现独立自主、技术先进、质量放心可靠的航空发动机燃油控制装置，应在高可靠长寿命燃油控制装置的性能及可靠性协同设计上，基于正向设计思维开展研究工作，在真正探明产品各类故障的失效机理的基础上，形成产品性能及可靠性设计准则、优化方法、试验数据库，切实为燃油控制装置的正向设计和工程研制奠定技术基础
日期 : 2024-12-08 
