中性速度稳定性控制律自动补偿方法

为了解决具有中性速度稳定功能的飞机在平飞加减速过程中高度及法向过载变化大的问题,提出了一种自动改变驾驶杆纵向位移的补偿方法并进行了仿真。首先,分析了高度及法向过载变化大的原因;然后,基于迎角、驾驶杆纵向位移及发动机油门杆偏度建立补偿逻辑;最后,通过法向过载与驾驶杆指令成型得到补偿所需的驾驶杆位移。仿真结果表明,所设计的自动补偿控制方法能够明显提高中性速度稳定功能的性能。     

航空发动机附件振动夹具等效优化设计

通过分析航空发动机燃油控制系统多管路产品振动试验过程中的故障因素,针对产品受振动环境非线性动态位移作用特点,采用多自由度模型缩聚降阶方案,模拟产品安装在发动机上真实的动力学特性,进行了振动夹具优化设计。试验数据和仿真结果表明,优化后,产品上的响应量值大幅改善,振动试验仿真数据与产品在发动机上实际安装仿真数据变化趋势基本一致,表明基于模型缩聚的振动夹具结构等效优化技术路径合理可行。     

欠采样在航空发动机涡轮叶片频率测量中的应用

突破了奈奎斯特采样定理的要求(采样率必须大于输入信号频率2倍的限制),将欠采样法应用于航空发动机构件的高频测量。通过叶片固有特性分析和在叶片上粘贴加速传感器两种方法,对欠采样法进行了验证;并在此基础上采用非接触激光位移传感器,实现了欠采样条件下频率较高的某型发动机涡轮叶片频率的准确测量。结果表明,欠采样方法应用于试件的固有频率测量切实可行,且在航空发动机构件的高频测量中有较大应用价值。     

液体火箭发动机喷管流动特性及高度补偿研究进展

喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响,本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。     

薄壁件加工变形主动补偿方法

研究薄壁件加工过程中受力变形产生的回弹误差控制,提出了分层完全补偿和优化补偿两种加工路径补偿方法,建立了加工路径补偿优化模型,考虑了多次走刀间加工变形和切削力的耦合作用,并应用迭代算法求解路径补偿优化模型。以航空薄壁件单刃端铣加工为例,对完全补偿、分层完全补偿和优化补偿进行了仿真分析和试验分析。结果表明,分层完全补偿和优化补偿能更好地减少加工误差,为薄壁件受力变形控制提供了参考依据。     

航空发动机在飞机短舱内安装的路径规划研究

综述了国内外航空发动机在飞机内安装路径规划方法的发展现状 ;分析了航空发动机在飞机内安装路径的要求和特点 ;结合传感器C -空间障碍建模方法 ,提出了视觉传感器安装规划方法 ,将该方法在二维空间的实现扩展到三维空间 ,应用于航空发动机在飞机内安装的路径规划 ,并进行了适用性论证     

高温磁悬浮轴承用位移传感器的研究

针对差动变压器式位移传感器的性能及其在高温磁悬浮轴承中的应用,对环境温度升高影响差动变压器式位移传感器（DTDS）性能的机理和特征以及所采用的温度补偿技术进行了研究。采用比值方式的处理电路以及加入补偿电阻的方法改善了温度升高所带来位移传感器灵敏度升高、温度漂移和时间漂移的问题。对不同温度下的差动变压器式位移传感器进行标定得到了位移传感器的动静态性能,并将其应用到单自由度高温磁悬浮轴承（HTAMB）试验台上进行静态和模拟动态悬浮。研究结果表明,环境温度为550 ℃,被测物体移动范围在-0.35~+0.35 mm时,位移传感器的灵敏度在19.62 mV/μm,线性度为±0.74%,迟滞性为±0.40%,重复性为±0.97%,传感器截止频率在800 Hz左右;在单自由度高温磁悬浮轴承试验台上使用所研制的高温位移传感器,能实现被悬浮物体的稳定悬浮。     

航空发动机用复合材料支架成型工艺探索

针对航空发动机的特殊使用要求,通过树脂体系选择、增强体编织设计与制造、模具设计与制造、零件试验件的制造及性能试验等工作,对航空发动机用复合材料支架的制造工艺进行探索,为进一步推广复合材料在我国航空发动机上的应用进行技术储备.     

航空发动机推力测量方法

<正>推力是航空发动机最主要的性能指标之一,对其进行准确测量对于发动机研制与性能评定具有重要意义。发动机推力通常通过地面台架试验直接获取,目前普遍使用基于稳态模型的方法测量。由于该方法的测量值包含了动架的振动干扰、惯性干扰和运动阻尼干扰,使得发动机稳态时测量结果包含有波动干扰、过渡态时测量滞后,影响发动机稳态和过渡态性能评估。为满足航空发动机高空模拟试验中推力高精度、快速测量要求,国外对此开展了推力测量动力学特性研究、动态测量特性检验试验及测量结果数字补偿等研究,实现了推力的动态测量。国内在航空发动机动态推力测量方面还未见相关报道。本期《一种改进的航空发动机高空模拟试验推力测量方法》一文,通过建立高空模拟试验推力测量稳态模型和动态模型,对试验振动的影响进行仿真分析和试验验证,提出了对测量动架振动进行在线补偿的动态推力测量方法。并从测量不     

压气机转子叶片类零件的制造与修复技术

随着发动机对推重比、结构可靠性和精度一致性要求的不断提高,整体化结构在发动机中的应用越来越多,如整体叶盘在发动机风扇、压气机等转子部件上的广泛采用。这类零件在结构简化、减重增效的同时也对制造工艺提出了更高的要求。另外,由于整体叶盘运行过程中经常受到磨损、冲击以及冷热疲劳等作用,极易产生裂纹、腐蚀和磨损等缺陷,如何对存在缺陷和损伤的叶片进行修复加工,也逐渐成为发动机设计和制造人员关注的重点。     

自组织神经网络航空发动机气路故障诊断

 为克服学习样本依赖于发动机精确模型的问题,提出了一种基于自组织神经网络的发动机智能故障诊断的方法,并运用故障特征提取的数据预处理方式,成功地对航空发动机气路部件的几种典型故障做出正确诊断。为验证网络的抗噪性能,引入了自联想神经网络。研究表明,自组织网络可以脱离发动机模型,并且对测量噪声有良好的鲁棒性,能基本满足航空发动机故障诊断的要求,具有较好的工程应用前景。     

基于某型航牢发动机的综合控制系统试验平台设计

针对多数半物理仿真试验平台系统的结构简单、功能单一、无法模拟控制系统在发动机上真实工作的情况,设计了基于真实外部管路的控制系统综合半物理试验平台,对试验平台的重要环节进行了建模和仿真分析,并进行调试试验。测试结果表明:半物理仿真试验平台可满足控制系统综合试验的性能调试、功能验证和故障复现等要求,对某型航空发动机控制系统的研制具有重要指导意义。     

航空发动机压气机转子重量预估方法研究

在航空发动机结构方案设计阶段，要从众多设计方案中选出一个既合理、又经济，既满足性能要求、又具有较轻重量的设计方案，需要对不同设计方案进行重量预估。本文针对压气机转子，提出了一种预估其重量的方法，并进行了实例计算。取得了较满意的结果。     

航空发动机初始放飞寿命应用研究

确定航空发动机设计定型试飞初始寿命时,面临试飞时间要求长于单台发动机定型试车累计时间的矛盾,需要既确保试飞试验载机的安全,又能满足试飞所需求时间。通过分析航空发动机寿命的确定方法,对初始寿命的确定进行深入研究,结合某型涡轴发动机研制实际情况,提出了在完成关键件安全寿命验证的基础上,结合同步开展的设计定型持久试车、首翻期寿命试车和试飞使用信息分析评估等,分阶段给出整机放飞寿命满足试飞寿命需求的寿命策略。该方法已在研制实践中应用,取得了良好效果,有效地解决了上述难题,对其他型号发动机的研制具有有益的借鉴作用。     

航空发动机可靠性试验方法研究

在分析航空发动机相关标准的基础上,对发动机在研制过程中零部件和整机试车、试飞项目及其考核目的进行研究。对试验进行了分类,提出了开展极限/强化试验的必要性;以故障模式及失效机理分析为依据,阐述了发动机在研制过程中成附件可靠性极限/强化试验的方法、应用原则及效果,并针对高周疲劳、性能稳定性和耐久性等考核重点梳理了整机可靠性试验的条件和载荷设计要求,提出了整机可靠性试验载荷谱选用建议。     

中等推力航空发动机喷口控制方法对比研究

为提高中等推力航空发动机工作性能,对其喷口控制方法进行对比分析,并通过台架试验对喷口等落压比和喷口转差控制方法进行试验验证。结果表明:相比于等落压比控制方法,转差控制方法更利于精确调整发动机在节流状态下的性能,且可降低发动机耗油率,更适合作为中等推力发动机的喷口控制计划;对全包线的各典型点进行验证,转差控制方法仍能满足发动机的控制性能要求,且实施方便、效果好。     

粗糙集与神经网络在航空发动机气路故障诊断中的应用

提出了一种基于粗糙集理论和神经网络集成的发动机智能故障诊断方法,首先对测量数据进行离散处理,并运用粗糙集理论建立故障决策表,进而约简属性和提取规则,对航空发动机气路部件的几种典型故障进行隔离。然后建立神经网络故障诊断子系统,使用粗糙集处理后的数据计算出发动机气路相关部件的故障程度。最后,还验证了粗糙集神经网络故障诊断系统的抗噪性能。研究表明,该系统能够正确而且高效地诊断出发动机故障的严重程度,并具备良好的抑制噪声的能力。      

单元体结构发动机总体结构尺寸控制与分析

在单元体结构发动机中,在各小的维修单元体或大的单元体内部,通过逐级控制一些关键尺寸,来满足单元体本身互换性要求,同时满足发动机总体结构设计的要求,这也是单元体发动机设计和装配中需重点关注的问题。以国外某发动机为例,通过尺寸链的分配和必要时在内部设置调整环,使单元体内部的这些关键的总体结构特征尺寸达到一定的精度要求,贯穿至发动机总体结构设计和协调、传装及总装装配的各环节中,使发动机总体结构尺寸如转、静子轴向间隙等更加合理可靠,避免发生干涉等问题。     

逆波兰式优化算法在航空发动机测试系统中的应用

为了适应新一代航空发动机测试系统的发展要求,提高测试系统对计算参数的处理能力,结合航空发动机测试系统的自身特点,将逆波兰式算法应用到测试系统的参数计算中,并对逆波兰式算法进行改进和优化。结果表明:逆波兰式算法可提高发动机测试系统代码的可移植性与重复性,优化后的逆波兰式算法可提高测试系统的容错性、计算结果准确性,从计算程序的运行时间来看,优化后的算法较未优化算法的计算效率提高20%~40%。     

航空发动机低温壳体设计需求分析与指标确定策略

航空发动机的低温壳体在使用时需要满足相应的强度、刚度指标及质量要求。对发动机低温壳体在不同应用环境下进行定量需求分析以明确设计目标。通过QFD质量功能展开工具逐层分解客户需求、定位功能和物理参数,分析功能的重要性。通过模糊数学中的最大隶属度模糊评价原理,分析多种方案的适应性,得出定量分析结果,避免以往依靠经验和类比的不确定性。对优选的概念方案进行风险分析,识别重点失效模式并采取预防措施,获得设计关注的技术指标。实例分析结果表明:采取多种数理分析方法和实用工具对需求分析、方案决策、风险预估3个方面进行的方法研究和设计实践,有利于提高低温壳体的方案设计方法的科学性,具有一定的参考价值。