弹支干摩擦阻尼器对带有轴承共腔结构涡轴发动机的减振特性

为研究弹支干摩擦阻尼器在带有轴承共腔结构的涡轴发动机减振特性,基于阻尼器动静摩擦副的运动特征,提出弹支干摩擦阻尼器位于轴承共腔结构处的附加刚度和阻尼的计算方法,建立了弹支干摩擦阻尼器与涡轴发动机耦合的有限元模型。通过数值求解,分析不同支点阻尼器对涡轴发动机各阶模态减振效果及阻尼器对可控模态的减振机理。基于以上工作提出了阻尼器各阶模态减振设计方案。结果表明,通过设计弹支干擦阻尼器的支点位置、个数、正压力及控制转速区间等参数,可实现阻尼器对带有轴承共腔结构涡轴发动机各阶模态振动的有效控制,最大减振比达95.6%。

基于VMD的某涡轴发动机转子振动信号分析

针对涡轴发动机转子振动特性,提出遗传算法优化的VMD方法。以VMD分量信息熵最小化为适应度函数,运用遗传算法优化VMD分量数量和惩罚因子,并采用仿真案例验证了方法的有效性。基于某涡轴发动机转子振动倍频幅值包络线、试车转速曲线,仿真进气机匣、涡轮机匣的振动信号,并采用优化的VMD对振动信号进行分解,对分解后的信号进行整周期重采样后再进行频谱分析。结合瀑布图对比分析原信号和VMD分解信号,同时以试车第100s时刻的频谱图进行分析。分析结果表明:遗传算法优化的VMD能够有效地对转子振动信号进行分析,且能够识别出各转子的主要倍频成分。

隐蔽式安装布局涡轴发动机安装损失的飞行试验

为确定轻小型直升机飞行性能评估所需的发动机安装性能损失,对隐蔽式安装布局的涡轴发动机进行了不同直升机飞行姿态的飞行试验。基于试飞数据建立了一套真实飞行条件下涡轴发动机安装损失的计算流程,对比分析了在不同高度和速度下稳定平飞、有/无地效悬停、有/无地效悬停回转、不同高度爬升、不同高度下滑、盘旋、侧后飞等飞行姿态对涡轴发动机安装损失的影响。结果表明:隐蔽式安装布局的涡轴发动机安装损失主要来自进气温升,不同飞行姿态下功率损失为4.3%~20.7%,耗油率相对增量为1.2%~132.7%;功率损失随飞行高度的变化规律不明显,随飞行速度的增大而减小;耗油率相对增量随飞行高度和飞行速度的增大而减小;在近地面的低速飞行姿态下安装损失最小,且受地效影响较小;风速和风向对安装损失的影响较大。

基于能力的涡轴发动机大区间加速性试飞方法研究

为从严从难考核涡轴发动机装机条件下的瞬态响应特性,通过耦合直升机机动飞行动作,设计了一种基于能力的“模拟自转→悬停”的大区间加速性试飞方法,并在单发直升机上开展了试飞验证。结果表明:采用“模拟自转→悬停”的试飞方法,发动机在3s内完成0扭矩至起飞状态的加速,拓展了传统加速性试飞方法的加速区间,实现了研制总要求加速性指标的试飞考核。可见,该方法突出了试飞实战化特点,可作为国军标修订依据。

某变转速涡轴发动机优化设计与调试研究

为确定某变转速涡轴发动机验证机的性能调试方案,本文根据各部件性能要素的设计和试验结果,分别按照单要素偏差、单部件偏差、所有部件综合性能偏差对整机性能的影响进行了计算评估。结合发动机已进行的试验结果,制定了部件改进设计要求和优化调试方案。试验结果表明,优化方案达到了预期效果,发动机性能可以满足验证机阶段的设计指标。

某型涡轴发动机燃气涡轮转速跳变故障分析

目的针对某型涡轴航空发动机在直升机地面试车和空中飞行过程中均出现右侧发动机燃气涡轮转速(Ng)跳变现象,且转速跳动数值超出允许范围这一问题,提出解决方案。方法从燃气涡轮转速数据测量原理出发,通过建立故障树排故方法,检查可能对Ng造成跳变影响的各相关部位,并进行相关附件的更换。结果通过一系列排故工作,并结合发动机地面试车情况,对故障源头进行了准确定位,确定跳变为Ng传感器与发动机传动齿轮配合间隙过大导致的假跳变,非Ng转速真实发生跳变,是较为罕见的故障源。结论经过发动机厂专家的验证,完成传动齿轮的更换,排除了故障,并给出了预防和排除该类型故障的建议。

涡轴发动机起动需求功率评估

起动机主要作用是使涡轴发动机加速到点火转速,起动需求功率评估是起动机设计或选型亟需解决的关键问题。本文采用多项式拟合对燃气发生器转速进行平滑处理。采用加速度方法计算涡轴发动机的静力矩和阻力矩,得出起动扭矩。根据起动扭矩测量试验结果,对计算方法的误差进行评估,进而获得涡轴发动机的最小所需扭矩和低温天所需起动扭矩。最后基于涡轴发动机试验数据,验证了方法的可行性,评估出涡轴发动机起动所需功率,对涡轴发动机起动机设计或选型具有一定指导作用。

涡轴发动机台架刹车起动试验研究

旋翼刹车起动是涡轴发动机一种特有的起动方式,为减少装机试验风险,须在台架模拟涡轴发动机刹车起动。介绍了涡轴发动机刹车起动原理,给出了在台架条件下模拟涡轴发动机刹车起动试验方法,并证明了试验方法的可行性。试验结果表明:涡轴发动机可以在台架模拟直升机旋翼刹车起动;与正常起动相比,刹车起动可以使动力涡轮转速在起动阶段具有较快的加速度,在较短时间内加速到慢车状态,但直升机传动系统要承受较大负载。

某型涡轴发动机喘振故障分析

针对某型涡轴发动机喘振故障,通过稳态测试数据和动态测试数据的详细分析对比,确定了故障时序,准确定位故障原因为燃油加温条件下低压泵腔体结构堆积空气,进而引起燃油压力持续掉压且压力偏低所致。燃油压力不足导致供油偏少,引起发动机迅速掉转,电子控制系统为维持发动机动力涡轮恒定的调节逻辑,急剧供油,导致富油燃烧,急剧升高的燃气温度导致燃气涡轮进口形成“热节流”,引起发动机喘振。通过半物理仿真和整机试验进行了故障复现验证,并提出了改进措施。该故障的分析和排除能为其他型号排故和燃油泵的设计提供一定的参考。

某型涡轴发动机动力涡轮超限故障研究

针对某型涡轴发动机动力涡轮(Npt)发生超限故障,通过发动机控制理论分析并结合试验验证相结合方式,对本次涡轴发动机动力涡轮转速Npt超限故障进行复现并排除;针对发动机地面实验控制系统缺陷问题,本文通过实验验证并结合专家经验积累总结分别从从提高数采保护系统采样频率、完善数采保护系统启动机制、完善数采保护系统设计、强化培训四个方面给出预防措施与使用建议,避免发动机地面试验时出现严重超限情况,同时其排除方法可为发动机出现类似故障解决提供参考。

基于试验设计的涡轴发动机性能试飞研究

涡轴发动机的装机性能是一项重要的技术指标,也是直升机鉴定试飞中重要的考核内容之一。本文通过发动机配装直升机后的气动力学分析,采用结构化试验机理构建了基于试验设计的涡轴发动机装机性能预测评估模型,并进行了模型的修正和性能评估飞行试验研究。研究结果表明:所建立的发动机安装性能预测模型计算结果与飞行试验测试数据的误差不大于5%,结果吻合良好,能够满足对该型发动机装机后的性能试飞鉴定要求;该模型可以预测出不同飞行工况下的发动机性能数据,为飞行手册的完善提供了数据支撑,同时也避免了传统计算方法所带来的进气道损失、引气及功率提取、动力涡轮转速为定值等“不相似”因素的影响;研究结果为后续涡轴发动机装机状态下的性能试验评估提供了技术支撑。

基于贝叶斯网络的涡轴发动机多目标性能预测

涡轴发动机是一种高度复杂的精密热力机械,通常作为直升机的动力来源,其性能表现直接影响飞行任务的可靠性以及安全性。针对涡轴发动机的性能表现进行有效预测,可以指导生产,提高其出厂合格率,对于提升直升机的整机可靠性以及确保飞行任务的安全完成都具有重要意义。本文首先在已采集某型号涡轴发动机的数据基础上,结合厂家建议,提取出了影响涡轴发动机两个性能指标——功率与关键截面温度的四个属性变量,分别为零件1、零件2和零件3的尺寸以及气温。然后,引入目标生成、二元关联和分类器链三种多目标转换策略,分别结合贝叶斯网络构建了涡轴发动机多目标性能预测模型。最后,对各个模型的精度进行了对比和验证,选出了最优模型,可以对涡轴发动机的性能表现进行有效预测。

涡轴发动机时延鲁棒串级PI控制器设计

针对涡轴发动机分布式控制系统中存在时延导致系统性能退化的问题,利用线性矩阵不等式(LMI)方法设计了时延鲁棒串级PI控制器。先利用内模控制(IMC)方法得到涡轴发动机串级控制器内、外环的PI控制器结构;再利用频域回路成形的方法给出保证系统具有期望性能的LMI形式约束条件;利用梯度近似的方法通过劳斯-赫尔维茨判据得到保证系统稳定的控制器参数约束条件;最后,在基于TrueTime的涡轴发动机分布式非线性仿真平台上进行数字仿真。仿真结果表明:在0.04 s时延条件下,当功率需求下降5%时,系统的调节时间小于5 s,功率涡轮转速超调不超过0.5%,且其最大燃油变化率只有传统串级PI控制系统的67%;设计的控制器能有效应对涡轴发动机分布式控制系统中存在的时延问题,同时能够以更小的代价保证系统具有期望的性能。

基于ARIMA模型的涡轴发动机排气温度预测

为保证直升机飞行安全、降低维护成本,通过监测发动机排气温度变化预测剩余寿命。首先在发动机实际外场使用数据中经采集、筛选、换算后得到有效分析数据;并将排气温度作为时间序列数据,从自身的相关性出发,通过历史数据预测未来趋势,建立了基于ARIMA模型的排气温度预测模型;运用该模型对某型涡轴发动机实际外场使用数据进行建模预测,结果显示短期波动较大,长期趋势精度较好。

涡轴发动机适航吸雨试验器喷水特性研究

为研制满足《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2)的某涡轴发动机适航吸雨试验器,采用激光粒度仪对涡流喷嘴、离心喷嘴及直射式喷嘴的喷水特性进行了试验。结果表明:激光粒度仪的测量结果具有良好的稳定性;离心喷嘴的雨滴平均直径为500~1500μm,直射式喷嘴喷水时没有雨滴产生,均与吸雨合格审定标准的雨滴平均直径2660μm偏差较大;在满足某涡轴发动机适航吸雨流量的前提下,涡流喷嘴的雨滴平均直径为2077~3365μm,与吸雨合格审定标准的雨滴平均直径偏差较小,并且雨滴尺寸随供水压力的提高和测量截面距离的增大而逐渐减小。研究结果可为旋翼航空器发动机适航吸雨试验器的研制提供基础数据支撑,也可供其他航空器发动机适航吸雨试验器的研制提供参考。

基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析

针对航空发动机设计中涉及多性能需求和多约束条件的热力循环分析问题,提出了多设计点热力循环分析方法。详细介绍了多设计点热力循环分析方法的构建以及求解过程,用单设计点方法和多设计点方法对单转子燃气发生器带自由式动力涡轮的涡轴发动机进行热力循环分析,并分析了2种方法得到的设计域。结果表明:在由传统单设计点方法所获得的设计域内的某些区域,由于性能需求和使用限制的矛盾而不可行,而在这部分不可行区域内,有可能包含性能最优的设计点,从而使最优设计点不可行;在多设计点方法分析中,采用了多个(或所有)有性能需求和使用限制的工作状态作为其设计点,可以在合适的工作状态选取正确的设计变量,从而使设计域内的每一设计点都满足所有工作状态的要求。

大功率涡轴发动机轴功率试车台架隔振特性分析

目前,航空涡轴发动机功率等级不断提高,发动机低频振动特性明显,对地面整机试车台及台架的隔振提出了更高要求。该文以某型大功率涡轴发动机轴功率试车台架为研究对象,重点研究了台架模态特性、载荷特性和隔振特性,以实测振动数据为参考,通过迭代修正了台架有限元模型,验证了识别出台架载荷的有效性,通过对比分析了试车台架在安装隔振器前后的振动响应,验证了涡轴发动机轴功率试车台架安装隔振器的有效性。

进气压力畸变对某涡轴发动机影响分析研究

以某组合压气机形式的涡轴发动机为对象,开展进气总压畸变对发动机稳定性和性能的影响研究。利用“平行压力机”理论,建立了多子发动机模型,通过一维、时间相关模型方程计算发动机内部的流动参数。通过该发动机的进气压力畸变试验结果校验计算模型,得到该涡轴发动机的压力畸变计算模型。利用该模型对发动机进行评估。计算结果表明,该型涡轴发动机低转速状态时的抗压力畸变能力较弱;当出现进气压力畸变后,第一级轴流压气机和离心压气机的工作裕度不足,此时发动机性能会快速下降,但当综合压力畸变指数超过1%后,性能下降趋势会降低。

涡轴发动机稳态性能退化缓解控制方法

为解决涡轴发动机性能退化后引起的涡轮后温度升高、耗油率增加等问题,提出一种基于压气机导叶调节的涡轴发动机稳态性能退化缓解最优化控制方法,设计了稳态性能退化缓解双回路控制系统。在动力涡轮转速控制回路采用基于交替方向乘子法的模型预测控制方法,在性能退化缓解控制(PDMC)回路,设计了基于堆叠神经网络的涡轮后温度指令模型,基于深度神经网络的退化量和涡轮后温度估计器,基于BFGS拟牛顿方法的最优导叶角度优化求解器,减小退化带来的涡轮后温度升高。仿真结果表明,性能退化缓解控制回路有效恢复了退化带来的涡轮后温度升高问题,可以将升高25K的动力涡轮后温度恢复到未退化水平,同时有效缓解了性能退化带来的耗油率升高和压气机喘振裕度降低问题,验证了采用导叶调节进行性能退化缓解控制方法的有效性。

一种基于增量式动态逆的涡轴发动机抗扰综合控制方法

针对全包线内涡轴发动机转速抗扰控制效果一致性与鲁棒性难以保证的问题,提出一种基于增量式动态逆的综合抗扰控制方法。结合涡轴发动机的转子动力学特性,提出一种基于增量式动态逆的主控回路设计方法。针对传统负载扭矩估计方法需要大量数据支撑的问题,提出一种基于非线性观测器的发动机端负载扭矩在线估计方法。基于主控回路动态逆算法和负载扭矩估计方法,创新性地将动态逆输入与输出的定量关系和转子加速度扰动变化量结合,提出了一种负载扭矩扰动全补偿前馈控制方法,并从理论上推导了该方法,能够使得由于负载扭矩导致的转子加速度扰动得到全补偿。基于倾转旋翼机/发动机综合非线性仿真模型,针对倾转旋翼机不同飞行的模式,进行抗扰控制效果仿真验证。结果表明:在频域上,基于增量式动态逆的综合抗扰控制方法能保证全包线的频域性能的一致性;在时域上,相比于具有相同带宽下的PID控制器,基于增量式动态逆的综合抗扰控制方法能够在全包线内使动力涡轮转速跟踪的调节时间降低1s,并可有效降低动力涡轮转速的下垂量至1%以内,具有优越的抗扰效果。