基于模糊积分的航空发动机MTBF动态评估方法

针对传统评估方法无法解决航空发动机可靠性评估的滞后问题,采用模糊积分方法建立航空发动机动态可靠性评估模型.引入故障强度因子,建立降半正态型分布的故障强度因子函数表示故障纠正过程.通过故障强度因子得到模糊密度,采用Choquet模糊积分方法融合发动机各阶段可靠性指标,解决了航空发动机可靠性指标的动态评估问题.对在研的某小型涡扇发动机进行了应用研究,结果表明采用Choquet模糊积分数据融合方法进行动态评估能考虑到不同阶段故障数据的重要性,对发动机当前的可靠性水平能给予更加科学的评价.      

液氧煤油火箭发动机起动故障检测

针对液氧煤油发动机试车起动阶段故障检测需要,确定了采用时序模型和非线性回归模型的两种检测方法,提出了检测参数选取的一般性原则并结合液氧煤油发动机特点确定了检测参数,设计了故障检测所需的完整的软、硬件系统。经系统调试和试车同步验证,证明该检测系统能有效检测发动机起动阶段故障,对提高试车可靠性和安全性有重要意义。      

航空发动机MTBF的Bayes评估

针对航空发动机的试验样本量和故障数据少，采用传统的数学平均值法对其平均故障间隔时间（MTBF）评估不能反映其真实可靠性水平的问题，基于Bayes理论，把历史试验数据视为先验信息，采用矩等效方法确定先验分布，然后通过Bayes理论综合现场试验数据，建立了一种基于Bayes理论的航空发动机MTBF评估方法。该方法可以扩大MTBF评估所需的信息量。采用所提出的Bayes方法对某航空发动机MTBF进行评估，得到其MTBF评估值为302.68h，比采用数学平均值法约提高了18.7%，评估结果更符合实际。表明该方法可应用于航空发动机MTBF的评估。      

一种针对液体火箭发动机可靠性的双线评估方法

针对液体火箭发动机可靠性评估过程中试验数据利用不充分、主观性强、与设计改进关联不足等现状,给出了一种可靠性双线评估方法,在有限试车条件下提升可靠性评估结果的准确性,并从风险控制角度识别出发动机的薄弱环节。该方法采用两条主线开展可靠性评估,第一条线以发动机部组件试验数据为输入,以发动机工作时序为线索,识别发动机故障模式,建立可靠性模型,将部组件故障模式的发生概率带入可靠性模型中,采用不确定性传播算法,得到发动机可靠性先验分布。第二条线以发动机整机试验数据为输入,采用威布尔可靠性评估方法,得到发动机可靠性追加信息;随后采用贝叶斯方法进行双线融合,计算发动机可靠性的后验分布。通过可靠性双线评估方法,扩充了可靠性评估的数据来源,并从风险控制角度辨识了发动机的关键部组件及其故障模式,提升了可靠性评估的工程应用价值。     

某型航空发动机带扳手的轴承座修复工艺研究

针对某型航空发动机带扳手轴承座的主要故障——螺纹磨损,从产生原因、修理方式、修复工艺等方面进行了分析研究,进行了多次改进试验,并在焊后采用无损探伤检查修复效果,修复合格的带扳手轴承座质量稳定,工厂试车合格。结果表明,带扳手轴承座的修复技术降低了发动机的维修成本,提高了轴承座的可靠性。     

基于灰色理论的航空发动机可靠性指标评估方法

以层次分析理论为基础,采用二次分布和灰色理论综合评估方法,建立了航空发动机可靠性指标评估模型。将发动机可靠性指标分为总体级、危害度级、故障模式三个层次,故障模式级的数据融合采用二次分布和加权平均的方法,危害度级的数据融合采用层次分析-灰色理论综合评估方法,将航空发动机可靠性指标分散描述成属于不同灰类的向量,将评估灰类向量进行单值化处理得到发动机总体可靠性指标,实现了发动机可靠性指标从故障模式级到危害度级再到总体指标的逐步融合。对某型涡扇发动机应用表明,基于层次分析-灰色理论的评估模型应用范围广泛,对数据的分布类型不予限制,评估结构清晰,分层次反映了发动机的可靠性状态。     

航空发动机振动标准研究

采用统计学方法,分析了航空发动机台架试车过程中主机测点的稳态振动数据,对发动机的振动幅值分布规律进行了研究。选取发动机台架试车过程中,处于慢车、80%、90%、中间和全加力状态下主机测点的稳态振动数据,通过绘制概率图对数据分布规律拟合优度进行检验,判断其是否满足正态分布规律;采用绘制振动数据均值和瞬时值95%置信区间包络图的方法,给出了各主机测点的振动基线。利用得到的振动基线,对同型号的另一台发动机台架试车过程中的整机振动进行监控,保证了发动机试车的安全。研究结果为航空发动机振动限值的优化工作提供了参考。     

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,为进一步实现常规试车台上航空发动机状态的声学监测提供了必要依据     

基于SVM和广义粗糙度特征的航空发动机振动故障诊断方法

通过对航空发动机振动信号进行小波分解,依据多尺度空间局部能量分布和粗糙性提取基于子带信号能量加权广义粗糙度特征实现对振动情况的描述.然后将上述特征送入支持向量机(support vector machine,简称SVM)分类器进行训练,根据分类器的输出结果判断航空发动机的工作状态和故障类型.通过对实测航空发动机试车时得到的振动信号的实验分析结果表明,该算法可以有效地识别发动机的振动故障.      

燃烧室温度计算方法分析及应用

介绍了航空发动机燃烧室出口温度常用的两种计算方法，结合批产某型发动机试车数据进行计算，对两种计算结果进行对比分析。用涡轮流量法对某燃气发生器的燃烧室出口温度进行计算，其结果与外方给的数值基本一致。提出用涡轮流量法计算燃烧室出口温度较切合实际，为发动机寿命评估及其工作可靠性提供依据。     

基于时频分析探究点火对煤油发动机爆震的影响

在一台自主研发的活塞式航空煤油发动机上,基于瞬时放热率对爆震燃烧进行时频分析,探究了双火花塞点火策略对航空煤油发动机爆震燃烧的作用效果。试验结果表明,此款发动机在8.2~14.8 kHz频带内的放热率过高导致爆震燃烧的发生,推迟同步相位点火提前角降低了此频带内的瞬时放热率,从而抑制爆震;增大异步点火相位差能够逐渐降低发动机的爆震指数(KF)和爆震特征频带内的瞬时放热率;提高点火能量会略微增大爆震倾向,但在一定程度上可以提高发动机的动力性。      

航空发动机叶片-机匣碰摩试验技术研究综述

转静子碰摩问题是发动机在过渡态时发生振动超标故障的主要原因之一,为了对其进行更为有效地 考核验证与分析,从碰摩实验装置、测试技术及涂层可磨耗试验验证方面阐述了国内外目前的研究现状,并分 析了主要差距。结合发动机真实工况,提出了碰摩试验的发展需求。本文研究对于发展我国军/民用航空发动 机封严涂层适航审定技术具有重要的工程指导意义。     

生物航煤的管理、验证标准及验证流程

为了创建自主认定航空替代燃料的审定办法,介绍了国外适航局对替代燃料的管理流程及标准ASTM D4054和ASTM D7566,以及中国适航局依据符合性验证方法制定的《含合成烃民用航空喷气燃料》（CTSO-2C701）标准。详细介绍了标准中规定的生物航煤生产工艺、最低性能标准以及获得批准书需要通过的理化性能和特定性能试验,包括发动机台架和试飞验证。标准中提出了采用技术标准规定批准书（CTSOA）的形式对生物航煤进行申请和批准。在比较国内外生物航煤管理、标准及验证流程技术基础上,总结了中国生物航煤性能验证技术、发动机台架和试飞要求,以及依据此验证技术进行了中国石化1号航煤的认证,为形成一套有别于其他国家的特定的审定办法提供了技术支持。      

民用航空涡扇发动机短舱外部阻力试验方法研究

为了发展一种适用于大涵道比民用航空涡扇发动机短舱外部阻力的试验方法,对NACA-1系列轴对称短舱试验进行改进,并在2.4m跨声速风洞中完成了试验研究,获取了某型大涵道比民用航空涡扇发动机短舱在马赫数0.388~0.86的外部阻力,通过数值仿真与试验结果对比,验证了试验方案的可行性。结果表明,经过改进的试验方案的攻角适用范围由原方案的0°扩展致0°~4°,外部阻力随马赫数及流量系数的试验数据变化规律良好,试验结果与仿真结果吻合,试验方案适用于民用大涵道比航空涡扇发动机短舱外部阻力测量。     

某型无人机滑跑起降纠偏控制改进分析

地面滑跑起降是轮式无人机飞行过程中的一个重要阶段,研究地面滑跑起降阶段的动力学特性对于无人机抗侧风特性摸底和纠偏控制律设计优化具有重要意义。基于轮胎侧向力模型、弹性轮胎和刚性机体假设,在 Matlab 平台建立地面滑跑阶段全量非线性模型和纠偏控制模型,综合分析发动机扭矩与侧风等工况下滑跑起飞和着陆过程中的响应特性,并对比分析两种不同纠偏控制模型下的纠偏性能和抗侧风特性。结果表明：该仿真模型能够反映无人机滑跑起降阶段的动力学特性,改进后的纠偏控制模型能够大幅缩短滑跑起飞距离,并且可以较好地实现纠偏控制。     

多台同步可靠性增长模型存在的问题

探讨多台可靠性增长模型的统计意义,指出多台同步纠正可靠性增长试验丢掉了本可得到的大量的试验信息,失去了统计试验意义,其 AMSAA-BISE模型不能成立,多台同步试验方法不可取     

非接触式转子叶片振动测试技术应用研究

介绍了旋转叶片整数阶次与非整数阶次的振动理论分析,并利用非接触式叶片振动测量系统进行了模拟试验器和台架压气机试验验证.理论分析和试验结果吻合,表明由非接触式叶片振动测量系统测试振幅的变化特征,可确定整阶次共振与非整阶次叶片振动.      

航空发动机中介轴承的动力学减载设计

通过对3种典型的航空发动机中介轴承各30台份的试车数据统计，得到使中介轴承免受“同步冲击”的原则，即:中介轴承内、外环特征频率同风扇叶片气动激振频率的整倍数接近至2%的范围内的情况为危险区域，禁止发动机在此区域长期工作.继而提出了带中介轴承的转子系统优化迭代的动力学设计方法, 通过调整叶片数目或高、低压转子转速比，直至保证危险区域的范围不超过发动机工作范围（从慢车状态至最大状态）的10%.该方法可使中介轴承免受“同步冲击”，有效地降低轴承滚道上的动载荷，提高中介轴承的疲劳寿命.      

空气辅助雾化对活塞式航空煤油发动机燃烧特性的影响研究

为了满足无人机燃料的安全性、单一化战略,并实现发动机高功重比指标,此文将航空煤油应用在点燃式活塞发动机上,使用自主开发的空气辅助喷雾系统,在节气门全开条件下进行了不同过量空气系数、喷气压力、喷气脉宽、喷射时刻对于活塞式航空煤油发动机燃烧特性的影响研究,并将空气辅助雾化系统和120MPa高压共轨系统进行对比试验。结果表明,0.95为活塞式航空煤油发动机的最佳过量空气系数;提高喷气压力和喷气脉宽均会提高发动机的动力性和经济性,提高燃烧稳定性,并且提高喷气压力可以明显缩短燃烧持续期;360 ?CA BTDC喷气时刻时航空煤油的雾化效果最好;喷射参数优化后的空气辅助雾化系统对于航空煤油的雾化效果接近高压共轨系统水平。     

基于小波分析的航空发动机故障诊断方法研究

小波变换是一种多分辨率的时频分析方法,应用在振动信号处理、故障诊断方面较传统方法优越。在阐述小波分析理论基础上,对某型航空发动机的振动信号进行分析,采用小波分解和信号重构的方法,提取了噪声掩盖下振动信号中的故障信息,根据航空发动机整机振动的典型故障特征频率,判断该发动机是否发生故障。