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。

基于特性数据的燃气涡轮发动机修正方法

针对燃气涡轮发动机部件特性不匹配造成的模型计算参数与实际试车参数之间的误差问题,提出一种基于特性数据的燃气涡轮发动机部件特性修正方法。通过变缩放参考中心依次对设计点、慢车点进行整体修正,实现特性图在整个工况范围内的大致覆盖。通过局部修正非设计点所在的由相邻等转速线和β线所确定矩形域的特性数据,并采用插值法和拟合椭圆曲线法对等转速线的其他数据点进行补充修正,得到与试车数据匹配的特性图。以涡扇发动机为研究对象进行仿真验证,结果表明:所提出的特性修正方法能准确、快速地对发动机部件特性进行修正,与试车数据相比,修正后的模型各稳态点误差精度均在1.5%以内,满足工程精度需求,可用于发动机控制系统研究。

基于试飞数据的民用发动机部件特性修正方法

由于民用航空发动机外涵尾喷管容易不临界,不同马赫数下发动机工作线不同,仅利用地面台架试验数据修正发动机部件特性,整机模型精度较差。因此,该文利用发动机试飞数据,提出一种改进的部件特性删除法,将发动机非设计点计算转化为设计点计算,减少目标方程数量,简化算法,同时考虑对不同转速和不同马赫数下部件特性修正,以此建立整个飞行包线内发动机整机数学模型,计算结果与试飞数据进行对比,发动机整机模型在整个飞行包线内各参数误差均小于3%,发动机推力误差更是小于1%。

航空发动机复合材料风扇叶片维修方案知识库构建

随着航空技术的快速发展,复合材料的应用范围也随之快速扩大,复合材料部件的维修任务量呈逐年上升的趋势。目前,维修手册是飞机维修工作的主要依据,其中的零件图大多是二维的,这样的图样并不能直观提供零部件内部的完整信息。文中以航空发动机复合材料风扇叶片为研究对象,针对不同位置和尺寸的损伤模式设计针对性的维修方案,并建立相应的数字化模型,采用有限元分析方法对不同损伤和维修方案的效果进行评估,进而构建一个针对复合材料风扇叶片的维修方案知识库。

小涵道比涡扇发动机吞鸟能力仿真评估与验证

军用航空发动机的吞鸟能力须满足国军标和适航相关规定,可靠的发动机吞鸟能力评估方法是开展吞鸟试验的基础,可降低试验风险、提高试验成功率。以国内某涡扇发动机研制中的吞鸟能力仿真与验证项目为基础,提出基于仿真分析、动量类比法和接触应力类比法的发动机吞鸟能力评估方法。根据相关标准规范,确定试验要求,开展整机吞鸟试验验证,通过4次整机吞鸟试验,验证了本文提出的发动机吞鸟能力评估方法的准确性,获得了发动机吞鸟能力底数。试验结果和评估方法可为其他涡扇发动机型号研制提供参考。

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。

基于FADEC控制的涡扇发动机半物理模拟系统设计

以某型FADEC控制涡扇发动机为研究对象,结合科研实践和相关文献,分析了半物理模拟试验系统建设的必要性。分析了发动机控制系统架构及试验需求,介绍了半物理模拟试验系统的总体设计思路及方案,并对转速源系统、传动系统、负载模拟系统等各组成分系统进行了设计。

基于Mohring声类比发动机喷流噪声数值计算

为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学(CFD)和计算航空声学(CAA)相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟(LES)计算喷管的瞬态喷流流场;在流场计算的基础上使用Mohring声类比进行声源提取,将时均流场插值到声学网格作为背景流,结合有限元和无限元方法对喷流噪声近场以及远场的辐射特性进行数值计算及分析,并通过单通道锯齿形喷管试验验证数值计算方法的可行性。数值结果表明:发动机喷流噪声主要是由内外涵剪切层内的涡环破碎产生的大尺度涡而形成的,噪声辐射峰值主要集中在低频范围内,随着频率升高,各方向角的声压级都在降低,在1000~2500 Hz,从125 dB快速降低到105 dB,之后衰减速度变缓,到100 dB趋于稳定。数值计算方法精确度高,最大计算误差为1.97%。为发动机噪声适航提供了一种噪声预测方法。

航空并联混合动力涡扇发动机热力循环与工作特性研究

为确定并联混合动力涡扇发动机的能量利用效率,并对不同电功率输入下发动机工作特性与性能参数的变化规律进行研究,本文从理论上对发动机有效循环功的来源进行划分,并由此分别定义并联混合动力涡扇发动机的电能利用率和燃油利用率;使用航空发动机性能仿真软件PROOSIS搭建基于CFM56-7B26发动机的并联混合动力涡扇发动机零维模型,模拟不同电功率输入条件下的发动机稳态性能。研究结果表明:并联混合动力涡扇发动机内涵道的循环类型仍然是基于布雷顿循环的实际循环,输入的电功率对发动机外涵道推力的贡献占比远高于其对内涵道推力的贡献;电能利用率始终明显高于燃油利用率,这也是并联混合动力涡扇发动机实现节能的主要原因;当输入的电功率增加时,发动机的涵道比增加,涡轮前温度与总压比降低,各部件的稳态工作点将发生移动,可能造成部件效率的下降。由于电功率的输入以及电能的高利用效率,并联混合动力涡扇发动机的油耗和能耗均低于常规涡扇发动机。

涡轮叶片表面热电偶集成结构设计与影响因素分析

航空发动机涡轮转子叶片工作在高温、高转速、高气动负荷的极端恶劣环境下,在进行表面温度测量时,热电偶在叶片表面的集成/防护尤为重要,热电偶集成结构各组件之间的结合强度决定了涡轮转子及附加测量结构能否安全稳定运行。本文针对基于增材制造和火焰喷涂的涡轮叶片表面热电偶集成结构,以涂层厚度、热电偶直径及增材结构形式作为设计参数,共设计9种热电偶集成结构,进行有限元仿真和强度分析,研究各变量对组件结合面强度的影响。根据分析结果,从参数矩阵中选择最优的设计构型,进行热电偶集成/防护,并通过高速旋转试验验证了其应用潜力。

带中介轴承双转子系统“可容模态”优化设计及实验

为解决航空发动机双转子系统无法避开临界转速的问题,提高双转子系统容忍振动的能力,根据带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法,以某型带中介轴承双转子发动机相似模型为初始模型进行优化设计,并以此搭建一套双转子实验器系统。通过模态测试、响应测试、连续变转速以及长时间“共振”实验,先后验证了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法的准确性、有效性、稳定性和可靠性。研究发现,双转子实验器测试结果与计算结果临界转速误差最高3.06%、模态振型误差最高9.6%;工作范围内任意转速下,即使频繁穿越临界转速,振动幅值均不超过50µm;在6阶临界转速处各完成了不少于3790s的“共振”实验,所容忍的不平衡量最大为设计不平衡量的5.2倍,振幅平稳,且可容度评价函数值越高,容忍共振能力越强。实验结果充分验证了带中介轴承双转子系统的“可容模态”优化设计方法是可行的。

基于混杂系统的航空发动机性能退化行为建模及分析

航空发动机起飞时的排气温度裕度(EGTM)除受本身部件特性的影响外,发动机水洗、鸟击以及维修等离散事件也均能引起其突变。首先建立了发动机部件特性模型,分析了部件性能退化对EGTM的影响;然后引入支持向量回归机方法,预测了水洗事件对EGTM的影响;最后基于混杂系统模型,综合考虑了部件特性和水洗事件对EGTM的影响。通过仿真建模分析得出:与仅考虑部件性能退化相比,考虑水洗事件的发动机性能退化过程,预计可延长发动机在翼时间约1000飞行循环。基于此,可以为发动机下发决策提供参考依据。

基于Copula的民航发动机性能参数阶段可靠性评估

民用航空发动机的性能参数状态呈现多阶段变化特性,目前性能参数状态的评估方法不能有效利用状态监控大数据准确识别其对民航发动机性能的影响,据此提出一种新的考虑民航发动机性能参数状态动态演变阶段相关性的可靠性评估模型。模型根据变点分阶段的特性利用动态Wiener过程对民航发动机性能参数状态进行表征,利用Copula函数建立阶段性动态Wiener过程的联合概率分布函数模型,同时结合民航发动机性能参数状态演变的首达阈值的数学性质,利用蒙特卡洛仿真抽样法进行可靠性评估。利用航空公司实际的状态监测数据验证所提模型的优越性,结果表明,相较于不考虑演变阶段间相关性的模型,所提模型对评估民航发动机性能参数的状态可靠性的平均误差降低了约12.9%。

高强钛合金典型耳片准静态拉伸断裂数值模拟

采用数值模拟与试验相结合的方法,研究了不同结构参数对飞机耳片接头在准静态拉伸中断裂载荷的影响,通过高强钛合金的延性断裂本构模型分别对4种结构形式的耳片接头进行了拉伸断裂模拟。结果表明,直耳片和锥形耳片在轴向拉伸时断裂载荷基本一致,通过优化孔心高度、耳孔外径、耳孔内径和定位块边长可有效增强耳片的断裂载荷。对于呈角度受载的耳片组合件,30°组合件内的直耳片和锥形耳片断裂载荷差距并不明显;60°组合件内的锥形耳片与直耳片相比,其纵向和横向断裂载荷均有明显增幅,这表明耳片接头的结构参数优化对其承载能力的提升至关重要。

激光选区熔化GH3536合金表面状态对力学性能的影响

采用激光选区熔化技术制备GH3536合金纵向和横向试样,经热处理和热等静压处理后,将一部分试样机加工成光滑表面试样,与打印表面试样进行对比,研究了表面状态对拉伸性能和疲劳性能的影响。结果表明:光滑表面试样和打印表面试样纵向室温拉伸性能差异很小,表面状态对拉伸性能没有显著影响;与光滑表面试样相比,打印表面试样的应变疲劳寿命略低,而应力疲劳寿命显著降低,为光滑表面试样的2%~8%;光滑表面试样裂纹源区裂纹呈放射状,扩展区呈脉状,瞬断区有大量韧窝;打印表面试样没有明显的放射状裂纹,为多源开裂,断口为解理断裂。

空客飞机水平安定面驱动机构构造解析及其故障分析

通过对空客飞机水平安定面作动器(THSA)机械和液压机构的详细解析,逐步分析了THSA组件的原理、组成及其各部件功用。并结合某公司最近10年运行中的故障数据,进行定量和定性的数据分析,从而获得了运行延误故障概率值,并对故障从运行可靠性维度进行了分析评估,以获取其重要性级别。最终结合持续性适航维修项目,制定了相关维修检查工作的优先级别。

深度置信网络在发动机气路部件性能衰退故障诊断中的应用研究

为提高发动机转动部件性能衰退故障诊断精度,针对传统的浅层网络和支持向量机(SVM)方法在诊断时存在泛化能力欠缺、易产生局部最优解等问题,引入近年来在模式识别领域取得巨大突破,模拟人脑多层结构的深度置信网络(DBN)进行发动机部件性能衰退故障的诊断。为改进深度置信网络性能,提出一种在无监督和有监督训练阶段都可自适应调整权值的改进算法(ad_DBN)。以涡扇发动机为对象,将两种DBN算法与BP,RBF和SVM方法从诊断精度、计算时间、抗噪能力三方面进行综合比较分析。结果表明DBN算法诊断精度明显优于反向传播(BP)神经网络,径向基(RBF)神经网络和支持向量机(SVM)方法,得益于权值的自适应调整,ad_DBN诊断的平均精度高达97.84%,其抗噪声能力也明显优于其他算法,能够提高故障诊断的有效性和可靠性。

某涡扇发动机高原起动试验研究

介绍了某型涡扇发动机高原起动试验研究,分析了高原起动存在的主要技术问题,介绍了小型可移动式地面试车台试验设备,讨论了高原起动的试验方法,研究了起动机和发动机的参数调整规律以及解决发动机高原起动的途径。

涡扇发动机建模技术研究

以某涡扇发动机为研究对象,建立其各子部件模型,然后通过求解共同工作方程组建立发动机整机稳态及过渡态模型,求解方法采用Broyden法。对模型分别进行了多点稳态仿真以及动态仿真,结果表明,该模型能够执行发动机稳态及过渡态性能计算;结果显示该模型的稳态建模误差在3%以内,动态建模误差在5%之内。