蒸汽吸入对压气机气动稳定性影响试验和数值研究

研究蒸汽吸入和旋流畸变对压气机气动稳定性的影响,以某两级低速轴流压气机为试验研究对象,建立压气机蒸汽吸入和旋流畸变试验台。试验结果表明:压气机吸入蒸汽引起入口总压和总温畸变,转速增加,总压畸变强度增大,总温畸变强度减小。蒸汽吸入导致总压比和稳定裕度降低,当压气机转速为600 r/min和800 r/min时,稳定裕度分别降低15%和63%。蒸汽吸入和反向整体涡旋流畸变两者共同作用下稳定裕度下降更为显著,当转速为600 r/min和800 r/min时,稳定裕度分别降低630%和1264%。对试验压气机进行蒸汽吸入数值模拟研究,结果表明:压气机转速为600 r/min和800 r/min时,稳定裕度分别降低321%和812%。     

涡扇发动机最小红外特征模式性能寻优控制研究

为抑制涡扇发动机排气系统的红外特征,提出一种基于红外预测模型的最小红外特征模式性能寻优控制。首先,建立一种排气系统正后向红外辐射强度简化预测模型,该预测方法考虑了排气系统内高温部件和尾喷流的红外辐射,以及尾喷流对高温部件红外辐射的吸收作用,具有可信的仿真精度;其次,基于涡扇发动机部件级实时仿真模型,增加了从外涵引气冷却中心锥和尾喷管扩张段内壁的冷却结构和红外预测模块;最后,基于该模型探索了最小红外特征模式的优化原理,并选用可行序列二次规划(FSQP)算法,通过控制高温壁面冷却气的流量,主燃烧室的燃油量以及尾喷管喉道面积,对两个亚声速巡航状态的工作点进行实时优化。仿真结果表明:在满足发动机推力恒定以及其他约束条件的前提下,发动机通过最小红外特征模式性能寻优控制,其排气系统后向红外辐射下降了30%以上,红外抑制效果显著。     

基于二阶鲁棒滑模观测器的民用涡扇发动机气路故障诊断

针对状态估计器在航空发动机气路参数估计中响应迟缓、鲁棒性不强等问题,以未知输入重构的思路,提出了一种基于Super-twisting滑模观测器的航空发动机气路故障诊断方法。通过将健康参数考虑为未知输入,设计滑模切换项重构健康参数的变化量,由于避免了状态估计器设计中健康参数导数为零的假设,本文的方法在处理突变故障时拥有更快的响应速度。针对鲁棒性问题,提出了一种新的故障向量增广形式,通过将扰动项增广至健康参数向量中,观测器的重构信号能够同时估计出健康参数变化量以及扰动项的大小,实现扰动与部件故障的解耦,从而避免了不确定项对健康参数估计结果的影响。本文建立了民用涡扇发动机包线范围内的线性变参数模型,通过不同故障模式下的数值仿真,并与状态估计器比较,验证了方法的有效性。结果表明,设计的滑模观测器具有小于0.5%的估计误差,有效地提高了气路健康参数的估计速度,增强了对不确定性的鲁棒性。     

进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响

基于平行压气机原理,建立了进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性影响的理论模型和计算分析方法,评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响,获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组.结果表明：总压畸变在风扇中衰减幅度最大,发动机在高转速下运行达到临界总压畸变值时,风扇率先失稳,在低转速下运行时为增压级率先失稳;总温畸变在高压压气机中衰减幅度最大,发动机在高转速运行达到临界总温畸变值时,高压压气机率先失稳,在低转速运行时为增压级率先失稳.     

涡轮叶片前缘气膜冷却换热实验

针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为45°的叶片压力损失系数最小,气膜孔倾角为75°的叶片压力损失系数最大;主流雷诺数增大,绝热冷却效率下降,压力损失系数增加;吹风比增大到1.32时,绝热冷却效率达到最大,吹风比再增大绝热冷却效率反而下降.      

一种适用于FADEC系统的宽输入范围AC/DC变换器

针对航空发动机全权限数字电子控制(FADEC)系统专用发电机的输出特性,提出一种电流回馈型恒流变频AC/DC(交流/直流)变换技术,以适应专用发电机的宽输出范围,满足FADEC系统的供电需求.给出了该技术的控制策略、拓扑结构、工作原理、过压故障检测及保护设计方法.试验结果表明:该变换器工作稳定,在-55~125℃全温范围内,满足国家军用标准飞机供电特性(GJB181A)对电源的相关规定.研究成果已成功应用于某型航空发动机数字控制系统中,并通过了台架试车和飞行平台试验.      

无掺混孔三级旋流器燃烧室燃烧性能试验

对无掺混孔三级旋流器燃烧室进行了不同进口空气速度和油气比下的热态试验研究,研究结果表明:随着进口空气速度的增加,点火油气比从0.0115增大到0.0174,贫油熄火油气比大多在0.005以下且变化不大;同一油气比下,进口空气速度越低,燃烧效率越高;各工况下的燃烧效率均在0.895以上,大状态点的出口温度分布系数均在0.1左右;综合考虑各燃烧性能,试验结果验证了对于高油气比燃烧室而言取消掺混孔的可行性和所提出的几个技术创新的可行性.      

基于TTP/C总线的开放式DEEC设计及PIL仿真验证

基于自主设计的TTP/C(时间触发协议)总线控制器,提出了开放式DEEC(发动机数字式电子控制器)的冗余架构,将其划分为输入、核心计算及输出3种智能节点,并制定了各个智能节点的任务调度规划图.设计了基于DSP(digital signal processor)+FPGA(field-programmable gate array)的智能节点硬件平台,在此基础上完成各智能节点的软件设计.最后构建了开放式DEEC的PIL(process in the loop)仿真测试平台,以发动机模型为控制对象,展开了状态调节试验和总线故障注入试验.试验结果证明该开放式DEEC是可行的,并具有良好的重构特性.      

基于QPSO粒子滤波的航空发动机突变故障诊断

针对标准粒子滤波算法对突变故障诊断迟缓的问题,提出了量子行为粒子群优化(Quantum-behaved particle swarm optimization,QPSO)的粒子滤波算法。该算法引入权值偏差系数的概念,当权值偏差系数超出设置的阈值时,认为系统发生故障,并结合最新的观测值,将量子行为粒子群优化算法融入到粒子的采样过程中,驱使粒子向高似然区域移动,提高粒子群对突变故障的估计性能。仿真结果表明,与标准粒子滤波算法相比,量子行为粒子群优化的粒子滤波算法显著提高了对突变故障的反应速度。     

预处理特征型边界条件及其回流处理技术

通过特征型预处理Euler方程推导出预处理特征型的边界条件处理方法,并发展了预处理的回流处理技术,增强计算的鲁棒性和精度。通过特征型预处理Euler方程的特征关系得到边界条件处理方法;在亚声速速入口和出口边界,根据其特征方程确定回流边界处理方法。通过数值模拟发现:带回流的特征型边界处理方法比Turkel方法收敛快1.5倍以上,而计算精度与SIMPLE方法相当;在出口带有回流的计算中,其压力误差比Fluent降低68.3%。由此可知带有同流处理的特征型边界处理方法具有较高的鲁棒性和精度,在实际的工程计算中有一定的应用价值。