进气压力畸变对某涡轴发动机影响分析研究

以某组合压气机形式的涡轴发动机为对象,开展进气总压畸变对发动机稳定性和性能的影响研究。利用“平行压力机”理论,建立了多子发动机模型,通过一维、时间相关模型方程计算发动机内部的流动参数。通过该发动机的进气压力畸变试验结果校验计算模型,得到该涡轴发动机的压力畸变计算模型。利用该模型对发动机进行评估。计算结果表明,该型涡轴发动机低转速状态时的抗压力畸变能力较弱;当出现进气压力畸变后,第一级轴流压气机和离心压气机的工作裕度不足,此时发动机性能会快速下降,但当综合压力畸变指数超过1%后,性能下降趋势会降低。

基于ReliefF-LMBP算法的涡轴发动机气路故障模式识别

针对涡轴发动机气路故障模式识别精度不高的问题,提出了一种基于ReliefF-LMBP故障特征提取的发动机故障模式识别方法。应用ReliefF算法对发动机传感器参数赋予权值,对传感器参数特征权重值进行迭代更新和排序,聚集好的特征样本,离散异类样本。根据筛选出的特征子集,利用LMBP神经网络算法进行发动机故障模式识别。以涡轴发动机为对象进行气路故障诊断验证,结果表明所提方法能提取特征传感器参数并实现有效的故障模式识别。

航空发动机多设计点热力循环分析方法的构建及应用

针对航空发动机设计中涉及多性能需求与多约束条件的问题,提出一种以多个工作状态作为设计点进行热力循环分析的实现方法,并介绍了多设计点方法的构建及求解过程。采用单设计点方法和多设计点方法对大涵道比涡扇发动机进行热力循环分析,并对比了两种方法得到的设计域。结果表明,由于单设计点方法需假设某些热力参数在循环分析过程中不变,使设计域内部分区域不能满足性能需求或技术限制,且该区域内可能包含性能最优点。多设计点方法考虑了全部技术限制和所有工作状态的性能需求,在单设计点方法中不变的循环参数,在多设计点方法中作为非线性方程组中的迭代变量,确保了多设计点方法的设计域总是可以满足所有的性能需求和技术限制。

低压转子分出功率对高空长航时无人机发动机的影响

建立了高空长航时无人机发动机性能计算模型,引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正,编制了相应的计算程序.计算分析了不同类型的中小推力涡扇发动机在高空条件下低压转子分出功率对发动机和核心机状态的影响,以及高/低压转子同时分出功率对发动机的影响,并对分出功率在高、低压转子的分配比例进行了分析.结果表明：在高空条件下,与高压转子分出功率相比,低压转子分出功率能明显改善无增压级涡扇发动机的风扇/压气机喘振裕度和带增压级涡扇发动机的增压级喘振裕度,能在保证发动机稳定工作的前提下,大幅度提高无增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,有效提高带增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,此外,低压转子分出功率可使核心机的转速、换算流量、增压比提高9%~14.8%,能有效地挖掘核心机的潜力.

基于结构框架的直升机动力虚拟采办原型系统构建

涡轴发动机作为直升机的动力,需要在高温、强振、沙尘等严苛环境下持久工作,研制难度大、采办周期长,还要面临费用、进度、战技指标和作战效能等多方面的挑战,迫切需要基于仿真的采办(SBA)技术的支持.虚拟采办原型系统[1]基于统一的业务流程和规范构建,利用模型数字化定义、模型集成调用、数据集中管理、流程驱动等方式实现跨采办职能部门、跨采办项目阶段、跨采办项目的各种工具和技术的集成.