基于试车数据的航空发动机起动过程建模

根据某型航空涡轴发动机起动过程工作原理,结合该型发动机试车数据,采用转子动力学特性与数值模拟相融合的方法,创新地提出了一种估算起动过程稳态燃油流量的算法,基于该算法提出并建立了航空涡轴发动机起动过程数学模型,编制了相应的计算程序,并与该型发动机的试车数据进行了对比分析。结果表明,所建立的该型航空涡轴发动机起动过程数学模型所给出的数值计算结果与试车数据具有较好的一致性,该航空涡轴发动机起动过程数学建模方法具有一定的通用性。

基于小波分析的航空发动机旋转失速检测方法

对试车检测到的压气机旋转失速压力数据,进行了小波降噪处理,并对处理后的数据进行多分辨分析,利用dN层小波系数重构相关频带内的压力信号分量,当重构信号某处的幅值超过给定阀值时,认为检测到了失速。研究结果表明,小波分解能有效地区分信号中的突变部分和噪声,达到降噪的目的;对不同采样频率的压力数据进行分析,给出了相应的阀值,对dN层重构信号进行监测,能有效检测到旋转失速的发生。

航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验

为满足现代航空发动机高空模拟试验燃油流量高精度、快速度的测量要求,针对涡轮流量计不能长期保持校准曲线的缺陷,提出了原位校准技术。重点介绍了原位校准系统的技术要求、主要功能、工作原理、校准装置、工作模式,以及不确定度评估,并进行了对比检验试验。研究结果表明:该系统主要技术指标满足发动机试验需要,测量不确定度满足要求,主要设备具有高的工作可靠性、可控性和稳定性,可实现原位校准和冗余测量功能。

直连式高空台试验中真空度与次流作用力校准的一种新方法

针对某发动机高空台试验难以用加装堵板的常规方法测定真空度与次流作用力系数的情况,通过高空舱内冷却空气流动与高空舱内外压差对发动机测力系统作用的分析,介绍了高空舱内真空度和次流对发动机台架测量推力影响的作用机理,并从真空度作用力和次流作用力与发动机总推力的关系出发,经理论推导提出了一种确定真空度与次流作用力系数的新方法。该方法使用限制条件少,试验经济性好,具有较强的工程应用参考价值。

高空模拟试验中真空度与次流作用力校准方法的发展演变

真空度与次流作用力系数测定是发动机高空推力确定的重要内容,其校准方法仍在不断发展与完善。介绍了我国真空度与次流作用力校准方法的发展过程,依据作用力系数校准时发动机是否工作和校准结果适用范围,提出了作用力系数校准方法研究的三个发展阶段,及其对应的三种校准方法——点校法、静校法和动校法。探讨了作用力系数测定方法的校准过程及其特点,可供发动机高空台试验和作用力校准研究参考与借鉴。

改善高空台试验中发动机性能参数不确定度的方法探讨

介绍了发动机高空模拟试验中发动机性能参数不确定度控制与改善的需要和需求背景,分析了空气流量等发动机性能参数不确定度的影响因素,重点探讨了进气压力、高空舱压力等主要因素对发动机性能参数不确定度的影响及其确定方法,并在此基础上提出了基于已有测试系统改善其参数测量不确定度的实用方法。

某发动机地面试车计算机数据采集及控制系统方案设计

目前国内发动机地面试车台大都采用常规仪表,根据记录和读数对发动机性能进行考核和分析,由于功能单一,且难以系统完整地采集、存贮试车中的全部信息,事后往往因数据不足给分析造成困难。本文介绍了以计算机为基础的某型发动机地面试车数采控制系统的设计思想、主要技术指标、功能以及实现方法,详细论述了该数采系统的操作系统的选配,软件、硬件的设计。

网络化数据采集系统的设计

介绍了网络测控中高速数据采集系统的设计 ,以及利用LabWindows/CVI建立网络化数据采集系统的方法。该方法把分布的测量系统变为集中的网络测控系统 ,并为实现遥测遥控提供了一条思路。该设计方案直接建立在网络应用层 ,不用考虑网络底层硬件 。

叶型面压力测试技术研究

介绍了叶栅槽道内部压力测量采用的主要方式,并通过小型化结构设计和验证方法,管腔动态标定试验和特种加工工艺,对叶型面动稳态压力测量技术进行了研究。

发动机试验数据分析系统设计与实现

本文以发动机试验数据为研究对象,建立了一套试验数据分析系统,该系统可对研制和生产过程中的整机试验结果进行分析。本文在分析系统作用的基础上,阐述了该系统的设计功能和总体流程逻辑,并给出了主要功能模块的流程设计。最后,本文就系统的发展进行了讨论。

一种空气流量测量装置对比标定和不确定度评定方法

叙述了小尺寸流量管的校准方法和不确定度评定方法,分析了采用对比标定法校准小尺寸流量管流量系数的原因,并给出了某流量管校准试验结果和不确定度评定结果。结果表明,即使标准节流装置的测量精度不满足标准要求,但只要其不确定度已知,仍可用于其它流量装置的校准,而且可评定被校流量测量装置的不确定度。

高速数据采集和分析系统研究

为了在地面实验中监测航空发动机的振动情况和进行故障诊断，研制了高速数据采集系统、信号处理系统以及基于模糊聚类方法上的故障诊断系统。在数据采集系统中采用并行Ａ／Ｄ结构以提高采集速度；研制高性能的数字倍频电路以准确实现整周期采样。利用软、硬件结合的方法对测试结果进行补偿，提高了相位精度。用标准信号和现场试验信号进行考核，结果表明该系统能很好满足测量要求。

基于并行总线的动态参数测试数据采集分析系统及其应用

介绍了基于并行总线的发动机动态参数测试高速数据采集分析系统,给出了测试系统的技术指标,并对其软件的开发及在动态测试过程中的应用情况进行了简要说明。在发动机和压气机试验动态参数测量中的实际应用证明,该系统性能先进,稳定可靠,实用灵活,具有广阔的应用前景。

分散式叶型梳状五孔针—全台压气机级间参数测量新方案

Each tube of five-holes probe will be placed at the same radius on five different blades of stator.The diameter of the probe and the wall proximity effect are decreased.The distributed five-hole probe rake has been verified experimentally.Its dynamical frequency response is enhanced seven times.Its characteristics are improved.The parameter measurement of each rotor exit in a multistage compressor becomes practicable.

飞机外挂可靠性试验剖面设计的研究

结合飞机外挂可靠性试验剖面的设计经验，分析了GJB 899附录B3．6“空中发射武器和组合式外挂及其设备”中有关振动、温度和湿度剖面设计的几个问题，并提出了解决问题的对策建议。

基于Clean-SC的航空发动机整机喷流噪声定位识别研究

针对航空发动机整机喷流噪声定位识别难题,开展了基于Clean-SC声源成像识别技术结合线形传声器阵列的航空发动机整机喷流噪声定位识别方法研究。以小涵道比涡扇发动机为对象进行了测试验证,获取了发动机整机喷流噪声的主要声源特性。该特性沿着发动机喷流轴线方向以及与发动机轴线呈一定角度的方向分布,不随发动机状态的变化而变化,且主要为1000 Hz以下的低频声源。证明了本文方法的可行性,为后续航空发动机整机喷流噪声的声源定位研究奠定了基础,具有重要的工程应用价值。

一个用于航空发动机试车的数据库系统

为了提高航空发动机试车数据的利用率 ,提取有用的信息 ,开发了一个开放的、适应工程的、应用多媒体的、网络化的数据库。介绍了开发发动机试车数据库的难点和需求 ,本数据库的结构、功能与特点等。另外 ,论述了开发数据库过程中 ,涉及的多媒体、网络、与其他软件关系等技术问题。

压气机旋转失速特征参数的一种声学测量方法

According to analysis of the characteristics of frequency and propagation of the sound generated by the rotating stall,an acoustic measuring method is developed,in which the characteristic parameters,such as the number and propagation speed of stall cells,are measured.Compared with existing methods,this method is a untouched measurement so as to avoid not disturb ance of the flow field .The primary experimental results obtained on a transonic axial-flow compressor facility demostrate the feasibility of this method.

压气机气动失稳先兆检测快速算法的研究

要对压气机气动失稳进行在线预警和主动控制,就必须能够准确、及时地检测到失稳先兆。对某型发动机的压气机气动失稳前后出口总压信号的方差进行了详细分析,结果证实:压气机进入失稳以前,压力信号的方差有一明显的增长过程,在失稳前0.04 s检测到失稳先兆。在方差分析法的基础上对方差法进行了改进,改进的方差法比方差法提前0.07 s检测到失稳先兆,并有运算量小、运算速度快的优点,可用于工程实际,实现对压气机气动失稳的主动控制。

军用航空涡扇发动机性能衰减及控制

参考国外分析CF6和JT9D发动机老化的方法,收集了部分军用涡扇发动机于新机交付、返厂排故和修理、返厂寿命评估时在试车台架录取的试车数据,客观地分析了发动机性能衰减的原因,同时给出了控制的方法。对新发动机的研制以及国外发动机的修理具有一定的参考价值。