一种选取最优解调频带新方法——Multigram

针对Fast-Kurtogram易受非高斯噪声干扰的不足,提出一种基于多层滑动滤波器组,找寻最优解调频带的新方法——Multigram。首先,借鉴Protrugram滑动分割频带思想,构建多层、多滤波中心和带宽的滤波组。然后,根据各层不同滤波中心和带宽依次进行带通滤波,对滤波信号进行包络自相关谱分析,在容差范围内计算谱峭度,以选取最优解调频带。最后,采用最优滤波中心和带宽进行带通滤波和包络谱分析。将方法应用于滚动轴承故障诊断,基于机匣测点的模拟故障轴承试验和自然故障轴承试验结果表明:该方法可有效选取适宜的解调频带,相比于Fast-Kurtogram,Protrugram,Autogram和Infogram,诊断结果更具优势。

涡扇发动机吞鸟适航完整性评定方法及验证

为探索适用于中国航空涡扇发动机的吞鸟适航符合性验证方法,针对吞鸟适航符合性验证需求,结合涡扇发动机研制,重点围绕中鸟附加的完整性评定要求,从试验发动机、试车台架、吞鸟试验专用设备和测试方案等方面,提出试验系统要求;从风扇叶片标识、鸟体发射系统布局、投鸟参数校准和鸟弹准备等方面,提出具体试验方法;从鸟的质量、投射位置、投射速度、试验状态和试验程序等方面,制定试验参数。依据制定的符合性验证方法,在露天试验台完成涡扇发动机整机试验验证,进行了中国涡扇发动机吞鸟适航符合性方法的探索与实践。结果表明:质量为0.71 kg的鸟弹以99 m/s的速度投向70%风扇叶高区域后,发动机推力损失2%,验证了涡扇发动机吞鸟后仍具有稳定工作的能力,为后续涡扇发动机开展吞鸟适航符合性的研究与验证奠定基础。

加力燃烧振荡高温宽频动态压力测试

针对发动机加力燃烧室振荡燃烧动态压力测试受到温度及频响限制问题,描述了管腔效应机理,比较了使用传感器齐平安装、共振管以及半无限长管3种动态测量系统的优缺点,进行了压力脉动受感部的动态频响特性测试。分析了在管腔长度不变的条件下共振管管腔内径变化对管腔频率和幅值的影响;对于半无限长管系统,在半无限长管长度不变的条件下比较了3种管腔长度对加力脉动受感部管腔频率和幅值的影响;在管腔长度不变的条件下比较了2种半无限长管长度对受感部频率和幅值的影响。结果表明:管腔长度为55.3 mm、管腔内径为3.5 mm、半无限长管长度为15 m是高温宽频加力脉动测试的最优方案。为削弱管腔效应的影响,利用经温度补偿的系统传递函数实现了在2000 Hz内对早期加力动态压力测试数据的修正。

航空发动机高精度高效温度畸变测试技术研究

为了提高航空发动机温度畸变测试精度与测试效率,设计了一套小惯性细丝热电偶测试条件下的航空发动机温度畸变测试方案,并在此基础上开展了温度畸变动态误差修正方法和测试坏点的软件修复算法研究。研究了原始温度信号信噪比对修正后信号误差的影响,提出了不同信噪比情况下动态误差的修正方法,保证了畸变温度数据在动态修正后,稳态相对误差在2%以内。考虑到空间维度,在一定的修复准则下,提出了测试坏点的软件修复算法,修复算法在保证温度畸变指数具备较高测试精度的同时提高了测试效率。经过大量的真实环境下的航空发动机温度畸变测试数据的验证,结果表明,温度畸变动态误差修正方法和测试坏点的软件修复算法是可行的,可在保证高精度测试的基础上确保温度畸变测试试验的高效进行。

基于MBSE模型的航空发动机产品技术成熟度评价方法研究

技术成熟度评价直接关系到武器装备研制项目的成败,特别是对于复杂的武器装备研发过程涉及设计、制造、试验等多领域协同,同时也是各系统、部件的等多系统相互耦合过程,其技术成熟度评价更为复杂。针对目前武器装备技术成熟度评价大多依靠关键技术元素(CTE)且评价领域仅限于设计领域不够全面等痛点,创新的提出一种基于MBSE航空发动机产品技术成熟度快速评价模型,并从航空发动机研发全过程涉及的设计评价、生产制造评价、结构可靠性评价、应用材料评价、产品验证评价5个领域维度进行技术成熟度评价,并结合工程经验给出航空发动机具体的评价准则,从而建立了一种全新的工程可具体应用的航空发动机产品技术成熟度评价方法,方法可扩展到其他武器装备领域。

涡轴发动机台架刹车起动试验研究

旋翼刹车起动是涡轴发动机一种特有的起动方式,为减少装机试验风险,须在台架模拟涡轴发动机刹车起动。介绍了涡轴发动机刹车起动原理,给出了在台架条件下模拟涡轴发动机刹车起动试验方法,并证明了试验方法的可行性。试验结果表明:涡轴发动机可以在台架模拟直升机旋翼刹车起动;与正常起动相比,刹车起动可以使动力涡轮转速在起动阶段具有较快的加速度,在较短时间内加速到慢车状态,但直升机传动系统要承受较大负载。

鼠笼弹性支承刚度的数值仿真及影响因素研究

为了能准确获得鼠笼弹性支承的刚度特性,对鼠笼刚度进行了理论分析、数值仿真和试验测试研究。首先,对鼠笼进行了网格无关性检验,研究表明,鼠笼条网格和鼠笼条根部圆倒角网格对鼠笼刚度计算结果影响明显。其次,研究了外力加载方式对鼠笼刚度的影响,研究表明,在不考虑轴承建模时,不同的外力加载方式会使得鼠笼承力端产生不同程度的形变而影响鼠笼的刚度;考虑轴承建模时,外力加载方式对鼠笼刚度的影响减小,且数值仿真结果趋近于通过刚性域加载得到的鼠笼刚度。最后,设计并搭建了鼠笼刚度试验测试平台,得到了鼠笼刚度的试验值,验证了数值仿真的正确性及合理性。

小型涡轮平面叶栅试验段设计

Performance improvement of the high-load transonic turbine is the key method of improving the thrustto-weight ratio or the power density of gas turbine engines. In order to investigate the flow behaviors inside the high load turbine cascades, a linear turbine cascade test section is designed, which enables the Schlieren photography and static pressure measurement along the cascade profile can be conducted. Variable pitch is realized in the test section to achieve different Zweifel coefficients. Due to the capability limitation of the air supplier, the test section is designed to have only5 blade channels with shortened blade height to achieve high Mach number flow conditions. Numerical investigations were carried out to investigate the wall effect and its in fluences on the flow fields inside the test section. The result indicates that the shape of the connecting part of the test section has a significant influence on the flow similarity among different blade passages. With the proper design, a good repetition flow is achieved between neighbored blade passages.

压力扫描阀现场校准技术研究

介绍了压力扫描阀现场校准方法。校准系统采用多量程可更换模块数字压力控制,可实现所有型号压力扫描阀校准的工作需要,校准系统采用并行校准结构设计,可实现多台压力扫描阀的同步推阀和标准压力供应,可显著提升校准工作效率。通过校准软件的开发,可实现校准工作的自动化,保证校准结果的准确性和可靠性。

航空发动机部件试验台无纸化、信息化设计

本文介绍了基于LabVIEW的试验台无纸化、信息化设计,利用LabVIEW平台的ActiveX调用方法与手写电子屏底层程序的JAVA编程语言实现互访,采集签字笔迹轨迹,最终自动生成试验各类表单。并采用多种形式的人机交互,引导试验人员按规定操作进行试验,实现对试验台的无纸化、信息化管理,规范了试验步骤,有效提升了试验安全、试验质量及工作效率。

航空涡轴发动机油滤组件滑油流道压力损失研究

为研究航空涡轴发动机油滤组件内部滑油流道压力损失情况,利用试验测试和数值仿真计算的方法,对油滤组件滑油流道在不同温度、流量和结构形式下的压力损失进行了试验测试,获得了滑油流道压力损失数据和变化规律;将试验数据和FLUENT数值仿真数据进行了对比分析,结果表明,滑油流量不超过18 L/min,温度不超过80℃时,压力损失试验数据和计算数据较吻合,数值仿真可较准确地指导工程设计;当滑油流量超过18 L/min,温度超过100℃时,应修正数值计算模型和系数以提高计算精度。

基于3D打印技术的油滤机匣油路压力损失研究

为研究3D打印工艺对航空发动机油滤机匣内部油路压力损失的影响,对3D打印油路和机加工油路的设计方法和油路结构进行了分析对比,利用数值仿真技术对相同工况下的3D打印油路和机加工油路的压力损失分别进行了数值计算,并通过试验对二者的压力损失进行了对比分析。数值计算和试验结果表明:总体而言,相同工况下,3D打印油路压力损失比机加油路压力损失小。具体而言,在流量和温度相同的条件下,内部油路越复杂,转接处越多,二者压力损失差异越大;在油路结构一定的条件下,流体的温度越高,流量越大,二者压力损失差异越大。同时,受加工工艺限制,3D打印油路内壁较为粗糙,机加油路内部较为光滑,在流量和温度相同的条件下,3D打印油路与机加油路的实际压力损失差异比理论计算数值小。

基于多项式环正交设计航空发动机模拟试验研究

以航空发动机高空台模拟试验为研究对象,针试验设计方案与现有正交设计试验表难以有效匹配的问题,结合多项式环和正交设计试验理论,构造优化的正交试验表,并生成正交设计试验方案;基于正交设计特点,采用无量纲极差分析和逐次回归分析对试验结果进行分析处理;通过试验,得到了可调导叶最优匹配,验证了本试验设计方法的正确性和可行性,对降低航空发动机试验的经济成本和时间成本,加速我国航空发动机研究的步伐具有重大意义。

基于改进好格子点法均匀设计航空发动机高空模拟试验研究

航空发动机高空模拟试验是发动机系统试验的关键环节之一。针对高空台试验因素多、层次复杂的问题,研究改进好格子点法进行均匀设计,并结合遗传算法进行优化设计的试验设计方法。通过典型方案验证,表明相对正交设计的试验优化率可以达到92.593%,本文提出的试验设计方法对于高空台试验是可行的。

航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术研究综述

航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位,长期服役于高温、高载等极端环境,疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展,发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状,对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述,包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术,并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。

基于数值计算的抛鸟轨迹影响因素研究

在采用气炮装置作为抛鸟设备进行航空发动机吞鸟试验时,通过鸟炮准确地将鸟体发射至发动机叶片上的选定位置是至关重要的一个环节,该过程受到多种因素的影响。采用嵌套网格方法对发动机吞鸟过程中的鸟轨迹变化及其影响因素进行了仿真研究,对比分析了不同鸟体模型、发射位置、发射速度及发动机工作状态对鸟体运动轨迹、速度及流场特性的影响。仿真结果为航空发动机吞鸟试验提供了数据支撑,可有效缩短试验周期,降低试验成本。

进气压力调节执行机构故障诊断方法研究

面向高空台进气压力调节系统试验和维护需求,提出了一种基于滑模观测器的执行机构故障诊断方法。考虑特种调节阀的流量-压差气动特性对执行机构外负载作用机制,建立了电液伺服执行机构的非线性模型。由其识别出最佳估计数学模型,以获得自适应滑模观测器。分析确定不同故障对应伺服阀或液压缸的主导特征参数,据此选择可观测状态量且结合自适应阈值进行判断某部件是否发生故障,仿真验证该观测器对典型故障的诊断效果。结果表明,基于自适应滑模观测器的故障诊断方法可实现对进气压力调节系统中电液伺服执行机构典型液压、机械、电气故障的诊断和定位,诊断准确率达91%以上。

一种复合冷却双层探针的设计与验证

基于CCD相机的侵入式视觉成像温度场测量技术,设计了一种水和氮气复合冷却的双层探针。对探针外部气动特性和内部结构强度进行了仿真优化设计,验证了探针结构强度和冷却效果满足使用需求;同时,采用比色测温法,将喷流场图像转化为实时温度场,提出了基于温度场先验概率信息的尾喷口识别技术,剔除了环境光影响,提高了测量精度和显示效果。整机试验验证表明,所设计的探针能够监测发动机喷流场,实时高效地测量发动机尾焰温度,为航空发动机整机试验温度场测量提供了技术支持。

航空发动机试验试车台控制系统设计

试车台控制系统是对航空发动机进行最终检测的重要手段,可以检验发动机的性能和质量,保证发动机的安全可靠。本文首先给出试车台控制系统的总体设计方案,包括系统组成、功能和架构;再详细介绍控制系统的硬件设计,包括PLC、传感器、电源模块等的选型及电路设计;接着阐述数据采集子系统的设计;最后说明了控制系统的软件设计,包括PLC和上位机之间的控制流程设计。旨在提高试车台控制系统的性能和效率,降低试车成本和风险。

现场动平衡技术在密封结构试验器减振中的应用

某航空发动机密封结构试验器在更换试验转接段和密封对象件后,由于转子不平衡导致振动超限。本文基于现场动平衡原理和影响系数法,通过振动测试仪、激光式转速传感器、振动加速度传感器,对某试验对象件进行现场动平衡,在保持安装精度不变的情况下,提高轴系的平衡精度,平衡转速下振动幅值降低77.6%,确保试验正常运行。该方法可适用于同类型试验器的减振、排故。