某火箭发动机故障检测及诊断算法设计分析

针对某型号液体火箭发动机故障检测及诊断软件存在瞬态段（起动段、关机段）故障检测功能缺失、故障诊断无法给出故障量大小的问题，在原软件故障诊断算法——余弦相似度分类的基础上，通过引入故障因子定量给出故障量大小，实现发动机故障诊断的定性定量分析。同时，采用基于统计学基础的包络线算法，通过Python语言对发动机瞬态段故障检测算法进行设计开发，使原软件实现发动机瞬态段故障检测功能。通过仿真试车数据对软件算法进行验证，结果表明优化后的故障诊断功能可实现故障量大小计算，基于包络线算法开发的故障检测功能提高了发动机故障检测效率。     

一种简便易行的数据采集、处理系统

本文主要介绍以 VENUS Ⅱ(或紫金Ⅱ)微机和 AI13 A/D 转换器组成的数据采集、处理系统及软件的开发。该系统有较好的性能价格比,准备周期短。所开发的软件弥补了低档微机的某些不足,使之在风洞实验、航空发动机试车台和发动机进气道的实验中,得到了很好的应用。     

发动机磨损故障的集成神经网络融合诊断

针对发动机试车过程中的磨损故障诊断问题．本文运用了四种最常用的润滑油分析技术——铁谱分析、光谱分析、颗粒计数分析及理化指标分析，同时结合发动机试车台监测数据，提出运用集成神经网络对发动机试车状态进行融合诊断的方法。首先依据各种分析方法的标准磨损界限值，将原始数据进行了预处理，统一转换成故障征兆的布尔值；其次，建立各子神经网络的拓扑结构，并依据专家经验建立各子系统的输入征兆与故障论域的映射关系，从而得到各子神经网络的训练样本．对各网络进行成功训练后，利用神经网络实现各子网络的诊断并得到中间诊断结果；然后，通过建立合适的权重矩阵．利用模糊综合决策理论，时集成神经网络的诊断结果进行综合，从而得到最终的融合诊断结果；最后，运用一个算例表明了本文方法的有效性。     

高空发动机试车台矢量推力现场动态校准技术

根据发动机试车台矢量推力现场动态校准需求，通过系统化论证，针对试车台的技术要求及校准需求，解决发动机试车台现场实际使用和实验室校准条件不同造成的附加测量误差、试验台推力无法整体校准等问题。文中提出了利用摆锤式动态力加载装置实现标准矢量力加载的方案，为了验证设计方案的可行性，利用现有的设备研究验证校准方案，通过试验和分析给出了校准不确定度。结果表明：该方案动态性能优异，响应迅速，动态校准不确定度为2.2%，能满足高空发动机试车台矢量推力测试的需求，为后续进一步准确测试矢量推力提供了依据。     

航空发动机试车台标定持续适航方法研究

航空发动机地面室内试车台新建完成后需要进行标定。由发动机原制造厂OEM提供的试车台标定的费用都很高。欧美试车台标定的有效期通常为7年,即企业每隔7年就会面对这一高额成本。另外,用每7年进行标定的方法维持试车台的适航性,存在一个明显缺点就是缺乏问题发现的及时性。发动机在试车过程中,相关各种设备状态可能发生变化,有些变化可能导致发动机试车数据出现偏差,如果不能及时发现,这种偏差可能会一直延续到下次标定。如何既能保证试车台标定的持续有效性,保证每台发动机试车数据的准确性,同时又不需要重新标定?本文对试车台趋势监控方法进行了研究,提出了趋势监控的具体方法,确保了试车台标定的持续适航性,避免了每7年重新标定试车造成的不必要成本支出。本研究成果对我国民用及军用航空发动机试车台标定持续适航具有重要指导意义。     

航空发动机计算机数据采集与处理系统通过院鉴定

我院无人机研究所发动机研究室研制的计算机数据采集与处理系统,于1986年9月9日通过院内有关专家鉴定。 该系统由于解决了频率量的动态采集技术,使用了PL/M语言和配备了8笔彩色绘图仪,因此,对发动机的试车数据不但可以进行稳定实时采集和实时处理,而且还可以对发动机的不稳定状态和各种参数进行动态采集和处理。对被测参数既可屏幕显示,又可打印输出     

航空发动机磨损故障的智能融合诊断

运用了4种最常用的滑油分析技术——铁谱分析、光谱分析、颗粒计数分析及理化指标分析，同时结合发动机试车台监测数据，提出了运用神经网络和D—S证据理论对发动机试车状态进行融合诊断的方法。首先依据各种分析方法的标准磨损界限值，将原始数据进行了预处理，转换成故障征兆的布尔值；其次，建立了各子神经网络的拓扑结构。并依据专家经验建立各子系统的输入征兆与故障论域的映射关系，由此获得了各子神经网络的训练样本，对各网络成功训练后。利用神经网络实现各子网络的诊断并得到了中间诊断结果；然后，将每种方法的神经网络诊断结果作为各故障模式的基本概率分配值，利用改进的D—S证据理论。实现了对神经网络诊断结果的融合，由此获得了最终的融合诊断结果，最后，通过算例证明了该方法的有效性。     

固体火箭发动机地面热试车试验研究

从试验原理、试验环境和试验方案等方面对固体火箭发动机地面热试车试验进行了完整的介绍,对燃烧室内压力、发动机壳体的振动、冲击和试车台周围的噪声环境等试验结果进行了详细的分析。通过分析,揭示了发动机的内部工作原理,指出了燃烧室内脉动压力类似于白噪声,阐明了舱段的隔声、降噪特性和质量负载、阻尼衰减效应等。后续可通过对这些影响因素及其作用效应进行综合分析,利用数据推演或仿真分析等手段得到导弹真实的环境。     

航空发动机振动信号的计算阶比分析

为了分析航空发动机试车过程中的非平稳振动信号,本文采用基于谱细化和校正技术的计算阶比分析.当发动机转速变化较大,振动信号非平稳严重时,高精度地提取出了特征分量的参数.文中给出了具体的计算过程,并给出了实例分析结果.     

基于ABAQUS的某型发动机涡轮叶片静强度及振动特性分析

应用ABAQUS有限元分析软件对某型发动机涡轮叶片的静强度和振动特性进行分析,得到了涡轮叶片的应力和位移分布云图,验证了涡轮叶片静强度的可靠性,得出涡轮叶片的各阶固有频率及振型,并绘制坎贝尔共振曲线图,计算涡轮叶片在发动机各工况下的共振裕度,对其发生共振的可能性进行了分析。根据静强度和振动特性的仿真结果,对涡轮叶片的维护修理和发动机试车等方面提出了相应建议。     

基于CBR的远程发动机孔探评估专家系统

本文研究了一种基于CBR的孔探图像的航空发动机内部损伤远程评估专家系统,该系统将典型的损伤图像及其相应的维修决策作为案例,并存储于服务器案例库中,对于客户端所提交的孔探图像及相关数据,利用基于文本或基于案例检索方法,在案例中检索出相似案例,作为损伤评估的辅助决策依据,及时有效地制定出发动机的维修决策。本文给出了发动机内部损伤远程评估专家系统流程图,详细研究了该图象分析系统的建立与实现。     

某型通航飞机发动机燃油系统测试软件的设计与实现

通航飞机发动机燃油系统测试台智能化程度普遍较低,测试效率和测试精度低下,严重危及飞行安全。针对某型通航飞机发动机燃油系统测试台设计缺陷和现有不足,采用计算机辅助测试技术和信息管理系统,在原理分析和系统重建的基础上利用特定的编程语言和数据库构建了一套专门的测试软件和管理系统,有效地提高了燃油系统部件的测试效率和测试精度。     

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。     

应用神经网络的航空发动机故障诊断仿真研究(英文)

传统的定期维护制度成本高 ,劳动强度大 ,且对发动机故障的诊断和探测能力十分有限。现代飞机上的发动机监控系统 ( EMS)具有向维护人员提供有关发动机故障信息的潜在能力。本文将径向基函数 ( RBF)神经网络应用到航空发动机故障诊断中。该方法能够依靠测量参数探测发动机多个气路故障 ,并对各大部件的性能退化进行定量的诊断。仿真结果表明 ,诊断的精度能够满足实际应用的需要 ,神经网络的非线性映射能力可用来捕捉发动机的特性。该方法具有通用性 ,在其他类似的复杂机械中也可以获得应用。     

脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究

为研究脉冲爆震燃烧室与涡轮及压气机三者相互匹配的详细机理,建立了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验系统,其主要由脉冲爆震燃烧室、涡轮增压器、润滑系统、发动机测控系统等组成。在该试验系统上开展了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究。首次实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮,涡轮带动压气机,压气机压缩空气供给爆震室的全闭环自吸气工作模式。试验结果表明:脉冲爆震涡轮发动机能在自吸气模式下持久、稳定地工作,爆震室与涡轮及压气机三者匹配良好,验证了用脉冲爆震燃烧室替代传统等压燃烧室的可行性。     

基于试车数据的发动机神经网络模型

利用人工神经网络对某型航空发动机在全飞行包线内的稳态、动态特性(非加力状态)进行建模,网络的训练样本来自该发动机在高空试车台的试车数据。模型的输入量包括燃油流量、喷口面积、高度及马赫数,输出量则包括高、低压转子的转速及各截面的温度和压力。计算表明,当具有足够的训练样本时,神经网络模型不仅在整个飞行包线内具有较高的稳态、动态精度,而且具有较好的实时性。     

“长空一号”无人机系列的研制与发展

本文分为三个部分:一、介绍“长空一号”无人机系列的设计特点和技术性能;二、论述研制过程中几个主要技术关键,诸如飞行轨迹设计、供油系统设计、爬高平飞后振荡问题、发动机中小转速下工作的试验和分析、高机动飞行的控制系统设计和供油系统设计等:三、评估该无人机系列的技术水平。     

某涡轴发动机异常噪声源识别

通过对国产某涡轴发动机和原型机采用台架试车多测点噪声对比测试和频谱分析，确定了国产机产生噪声异常的主要噪声源，测试结果表明，国产机噪声异常主要是由于不稳定造成的。     

引射器和TPS校准及试验研究

介绍了中国航空工业空气动力研究院(CARLA)飞行器动力模拟器校准箱系统的基本结构和组成、校准箱测控系统、试验方法和数据处理方法,给出了引射式动力模拟器和TPS在校准箱中首次试验的结果和讨论.结果表明,CARIA校准箱是先进的飞行器动力模拟器校准设备,可以满足对动力模拟器推力和质量流量的精确校准.     

基于热声解耦方法的燃烧不稳定性预测

大型空气加热器易发生燃烧不稳定现象,造成加热器不能按预想状态工作,甚至失效.由于难以通过试验获得加热器燃烧室内部的精确参数,因此数值仿真是预测燃烧不稳定性的重要手段.通过对燃烧室内部燃烧-声学解耦的方式,分别计算火焰对声学扰动的响应和声学系统在热源扰动下的响应,将声学扰动下的燃烧响应表征为火焰传递函数,最终可获得燃烧室...