发动机综合监控系统的效能评估方法研究

目的提高航空发动机地面维护工作的效率。方法采用融合层次分析法和专家调查法,对新型航空发动机监控系统的实际工作效能评估方法进行研究和分析。结果得出10名专家对该系统效能的评估结果。结论通过分析系统各部分工作能力的效能优劣,建议相关部门不仅要关注发动机监测方法和措施的提高,更要重视监测工作中发现的问题和异常情况的及时反馈,从而提高发动机综合保障能力。

基于状态监测和老化试验的火箭发动机寿命评估方法研究

通过分析某型固体火箭发动机的结构,对发动机状态监测系统的微型传感器进行了合理布局,从而得到危险区域的最大应变值。采用加速老化试验,得到推进剂在不同老化温度下延伸率随老化时间的变化曲线。通过化学反应速率,建立不同老化温度下力学性能参数和老化时间的关系,从而确定某贮存温度下推进剂延伸率与贮存时间的关系。将发动机危险点处最大应变与贮存时间的变化关系进行比较,得到推进剂的贮存寿命。

高温高压下的燃气/空气热管换热方案

以高温高压燃气加热高压纯空气为研究背景,用平均温差法对气-气热管换热器设计计算,进行结构方案设计,采用有效度-传热单元数法对换热器传热进行校核计算。设计换热器为圆柱形筒壁结构,出口为渐缩型喷管结构,采用半轴比为2/1的椭圆形热管。

基于飞参信息的某型涡轴发动机性能退化研究

目的研究涡轴发动机性能退化规律。方法以某型涡轴发动机监控工作为基础,根据该型发动机性能计算模型和发动机出厂时的排气温度基线,计算稳定工作状态下该型涡轴发动机的排温裕度和燃油消耗率随工作时间的变化情况,统计并分析近4~6年以来10台涡轴发动机的飞参数据。结果随着工作时间的增加发动机的效率都会降低,发动机的燃油消耗率随时间逐渐增大。结论通过定期合理地清洗发动机,及时采取防腐控制措施等方法,可以减缓发动机性能的退化速度。

燃气与空气换热过程中热管的性能分析

以高温高压燃气加热高压空气为研究背景,针对3种典型的热管结构,建立了物理模型,并进行了传热计算,比较分析了3种热管在不同内径、速度场、温度场和压力场条件下的工作性能,可为高温高压热管换热设备的进一步开发研究和工程化应用提供理论支持。

某型军用发动机使用可靠性评估

某型军用航空发动机在实际使用中故障频发,为了寻找制约整机可靠性提高的薄弱环节,提高飞机战备完好性,提出了基于部件系统及其重要性的航空发动机可靠性评估方法。并依据外场故障数据,利用该方法对某型发动机的使用可靠性进行了评估。采用层次分析方法(Analytic Hierarchy Process,AHP),建立了具有3层评估指标的整机使用可靠性评估系统。运用数理统计的方法,根据同类型故障的寿命分布模型计算其可靠性指标。运用加权融合的方法获得部件系统及整机的平均故障间隔时间TM,用以评估发动机的使用可靠性,为该型发动机各个部件系统的外场维护及定检时间提供了参考。

基于案例和规则融合的某型航空发动机故障诊断专家系统

针对某型发动机故障频发且复杂的情况,结合该型发动机常用的地面监测和维护工作措施,提出了一种适合于该型航空发动机实际的案例和规则融合的专家系统模型,建立了该型发动机的故障案例库和索引策略,以PHP软件为平台,研发了某型发动机故障诊断专家系统;通过应用于发动机地面维护保障工作,该技术可以快速地初步诊断发动机地面维护工作中的典型故障,提高了发动机地面监测和故障诊断工作的效率。

现役航空发动机综合监控系统的构建及实现

在不改变现役发动机技术现状的情况下,从系统总体设计出发,构建了现役航空发动机综合监控系统的功能模型和信息模型,并研究了寿命管理、状态监测和故障诊断实现的技术手段,为实现现役航空发动机视情维修提供了技术基础。

滑油散热器爆裂失效分析

对直升机的空气-滑油散热器爆裂状态进行研究,确认组件盖板与端板连接焊缝是失效起源。采用荧光、断口、金相检查等方法对失效起源的焊缝进行检查,对失效件的材料、制造、试验记录及结构强度进行了复查。为验证滑油散热器结构强度,抽取1套同批次的滑油散热器进行爆破试验,加压试验共分为5个阶段,检查气密性,同时检测各端盖的变形量。当加压至3.8 MPa时,试验件端盖组件端板处失效,变形量为1.6 mm。分析结果表明:试验设备设计不合理,易形成气压冲击是失效的原因。

基于纳米TiO_2添加的新型航空涂料性能研究

目的解决纳米TiO_2在涂料中的团聚问题,同时实现增强涂层防腐蚀、疏水性能和耐紫外老化性能。方法以氯醚树脂为航空涂料的主要成膜物质,以经氟硅烷改性后的金红石型纳米TiO_2颗粒为主要吸光剂和疏水剂,配合其他合适填料和颜料制备一种新型航空涂料,通过拉拔法、硬度测试法、电化学极化曲线法、接触角测试法和人工紫外加速老化等测试手段分别对涂层的力学性能、电化学性能、疏水性能和耐紫外老化性能进行研究。结果改性后的金红石型纳米TiO_2颗粒的分散性及与氯醚树脂的相容性得到改善。当添加量为2%~3%时,涂层腐蚀防护性能、表面疏水性、耐紫外老化性能达到最佳,附着力、硬度等力学性能达到航空涂料的基本使用要求。结论该涂料有效地解决了纳米TiO_2在涂料中的团聚问题,提高了涂层的防腐蚀、疏水性能和耐紫外老化性能。

某型航空发动机振动故障树的建立

针对某型发动机结构特点以及装配过程中与振动相关要素的分析,建立了该型发动机振动故障的故障树,依据故障树对该型发动机生产过程中常见振动故障案例进行了分析,总结出该型发动机常见振动故障诊断及排除方法。

叶片结构对旋转振动影响研究

根据对叶片调频从而减小叶片共振的思路,研究叶片展弦比和厚度对叶片振动的影响。建立标准叶片、加长叶片和加厚叶片的有限元模型,计算分析三种叶片的固有频率和振型,并分析不同发动机状态下,尾流激振力使三种叶片产生局部共振的情况,叶片设计时应根据叶片的工况采用合适的叶片结构,使叶片尽量远离共振区。

航空发动机叶片外物损伤试验研究

建立了压气机叶片的三维模型并确定了外物冲击的位置,同时利用钢珠开展压气机叶片的外物损伤试验,试验结果表明当外径2 mm的玻璃珠以180 m/s的速度冲击压气机叶片时,压气机叶片的损伤深度为0.31~0.83 mm,损伤宽度为0.75~1.73 mm,损伤形貌呈现为缺口与凹陷两类。

基于径向基过程神经网络的航空发动机排气温度预测

采用一种基于径向基过程神经网络的数据挖掘算法,利用径向基过程神经网络对排气温度预处理后的训练样本进行训练,得到测试样本的输出值。将该算法应用到实际的航空发动机排气温度的预测中,在训练样本较大且参数选取合适的情况下,径向基过程神经网络算法的预测精度误差小于2%,能够满足航空发动机排气温度预测精度的需求。

基于神经网络的航空发动机滑油金属含量预测

将BP神经网络和RBF神经网络应用到滑油金属含量的预测中;实验验证了RBF神经网络克服BP神经网络容易陷入局部最优解的缺点,总体来说,RBF神经网络的预测精度高于BP神经网络的预测精度,能够满足航空发动机滑油金属含量监测的要求,为航空发动机的监控及磨损故障的判断提供了重要技术支撑。

军用航空发动机大数据管理系统设计开发研究

为提升军用航空发动机管理水平,提出某型军用航空发动机大数据管理系统的建设方案。依据军用航空发动机的使用和保障需求,基于发动机大数据管理系统的构成,采用大容量主服务器加备份服务器进行数据的存储,利用PHP(pre hypertext preprocessor)技术开发某型军用航空发动机大数据管理系统。结果表明:该研究对提高军用航空发动机的信息化管理水平有一定的实际价值,同时对其他装备的大数据建设具有借鉴意义。

基于集成神经网络的航空发动机故障诊断研究

针对航空发动机单一信息源故障诊断存在诊断效率低和准确率不高的问题,研究了基于油液和振动信息融合的集成神经网络的故障诊断方法,并将其应用到航空发动机的故障诊断中。以某型航空发动机为例,采用振动信息和油液信息融合诊断的思路,研究了集成神经网络故障诊断法在该发动机轴承故障中的应用,并结合具体数据对此诊断方法进行了验证。诊断结果表明,与传统的单一信息源故障诊断方法相比,集成神经网络故障诊断法诊断效率更高,可检测故障模式更多,误诊率更低。

人工免疫原理在航空发动机振动数据分析中的应用

针对航空发动机地面试车记录的试车数据缺乏宏观监控分析手段的问题,提出了将人工免疫原理应用于振动数据分析方法,定义了自我空间向量集,构建了检测器,实现对发动机振动状况的判定,并经实例进行验证。验证结果表明,该方法能够较为准确地识别发动机的振动状态,提高振动监测的有效性。

涡扇发动机加力接通过程喷管延时调节影响研究

探索涡扇发动机加力过程中喷管喉部面积与加力供油量的匹配机理,寻找改善发动机加力特性的技术途径对发动机加力系统设计工作具有重要的意义。结合某型涡扇发动机加力供油时序、燃油填充时序和尾喷管面积调节规律,建立考虑加力燃烧室和外涵道动态容积效应的发动机加力接通与切断过程数学模型,进行涡扇发动机加力过程的特性计算,研究喷管喉部面积调节延迟对加力过渡过程的影响。结果表明:在加力接通过程中,喷管延迟调节对风扇稳定裕度和转速的影响不大于4%,对主机稳定裕度和转速的影响不大于1%;当喷管面积调节延迟或出现卡滞故障时,为了保证主机稳定工作,可适当减少加力供油量以改善喷管流通能力,提高安全稳定裕度;特殊情况下,则应继续增加主燃烧室供油量,以保证加力推力。

某型发动机地面信息管理系统设计与实现

针对某型发动机地面监控缺乏信息管理的现状,本文围绕实际需求,构建了信息管理系统功能模型,设计了包括信息管理模块、数据分析模块、故障诊断模块、报告生成模块的管理系统,并采用C/S结构设计方式集成多种软件予以实现。