单发直升机空中起动试飞技术研究

单发直升机空中起动飞行试验是风险很高且意义重大的试飞科目。结合某涡轴发动机的性能鉴定试飞，开展了单发直升机空中起动试飞技术研究。通过分析空中起动试飞的风险点，设计了一套包含前置科目在内的单发直升机空中起动试飞方案，并基于试飞数据，验证了该方案的合理性与有效性。同时以试飞员这一独特视角，总结了试飞中的经验和关注的重点，可为飞行试验从业人员和试飞员提供参考。     

涡扇发动机起动机辅助空中起动方案设计和试验

研究和设计了涡扇发动机起动机辅助空中起动方案,进行了起动机辅助空中起动的地面试验、高空台试验和飞行验证试验.试验结果表明:起动机辅助空中起动能扩大涡扇发动机的空中起动包线,能提高飞机空中停车后进行空中起动的可靠性,保证飞机的安全飞行.      

基于适航标准的民用涡扇发动机空中起动飞行试验

为了准确评估民用涡扇发动机空中起动试验性能与适航标准体系的符合性,在分析、解读中国民用航空局运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局咨询通告的基础上,制定了民用涡扇发动机空中起动飞行试验方案,以ARJ21-700型支线飞机配装的CF34-10A涡扇发动机合格审定试飞为平台,国内首次进行了相关试飞技术研究及飞行试验。试验结果表明：该空中起动飞行试验方案合理可行,能够完整、全面地验证民用涡扇发动机对适航标准体系的符合性。发动机最高起动边界为22500ft,起动高度指标设计合理,起动功能正常、可靠,满足适航标准要求。飞机待机状态双发失效后至起动成功高度损失为1457 ft,远小于适航标准规定的5000 ft指标。项目形成的试飞方案及积累的试飞经验为后续C919,C929等民用客机及其配装发动机的适航审定提供直接技术支持。     

涡扇发动机惯性起动试飞方法研究

在试飞阶段,发动机空中意外停车情况很难遇到,即使遇到通常也无法复现,无法达到充分验证惯性起动功能的目的。在对某型涡扇发动机惯性起动功能工作原理进行充分研究的基础上,提出一套完整的改装方法、改装后地面惯性起动检查方法和惯性起动试飞操作程序。试飞结果表明,该方法能有效解决该型发动机的惯性起动试飞问题。本研究对其它型号发动机惯性起动试飞具有重要的参考价值。     

某型飞机空中停车原因分析

某型飞机在科研试飞和批生产"升限"科目试飞中,先后出现了空中停车现象,严重地威胁着飞机的飞行安全和飞行员的生命安全.根据飞机参数记录仪采集的大量数据、飞机发动机地面工作检查和飞机发动机地面试车台架录取参数等进行综合分析判断,得出初步理论性结论,制定出相应的措施,并在三架某型飞机上进行了四架次的验证试飞.飞行结果表明,飞机发动机工作稳定,说明空中停车原因清晰、结论正确,所采取的措施行之有效,同时建议在后续的"升限"科目试飞中采用此方案.     

Z11型直升机发动机空中起动试飞技术研究

从试飞员角度阐述了进行发动机空中起动试飞的目的以及对相关飞行品质规范的理解。根据Z11型直升机发动机空中起动试飞的记录数据和试飞结果以及试飞中试飞员的经验，讨论了进行该试验的试验条件选取、试验程序、驾驶技术要点以及相关性注意事项。所得结论可供Z11型直升机驾驶员使用，并可供同类机型进行相关试验参考。     

某型涡轴发动机空中起动故障分析

本文对某型全数控系统控制的涡轴发动机在飞行试验中出现的空中起动超温、起动失败的原因进行了分析,并提出了一些改进建议,为发动机数控系统的完善提供了参考.     

航空发动机使用试飞与评估方法

正航空发动机的飞行试验作为其研制链条上的关键一环,美国已在真实或接近真实作战环境下评估发动机的作战效能和适用性,并已形成成熟的作战试验与鉴定试飞模式;俄罗斯也开展了发动机作战使用试验。我国的航空发动机飞行试验,仍以验证和考核研制总要求、型号规范规定的技术指标为主,与作战使用存在一定差异,未能充分验证和考核贴近实战环境下的发动机使用能力,导致在部队试验和使用阶段暴露出诸     

无人机发动机空中停车故障机理研究

针对某型现役无人机活塞发动机飞行中出现的空中意外停车故障,从发动机停车控制原理出发分析其故障机理,构建发动机空中意外停车故障树,并用实例予以验证,为无人机发动机故障的空中应急处置和事后维修提供可行性建议。     

某涡喷发动机通加改进方案高空模拟试验研究

介绍了某涡喷发动机在CS－01高空台做接通加力改进方案高空模拟试验研究的情况,经高空台试验调整后,发动机三种空中中间状态以及三种空中慢车状态全部都能接通加力,并且火焰稳定,发动机工作正常,为装备该发动机的飞机进行空中试飞,接通加力,提供了依据和安全保障。     

发动机空中起动包线扩展试飞组织与实施

适航条款要求装配两台发动机的飞机,在单发失效后在一定的高度、速度和发动机状态下具备重新起动的能力。为表明对适航条款的符合性,飞机主制造商必须开展发动机空中起动包线扩展试飞(简称空起扩包试飞)试验。而发动机空起扩包试飞是一项风险高、难度大,影响因素众多而复杂的试飞任务。以某型飞机的空起扩包试飞为参考,从试飞科目分析、试飞准备、试飞组织与实施、试飞试验结果等方面总结了相关试飞经验,分析了试飞员、指挥员、试飞工程师、课题和设计人员在空地决策机制方面的专业知识和角色定位。及时把握飞机的状态,并判读试验点的有效性,是试验高效和安全开展的有力保障。该空起扩包试飞的成功组织与实施为后续试飞活动及未来其他型号的类似试验奠定了良好的基础,提供了一定的技术储备。     

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。     

涡扇发动机空气流量测量飞行试验

以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建了发动机空气流量测量试验系统,进行了各种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的空气流量测量试验研究.通过对试验数据的分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机空气流量测量结果的影响规律,验证了一种简化流量测量方法的可行性和结果的准确性.获得了空气流量测量、计算方面的若干重要结论,为后续型号流量测量和计算提供了工程参考依据.应用试验数据对三维数值计算模型进行修正,并计算了相应工况下的空气流量,计算数据和试验数据进行比较,发现吻合良好,误差较小.      

1项扩大涡扇发动机空中起动包线的有效措施——浅论航空发动机起动机辅助空中起动

在分析国外相关研究工作发展和应用情况的基础上,提出了以起动机辅助航空发动机空中起动来扩大涡扇发动机空中起动包线的措施;重点阐述了起动机辅助起动的地面试验、高空台试验和飞行台试验研究,试验结果表明前述措施可行,能够大大提高飞机在空中停车后进行空中起动的可靠性。     

利用飞行试验信号对发动机模型辨识的研究

 利用飞行试验信号对发动机模型辨识进行了研究。在飞行过程中,发动机将受到各种随机扰动的作用,这种扰动将引起发动机特性的变化、在这种情况下,利用与发动机特性有关的信号进行发动机数学模型辨识对发动机自适应控制和状态监控有实际的意义。飞行试验是在H=3km、v=770km/h和H=13km、v=1540km/h时进行的,利用机载信号采集与记录设备录取了试验信号。介绍了信号的平滑和滤波方法,讨论了巴特沃思滤波器的设计和参数选择。为了得到无偏估计,采用递推广义最小二乘方法进行辨识,并得到了辨识结果。     

提高WP－11发动机起动高度的研究与实施

研究了ＷＰ－１１发动机点火高度从４０００ｍ提高到８０００ｍ的某些问题。详细讨论了点火高度的理论基础，并为ＷＰ－１１研制了一种可用的空中补氧点火装置，扩大了ＷＰ－１１发动机的使用范围。带着空中补氧点火装置的ＷＰ－１１发动机成功完成了高空舱试验和Ｙ－８飞机带飞实验。     

提高WP－11发动机起动高度的研究与实施

研究了ＷＰ－１１发动机点火高度从４０００米提高到８０００米的某些问题，详细讨论了点火高度的理论基础，并为ＷＰ－１１研制了一种可用的空中补氧点火装置，扩大了ＷＰ－１１发动机的使用范围。带着空中补氧点火装置的ＷＰ－１１发动机成功完成了高空舱试验和Ｙ－８飞机带飞实验。     

发动机进口附面层测量试验与数值模拟

以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建发动机附面层测量试验系统,进行了多种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的附面层测量试验。通过试验数据分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机进口附面层厚度的影响。建立三维数值模型,计算了相应工况下的附面层特性,计算数据与试验数据吻合良好。研究结果表明:随着发动机状态的增大,进气道出口的附面层物理厚度增大、附面层位移厚度减小,附面层对空气流通能力的影响降低。     

涡轴发动机转速信号故障对策研究及试车验证

以某型涡轴发动机为对象, 对转速传感器失效状态下全权限数字电子控制系统(FADEC)采取的控制对策进行研究.确定了某型涡轴发动机的容错控制规律.试验在台架条件下进行, 采用“故障模拟杆”方法, 对发动机容错控制进行研究.试验结果表明, 所采用的故障对策和验证方法实施方便, 容错控制能够有效维持发动机的功率输出.验证试验为双发装机匹配提供了有益的经验, 对其它型式的发动机亦具有参考价值.      

An adaptive turbo-shaft engine modeling method based on PS and MRR-LSSVR algorithms

In order to establish an adaptive turbo-shaft engine model with high accuracy, a new modeling method based on parameter selection (PS) algorithm and multi-input multi-output recursive reduced least square support vector regression (MRR-LSSVR) machine is proposed. Firstly, the PS algorithm is designed to choose the most reasonable inputs of the adaptive module. During this process, a wrapper criterion based on least square support vector regression (LSSVR) machine is adopted, which can not only reduce computational complexity but also enhance generalization performance. Secondly, with the input variables determined by the PS algorithm, a mapping model of engine parameter estimation is trained off-line using MRR-LSSVR, which has a satisfying accuracy within 5&. Finally, based on a numerical simulation platform of an integrated helicopter/ turbo-shaft engine system, an adaptive turbo-shaft engine model is developed and tested in a certain flight envelope. Under the condition of single or multiple engine components being degraded, many simulation experiments are carried out, and the simulation results show the effectiveness and validity of the proposed adaptive modeling method.