地面系留对直升机动力响应的影响

 建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动和旋翼转速对系统动力学行为的影响也进行了仿真研究。对于无系留的模型旋翼来说,在任何转速下没有出现不稳定现象;地面系留时系统会呈现稳定响应、极限环以及大幅值振荡等非线性动力学行为,大幅值振荡将使系留索、接头和支持结构承受破坏性动力载荷。     

航空发动机增益调度控制的多项式平方和规划方法

针对现有的线性变参数(linear parameter varying,LPV)控制器设计方法都是关于仿射参数依赖系统而没有专门针对多项式描述的LPV系统这一现状,提出了一种基于多项式平方和(sum of squares,SOS)规划的增益调度控制设计方法,并将其用于转速大范围变化时的航空发动机高压转子转速及压比控制.根据发动机非线性模型获取不同转速下的状态空间模型,并利用多项式拟合的方法建立发动机线性变参数模型.给出能够保证无静差的增益调度控制结构,利用有界实定理和多项式平方和理论推导出能够保证闭环系统鲁棒稳定的SOS约束条件,并形成控制器求解的SOS规划问题,通过求解获得多项式描述的增益调度控制器.分别以LPV模型和发动机非线性模型为对象做阶跃仿真,结果表明:高压转子转速/发动机压比控制系统的调节时间在2s以内,稳态误差不超过0.1%.      

直升机旋翼/发动机一体化仿真模型

 建立铰接式、叶片为刚性的非线性旋翼模型和发动机的非线性气动热力学模型以及简化的供油系统和传动机构模型，并将各子系统模型组合成旋翼／发动机一体化模型。在此基础上研究了一体化系统模型对操纵量改变的动态响应以及供油系统改变对系统的影响。     

发动机双转子-机匣耦合系统碰摩故障分析

根据航空发动机双转子结构已被大量采用,构成航空发动机双转子-机匣耦合系统,将航空发动机转子系统简化为双转子-机匣耦合动力学系统,其中轴承被简化为弹簧和阻尼.考虑了低压转子与高压转子通过中介轴承的耦合作用,导出了连续体双转子多盘-机匣系统的四阶偏微分运动方程.运用变步长四阶龙格库塔法模拟了双转子系统的碰摩故障响应,分析了转速和中介轴承刚度对系统碰摩故障响应的影响,发现了该双转子模型在发生碰摩故障时的一些非线性动力特性,为解决工程实际问题提供了可参考的理论依据,具有一定的工程意义.      

民用运输机吊挂设计强度要求研究

论述了民用运输机吊挂设计强度要求,并重点阐述了以下几个方面:吊挂初步设计载荷、FBO载荷计算要求、发动机非包容性转子损坏下的适航符合性思路及离散源损伤容限剩余强度评估要求。在这几部分的阐述中,有具体的设计数据及案例,对设计工作有很好的指导作用。     

一种航空发动机的分段实时线性动态模型

针对喷口不可调涡扇发动机实时线性动态模型的建立问题,提出了一种基于粒子群优化算法小偏差状态空间模型的方法.选取高压转子换算转速为增益调度参数,根据发动机相似原理,建立了发动机全飞行包线分段实时线性模型.全飞行包线内所提出的分段实时线性模型与非线性模型仿真对比结果表明:涡扇发动机高压压气机出口总压、低压涡轮出口温度、高压转子转速和低压转子转速的最大相对误差不超过3.5%,仿真结果验证了该方法的有效性.      

某型涡喷发动机状态空间模型的提取与修正研究

以某型单转子涡喷发动机为研究对象,在提取该型发动机状态空间模型的基础上,提出了单转子涡喷发动机状态空间模型的稳态及动态的修正算法,获得基于稳态及动态的修正模型.以阶跃输入响应对模型进行了检验,检验结果表明使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态及动态过程响应,解决了单转子涡喷发动机状态空间模型检验与修正的问题.     

基于直升机/涡轴发动机综合仿真平台的发动机非线性模型预测控制

 基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0~5 km、前飞速度0~75 m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。     

基于非线性预测的发动机转速限控方法

研究对发动机最大转速进行非线性预测限制的方法。将发动机动态过程描述为二阶的V olterra级数模型,并由此建立它的非线性闭环预测模型。根据输入约束和控制目标,提出转速预测限制的滚动控制算法。对此进行了仿真,在超量的加速供油下,得到了预测限制的供油变化线和转速变化线。与比例反馈限制方法比较表明,预测控制方法能够解决燃烧延迟和发动机转子惯性的影响,准确实现转速限制,且其控制算法的计算量小,能符合实时性要求。      

翼吊长涵道发动机短舱内偏角优化和机理研究

翼吊式发动机短舱是现代大中型飞机最常采用的气动布局形式,发动机短舱及挂架相对于机翼的展向位置、弦向位置、垂向位置、内偏角、安装角均会对它们之间的流场产生影响,进而影响全机的气动特性。本文采用CFD数值计算的方法,对翼吊长涵道发动机短舱的内偏角进行优化分析。对比分析了不同内偏角时,高速巡航状态的干扰阻力和低速大迎角状态的失速特性,研究了高速巡航时挂架内侧出现高负压峰值的机理,以及不同剖面形状的挂架对内偏角优化的影响。计算结果表明：内偏角-0.5°、0°和0.5°时,干扰阻力及升力损失较小,不同剖面形状的挂架不会对内偏角优化结果产生较大影响,但可以减小挂架内侧的负压峰值。本文得出的结论对工程上翼下吊挂外挂物有一定的指导意义。     

一种变旋翼转速直升机/涡轴发动机非线性模型预测控制方法研究

为了实现变旋翼转速直升机/涡轴发动机快速响应控制,提出了一种基于神经网络的直升机旋翼预测模型与基于状态变量模型的涡轴发动机预测模型的新型非线性模型预测控制方法。所建目标函数除了包含转速控制指标外,还考虑了经两级变速双离合器传动机构传扭后发动机输出轴的转子动力学特性。不同飞行任务下的数值仿真结果表明:相对于PID控制器而言,非线性模型预测控制器可在满足压气机转速、发动机静强度等限制条件下使动力涡轮转速在变旋翼转速过程中的超调量减小50%,下垂量降至0.2%以内,实现了涡轴发动机的快速响应控制的同时,有利于改善发动机使用寿命。     

翼吊式发动机安装设计综述

发动机安装是飞机总体设计中必须考虑的因素,发动机吊挂作为将发动机动力传递给飞机的结构部件,其安装设计非常重要。针对翼吊飞机的特点,介绍了发动机安装位置对飞机特性的影响,阐述了几种不同吊挂形式以及吊挂与机翼、吊挂与发动机连接形式的优缺点。分析表明：盒形梁式吊挂盒段结构、吊挂与机翼静定连接形式、吊挂与发动机主体连接形式是发动机吊挂结构的首选方案。     

旋转失速激振力作用下航空发动机转子振动特性

为分析转子系统在压气机旋转失速故障作用下的横向振动，针对某型航空发动机转子系统，根据Mansoux模型推导了旋转失速下的压力、流量脉动响应及旋转失速横向激励力模型，并结合不平衡力、碰摩力模型，建立了航空发动机转子系统的动力学模型.仿真计算了不同工况下旋转失速激振力对转子系统振动响应，通过轴心轨迹图、频谱图、Poincare图、Bode图分析了旋转失速激振力对转子系统稳定性的影响.结果表明:旋转失速引起压气机转子强烈的非线性振动，并主要是低频振动.研究成果可为航空发动机设计和振动监测提供技术支持.      

内燃波转子技术对燃气涡轮发动机性能影响

为研究内燃波转子技术提高燃气涡轮发动机性能变化规律,建立内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环分析模型,开展内燃波转子通道出口气流马赫数、压气机压比等参数变化对燃气涡轮发动机性能的影响研究,探讨了内燃波转子燃气涡轮发动机热力循环状态参数变化规律.研究结果表明:当压气机压比等于3.6时,发动机比推力和热循环总效率最大提高23.709%,耗油率最大减少19.165%;当通道出口气流马赫数等于0.6时,发动机比推力最大增幅达23.736%,此时压气机压比为4.4、发动机热循环总效率32.216%和耗油率减少24.366%,熵增减少7.864%,验证了内燃波转子技术能够提高燃气涡轮发动机总体性能.研究结果为深入开展内燃波转子燃气涡轮发动机基础理论和关键技术研究奠定基础.      

翼吊发动机安装结构等效建模及其隔振设计

为了研究翼吊发动机安装结构隔振特性并优化其隔振器设计,建立了发动机安装节-吊架-机翼结构理论分析及有限元模型.利用有限元方法进行了模态验证并分析了安装结构的隔振特性.进行发动机3种典型工况下的结构动响应分析确定了振动传递的主路径.基于振动传递路径法研究了隔振器参数和安装位置对安装系统隔振性能的影响规律.结果表明:振动载荷经安装结构后低压转子转频和高压转子转频峰值响应分别降低22.03%和14.65%.低压转子转频振动传递主路径为发动机-前安装节-吊架-机翼,高压转子转频为发动机-后安装节-上连杆-机翼.通过合理设置隔振器位置可以使安装系统隔振率达到50.41%,隔振器的频率比为5和阻尼比为0.25时安装系统隔振率可达70.67%.为了优化整个发动机安装系统的隔振效果,设计隔振器时必须选取合适的安装位置和参数.      

变旋翼转速飞行控制对涡轴发动机输出响应的影响

为探明变旋翼转速条件下飞行控制对涡轴发动机输出响应的影响,在变旋翼转速直升机/传动机构/发动机综合仿真平台的基础上,考虑系统不确定因素的存在,提出并设计了增量式非线性动态逆飞行控制器,提高对系统的控制效果,控制器主要包括角速率控制器、姿态角控制器和航迹控制器;由于执行机构的物理限制,引入伪控制模块,以提高系统的稳定性。典型的飞行任务下的仿真结果表明：相对于增量式非线性动态逆飞行控制器而言,伪控制模块不仅可显著提升飞行控制效果,使爬升速度的超调量减小50%以上,还可有效减小动力涡轮转速的超调量9.0%左右,有助于增强发动机的动态控制品质。     

某型发动机高空小表速转速摆动问题分析

为了解决某型发动机研制过程中出现的高空小表速转速摆动问题,对发动机转速控制原理开展深入分析,利用AMESIM工具软件建立发动机转速控制数学模型,并对转速控制通道进行仿真对比分析,确定了通道参数对转速控制影响量值,通过对比同系列发动机控制参数,提出在现有系统构架基础上,对低压转子转速控制通道进行分段控制改进措施,经半物理试验、高空台模拟试验和试飞验证表明,改进措施既能保证发动机地面加速性要求,又解决了高空小表速转速摆动问题。     

单级轴流压气机与发动机吊架干涉的计算和优化研究

采用数值模拟方法,对单级低速轴流压气机与发动机吊架之间的干涉进行了计算分析。结果表明发动机吊架产生的扰动对转子通道内的流动具有较强的影响,使得转子叶片承受较大的非定常力的作用。提出了在吊架前缘引气的方法,可以消除吊架对转子的影响。      

大涵道比涡扇发动机总压进气畸变数值模拟

基于数值缩放理念,以一台大涵道比涡扇发动机为研究载体,将三维彻体力模型与二维多子平行发动机模型进行有机结合,初步搭建了适用于分析复杂进气畸变对航空发动机整机流场特性影响的多维耦合计算模型。利用该多维耦合模型定量分析了稳态周向总压畸变及插板式总压畸变进气下发动机内部的流场特性。计算结果表明即便是进口单纯的方波周向总压畸变进气,在经过大涵道比风扇转子作用后在下游内外涵进口的畸变流场特征也将具有显著差异;在内涵进口形成的总压/总温复合畸变在四级增压级中均得到不同程度的衰减;插板式总压畸变进气下风扇转子进口近轮毂处受周向静压梯度驱动将产生一定程度旋流,并导致风扇转子出口轮毂处形成低压区。     

分开式排气系统气动性能与喷流特性数值研究

为分析大涵道比涡扇发动机分开式排气系统的气动性能、喷流特性以及挂架支板对排气系统性能的影响,采用数值模拟方法对2种结构形式的分开式排气系统流场进行了2维和3维计算研究。结果表明:挂架支板主要影响外涵流动,对外涵流量、总压损失等系数的影响随外涵落压比非线性变化,外涵进入临界状态后挂架支板造成的总压损失趋于不变,挂架支板对内涵流动的影响几乎不随外涵落压比而变化;外涵喷流主要通过内涵出口处剪切层影响内涵的流动,且其影响方式与喷管结构相关;喷管内涵气动性能不仅受外涵喷流特性影响,也与自身工况相关。