用非定常机动飞行试验方法测定喷气式飞机的推力和阻力

测量飞机定常或非常飞行的性能或升阻特性时,为了能精确地测定发动机推力,需要由发动机高空试验设备预先获得数据。文中指出,在测量飞机阻特性的同时进行发动机总推力、质量流量测试深头的空中校准,可以不需要预先获得校准资料。文中提供了带静压尾锥的七号喷气式试验机,在1000－3000ft的额定飞行高度上9次非定常机动飞行试验得出的结果。除了升阻特性、发动机总推力和质量流量这些校准因子外,还能从测量结果中导出象水平飞行剩余推力和操稳性能那样的特性。由于用于本飞行试验的飞机的特殊性,对于本飞行试验的结果（特别是总推力和质量流量测量探头在飞行中校准的）有效性,只局限于发动机直线布局和刚性飞机的范围。     

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.      

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比。通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法。为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验。研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析。     

基于飞行试验数据的双转子航空发动机 加减速瞬态模型辨识

为辨识航空发动机飞行过程中加减速瞬态模型,通过对某型航空发动机慢车至中间以及中间至慢车过程的飞行试验数据进行分析整理,将发动机上述加、减速过程简化为静态参数预测过程,利用3层前向人工神经网络,建立了某型发动机加、减速瞬态过程中的发动机关键参数预测模型,对发动机参数预测模型预测结果与飞行试验记录数据进行了对比分析,同时利用额外的飞行试验数据验证了辨识模型的泛化能力.结果表明:辨识得到的发动机模型在油门杆稳定时参数预测相对误差不超过3％,在油门杆动作期间参数预测相对误差不超过5％;验证点上辨识模型参数预测误差不超过3％.证明该型发动机参数预测模型可以很好地预测发动机瞬态过程中的参数变化情况.该方法为建立发动机其他状态的加、减速过程参数变化模型奠定了基础,也能为建立全包线范围内发动机瞬态参数预测模型提供参考.     

航空发动机故障模拟监控训练系统开发

针对数控发动机故障模式多、试飞工程师培训方法欠缺的现状,在真实试验数据基础上开发发动机试验故障模拟监控训练系统,成功的应用于某型发动机飞行试验项目中。实践应用表明:新系统可以有效地培训发动机试飞工程师,提高其处置飞行试验中突发故障的能力,降低试飞风险;能快速处理试验数据,提高数据分析的效率;同时,新系统验证了实时地计算机辅助判断故障告警自动提供处置策略方案的可行性和实用价值,推荐在飞行试验地面遥测监控系统、发动机地面试车台及高空台模拟试验中使用。     

空气流量组合测量耙的研制及试验

在某型发动机进口空气流量测量中,设计了一种组合测量耙,对发动机进口空气流场和附面层压力分布同时进行测量。组合测量耙的测点分布依据飞行台被试发动机附面层特性模拟计算结果,结构形式有效减少了测量耙的数量及安装空间。试验结果表明,利用组合测量耙测量数据计算的空气流量,与被试发动机理论设计的空气流量基本一致。介绍了组合测量耙的研制过程、附面层模拟计算、测量方案布局及试验结果,并例举出附面层测量结果及空气流量计算结果。     

模糊数学在飞行试验数据处理中的应用

介绍了模糊数学在数据处理中的两类典型应用，以模糊集合思想为基础，利用布尔代数特有的性质，经广义相似计算，建立了发动机飞行任务剖面样本的隶属函数模糊矩阵；并用平方法检验该矩阵是否满足模糊等价条件，在满足时选取不同阈值进行动态聚类，在此基础上确定发动机典型任务剖面，通过对飞行试验数据预处理以及外场调查，共取得１１８个架次过载系数最大值样本，最得各种模式概率密度函数和分布函数，并应用模糊数学模式识别方法     

螺旋桨1P载荷飞行试验桨轴测试研究

采用应变法在发动机桨轴处直接测量了螺旋桨产生的1P载荷.介绍了测试方法、试验准备、载荷标定和飞行试验,通过飞行试验获得了不同飞行状态下桨轴1P载荷的分布.试飞结果表明,在功率状态接近的情况下,1P载荷与飞行姿态的关系最为密切.     

弹用涡喷发动机飞行试验启动加速性能仿真

结合导弹飞行的应用实际，利用有限的部件特性，建立了弹用涡喷发动机启动加速至巡航状态全过程的动态性能仿真模型。对仿真模型计算结果进行了分析，模型计算结果与飞行试验数据吻合较好。该模型的建立对导弹发射过程发动机性能的分析具有重要的现实意义。     

一种改进的航空发动机高空模拟试验推力测量方法

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,提出一种改进的推力测量方法。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了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。从测量不确定度评估入手,讨论了动态推力测量方法在不确定度方面的局限性,提出了基于数字滤波的稳态推力测量方法。根据两种方法的特点,采用优选算法,在发动机过渡态时输出动态推力测量结果,在发动机稳态时输出稳态推力滤波结果。在发动机高空台试验中的检验结果表明,该方法能实现推力的高精度、快速测量。     

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。     

基于蒙特卡洛的航空发动机试飞数据模型误差容限分析

将发动机实时趋势监控中的误差容限划分成两部分,一部分由发动机工作包线内的模型建模误差导致,一部分由发动机工作参数的不确定性导致。建模误差的影响采用包线内最大预测误差,由参数不确定性引起的误差采用蒙特卡洛分析确定。将不同概率分布下的测量参数作为发动机模型的输入参数,采用蒙特卡洛策略分析模型预测值的均值和标准差分布,采用3σ置信水平作为因测量不确定性引起的误差容限。选取未参与发动机模型辨识的整个飞行架次的试验数据进行验证,结果表明考虑输入参数不确定性后,模型误差带的分布更为合理。该技术可用于航空发动机飞行试验中,提前发现发动机工作中的异常现象,可提高发动机飞行试验的质量和效率。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

飞行试验数据驱动的涡扇发动机模型辨识

为实现航空发动机飞行试验实时监控,分析整理了涡扇发动机实际飞行试验数据,并以三层前向人工神经网络为基础,通过引入输出层反馈至输入层,形成该涡扇发动机的NNARX模型。对包括高压转子转速在内的11个发动机关键参数变化模型进行研究,并在额外架次全程飞行试验数据上验证和讨论辨识模型的推广能力。结果表明,辨识模型样本点上最大相对误差在5%以内,辨识模型可以应用到该型发动机的试飞实时监控中,同时也可为后续建立涡扇发动机的全包线自适应实时监控模型提供参考。     

专家系统在关系数据库中的实现及其在QAR分析中应用

飞行记录数据是判明飞行事件原因，监控飞行操纵品质、发动机性能的重要依据。文中介绍了基于关系数据库的专家数据库系统的实现方法，给出了在飞行记录数据分析中应用专家数据库系统的思路。     

高稳定性发动机控制飞行试验结果

由刘易斯研究中心出资并管理的高稳定性发动机控制（HISTEC）计划的目的,是发展和飞行验证一种先进的高稳定性一体化发动机控制系统。这种系统是用实时测量方式来预估进行道压力畸变,以增强发动机的稳定性。飞行验证的在德赖登飞行试验研究中心的一体化先进控制技术研究机（ACTIVE）F15上进行。飞行试验的构型研究目标的详情以及为达到这些目标而运用的飞行试验矩阵将在本文中阐述。飞行试验结果表明,这套设计方法可以精确地估计畸变并能对发动机调节进行实时控制。     

航空发动机疲劳损伤当量累积法

以发动机每次工作中转速变化造成的最大疲劳损伤为当量损伤特征值 ,从飞行参数数据中提取发动机转速变换循环进行当量损伤转换、合并 ,提出了疲劳损伤当量累积法 ,并对某型发动机的飞行实测数据进行了初步验证分析     

飞行试验数据的相容性检验和数据重建

本文采用飞行器六自由度运动方程组,建立了飞行试验数据相容性检验的数学模型.应用最大似然估计求得测量数据的系统误差并进行数据重建。利用计入测量噪音的六自由度动力学方程组的仿真数据检查了方法的可行性和程序的正确性,最后处理各种飞行器的飞行试验数据,得到了满意的结果.     

涡扇发动机加速过程转速预测模型

以某型涡扇发动机为研究对象,深入研究了不同条件下加速瞬态过程的飞行试验数据,通过分析转速的变化特性,建立了该型发动机加速瞬态过程的转速预测模型,同时结合飞行试验数据对发动机预测模型进行了验证,结果表明预测模型计算与飞行试验数据吻合度较高,可用于该型发动机加速瞬态过程的转速预测。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。