航空发动机虚拟自学习控制方法研究

随着人工智能技术的发展，智能航空发动机逐渐成为当今航空领域研究的热点。传统的航空发动机控制对发动机模型的依赖性过强，而基于发动机气热动力学公式的机理建模会引入较大的建模误差，给控制器设计带来困难。对此，提出一种基于强化学习的航空发动机控制虚拟自学习方法，首先利用航空发动机的试验数据通过LSTM 神经网络建立虚拟学习环境，然后采用深度强化学习TD3 算法，在虚拟环境中训练智能控制器，最后采用JT9D 发动机模型验证智能控制器的性能。结果表明：相比于传统PID 控制，智能控制器产生的超调量更小，调节时间更短。     

模型实时驱动的航空发动机沉浸式虚拟运行系统

为实现多学科信息的融合与沉浸式表达,针对当前虚拟现实技术在航空发动机领域的应用存在多学科信息综合表达不 足、仿真实时性低等问题,开发了一种跨学科异构模型集成仿真的航空发动机沉浸式虚拟运行系统。在信息融合与实时交互方 面,研究航空发动机气动热力性能实时仿真、实时控制、参数化结构建模与仿真、数据实时共享与多学科联合仿真集成等技术,实 现了模型实时驱动的航空发动机虚拟运行功能;在数据可视化及3维渲染方面,研究结构数据轻量化处理技术、实时渲染优化技 术,对温度、压力等流场数据进行实时映射,实现了逼真、流畅的沉浸式实时渲染效果。基于上述研究工作,在中国首次开发了1 套由模型实时驱动、跨学科数据集成的航空发动机沉浸式虚拟运行系统,结果表明：该系统实现了发动机结构、系统和性能模型数 据的关联与交互。相关技术和成果可用于协同设计、沉浸式评审、虚拟培训等场景,为未来实现数字孪生、虚实融合的数字发动机 研发提供关键技术支撑和参考。     

维修动态

正海特高新获"先进航空发动机控制技术四川省重点实验室"授牌5月7日,四川省科技厅为海特高新"先进航空发动机控制技术四川省重点实验室"授牌,该实验室是四川省布局建设的首个航空发动机控制技术领域的省级重点实验室。布局建设先进航空发动机控制技术四川省重点实验室对于增强我国航空装备关键技术自主可控能力,提升航空发动机控制技术的研究水平,支撑四川省的航空与燃机高端成长型产业快速发展,具有重要的战略意义和现实意义。     

航空发动机技术成熟度评价方法研究

技术成熟度评价是控制新型航空发动机研制中技术风险的有效途径,在国外航空发动机研制、技术发展中得到广泛应用。本文介绍了美国国防部成熟度评价方法和国外航空发动机技术成熟度评价的现状,提出了开展航空发动机技术成熟度评价的设想和初步的评价方法,并以虚拟的高压压气机技术验证项目为例进行了技术成熟度模拟评价。     

航空发动机动力传输航空科技重点实验室

航空发动机动力传输航空科技重点实验室是以中航工业沈阳发动机设计研究所为依托,以该所第五研究室为主体,吸收有关厂所和院校的力量,主要从事航空发动机主轴轴承．密封、传动及润滑系统的基础研究工程设计及试验。该实验室成立于1999年,是我国航空发动机厂所本专业领域中唯一的重点实验室。     

航空发动机部件虚拟装配及数字化检测技术

虚拟装配与数字化检测技术是航空发动机制造中的先进技术,应用在发动机部件装配及检测中能起到事半功倍的作用。为满足某航空发动机新型喷管的研制需要,以新型喷管为载体,进行了虚拟装配及数字化检测技术研究。结果表明,虚拟装配技术的运用,避免了不必要的返工和浪费,能缩短装配周期,节省研制成本,加快研制进度;而数字化检测技术的运用,使装配质量有了大幅提升,使发动机可靠性得到保障。     

航空发动机高空模拟航空科技重点实验室

航空发动机高空模拟航空科技重点实验室于1997年1月正式运行,以中航工业燃气涡轮研究院为依托,主要从事航空发动机高空模拟试验技术研究。十五年来,重点实验室在三十多项关键试验技术上实现突破,逐渐形成了一套规范的试验程序、试验方法、数据处理方法、试验结果评定方法等,解决了三十多种机型、上百台次发动机高空模拟试验的技术难题,为我国航空发动机研制提供了高空模拟试验和测试平台。     

成为飞机心脏的顶级服务者

<正>成都航利(集团)实业有限公司,是军民融合型高新技术企业,主营业务涉及航空发动机维修、航空产品制造和航空检测系统研制等领域。是"国家级高新技术企业""国家级工程实践教育中心";拥有"国家认定企业技术中心""国家校准检测实验室""四川省院士工作站";国内首家将金属3D打印技术工程化应用于航空发动机涡轮叶片等关键零部件再制造,是地方政府建设的"中国3D航空小镇""成都市增材制造(3D打印)产业创新联盟"     

航空动力基础先行——访航空发动机气动热力国防科技重点实验室主任陶智教授

要治愈我国航空工业的"心脏病",需要突破很多关键技术,而气动热力学正是其中的核心学科。近日,本刊记者专访了我国航空发动机领域唯一的国防科技重点实验室——航空发动机气动热力实验室,实验室主任陶智教授讲述了实验室成立15年以来,以基础研究为引导,带动发动机关键技术突破的情况。     

航空发动机多状态寿命控制策略与仿真研究

航空发动机寿命控制是航空装备维修保障工作的重要内容，针对当前航空发动机状态寿命多、使用控制策略单一、状态寿命消耗浪费严重等问题，利用多目标决策模型，分别考虑多种状态寿命消耗约束，提出基于航空发动机多状态寿命的控制策略；在利用Simio 3D 构建发动机使用流程仿真模型的基础上，将所提寿命控制策略进行注入，验证所提策略的合理性和可行性。研究结果能够为航空装备使用单位和维修人员制定发动机寿命控制策略提供技术支持和方法参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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