航空发动机管路系统动力学特性综述

航空发动机管路系统主要承受来自机匣和管内流体的耦合激励作用,不同位置机匣传递的基础激励不同,如高低压转子振动、气动载荷、燃烧室火焰脉动和气动噪声激励等,管内流体激励包括介质压力脉动及管路形状改变造成的介质冲击载荷等;同时不同管型的管路通过卡箍、支架、接头等连接部件与机匣和附件相连,存在大量的结构耦合,这些都极易引发管路系统在多源载荷激励下的振动超限,诱发管路及卡箍产生裂纹等故障。为了提高管路系统服役期间的可靠性,在设计阶段需要开展动力学优化设计,并提出相应的设计标准及规范。目前管路系统动力学方面的研究主要聚焦在飞机、舰船及其他输油管路,针对航空发动机管路系统动力学特性的研究相对较少,对管路系统主要支撑部件卡箍静力学及动力学特性表征、弹支边界管路系统动力学特性、流固耦合管路系统动力学特性及管路系统动力学优化这4个方面的研究现状进行了总结与展望,旨在为航空发动机复杂管路系统设计及振动控制提供理论支持和技术指导。     

旋转向视展开坐标画法--绘制迴转体视图的新方法

工划线来说,其工作量都大为减少,而且表示也很清楚。见图1。实例2:绘制航空发动机的压气机机匣组合件压气机机匣组合件属迴转体,它的内外表面形状复杂,而且对尺寸、角度的精度要求又很高,若采用“旋转向视展开坐标画法”制图,恰好与数控坐标机床加工方法相吻合。这对于保证产品质量是很有利的。实例3:绘制航空燃气涡轮发动机外部系统管路图航空发动机整机的外部系统管路图,过去常用的画法是对每个系统都画出左、右、仰、俯视图,一台发动机有几个或十几个系统,其绘图工作量是可想而知的。即便如此,其各个视向也都很难以表示清楚,既不像轴测图…     

穿过外涵机匣的管路结构设计

随着对航空发动机的引气、供油、点火、测试等功能要求的提高,穿过外涵机匣的传感器和管路数量大大增加,为降低外涵机匣拆装的难度,提高穿过外涵机匣的管路的可装配性,在原有管路的连接结构、密封结构、补偿结构、分解维护4个方面的结构设计基础上,设计了2种新型穿过外涵机匣的管路结构,新型管路具有结构简单、拆装便捷、安全可靠、互换性好等优点,可满足管路补偿和外涵机匣的密封要求。     

发动机机匣弧面不规则管路的布局参数多目标优化设计

管路布局优化是降低发动机管路振动应力的重要手段,提出了一种发动机机匣弧面上不规则管路布局参数的多目标优化设计方法。从发动机机匣弧面的U形管路出发,建立了具有复杂布局走向的不规则单管路的参数化建模方法。分析了布局参数对管路的危险固有频率、多点激励响应的灵敏度。综合考虑错频和最大响应等多个目标,采用多目标遗传优化算法,对不规则管路的布局参数实施了优化设计。结果表明:管形布局优化设计效果显著,错开了两个危险固有频率禁带;管路结构在相同激励下最大位移幅值下降约35%,最大应力幅值下降近50%,为发动机管路的振动控制和动力学正向设计提供了参考。      

航空发动机外涵机匣结构建模方法研究

为适应航空发动机外涵机匣方案设计时外部附件、管路布局经常调整的特点,应用UG NX软件的自顶向下建模与WAVE技术,开发了1种新型高效、规范、系统的外涵机匣结构建模方法。结果表明:与传统建模方法相比,该方法设计效率大大提高,可供航空发动机类似结构设计借鉴。     

基于Kolmogorov熵的转子—机匣系统故障诊断研究

提出了基于Kolmogorov熵的航空发动机转子—机匣系统状态识别和故障诊断新方法。应用关联积分算法,基于实测的航空发动机机匣振动时间序列求解了转子—机匣系统不同工作状态和故障状态的Kolmogorov熵;基于Kolmogorov熵,对航空发动机转子—机匣系统进行了状态识别和故障诊断。研究结果表明,该法具有较高的状态识别和故障诊断能力。     

基于打靶试验的风扇机匣包容能力评估方法

为保障飞行安全,航空发动机机匣需具有足够的抗冲击能力以包容高速旋转状态下丢失的叶片。针对某型涡扇发动机对开式风扇机匣包容性评估需求,提出了1种结合真实机匣打靶试验和有限元分析评估机匣包容能力的方法。通过使用真实机匣和真实叶片进行打靶试验获得风扇机匣的冲击损伤情况,并基于ANSYS/LS-DYNA进行了瞬态动力学有限元分析。结果表明:采用Johnson-Cook模型预测的机匣伤形状、尺寸以及叶片残余速度均与试验结果接近,验证了数值分析方法的准确性。采用验证过的数值分析方法开展旋转状态下机匣的包容性评估,发现由于撞击姿态差异和失效模式转变,风扇机匣可以包容以100%工作转速飞出的叶片,但机匣出现长裂纹,接近临界包容状态。所提出的方法可以在不具备部件包容试验条件的情况下,以较方便的形式对机匣包容能力可靠评估。     

基于转静子耦合的组合压气机动力特性分析

组合压气机被广泛用于中小型航空发动机,高转速和机匣薄壁化使得转、静子之间的耦合日趋严重,有必要对其转子-支承-机匣系统的动力特性进行研究。建立了不同机匣厚度的组合压气机实体模型和有限元模型,采用有限元法,分别对组合压气机转子-支承系统和转子-支承-机匣系统进行动力特性分析,对机匣部件进行模态分析,并对转子-支承-机匣系统进行不平衡响应分析。结果表明:转、静子耦合不仅使组合压气机系统多出以机匣弯曲振动为主振型的临界转速,同时对以转子弯曲振动为主振型的临界转速影响明显,在工程中需考虑转、静子耦合效应对发动机临界转速的影响。     

航空发动机机匣包容性研究综述

从包容定义、机匣种类、设计概念和方法、试验验证、数值仿真、机匣和叶片破坏方式等方面,详细阐述航空发动机包容机匣的现状和发展趋势.简述发展大涵道比涡扇发动机对轻质高包容能力风扇机匣的需求,评述在役及在研大飞机发动机风扇机匣的设计方案,介绍国外从事纤维增强复合材料机匣包容能力研究的情况.并分别从结构改进、低成本复合材料风扇机匣制造技术、全复合材料机匣缠绕规律、耐高温复合材料机匣、叶片包容过程的多学科整机耦合响应分析、智能包容机匣等方面,简要论述我国高推质比发动机和大飞机发动机包容机匣的研制方向.      

航空发动机用钛合金外部管路设计及工艺研究

航空发动机外部管路系统是航空发动机极为重要的组成部分,承载着发动机运转所需的燃油、滑油、空气等介质,为发动机组织燃烧、传动润滑、密封、系统控制及状态监控等重要功能提供保障,是发动机的血管和神经。传统发动机上外部管路系统均采用不锈钢材料,重量较大;相比之下,以钛合金管路为代表的新材料和新工艺在航空发动机上行的应用及其结构设计,对新一代发动机提高推重比,提高发动机整体性能,意义重大。     

基于适航要求的飞机和发动机多余度信号表决设计

为保证机双发或4发在相同油门杆／操纵杆角度下的推力／功率一致,发动机控制系统可使用来自飞机的环境温度、 压力信号。适航要求当飞机信号发生错误时发动机推力变化不超过3%,因此发动机控制系统需要具备飞机信号容错能力。为满 足以上要求,以发动机传感器信号为基准,根据适航条件计算飞机各信号的加权系数,综合发动机传感器基准信号、飞机信号加权 系数及其优先级顺序,设计出飞发系统之间多余度信号加权平均综合表决算法。结果表明：利用该算法,在同时满足飞机多台发 动机推力一致性需求和适航要求的前提下,可选择出精度、可信度较高的信号,在信号选择状态发生变化时,能够保证发动机推力 平稳过渡。     

某型发电机模拟源的设计与应用

介绍了一种基于ICL8038芯片的飞行器发电机模拟源设计方法,该模拟源可模拟飞行器发动机开车时发电机和永磁机产生的交流电,且电压和频率可调,解决了飞行器在地面无须发动机开车即可对电子设备实施自检测所需的电源问题,可作为飞行器发动机启动系统和其他机载电子设备原位检测系统的电源。     

商用涡扇发动机推力控制故障处置功能解析

针对运输类飞机对动力装置必须确认任何单一失效或故障及可能的失效组合都不会危及飞机安全飞行的适航要求,经工程研究和飞机运营经验证明,原有的通过安全性分析以及申请豁免来表明设计符合性的验证方法存在不足,为了保障飞机飞行的安全性,可增加推力控制故障处置(TCMA)系统。以B787飞机配装的GEnx发动机TCMA系统为研究对象,采用系统工程的方法研究和分析了该系统的安全性需求来源、符合性验证方法及其演进、TCM事件危害、TCMA系统架构和系统功能,其中包括事件侦测、处置逻辑、激活功能监控与内部自检BIT等功能。分析结果表明:TCMA系统是1个集成的智能控制系统,在TCM事件发生后无需飞机机组人员干预,能够自动处置并保障飞机的飞行安全。     

民用涡扇发动机结构与建模分析研究

数学模型是航空发动机性能仿真与控制系统设计的重要技术基础,针对民用涡扇发动机建模需求,以广泛使用的大涵道比涡扇发动机为研究对象,参考国外经验并结合理论分析,进行与整机建模相关的发动机主要部件结构特点和部件建模方法研究,给出发动机大风扇特性分解方法,分析空气引气系统、压气机稳定性控制系统、涡轮叶尖间隙控制系统、反推力装置等系统的结构和建模方法,以期为民用大涵道比涡扇发动机整机建模提供技术支持.     

舰载发动机起飞增推技术和附件环境适应性研究

起飞增推技术和附件环境适应性是舰载发动机的关键技术,对于舰载机的成功研制至关重要。以原型机为对象,对舰载发动机起飞增推、附件的“三防：防霉菌、防湿热、防盐雾”及防电磁兼容性进行了研究和改进,并进行了初步试验验证。结果表明：上述技术达到了舰载发动机的要求。     

航空发动机控制系统传感器FDIA系统仿真

基于卡尔曼滤波器组,建立了航空发动机控制系统传感器故障诊断系统,实现了对单个传感器故障的检测、隔离与重构(FDIA),确保了发动机控制系统即使在传感器故障发生的情况下,依然能安全可靠地工作.同时利用Simulink建立一个通用的发动机传感器故障诊断仿真平台,在此仿真平台上,对故障的诊断进行仿真验证,并分析了测量噪声对故障诊断系统性能的影响,为发动机在线传感器故障诊断系统的实现提供理论依据.      

燃气涡轮发动机故障诊断的人工神经网络法

介绍了人工神经网络专家系统在航空涡轮风扇发动机故障诊断上的应用。通过一个高涵道比涡扇发动机故障诊断的实例分析, 验证了三层逆传播网络的可行性。非常令人鼓舞的诊断结果证明:神经网络的模糊联想特点、分布存储和并行处理能力以及对随机误差的抑制作用, 使其成为一个有效的和快速的方法。它有很好的应用前景, 并可广泛用于航空发动机的故障诊断。      

选择发动机最佳循环参数的一体化方法研究

 航空发动机是飞机的动力装置,它的性能、重量、尺寸都对飞机性能有显著影响。本文从系统工程的观点出发,综合考虑飞机、发动机性能的相互影响和匹配,提出了以最好地满足飞机飞行任务为目标,选择发动机最佳循环参数和调节计划的一体化方法。 本文的应用实例是歼击机动力改型时优选加力发动机的最佳设计方案。计算结果表明:飞机飞行任务不同、改型要求不同、约束条件不同,发动机最佳方案的类型、循环参数和调节计划也完全不同。因此,一体化选择方法具有重要实际意义。     

Design for aircraft engine multi-objective controllers with switching characteristics

The aircraft engine multi-loop control system is described and the switching control theory is introduced to solve the regulating and protecting control problems in this paper. The aircraft engine multi-loop control system is firstly described and the control problems are formulated. Secondly, the theory of the smooth switching control is devoted and a new extended scheme for the smooth switching of a switched control system is introduced. Then, for the key technologies of aero-engines switching control, a design algorithm is presented which can determine which candidate controller should be put in feedback with the plant to achieve a desired performance and the procedure to design the aircraft engine multi-loop control system is detailed. The switching performance objectives and the switching scheme are given and a family of PID controllers and compensators is designed. The simulation shows that using the switching control design method can not only improve the dynamic performance of the aircraft engine control system and reduce the switching times, but also guarantee the stability in some peculiar occasions.     

利用SQP控制涡扇发动机加速过程的多目标最优化研究

在涡扇发动机加速过程控制中引入多目标评价函数法中的线性加权和法,实现发动机加速过程的双变量控制。研究过程中,充分考虑了涡扇发动机加速过程中的各项约束条件。仿真结果表明,应用多目标最优化方法来进行发动机加速最优控制是可行的,能充分发挥发动机的潜力。