发动机工作状态对排气扩压器流动特性的影响

为了准确描述发动机工作状态对高空台排气扩压器流动特性的影响,采用Fluent软件数值模拟分析了3 km和5 km飞行高度,发动机中间状态、小加力状态和最大状态下高空台排气扩压器气流压力、速度、温度的变化规律。结果表明:飞行高度为3 km和5 km时,相同状态下排气扩压器内气流压力、速度、温度变化趋势基本一致。经过排气扩压器扩压减速后,发动机中间状态、小加力状态和最大状态下气流静压增加了12%,21%,25%,气流速度衰减了79%,80%,76%。当发动机工作状态从中间状态转变为最大状态时,排气扩压器内气流温度逐渐升高,波动也越大。

螺旋环阻尼器在航空发动机锥齿轮减振中的应用

针对某型航空发动机中央传动从动锥齿轮振动应力超出齿轮许用应力的问题,介绍了一种应用于锥齿轮的螺旋环摩擦阻尼器。在齿轮轮缘内侧开一个凹槽,将螺旋阻尼环旋入凹槽中;工作时,齿轮轮缘和螺旋阻尼环因周向变形不协调而产生相互摩擦,从而消耗振动能量。将这种阻尼器应用于某型航空发动机锥齿轮减振方案中,试验结果表明,螺旋环阻尼器能够有效降低锥齿轮的振动应力水平;阻尼器安装前后该型锥齿轮的4节径1阶后行波共振应力降幅比高达70.7%,3节径1阶前行波共振应力降幅比为53.4%,减振后的齿轮振动应力水平低于齿轮的许用应力。此外,该型阻尼器还具有安装拆卸方便、附加不平衡量小等优点,在航空发动机齿轮减振中具有广阔的应用前景。

基于叶尖定时的航空发动机涡轮叶片振动测量

介绍了基于叶尖定时的非接触振动测试系统应用于涡轮转子叶片的技术瓶颈,突破高温传感器结构设计、安装以及冷却等技术难点,通过设置系统触发信号保持时间,解决H型涡轮转子叶片对叶尖定时信号的二次触发问题,并给出核心机状态下转速基准实现方法。将非接触振动测量技术成功应用在某型涡扇发动机高压涡轮转子叶片振动监测中,有效获取涡轮转子叶片共振时的振动频率和幅值,并与应变计测量叶根动应变结果进行比对。结果显示:基于叶尖定时的非接触振动测试系统和接触式动应力测试系统均可监测涡轮转子叶片振动,成功辨识转子叶片8 200 r/min时的12阶激励阶次激发的一弯振动模态,两种分析方法识别共振频率相对误差在4%以内。

航空发动机双转子系统“临界跟随”现象的机理及影响

为了探明"临界跟随"现象导致航空发动机振动居高不下的产生机理,建立了考虑中介轴承的双转子动力学模型,推导了双转子发生"临界跟随"现象时参数之间的关系,分析了"临界跟随"状态下转子系统的动力学特性。结果表明:"临界跟随"现象会导致转子系统无法越过盘偏摆振型临界转速,造成转子振动对不平衡质量分布极其敏感,其主要影响因素为盘极转动惯量与直径转动惯量的比值(简称惯量比)以及双转子增速比;当高压盘等效惯量比等于1,或增速比与任意低压盘惯量比相等时,转子系统表现出高压激励条件下的"临界跟随"特征;当低压盘惯量比等于1,或增速比与高压盘等效惯量比的乘积等于1时,转子系统表现出低压激励条件下的"临界跟随"特征。提出了必须严格控制航空发动机叶盘的等效惯量比以及双转子转速控制律的设计建议。

某航空发动机喘振控制系统设计与验证

针对航空发动机易出现喘振误报、误判和消喘失败等问题,对某单轴带核心机驱动风扇(CDFS)的航空发动机对比分析不同的测点位置、信号处理、消喘控制逻辑设计下的消喘效果,并在高空模拟试验台上进行燃油阶跃逼喘验证。结果表明,测点2的A值脉动幅值是测点1的4倍,采用的硬件判喘准确率达到100%,制定的燃油阶跃供油控制方法可成功实现发动机逼喘,制定的消喘控制逻辑可成功使发动机退出喘振并恢复到目前状态。

航空发动机低压转子系统的“可容模态”设计及实验验证

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可容度评价函数,建立了低压转子系统的“可容模态”优化设计方法。设计并搭建了低压转子实验系统,从模态测试实验、阻尼器减振实验以及长时间“共振”实验,验证了设计方法的可靠性。研究结果为计算的临界转速与实际测量的临界转速最大误差为3.86%,阻尼器在1阶与2阶临界转速处的减振比最大可达45.6%,实验转子系统在1阶与2阶临界转速处各完成了长达412.5 s和429.8 s的“共振”实验,共振过程中转子系统各通道振动单峰值稳定在100μm以内,且无次谐波产生。表明了所建立的航空发动机低压转子系统“可容模态”优化设计方法是可行的。

航空发动机进气及叶栅通道内砂粒动力学特性分析

为提高发动机的吞砂、防砂能力,需要了解砂粒在发动机中运动规律及对发动机性能的影响。采用欧拉-拉格朗日法对E3发动机整流罩、风扇和增压级进行了砂粒与气流的耦合作用分析计算,加入颗粒碰撞模型和侵蚀模型。仿真分析结果表明:砂粒运动轨迹和侵蚀区域符合发动机使用规律。砂粒进入发动机与风扇叶片压力面发生碰撞,砂粒发生碰撞后大部分进入了外涵流道。砂粒碰撞位置主要集中在风扇叶片压力面处,风扇对颗粒运动轨迹的影响最显著,碰撞后的颗粒有明显的径向运动趋势,叶顶区域的颗粒富集程度较高。整流罩、风扇叶片压力面及外机匣壁面都发生较为严重的砂粒侵蚀现象,而增压级叶片砂粒侵蚀现象不明显。

多工况载荷下航空发动机支架拓扑优化设计

将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,开展发动机外部支架结构受力分析研究,建立了基于多工况载荷下拓扑优化和考虑强度影响的尺寸优化相结合的发动机外部支撑结构设计方法,并对最终支架结构进行强度、振动、外廓性校核评估。结果表明:最终模型最大应力出现在工况3情况下,最大主应力为345 MPa低于材料疲劳极限;支架的第1阶固有频率在发动机最高转速频率的1.25倍以上。采用该方法对某发动机外部支撑结构进行拓扑优化设计,在满足强度、振动和外廓要求的前提下,最终模型质量仅为初始模型的7.3%。基于多工况的优化结果更符合发动机实际工作需求,该方法研究具有工程应用前景。

基于多Agent的柔性作业车间动态调度方法研究

为提高调度策略对工件到达密度变化的适应能力,对柔性作业车间内的动态调度方法进行了研究。首先根据调研结果以及Agent建模方法构建了基于多Agent系统的柔性制造动态调度系统;然后结合柔性制造背景下的复杂结构件加工特点对调度过程中任务分解、机床选择、任务分配3个步骤的运行机制进行了改进,形成了基于工序块的任务分解机制、基于加工精度的机床选择机制以及基于调度规则的动态时间窗调度方法;最后通过试验验证了该动态调度方法在工件到达密度变化场景下的可行性,对当前实际的柔性作业车间生产活动具有一定的指导意义。

基于叶尖定时的航空发动机压气机叶片振动测量

基于叶尖定时的转子叶片非接触振动测试系统的基本原理和数据分析方法,将非接触振动测量技术成功应用在某型涡扇发动机高压压气机一级转子叶片排故(改型)中,获取叶片共振时的振动频率和幅值,并通过有限元分析方法得到叶尖位移与关键点的位移-应力换算系数。依据反算的关键点动应力可实现(改型)前后转子叶片的高周疲劳寿命预测。某型涡扇发动机高压压气机一级转子叶片非接触振动测试结果显示:由于加工工艺原因导致原型叶片叶型厚度变大,引起叶片固有频率升高,转子叶片在发动机工作转速范围内发生3阶激励激起的一弯振动,导致叶片发生故障。改进加工工艺后,非接触振动测试系统结果显示叶片振动状态较好。

航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。

航空发动机气动失稳在线监测试验技术

针对航空发动机试验时缺乏有效安全监控措施的技术难题,开展航空发动机气动失稳在线监测试验技术研究。通过分析发动机试验失稳动态特征数据,设计基于时频-小波的气动失稳辨识算法,研制出具有国内自主知识产权的航空发动机气动失稳在线监测系统。结果表明:该系统能够准确、及时地检测到发动机失稳特征信号,辨识系统响应时间优于50 ms,工程实用性高,具备对发动机试验气动失稳在线预警能力。

基于翻译嵌入模型的可视化推荐方法

可视化推荐与自动生成可视化可以帮助无数据可视化背景的用户快速创建有效的数据可视化。针对基于规则和机器学习的方法中工作量大和可解释性差的问题,提出一种基于知识图谱嵌入模型的方法,采用缓存自对抗负采样学习实体和关系的嵌入,构建知识图谱推理可视化设计。首先,使用基于规则的方法从数据集中抽取特征,构建知识图谱;其次,采用改进的TransH(即sTransH)模型来学习实体与关系的嵌入,解决一对多/多对一的状况;最后,根据实体的嵌入投影和平移向量来推理可视化设计选择。实验结果表明,sTransH模型在精度、平均排名(MR)、排名比例(Hit@2)等指标评估中均优于现有的TransE、TransH、RotatE和TransE-adv基线方法,验证了该模型在可视化推荐方面的有效性。

弹性环式挤压油膜阻尼器一体化圆柱滚子轴承保持架振动特性分析

航空发动机主轴中滚动轴承为了降低系统振动经常与弹性环式挤压油膜阻尼器(elastic ring squeeze film damper, ERSFD)联合使用。基于滚动轴承动力学理论和流体力学控制方程,采用变步长积分算法建立圆柱滚子轴承与ERSFD耦合的动力学分析模型,对外圈带ERSFD的圆柱滚子轴承保持架振动特性和打滑率进行研究。研究结果表明:与未装配ERSFD的圆柱滚子轴承相比,ERSFD可以提高圆柱滚子轴承保持架的稳定性。过大或过小的弹性环凸台数量与宽度都不利于圆柱滚子轴承保持架的稳定性,需要选择合适的凸台数量和宽度。径向载荷与转速对带弹性环的圆柱滚子轴承保持架稳定性影响显著,保持架涡动频率的谐波次数随着径向载荷的增加而减少,其对应的幅值也减小;保持架涡动频率的谐波次数随着转速的增加而增加,其对应幅值也增加。

非稳态工况下外圈带有ERSFD的圆柱滚子轴承保持架动态特性

为降低航空发动机主轴传动系统的振动,通常将弹性环、挤压油膜阻尼器与圆柱滚子轴承联合使用。基于滚动轴承动力学理论和流体力学控制方程,建立了外圈带有弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)的圆柱滚子轴承动力学分析模型,采用GSTIFF预估-校正变步长积分法对动力学微分方程组进行求解,分析转速、冲击载荷以及弹性环结构参数(凸台宽度、凸台数量)对外圈带有ERSFD的圆柱滚子轴承保持架动态特性的影响,结果表明:外圈带有ERSFD的圆柱滚子轴承保持架稳定性高于普通圆柱滚子轴承;转速和冲击载荷对保持架动态特性影响较大,保持架打滑率随着转速的增大而增大,随着轴承所受冲击载荷的增大而减小;过大或过小的弹性环凸台数量与宽度都不利于圆柱滚子轴承保持架的稳定性,需要选择合适的凸台数量和宽度。

某型涡扇发动机测量数据融合模型

为提高传感器测量数据的有效性、可信性,基于共同工作方程,采用原始对偶内点法对某型涡扇发动机测量数据进行了融合分析。通过案例研究了当可测量参数存在误差时融合模型对流量、温度及压力等参数的预测效果;使用两种初值更新法,测试了不同工况下的物理运算时间;研究了约束违反程度对数据融合效果的影响;测试了关键传感器失效情况下,动态数据融合模型对缺失参数的预测效果,提出了进一步加快计算速度的方法。结果表明:通过数据融合,测量数据和未测量参数的不确定度下降到1%以内;通过算法优化,运算时间减小到5 s,为发动机状态监控、传感器维护和传感器失效情况下发动机控制策略的制定提供了支持。

热力耦合作用的双半内圈角接触球轴承热特性

针对航空发动机高速重载双半内圈角接触球轴承运行中生热问题,基于滚动轴承动力学以及传热学理论,考虑轴承热变形以及润滑油的作用,建立热力耦合作用的双半内圈角接触球轴承动力学分析模型。采用预估-校正的GSTIFF变步长积分算法求解动力学方程组,分析了工况参数和结构参数对轴承热特性的影响,结果表明:考虑热力耦合的轴承动力学模型更接近试验结果;内、外圈温度受转速以及轴向力的影响较大,轴向力对内、外圈温差的影响较大;内圈沟曲率半径系数对轴承温度的影响较大,当内圈沟曲率半径系数为0.532时内、外圈温差最小,外圈沟曲率半径系数和垫片厚度对轴承温度的影响较小。

基于高空模拟试车台大口径套筒式柱塞阀流动特性分析

为了准确描述大口径套筒式柱塞阀内速度、压力和流阻系数的变化规律,通过Fluent软件模拟开度、压比对套筒式柱塞阀流动特性的影响。结果表明:阀内速度和压力都沿着阀芯轴线对称分布,当开度增加时,轴向射流汇集区速度增大,出口速度随之增大,速度均匀性降低,节流窗口处气流压力减小,轴向压力趋于均匀,流阻系数随开度增加先迅速减小后趋于稳定;当压比增大时,进口速度先保持不变而后不断减小,存在临界压比,速度和压力逐渐趋于均匀,压比越大流阻系数下降越显著。

中等涵道比涡扇发动机高空压力畸变试验

基于中等涵道比涡扇发动机结构及其气动稳定性特点,通过该类型某发动机高空压力畸变试验研究,获取了研究对象合理可行的高空压力畸变试验方案设计、畸变装置选取以及数据处理规范,结果表明:在飞行高度小于14km范围内,飞行高度对稳态综合畸变指数有一定的影响,但影响不明显;有引气/功率分出136kW条件下,飞行高度为11km、飞行马赫数为0.8以及飞行高度为14km、飞行马赫数为0.39时,该中等涵道比发动机最大巡航状态与最大爬升状态在进口综合畸变指数不大于12%时均能稳定工作。