航空发动机滑油喷嘴尺寸敏感性仿真分析

某型航空发动机滑油系统为全流量供油系统,不设置溢流流路,因此滑油喷嘴的尺寸直接影响滑油系统供油压力的高低。为了研究喷嘴尺寸公差对滑油系统压力的影响的大小,运用FLOWMASTER软件,首先建立了系统喷嘴的部件仿真模型,根据喷嘴流量检查试验压力、温度、流量的要求,仿真计算出各处喷嘴的上限和下限尺寸,喷嘴计算结果通过某台发动机试验数据校核;然后根据得到的喷嘴尺寸,建立滑油供油系统级的仿真模型,计算评估喷嘴的极限尺寸对滑油系统供油压力的影响。结果表明：喷嘴尺寸的极限尺寸公差对滑油系统供油压力的影响在慢车状态达到57 kPa,在地面最大状态可以达到130 kPa,即极限状态下不同批次发动机滑油系统的试车参数范围差异最大可达130 kPa。计算结果对于发动机滑油系统供油压力范围设定、整机试车问题处理具有指导意义。     

润滑系统调压差活门技术研究与应用

调压差活门为发动机滑油供油系统的重要部件,用于控制滑油的流量和压力,关系着航空发动机润滑系统的供油能力和工作稳定性,通过感受供油路压力和中轴承腔压力保证各喷嘴前后的压差稳定在规定的范围内。为掌握某型发动机调压差活门的工作特性,对调压差活门的开闭特性、流量特性及响应特性进行试验研究。结果表明:活门的打开压力为252 k Pa,响应时间小于384 ms。研究结果可应用于生产中调压差活门初始打开压力的设定以及后续滑油供油系统仿真分析中,以提高航空发动机滑油供油系统流量、压力仿真计算的准确性和真实性。     

构建航空发动机滑油系统稳态模型

研究模拟不同飞行条件下滑油系统稳态工作对滑油系统的设计和故障诊断具有重要的参考价值。基于部附件特性，提出了依据8个航空发动机性能参数，用向量计算和插值算法取代迭代算法来构建滑油系统稳态模型的方法，并对发动机在海平面、最大工作状态条件下的滑油系统性能参数进行了验证计算。计算结果与设计数据吻合较好，误差在5％以内，表明所建立的稳态模型是有效的。滑油在各轴承腔和齿轮箱中的流量分配随空气压力变化，计算误差主要来自轴承腔和齿轮箱压力分布假设，为进一步提高计算精度，必须建立航空发动机内部空气系统模型。     

航空发动机润滑供油系统仿真研究

以某型航空发动机为研究对象,建立其润滑供油系统数学模型。利用Matlab编程计算得出系统在不同转速、不同温度下各润滑点滑油流量、滑油压力等性能参数数据。重点分析了不同温度下,系统增压级流量、压力的变化趋势。研究结果为发动机润滑系统的设计和故障诊断提供参考。     

基于MATLAB/Simulink的滑油系统建模仿真与优化

为分析滑油系统特性，研究其与航空发动机协同工作及设计问题，基于滑油系统元部件的流量、压力和换热特性在MATLAB/Simulink下开发了通用仿真模块库，构建了包含供油、回油、通风和热力系统的全系统仿真模型.以某型涡扇发动机及其滑油系统为例，计算了高温起飞工况下滑油系统主要工作参数值，并与商业软件Flowmaster对比计算结果，相对误差保持在3.8%以下.利用全系统仿真模型的拓展性，成功与GasTurb发动机模型进行联合仿真，使用遗传算法优化滑油系统设计参数，通过改变供油分配比例使最高回油温度降低4.12%，可为滑油系统的设计及改进提供参考.      

基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真

航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明：该计算方法误差小于5%,可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。     

某型发动机地面慢车滑油压力影响因素分析

根据某型发动机在慢车状态下滑油压力受限的原理,对滑油系统中影响滑油压力的各因素进行了分析,并对发动机主滑油泵的供油和泄漏等进行了计算;根据试验结果,提出了在使用国产4050滑油时发生的滑油压力低于限制值故障的排除措施.     

发动机滑油散热系统性能研究

针对某型发动机滑油散热系统中换热器对环境散热量较大的情况,提出了实用的滑油换热器散热特性计算模型,推导了发动机的滑油吸热准则式,从而建立起一整套发动机滑油散热系统的性能计算的新方法。在理论分析的基础上,推导了换热器在实际运行状况下的NTU计算式。通过某型发动机的试验数据进行了校验,表明本文方法可以满足一般工程计算的要求,而且具有通用性,为计算滑油散热系统的性能和预测恶劣环境下滑油系统的散热能力提供了理论依据。      

某机地面慢车滑油压力影响因素分析及故障排除

根据某发动机地面慢车状态滑油压力受限的情况，对滑油系统中影响滑油压力的各个部件进行了分析，对发动机主滑油泵的供油、泄漏等进行了计算，并根据试验实测，提出了使用国产4050滑油时的故障排除方法和改进措施。     

飞行模拟系统发动机仿真分析

以飞行模拟器为研究背景,对发动机仿真进行了分析.建立了油门杆与发动机推力、转速,燃油流量,滑油温度、压力,排气温度等模块化的数学模型;并对发动机燃油系统和滑油系统的油路进行了建模,实现了相关故障模拟.     

航空发动机整机空气系统流动与传热数值模拟

为了研究航空发动机整机空气系统内流动与传热特性,本文以涡扇发动机整机空气系统为对象,主要包括压气机盘腔、涡轮盘腔、低压轴前后腔、前后轴承腔等旋转盘腔和大量的流阻换热单元以及相邻的结构部件。所研究的是一个多腔相连,多进口,多出口,流固耦合传热的复杂问题,分析了发动机真实状况下空气系统内的流动与传热特性。采用Mixture多相流模型进行数值计算得到了该系统的速度场、压力场和温度场。结果表明：该系统内的流场是复杂的多涡流场,多个出口出现燃气倒灌;整个系统的腔压大致从前到后逐渐升高;由于主流通道燃气的入侵,导致高、低压涡轮盘的温度较高,后轴承腔内滑油的冷却作用较为明显。本文的工作使得对发动机整机空气系统的研究不再局限于一维计算,为空气系统的设计提供了理论依据。     

基于比例风险模型的航空发动机视情维修决策

基于航空发动机在翼监控信息来合理确定视情维修(CBM)决策是航空公司安全运营中的重要内容。本文利用Weibull比例风险回归的建模思想,分析了航空发动机因性能衰退而换发的历史监控数据记录,并据此建立了反映该类发动机性能参数与在翼时间之间的函数关系;进而采用最小维修成本、最大可用度策略确定最优维修决策阈值,为同类型在翼发动机进行维修决策的优化提供了一个客观的量化方法。最后对CF6型发动机历史故障数据进行了实例分析,表明该方法在发动机视情维修决策中的实用价值。      

连分式扩充的粒子群神经网络压气机特性重构方法

对航空发动机压气机原始二维等转速线的数据点进行连分式扩充,通过两次网络训练,增加转速特性数据,在三维空间中进行BP(back propagation)网络模型重构.根据压气机特性数据空间分布的特点,引入压力比函数,调整计算区域,定义网络的输入输出数据,利用试探法确定隐含层维数.采用基于趋利避害原则的粒子群算法对网络的初始权值和阈值进行优化,建立了压气机压比和效率特性的整体代理模型.最后以某型发动机的低压压气机为例进行了压气机特性模型的重构.通过模型的校核与验证表明:采用这种方法建立的模型精度较高,优于普遍采用的传统二维插值方法和普通BP神经网络模型.最终建立的重构模型对于采用选配法、坐标法和部件法等以压气机通用特性曲线为基础的发动机模型的求解,可提高计算精度和迭代速度,具有一定的工程应用价值.      

强瞬变空气系统的模块化仿真建模

提出一种针对强瞬变空气系统的模块化建模方法,该方法将空气系统模型分解为由规范接口互联的4类基本元件,并考虑了空气系统强瞬变过程中容腔效应和气体惯性力的耦合影响.基于面向对象的技术开发了仿真程序,并使用公开的数据对模型进行验证.结果表明:该仿真模型能够正确模拟空气系统强瞬变过程中的局部逆流、压力波传导、多容腔耦合振荡等毫秒时间量级物理现象,不仅如此,其模块化的设计特征也为进一步耦合精细的空气系统元件和建立复杂空气系统网络奠定了基础,该模块化仿真方法在航空发动机空气系统的复杂动态响应特性和机理的研究中具有切实应用前景.      

Numerical simulation method of surge experiments on gas turbine engines

In order to obtain the surge margin of an aero-engine during its operation, an engine surge experiment is required. A multi-dimensional simulation method for an aero-engine is established in this paper. The simulation of a surge experiment using high-pressure air-injection is then carried out on a turbo-shaft engine to obtain the surge boundary using this method. More specifically, firstly, a body-force model is employed to calculate the compressor performance owing to its capability of capturin...     

基于气液加载方式的机匣热内压试验方法

提出了一种基于气液加载方式的航空发动机机匣热内压试验方法，用于模拟机匣件在典型工况下的温度和内压联合加载考核。采用气液加压装置实现温度和压力加载介质的解耦，以高温耐压油作为温度加载介质，利用仿形电加热器实现热载荷施加，以高压稳定气源作为压力载荷源对气液压控制腔体加压，通过对加压模型的理论分析指导压力载荷的定量控制。验证表明试验方法能够有效实现温度和压力载荷的精确控制，解决了液压系统难以实现高温控制和气压系统温度控制均匀性差的问题，同时也有效避免了气压加载方式开展破坏试验时的爆破现象。基于气液加压方式的试验方法能够有效应用于机匣件的热内压考核，实现温度控制精度优于±3 K和压力加载过程定量控制。     

航空发动机低压转子系统的动力学相似设计方法

提出了航空发动机转子系统动力学相似设计方法,以便采用模型替代实际结构对其动力学特性进行研究。基于转子系统的动力学等效原则,通过动力学优化方法建立全尺寸原型的相似等效模型。综合采用方程分析和量纲分析推导转子系统的动力学相似准则,并根据转子设计参数的相似关系建立相似等效模型的缩比模型。基于模型修正方法对三维设计模型的相似误差进行修正,得到预测精度较高的动力学相似模型。以双转子发动机低压转子试验模型的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对动力学相似设计方法的有效性进行了验证。结果表明:在设计转速范围内,通过该方法得到的动力学相似模型能够有效预测全尺寸原型的临界转速和不平衡响应,前三阶临界转速的相似误差分别为3.09%、1.75%和0.31%,对应振型的相关性均大于0.93。该方法具有较高的实用价值,可为发动机整机动力学相似设计提供参考。     

基于奇异值差的转静件碰摩故障诊断方法研究

针对目前奇异值分解方法在航空发动机碰摩故障诊断处理中的不足,在基于矩阵分析推导奇异值残差重构信号能量成分的基础上,提出了利用奇异值残差重构突变信息的方法并建立了诊断流程.利用仿真信号对提出的方法进行了验证,得出了该方法与理论分析相符合.最后将其应用于某型航空发动机实测数据的处理,成功地判断出该发动机碰摩的时刻和碰摩故障的延展,结果表明该方法对航空发动机碰摩故障的诊断具有良好的效果.      

用结构自适应神经网络预测航空发动机性能趋势

 将航空发动机作为复杂非线性系统考虑，运用神经网络超强的非线性映射能力和非线性时间序列分析的相空间重构理论，建立航空发动机性能趋势预测的神经网络模型，同时，针对神经网络的结构设计困难问题，建立了基于遗传算法的结构自适应神经网络预测模型，实现了神经网络结构的优化。最后，利用三组民航飞机发动机的性能数据进行了预测分析，验证了利用结构自适应神经网络对航空发动机性能趋势进行预测的有效性。