航空发动机五头部燃烧室中的喷雾与点火研究

多头部点火是航空发动机贫燃预混预蒸发(LPP)燃烧室开发的关键过程.为探究五头部燃烧室点火初期至火焰完全传播至整个燃烧室的点火联焰机制,建立了一套包含5个直线阵列LPP喷嘴的可视化燃烧实验系统.基于高重频高能脉冲串激光系统,采用10 Hz PLIF/PMIE和10 kHz PIV及2 kHz OH*自发光高速成像等可视化测量技术,研究了空气流量(110~250 g/s)和油气比(0.032~0.066)对喷雾流场特征和点火联焰特性的影响规律.结果表明,燃油压力和空气流量的变化显著影响喷雾场的MIE、LIF信号分布及燃油雾化效果.随着燃油压力的增加,喷雾液滴粒径与数密度上升,液滴速度脉动减弱导致湍动能降低.相反,空气流量增加促进了燃油雾化,降低液滴间速度差,进而减小湍动能.在点火及联焰过程中,空气和燃料的流量是关键参数,空气流量250 g/s时火焰传播迅速,多头部火焰能在150 ms内迅速被全部点燃;而流量降低至200 g/s时,火焰传播速度较慢,多头部联焰时间大于500 ms,并且存在无法全部点燃的风险.

基于Weibull混合分布的航空发动机零部件寿命建模

针对航空发动机在维修工作中存在重要零部件使用寿命及失效率难以估算的问题,搜集了发动机重要零部件燃油计量活门、整体驱动发电机、液压机械组件的使用寿命数据,并运用Weibull混合分布及单Weibull分布分别建立了上述重要零部件的寿命模型。在模型求解过程中采用了经典的三参数相关系数优化法,求出发动机重要零部件的可靠度、失效率及故障概率密度函数。通过计算得出Weibull混合分布模型的线性相关系数r_(g)比单Weibull分布模型的大;同时K-S假设检验结果显示,Weibull混合分布的统计量观测值D_(n)均小于临界值D_(30,0.1)。结果表明:相对于单Weibull分布,Weibull混合分布模型更精确地表征了发动机重要零部件的寿命数据,从而有效地提高寿命参数的估算精度;Weibull混合分布模型的可靠性有助于发动机管理工程师制定视情维修方案;并对航材备件的数量有指导意义,具有较高的推广应用价值。

小尺寸无静叶对转风扇/压气机气动设计与变工况性能分析研究

无静叶对转风扇/压气机能有效减小发动机陀螺力矩,在轴向长度方面具有优势。然而,无静叶往往导致下游叶片攻角变化较大,变工况性能难以保证,且这一特点随叶尖切线速度的增大而恶化。本文利用小尺寸涡扇发动机风扇叶片根部周向速度较低的特点,尝试对其进行风扇与压气机无静叶对转方案设计。通过速度三角形分析了无静叶对转风扇/压气机的性能特点,开发了无静叶对转风扇/压气机一维设计程序进行参数方案的筛选优化,设计得到小尺寸无静叶对转风扇/压气机构型方案,设计点效率为85.1%,压比为3.16。结果表明,对转压气机的下排叶片相对进口气流角的变化范围较常规转叶+静叶相对进口气流角范围更小,而对转下排叶片的进口速度却将增大1.5~3倍,因此,需要合理选择对转风扇/压气机的轮毂比及转速比,才能保证对转风扇/压气机变转速工况下的设计点效率及失速裕度。减小对转风扇/压气机转速比有利于提高设计点效率和裕度,但本文受发动机总体指标限制,对转速比选择进行了折中。

基于SSA-LSTM的高高原民航飞机空调系统故障预测

在民航高高原航线的复杂气候环境下,机载设备整体性能要求更高。在低温、低压、强紫外线等条件下,飞机关键部件会加速老化。国内航空公司通常采用事后维修的方式对飞机进行维护,针对传统事后维修方法响应时间长、成本高以及存在潜在的安全风险,难以人为精准把控维修周期和维修深度的问题,提出一种大数据驱动的飞机空调系统故障预测方法。引入融合麻雀算法的长短期记忆网络(Sparrow Search Algorithm-Long Short-Term Memory,SSA-LSTM),利用无线快速访问记录器(Wireless Quick Access Recorder,WQAR)收集的数据,与其余两种预测方法进行对比研究,结果表明SSA-LSTM具有明显优势。通过预测和早期潜在故障识别,为航空公司从事后维修向预防性维修的转变提供了支持。

涡轮动力模拟器甩油盘热流模型与流场特性研究

甩油盘作为涡轮动力模拟器(TPS)的重要零件,能有效地促进模拟器内循环系统润滑油的回流,提高轴承的润滑性并降低系统温升,为整机安全可靠运行提供了基础性保障。为了解决TPS内循环系统润滑油的回流问题,对TPS甩油盘及其内部循环流道进行了研究。首先,确定了涡轮动力模拟器轴承发热量及散热系数随转速的变化、甩油盘内部流体控制方程和边界条件;然后,构建了一类TPS甩油盘及其内部循环流道的完整内循环热流模型,并对比了轴承处温度仿真结果与实验结果以确保模型的合理性;最后,数值仿真得到了不同转速下内部循环流道的温度场、压力场和速度场。研究结果表明:转速增加能显著引发系统内最高温度上升,甩油盘作用下的内循环流场温度变化较为平稳,典型工况条件下仿真与实验得到的最高温度相对误差最大为12.3%,表明了热流模型的合理性。研究结果对于指导TPS甩油盘结构设计和提高整机运行安全稳定性具有重要的价值。

基于声发射特征参数的航空轴承滚道损伤程度识别方法

针对航空轴承滚道损伤程度难识别的问题,以声发射参数分析为基础,结合时间到达特征指数(TAFI)、能量、计数、撞击数等特征参数以及引入无量纲参数损伤因子,提出了一种基于声发射特征参数的航空轴承滚道损伤识别方法,并搭建了滚动轴承故障模拟试验台进行试验,总结了滚动轴承不同损伤程度下声发射参数的敏感程度与变化规律,并在航空轴承故障模拟试验台进行了航空轴承损伤演化试验验证。时间到达特征指数可初步判断轴承是否有故障,声发射信号的能量、计数、幅值与幅值的撞击数在轴承损伤程度增加时,对轴承滚道损伤更为敏感,损伤因子明显变化,可以对不同损伤程度的航空轴承滚道损伤特征进行有效识别。时间到达特征指数呈现规则条状时,可以初步判断轴承出现故障。轴承损伤程度增加时,能量、计数与撞击数均都有所增加。幅值的撞击数随损伤程度的增加呈现集中趋势,损伤因子数值增大。

基于深度SVDD的发动机外涵静子叶片故障预警

外涵静子叶片是大涵道比涡扇发动机气路的核心部件之一,外涵静子脱出是一种较为严重的故障模式,此故障可能会导致飞机或其他发动机部件损伤,进而造成灾难性事故。对外涵静子叶片脱出故障的预警是一项重要的工作。但因其早期特征不明显,现有的方法较难对此类故障进行有效的预警。因此,针对该问题,基于监控数据提出一种深度特征提取的支持向量数据域描述(Support vector data description,SVDD)的故障预警方法,以实现对外涵静子叶片脱出故障的早期预警。首先,采用基于发动机气路性能辨识的建模方法,建立发动机特定性能参数的观测模型对气路参数进行深度特征提取,以真实状态量与模型观测量的差值作为航空发动机是否发生故障的特征;然后利用SVDD算法建立决策边界,实现故障数据的自动划分,决策边界生成的阈值可在故障发生之前的一定时间之内给出告警;最后,经过多次计算,结果表明,在故障早期直至故障发生的区间内,表征其健康状态的性能参数都与观测量有较大的偏移,表明了所选特征的有效性。使用数据增强方法生成故障仿真数据与真实数据进行对比验证,预警时间比故障真实发生时间预警模型平均提前3.14 h。

CMC S弯喷管材料-结构多尺度优化设计研究

S弯喷管作为大尺寸薄壁结构,在多场耦合作用下有着复杂的整体和局部刚度特性。本文针对S弯喷管变形特征,提出一种基于陶瓷基复合材料(CMC)的S弯喷管连续筋条加强结构,可以有效抑制S弯喷管的整体变形和局部变形。与GH4169合金相比,CMC材料可以降低S弯喷管45.31%的变形量,同时减重62.77%,在此基础上,采用连续筋条加强结构可以进一步降低CMC S弯喷管43.15%的变形量。基于代理模型和差分进化算法,以CMC材料筋条加强S弯喷管的结构质量为目标,以CMC材料细观编织结构中的经/纬纱比例以及喷管宏观结构中的分区域壁厚和加强筋尺寸为优化变量,开展了材料-结构多尺度优化,在相同的刚度指标要求下进一步优化减重26.21%。

基于非线性目标函数的时间卷积网络RUL预测

机械设备剩余使用寿命(RUL)预测是系统维护策略的重要组成部分。在建立深度学习预测方法的目标函数的过程中,退化模型通常以分段线性函数的形式建立,异常值对预测结果的影响很容易被放大。提出了一种基于分段非线性退化的时间卷积网络回归模型。非线性函数能较好地描述传感器的退化趋势,减少线性模型预测引起的系统偏差。在美国航天局公布的涡扇发动机(C-MAPSS)数据集上验证了该模型的有效性,实验表明该模型比目标函数为分段线性函数的模型具有更低的误差,优于现有的一些预测方法。

基于多尺度特征融合的航空发动机剩余寿命预测

针对航空发动机原始数据中存在多样化退化信息及大量噪声干扰的问题,建立了一种基于多尺度特征融合的发动机剩余可用寿命(RUL)预测模型。构建了一种基于统计量的方法来降低原始数据中的噪声干扰;基于卷积双向长短期记忆网络(ConvBiLSTM)和多头注意力机制(Multi-Attention)设计了加权时空特征提取模块(WSTFEM);采用多尺度学习策略,构建多尺度卷积双向长短期记忆网络(MCBLSTM)提取数据在不同时间尺度下的加权时空特征;提取数据手工特征为RUL预测提供具有针对性和解释性的退化信息;将上述特征进行特征融合后输入至全连接网络获得RUL预测值。以FD004子集为例,使用C-MAPSS数据集对模型进行仿真试验验证。结果表明:MCBLSTM模型在4个子数据集上RUL预测精度更高。相较于BiLSTM,均方根误差减小了20.35%,非对称评分函数下降了54.76%。

基于特性数据的燃气涡轮发动机修正方法

针对燃气涡轮发动机部件特性不匹配造成的模型计算参数与实际试车参数之间的误差问题,提出一种基于特性数据的燃气涡轮发动机部件特性修正方法。通过变缩放参考中心依次对设计点、慢车点进行整体修正,实现特性图在整个工况范围内的大致覆盖。通过局部修正非设计点所在的由相邻等转速线和β线所确定矩形域的特性数据,并采用插值法和拟合椭圆曲线法对等转速线的其他数据点进行补充修正,得到与试车数据匹配的特性图。以涡扇发动机为研究对象进行仿真验证,结果表明:所提出的特性修正方法能准确、快速地对发动机部件特性进行修正,与试车数据相比,修正后的模型各稳态点误差精度均在1.5%以内,满足工程精度需求,可用于发动机控制系统研究。

基于试飞数据的民用发动机部件特性修正方法

由于民用航空发动机外涵尾喷管容易不临界,不同马赫数下发动机工作线不同,仅利用地面台架试验数据修正发动机部件特性,整机模型精度较差。因此,该文利用发动机试飞数据,提出一种改进的部件特性删除法,将发动机非设计点计算转化为设计点计算,减少目标方程数量,简化算法,同时考虑对不同转速和不同马赫数下部件特性修正,以此建立整个飞行包线内发动机整机数学模型,计算结果与试飞数据进行对比,发动机整机模型在整个飞行包线内各参数误差均小于3%,发动机推力误差更是小于1%。

航空发动机复合材料风扇叶片维修方案知识库构建

随着航空技术的快速发展,复合材料的应用范围也随之快速扩大,复合材料部件的维修任务量呈逐年上升的趋势。目前,维修手册是飞机维修工作的主要依据,其中的零件图大多是二维的,这样的图样并不能直观提供零部件内部的完整信息。文中以航空发动机复合材料风扇叶片为研究对象,针对不同位置和尺寸的损伤模式设计针对性的维修方案,并建立相应的数字化模型,采用有限元分析方法对不同损伤和维修方案的效果进行评估,进而构建一个针对复合材料风扇叶片的维修方案知识库。

多性能指标约束下的涡扇发动机大包线抗扰控制

针对涡扇发动机系统会受到状态扰动且需满足给定的多性能指标约束问题,本文基于大包线非线性变参数模型,设计了一种鲁棒非线性控制器.首先,将状态扰动对系统的影响看作系统参数的不确定性;其次,将性能指标约束转化为对系统状态误差的约束,通过设计指数衰减函数,限制系统的状态误差,进而使系统满足期望的性能指标;最后,采用多项式平方和技术,得到了控制器的可解性条件,并通过Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性.仿真结果说明,本文提出的控制方法使得涡扇发动机对状态扰动有明显的抑制作用,且闭环系统满足给定的动态和稳态性能指标.

小涵道比涡扇发动机吞鸟能力仿真评估与验证

军用航空发动机的吞鸟能力须满足国军标和适航相关规定,可靠的发动机吞鸟能力评估方法是开展吞鸟试验的基础,可降低试验风险、提高试验成功率。以国内某涡扇发动机研制中的吞鸟能力仿真与验证项目为基础,提出基于仿真分析、动量类比法和接触应力类比法的发动机吞鸟能力评估方法。根据相关标准规范,确定试验要求,开展整机吞鸟试验验证,通过4次整机吞鸟试验,验证了本文提出的发动机吞鸟能力评估方法的准确性,获得了发动机吞鸟能力底数。试验结果和评估方法可为其他涡扇发动机型号研制提供参考。

航空发动机管路应力腐蚀断裂分析及防治措施

针对航空发动机管路断裂故障,对管路故障件进行断口检查分析、结构设计分析、加工制造分析以及强度分析等,识别出管路故障的原因为应力腐蚀断裂,其根本原因为管路材料晶粒度粗大、管路结构位移补偿能力不足产生的应力以及腐蚀环境的共同作用产生晶间裂纹。根据分析结果提出结构优化设计、优化焊接工艺以及增加管路表面涂层等改进设计措施,对各项改进措施开展了强度分析、工艺试验、应力测试试验,以及应力腐蚀试验验证。结果表明:对于刚度较大的短管增加折弯能够降低结构的应力水平;管接嘴的结构形式对焊接局部的应力存在影响,优化接嘴结构可以提高管路整体的承载能力;通过合理的焊接工艺能够控制材料组织晶粒度,降低结构应力腐蚀敏感度;在管路表面增加耐腐蚀涂层是一种有效的防腐蚀方法。

涡扇发动机加力接通断开过程模拟

飞行试验表明,军用发动机空中停车大部分发生在加力接通和断开过程中,若该过程中发动机参数变化不协调,可能导致发动机喘振甚至停车;同时主发动机转速变化量过大,还会引起转速控制回路发生振荡现象。航空发动机加力的接通和断开时会对主发动机转速控制系统形成扰动,加力过渡控制系统的设计目的为保证各部件参数之间的协调变化,为了保证接通/断开加力时主发动机的工作状态不受影响,理论上应保持加力燃烧室出口排气温度增加与尾喷管喉部面积增加相协调,但是在实际接通或断开加力的过程中,保证上述参数的严格协调变化难度较大。

深度置信网络在发动机气路部件性能衰退故障诊断中的应用研究

为提高发动机转动部件性能衰退故障诊断精度,针对传统的浅层网络和支持向量机(SVM)方法在诊断时存在泛化能力欠缺、易产生局部最优解等问题,引入近年来在模式识别领域取得巨大突破,模拟人脑多层结构的深度置信网络(DBN)进行发动机部件性能衰退故障的诊断。为改进深度置信网络性能,提出一种在无监督和有监督训练阶段都可自适应调整权值的改进算法(ad_DBN)。以涡扇发动机为对象,将两种DBN算法与BP,RBF和SVM方法从诊断精度、计算时间、抗噪能力三方面进行综合比较分析。结果表明DBN算法诊断精度明显优于反向传播(BP)神经网络,径向基(RBF)神经网络和支持向量机(SVM)方法,得益于权值的自适应调整,ad_DBN诊断的平均精度高达97.84%,其抗噪声能力也明显优于其他算法,能够提高故障诊断的有效性和可靠性。

某涡扇发动机高原起动试验研究

介绍了某型涡扇发动机高原起动试验研究,分析了高原起动存在的主要技术问题,介绍了小型可移动式地面试车台试验设备,讨论了高原起动的试验方法,研究了起动机和发动机的参数调整规律以及解决发动机高原起动的途径。

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-约束分析与任务分析

利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型并给出了算例和分析。简述了飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的重量组成以及涡扇发动机模型。利用客机/货机升阻特性的预测方法对亚声速飞航导弹的升阻特性进行预测,并给出了合理的修正。利用经验的预测方法对亚声速飞航导弹的空重比进行预测。对飞航导弹的约束分析计算结果和任务分析计算结果表明,建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的,具有很好的工程实用价值。