基于三次回归分析的试车台基线库的建立

试车台基线是航空发动机生产商或维修企业挑选性能理想的发动机在试车台上试车所得到的性能参数的趋势线。将维修后的发动机的试车数据曲线与相应参数的基线进行对比,就可得到该发动机维修后的性能状况。因此基线在试车结果分析中起着重要的作用。目前,工程师通常是利用Excel软件对试车数据进行处理来得到基线的,这种方法效率低,精度差,且容易出错。本文利用三次回归分析法建立了发动机试车台基线的数学模型,并对该数学模型所产生的误差进行估计,提出了基线库的建立方法。通过在发动机全寿命管理系统中的应用,证明了本文所述的模型的实用性。

Levant微分器参数整定算法及在高空台系统的应用

Levant基于超螺旋算法提出的滑模微分器具有滤波效果好且对特定噪声干扰不敏感等特点.针对该微分器参数调整问题,文章利用时间线性变换和坐标变换得到了一种有效的参数整定算法,该算法可依据给定信号的频率和幅值确定微分器参数.通过频域和时域对比分析表明,本文所设计的参数整定算法可在保证跟踪滤波与微分信号提取精度的同时,便捷地给出Levant微分器的有效参数.最后,本文将基于参数整定算法的Levant微分器应用到某航空发动机高空模拟试车台飞行环境模拟控制系统的环境信号处理中,验证了所提算法的有效性及工程应用价值.

英、美航空发动机部分特种地面试验简介

实践证明,没有大量的试验工作要想研制出先进的航空发动机几乎是不可能的。如果说设计发动机时某些参数可以通过计算获取,那么发动机进入外来物、进口结冰及压气机叶片折断对发动机所造成的破坏程度则必须以试验来验证。本文主要介绍了英国和美国在发动机研制中所进行的一些特种试验项目和试验方法,这些方法对今后我国新机研制有一定的借鉴意义。

W^2P1微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统

介绍了W^2P1微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统，包括W2P1发动机试车台架，推力测量系统（推力测力系统、推力校正系统）、液压加载校准装置及其校正方法。试车证明，该发动机试车台推力测量系统结构简单，性能稳定，操作简单方便，精度可达0．1％。

大涵道比航空发动机试车台气动分析

对于新落成或改造的发动机室内试车台,为了验证设计结果与相关标准及使用要求的符合性,确认试车间内流场测点布置位置的合理性,需采用CFD手段来模拟试车台内部流场。本文根据某型号大涵道比发动机试车台展开流场分析,解析了CFD仿真过程和细节处理方法,验证了试车台试验能力。

航空发动机试车台自动测试系统设计

结合航空发动机试车台测试系统的发展历程,以及先进的仪器接口技术和虚拟仪表技术的使用经验,介绍了1种采用以太网络技术搭建的新型自动测试系统的构架和特点。

涡喷涡扇发动机试车台校准

本文扼要阐述了开展涡喷涡扇发动机地面试车台校准工作的必要性和紧迫性 ,对其现状作了简要分析 ,并详细介绍了必须进行校准的几种车台类型 ,校准用发动机的选择 。

高空低压低温环境航空发动机燃烧室熄火特性实验

航空发动机高空熄火是非常严重的安全威胁,高空燃烧稳定性与可靠再点火是航空发动机燃烧室的普遍要求.文章介绍了高空低压低温条件下航空发动机燃烧室模拟实验设备方案和调试结果,实现了对地面状态到高空10 km处环境条件的模拟.研究表明,随着高度增加,贫油熄火极限油气比不断增大.地面状态的贫油熄火油气比为0.016,高空10 km条件下,熄火油气比为0.071,增大3倍以上.低压低温环境下,火焰锋面位置不断向喷嘴收缩,燃烧释放热区域缩小到燃油喷嘴头部附近,CH^*发光强度不断衰减.在模拟高度4 km时,火焰开始转为淡蓝色,10 km时燃烧室内为淡蓝色火焰,燃烧趋于不稳定.

发动机试车台推力测量系统中心加载现场校准技术研究

介绍了发动机试车台推力秤中心加载校准方法,并与平面加载校准方法进行了试验比较,进而得出相应结论。

航空发动机低压涡轮出口温度标定方法研究与应用

在航空发动机试车过程中,针对数字电子控制器采集低压涡轮出口燃气温度(T)6高于试车台数采系统采集值的现象,进行了多轮测温试验,并结合T6测温原理、热电偶及补偿导线电气特性等,提出了从数字电子控制器电路板终端进行温度标定的方法,以确保在发动机实际试车过程中控制器测量的T6值更接近真实温度。试验结果表明:在航空发动机试车中采用在数字电子控制器T6采集电路板的补偿导线终端进行标定的方法后,由数字电子控制器与试车台数采系统采集的T6值相差1℃以内,证明该标定方法准确可行。

航空发动机试车台噪声的分析

对航空发动机试车台度时产生巨大噪声的机理及其频谱行性了细致的分析和研究，得出了试车台噪声主要是呈现中高频频谱特性，连续宽频带的空气动力性噪声的结论，为航空发动机试车台噪声的治理，提供了可靠性依据。

燃油降温系统的设计和研制

简要介绍了高空台燃油降温系统的用途、设计方案、设计技术要求、工作原理。

推拉力试车台改造技术研究

介绍了在涡喷涡扇发动机试车台上改试涡桨发动机的技术改造概况,重点阐述技术改造工作中存在的关键技术问题及解决措施,完成了国内首台推/拉力综合发动机试车台技术改造工作,首次完成涡桨发动机地面试车台拉力测量试验,解决了涡桨型动力装置的拉力测量问题,为今后涡桨型发动机的性能综合试验奠定基础。

发动机试车台远程油门控制系统研制

针对某推力试车台的远距离操纵需求,在分析现有试车台油门系统结构及影响操纵控制精度因素的基础上,对信号传输方式进行改进,采用光纤传输技术,解决了信号衰减问题,在保证精度、确保发动机操纵的安全性和可靠性的基础上,提高了远程控制距离,满足该试车台以及后续的其它发动机试车台的远程精确控制需求。

异形排气管的热态气动试验

在发动机活动试车台上，对全尺寸的从环形过渡到腰果形的发动机排气管，进行了热态的出口压力和温度分布测试，实验结果表明：排气管出口截面的上部存在有严重的低压区，出现气流倒流的现象，产生的原因是由于发动机排气管的上壁面的扩张角过大造成的。排气管出口截面温度由上向下不断提高，上部因受冷气倒流的影响，温度只有９０℃左右，而对应排气管环形部分直接排出的燃气，由于未受冷空气的掺混，使出口截面下半的气流最高温度达４２０℃左右。

Rolls-Royce发动机基线挖掘方法

采用基于核函数的多元非线性回归分析方法,对Rolls-Royce公司的发动机基线方程进行了求解,建立了标准化过程中的核函数和性能参数的偏差值模型。把厂家系统计算出的偏差值作为目标值,其他相关参数的测量值作为输入,采用高斯牛顿迭代法对该多元非线性方程组进行回归分析,能够迅速收敛,准确地求解出模型未知系数,经整理可得出准确的基线方程。通过比较自主基线求解的偏差值与厂家系统求解的偏差值可知,采用上述基线挖掘方法得到的基线方程模型精度能够满足实际应用的要求。

高空台扩压器的数值模拟

从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，利用时间相关法，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式，结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，数值模拟了高空台扩压器的内部流场，并计算了扩压器的性能。结果表明，采用求解Ｎ－Ｓ方程的方法计算高空台扩压器性能是一种有效的方法。

某型涡扇发动机试车台计算机数采及自动试车系统设计

介绍了所研制的航空发动机生产、维修交付试车台的试车数据计算机采集及闭环自动程序试车系统的总体结构，系统所达到的主要技术指标及功能。对测、控系统的双层微机结构，试车台闭环自动试车采用的控制方法。

基于迭代法的CFM56-7B发动机风扇转速修正方法研究

基于发动机试车台参数修正方法,提出一种研究CFM56—7B发动机风扇修正转速N_(1K)的精确计算方法;首先建立风扇转速标准化核心比例函数,以发动机生产厂家的历史数据为学习样本,构建指数修正因子α与风扇修正转速N_(1K)之间的函数模型;然后建立由风扇指示转速N_(1meas)和大气温度T_2计算风扇修正转速N_(1K)的迭代方法;最后将大量实际数据代人到迭代程序进行N_(1K)计算,对结果进行误差分析并与传统算法求解的N_(1K)进行对比;结果表明:通过自主方程迭代修正后的N_(1K)具有更高的精度,更接近于厂家系统的原始数据,有较高的创新性和实用价值并为航空发动机关键参数自主基线方程的建模提供理论基础。

常规试车台上航空发动机噪声及其测量技术的研究

通过常规试车台上航空发动机噪声测量获取了对声源特性进行定量和定性分析的大量有用信息。试验与理论分析结果表明:噪声与振动、压力脉动信号同步测量并作相干分析是识别发动机声源特征的有效方法。成套系列声振仪器的选择和系统在线标定分析及试车台混合时间的确定为航空发动机噪声测量的精确性提供了保证。用声压级差值与声功率级差值量级相当方法验证了喷气噪声是发动机台试噪声的最主要贡献,且具有低频带特性;利用细化技术还诊断出发动机可能存在轴不对中故障。