基于模型的航空发动机湿度影响修正方法研究

深入分析了进气湿度对发动机性能影响机理,分别研究了进气湿度对气体热力学性质和部件特性相似规律的影响。基于叶轮机进出口截面换算流量湿度修正系数与临界状态换算流量湿度修正系数近似相等的原理,改进了部件特性湿度修正方法。利用所研究的湿度修正方法对原有部件级非线性模型进行改进,获得含有进气湿度修正功能的发动机仿真模型。利用国内外文献中提供的数据对模型进行验证,仿真结论表明模型具备较高的湿度修正精度。

高空模拟试车台动静架新型篦齿密封结构研究

航空发动机高空模拟试车台(简称高空台)动静架连接处存在气流泄漏或注入现象,导致低温试验时湿空气进入发动机,影响试验安全。针对该问题,根据理论分析和数值仿真,设计了一种基于中段进气的新型篦齿密封结构,建立了高空台动静架连接结构数值模型,分析了篦齿密封流场特性及泄漏特性。当进气口处于理想零泄漏状态时,控制口压力与进气口压力成正比;当控制口进气时,温度对封严效果基本无影响。本研究为减少高空模拟试车台动静架连接处主流道流量损失、提高试验安全系数,提供了一种新的高效密封结构。

高空舱排气系统参数化计算平台研究

目前高空舱排气系统仿真计算领域存在几何建模耗时长、仿真流程慢等问题,为解决此类问题,本文根据高空舱排气系统的典型几何结构特点,采用参数化建模方案,通过对基础结构参数化模型的搭配组合形成满足计算要求的高空舱排气系统几何模型。通过对高空舱排气系统的几何模型进行计算网格的自动划分及数值计算,得到高空舱排气系统的流场及温度场分布数据,并与试验结果进行对比验证,结果表明:计算结果与试验结果的相对误差低于3%,满足工程实践要求。在此基础上,采用先进的计算机软件开发技术对上述分析流程进行封装及定制,并结合商业软件的二次开发技术,最终形成参数化的高空舱排气系统仿真软件集成封装平台。利用该平台可快速搭建参数化的高空舱排气系统模型,实现高空舱排气系统的全流程快速仿真。高空舱排气系统参数化计算平台具有高效、便捷、准确等优点。

尾缘修型对探针支杆尾迹抑制作用的数值研究

为减小压气机试验中探针支杆尾迹对下游被测流场的干扰,以圆柱型探针支杆为研究对象,对其尾缘结构进行椭圆状修型处理,并采用数值模拟方法对支杆尾缘修型进行参数化研究,分析了修型几何参数对支杆尾迹旋涡抑制作用的变化规律。研究表明:支杆尾缘实施椭圆修型后所产生的总压损失随着椭圆长短半轴比值的增大而逐渐减小;当进口马赫数不大于0.50时,尾缘修型可推迟支杆表面附面层的流动分离,降低支杆尾迹掺混损失;当进口马赫数大于0.50时,尾缘修型虽能降低激波强度,但由于未能推迟壁面附面层分离,对尾迹损失抑制作用减弱。

一种高空台特种调节阀通用特性修正方法

为解决高空模拟试验台建立初期获取的大量试验数据,与基于厂家所提供阀门特性建立的特性模型仿真结果存在较大误差的问题,提出一种基于神经网络和试验数据修正阀门特性的方法。将使用该方法修正得到的新特性代入特性模型进行仿真,并与试验数据进行对比验证。结果表明:相对于特性修正前的仿真结果,修正后的仿真结果最大相对误差绝对值减小47.8%,相对误差绝对值的平均值减小72.6%。

TC17钛合金在盐酸溶液中的腐蚀特性

采用浸泡腐蚀方法研究了TC17钛合金在50℃下3.5%盐酸溶液中的腐蚀形貌和腐蚀速率,并用电化学腐蚀方法研究了TC17钛合金在室温下不同浓度盐酸溶液中的极化曲线变化及腐蚀速率。研究表明:TC17钛合金在盐酸溶液中耐腐蚀性能降低,试件表面形貌出现明显变化。在50℃下3.5%盐酸溶液中腐蚀深度随时间(0～480 h)呈线性变化,腐蚀速率随时间呈非线性变化;在室温下5.0%和10.0%的盐酸溶液中,TC17钛合金的极化曲线出现了钝化过渡区,且钝化电位与盐酸浓度相关。

高空台进排气控制系统软件设计

根据航空发动机试验需求,统筹规划了高空台进排气控制系统软件的总体结构。整个系统软件采用模块化设计,各模块依据其功能特点独立开发,最终完成所有功能模块的一体化集成。所建立的系统软件能实现数据处理、逻辑解算、算法实现、人机交互等一系列功能,具有运行实时、处理高效、移植方便、可复用性高等显著优点,并已在多型发动机高空模拟试验中得到有效验证,满足设计和使用要求。

基于输入通道拆分的对抗攻击迁移性增强算法

深度神经网络已被应用于人脸识别、自动驾驶等场景中,但容易受到对抗样本的攻击。对抗样本的生成方法被分为白盒攻击和黑盒攻击,当对抗攻击算法攻击白盒模型时存在过拟合问题,导致生成对抗样本的迁移性降低。提出一种用于生成高迁移性对抗样本的对抗攻击算法CSA。在每次迭代过程中,通过对输入RGB图片的通道进行拆分,得到三张具有一个通道的输入图片,并对其进行零值填充,获得三张具有三个通道的输入图片。将最终得到的图片与原始RGB输入图片共同传入到模型中进行梯度计算,调整原始梯度的更新方向,避免出现局部最优。在此基础上,通过符号法生成对抗样本。在ImageNet数据集上的实验验证该算法的有效性,结果表明,CSA算法能够有效提高对抗攻击的迁移性,在四种常规训练模型上的攻击成功率平均为84.2%,与DIM、TIM结合所得DI-TI-CSA算法在三种对抗训练黑盒模型上的攻击成功率平均为94.7%,对七种防御模型的攻击成功率平均为91.8%。

1种副孔正交型超声速5孔探针的设计与应用

针对超声速喷管出口流场Ma和方向角的测量,设计了直径为4 mm的副孔正交型超声速5孔探针。圆锥形测压头半角为20°,测压孔直径为0.4 mm,探针直段长140 mm。分别在亚声速风洞(196个校准点)和超声速风洞(294个校准点)中对5孔探针进行了校准,结果表明:5孔探针在不同Ma下的方向特性曲线具有几何相似性,有较高的角度灵敏度;总压特性系数和静压特性系数均具有良好的对称性。并通过数值计算研究了5孔探针的扰流特性。结合自动位移机构,完成了超声速喷管出口5个截面共315个坐标点的标定,获得了流场的Ma和方向角分布特性。

基于T-S模糊FTA与仿真的舱盖机构故障诊断方法

针对高空舱舱盖机构系统故障源与故障程度难以判定以及故障特征值难以提取的问题,提出了基于T-S模糊故障树分析与仿真相结合的故障诊断方法。将T-S模型引入到舱盖机构不同步的典型故障分析中,用模糊可能性描述部件的故障概率;用T-S门来描述事件间的联系;用模糊数描述部件的故障程度,结合模型仿真模拟故障分析,获取部件发生故障时对顶事件的贡献或重要度,计算出顶事件发生故障的模糊可能性及其诊断决策。为高空舱舱盖机构的故障诊断和维修保养提供参考。

基于静叶特性的匹配环境下CDFS性能测量方法

为获取核心机驱动风扇级(CDFS)与高压压气机匹配试验时的性能,提出了一种匹配环境下CDFS出口气流参数的高精度测试方案。根据匹配环境下CDFS静叶进口气流状态,结合部件环境下CDFS静叶的气动特性,通过插值间接求解CDFS出口气流平均参数,进而求得CDFS性能。结果表明:(1)该测试方案可有效评定匹配环境下CDFS性能,效率偏差和压比相对偏差不大于1%;(2)设计转速下CDFS的性能在匹配环境和部件环境下略有差异但不影响该测试方案的适用性;(3)该测试方案的准确度比较依赖于CDFS部件试验时其静叶进口气流状态域的完整性和特性数据的准确性;(4)该测试方案在组合压气机性能测试或发动机整机环境下的压气机性能测试也具有较好的应用价值。

基于微粒示踪的燃烧尾喷流速场测量方法研究

针对高温高速尾喷流场速度的快速准确测量问题,提出了一种基于微粒示踪的燃烧尾喷流速场测量方法。通过主动向尾喷流中添加具有灰体辐射特性的金属微粒,采用合适的观测参数对其进行高速成像,结合灰度分布互相关评估微粒图像的最大互相关度,从而获得流场速度。利用同轴射流火焰系统对测量方法开展了流速测试研究。结果表明,射流速度90~140m·s^(-1)内测量值与一维理论值相对偏差不超过5%,微粒吹送速度0.02~0.1m·s^(-1)下流速测量值相对偏差低于0.35%,验证了所提方法适用于类似航空发动机试车尾喷流场速度测量的应用场景。

可变面积的非对称姿态模拟射流喷管设计与仿真

可变面积和可变姿态的自由射流喷管因其能够实现试车台能力的最大化、降低成本和快速调节等优点,将成为地面风洞试验研究的新趋势。为解决在大迎角范围内满足不同推进系统地面试验所需的气流能力和试验舱物理空间之间的矛盾,同时使其具备真实高度、马赫数和姿态的模拟能力,提出了一种基于非对称机械臂的姿态模拟射流喷管方案。根据试验舱结构与现代战机飞行包线,确定自由射流喷管的设计指标与初步流场布置;建立2-RRR机械臂机构数学模型,运用Deanvit-Hartenberg(D-H)法开展了机构计算与求解研究;通过仿真分析了射流喷管的初步功能实现情况,并验证了该设计方案的可行性,为射流喷管的研究与发展奠定了基础。