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。

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。

航空发动机燃油系统部件寿命建模研究

为解决燃油系统部件可靠性难以估计的问题,收集了燃油系统重要部件燃油泵组件、液压机械装置、燃油流量传感器、燃油喷嘴的工作时间数据,针对不同部件的工作时间分别绘制Weibull概率图,用三参数相关系数优化法对Weibull分布模型进行参数估计,并依据参数估计值得到不同部件的可靠度函数、失效率函数及故障概率密度函数,最后对燃油系统部件进行可靠性评估与分析。结果表明:航空发动机燃油系统部件作为一种复杂的机械电子系统,Weibull分布模型可有效评估其使用寿命,可用于对航空发动机燃油系统部件进行可靠性分析。

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MATLAB的民航发动机涡轮叶片寿命建模

针对民航飞机维修工作中发动机涡轮叶片普遍存在故障率较高的问题,收集某型民用航空发动机涡轮叶片的可靠性数据,并运用三参数Weibull分布建立该型发动机涡轮叶片的可靠性寿命模型。在模型求解的数值计算过程中,为保证模型的计算精度,采用经典的牛顿迭代法及三参数相关系数优化法对涡轮叶片的寿命数据进行拟合分析及计算;同时为减少计算工作量及提高数值计算过程中人工智能的参与度,基于MATLAB软件对上述数值计算方法编写计算程序,最后对计算结果进行K-S假设检验。结果表明:对涡轮叶片寿命数据进行可靠性分析时,运用Weibull分布建立的数学模型符合客观规律;同时牛顿迭代法、三参数相关系数优化法及MATLAB计算程序的有效利用,保证了计算结果的精度。

吸气预冷发动机预冷换热芯体仿生结构设计发展趋势与展望

现有超高声速飞行器预冷组合循环发动机空气预冷器内部一般由多组微细管束组成,工作过程中存在流致振动大、加工要求高等问题,因此,有必要对预冷器换热芯体进行改型设计,并对其开展进一步的流动换热研究。本文首先分析了基于仿生分形的预冷器换热芯体改型需求;然后梳理了仿蜂巢分形、树状分形与生物表面混合结构在新型预冷芯体强化换热上的应用,以及仿生物体凹凸表面结构、疏水结构在降低预冷芯体内通道表面流阻、抑制结霜上的应用,给出了3种可适用于空天领域的“筒状”仿生预冷换热芯体设计案例;最后总结并展望了仿生微通道换热结构与预冷器换热芯体设计结合的发展前景。

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。

影响流量管流量系数的因素分析

对某航空发动机整机试验装置的流量管三维流场进行数值模拟,通过布置虚拟测点,建立流量管虚拟试验校准和测量的仿真方法,研究流量管流量系数获取方法、校准试验测试布局,分析来流雷诺数、壁面粗糙度、流量管圆度对流量系数的影响。结果表明,附面层位移厚度法和校准试验法获取的流量系数接近。在同一流向布置测量截面,流量系数随流量管内雷诺数的减小而减小,随流量管壁面粗糙度的增大而减小;低雷诺数工况下,流量系数对粗糙度变化不敏感。对于低雷诺数工况或者在流量管壁面粗糙度较大时,应采用附面层位移厚度法或校准试验法获取流量系数。流量系数对流量管圆度的变化不敏感,建议采用校准试验方法获得有变形的流量管的流量系数。尽量采用校准试验法获取流量管宽雷诺数范围的流量系数,采用实际测量工况下的雷诺数对应的流量系数,修正流量管测量数据,才可保证流量管测量精度。

航空发动机飞越噪声预测优化算法研究

发动机风扇和喷气噪声是飞机起飞过程中发动机最主要的两个部件噪声源,在飞机起飞过程中,可以用发动机风扇噪声和喷气噪声近似替代发动机整机噪声进行噪声预测,这对新型发动机的降噪设计和民用航空器的噪声适航性评估具有重要意义。本文提出一种新的航空发动机整机飞越噪声预测方法,该方法基于Heidmann风扇噪声模型和Stone喷流噪声模型获取地面风扇噪声与喷气噪声数据,考虑噪声传播过程中多普勒效应、几何发散衰减、大气声吸收衰减的影响,将风扇噪声和喷气噪声分别映射到飞机起飞航迹线上,在飞行状态合成得到起飞航迹线上航空器噪声适航审定程序所要求的发动机整机噪声,计算实际飞机起飞时噪声适航审定中所需测量的每隔0.5s动态声压级的预测值,并计算最终的有效感觉噪声级。以CFM56-7B发动机为算例,将模型计算得到的有效感觉噪声级与试验结果进行对比,验证了该方法的有效性和准确性。本文方法可用于航空器适航噪声预测,为我国自主实现航空器噪声适航审定提供技术支持。

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。

双排凹腔燃烧室释热区转移过程中的特性研究

为探究多凹腔燃烧室前后排凹腔释热区转移过程中的演化特性,利用直连台在Ma=3.0条件下进行总当量比(φT)不变,前排凹腔当量比(φ1)增加,后排凹腔当量比(φ2)降低的试验。φ1较低时,前排凹腔为凹腔剪切层稳焰,后排凹腔为射流尾迹稳焰。当φ1增加到一定值,前排凹腔火焰由凹腔剪切层稳焰转换为射流尾迹稳焰,致使沿程压力出现突变。由于φ1较低,当地释热不足以维持火焰为射流尾迹稳焰,前后排凹腔燃烧耦合使得前排凹腔火焰在两种稳焰模式之间切换。φ1继续增加,前排凹腔的释热使火焰稳定在射流尾迹稳焰。之后φ1继续增加,前排凹腔火焰出现不对称的情况,这种不对称是随机的,且随着当量比的增加变得更加明显且持续时间更长。φ1继续增加使得前排凹腔出现火焰闪回现象。

RBCC模态特征与热力循环分析样本全覆盖策略

为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC样本全覆盖的热力循环分析方法策略。研究结果表明,火箭-冲压联合工作阶段时,RBCC的工作模态包括引射模态、“火箭冲压协同”模态和“加力冲压”模态;在亚声速范围,只要正确赋值来流总温、总压,零速引射分析方法可以用于确定有速度条件的进气道入流流量和混合室出口条件;存在“扫掠激波”的超声速阶段与高亚声速阶段的流场特征相似,零速引射分析方法可用于存在“扫掠激波”的超声速阶段,输入条件取“扫掠激波”后的滞止参数;将零速引射分析方法和以燃烧区特征马赫数为表征的等效热力过程分析方法结合,可以实现RBCC除纯火箭模态以外的各模态样本全覆盖的热力循环分析。

高温风洞收集口对舱压试验匹配性影响的研究

针对高温燃气流风洞试验中舱压不稳定可能造成试验设施损害的问题,从波系与分离涡之间相互干扰的角度,开展了扩压器的收集口位置和尺寸对舱压试验匹配性影响的机理研究。使用计算流体力学方法对不同收集口位置和尺寸的工况进行了模拟,得到了试验舱内的压力分布情况,研究了波系与分离涡之间的相互干扰对试验稳定运行的影响,为收集口的优化设计提供了参考。研究表明,合理的收集口位置和尺寸,能够增强波系与锥身后的分离涡的相互影响,避免分离涡主导收集口,增加主流的通流量,减小舱内溢流及其产生的回流涡的尺度,有利于试验的成功开展。

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。

基于非纤维方向应力疲劳模型的复合材料层合板振动寿命预测

复合材料结构在服役过程中会受到外部载荷激励影响而产生随机振动,由于铺层角度的多样性使其寿命预测方法尚不明确。为确保复合材料结构安全服役,需探明复合材料不同铺层角度的振动疲劳寿命预测方法。本文提出一种基于非纤维方向S-N曲线的预测方式,考虑了复合材料的各向异性和多轴应力状态,以Tsai-Wu准则为基础,结合频域法对[0/90]s铺层的复合材料层合板进行了振动疲劳寿命预测。结果表明,非纤维方向S-N曲线能够较为准确地预测复合材料层合板的寿命,且Zhao-Baker概率密度函数模型的准确性最高。

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%。

高通流三外涵变循环发动机建模技术研究

高通流三外涵变循环发动机是航空发动机及燃气轮机基础科学中心提出的一种新的发动机概念构型。本文搭建了发动机部件级模型,采用了考虑容积效应的动态模型建模方法对发动机主要容腔进行建模。为保证建模的精度,考虑了第二外涵道中换热器与气体的动态换热,同时用总压恢复系数代替动量守恒方程,提升了模型计算的实时性。针对发动机在高空设计点情况下较高的涡轮前温度,引入了涡轮叶片的气膜冷却模型。仿真结果表明,经换热器换热后的高质量冷气可使涡轮的平均温降达到121 K;对比考虑容积效应的建模方法,传统建模方法在发动机过渡态的建模误差达到了17.1%。若要研究发动机的过渡态过程,容积效应一般不可忽略。

航空发动机燃油系统定压活门参数优化设计

定压活门在燃油系统中为多个伺服机构供油,针对其稳定性、稳态精度、鲁棒性等设计要求,以及多个设计参数相互竞争又相互矛盾的选择,提出了一种基于优化算法的参数设计方法。建立了定压活门数学模型,基于稳态模型进行了参数设计分析。结果表明:定压活门存在流量稳态工作区,在流量稳态工作区内,阀芯截面积增大,流量敏感度增大,但阀芯截面积过大会增大定压活门的体积。根据定压活门压力范围计算了稳态参数,以调节时间和超调量为目标,取3组不同定压腔容积,将弹簧腔容积、阻尼孔径、运动阻尼、阀芯质量作为参数,基于非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)进行了动态优化。Pareto解集表明调节时间和超调量相互矛盾。选取1组解经AMESim仿真验证,优化后的结构参数能够使调节时间缩短20%以上,超调量降低15%以上,定压活门动态性能得到改善。

关于氢能航空动力发展的认识与思考

近年来,在全球碳减排目标的驱动下,各国对发展氢能航空的热情空前高涨,在氢能飞机和氢能动力领域加速布局研究计划。通过研究国内外氢能飞机及动力发展历程和研究进展,发现人类对氢的认知始于其燃烧特性,认为氢能航空发展兴于“双碳”目标,指出燃氢涡轮发动机是航空业实现减碳目标的关键,分析了燃氢涡轮发动机和氢燃料飞机的性能优势,研判出氢能航空及动力发展难在全产业链重构和全链条颠覆创新,提出了创新氢能航空发展机制、加快发展燃氢涡轮发动机、健全氢能航空产业链条、实现全链条颠覆性创新和加强氢能航空基础建设等五方面的发展措施建议。