航空发动机砂尘吸入物静电监测仿真实验

提出了航空发动机砂尘吸入物静电监测的仿真实验方法,实验以软件ANSYS电磁场分析模块建立有限元模型为基础,模拟不同粒径、荷质比、运动速度及质量浓度情况下砂尘吸入物的静电感应信号,并分别从时域与频域对感应电荷与电压信号进行分析,研究砂尘吸入物的粒径及其他宏观参数与静电监测信号之间的关系,建立用以表征砂尘颗粒粒径大小的特征指标。基于IDMS(进气监测系统)感应电压信号功率谱密度分布建立了特征向量,并以其曼哈顿距离与欧氏距离作为特征指标表征砂尘颗粒粒径大小。经仿真实验验证:特征指标与砂尘粒径呈正相关,且不受砂尘吸入物运动速度及荷质比变化的影响,但受砂尘吸入物质量浓度影响。进一步研究将利用质量浓度对特征指标进行修正,并开展验证实验。      

考虑预测与健康管理的民机维修成本效益仿真评估方法

航空维修是飞机运营支持的重要工作之一，是航空公司保障安全飞行和控制运营成本的关键途径。目前应用实时故障预测与健康管理（Prognostic and health management，PHM）于航空维修领域还处于研究阶段，缺少工程实践数据和案例。针对缺乏应用PHM技术的飞机维修相关验证与评估数据的问题，本文基于PHM的维修模式概念，建立PHM维修模式下的计划维修优化、非计划维修可控和PHM错误影响分析模型。借助计算机仿真技术，由不同的系统PHM性能参数输入，根据所建立的模型进行实施PHM前后的维修工时、维修成本和非计划维修事件数的仿真模拟计算，验证与评估基于PHM的维修模式在减少维修工时、节约维修成本和控制非计划维修事件方面的优势。选取空调系统作为验证评估对象进行了大量的仿真试验分析，在单一系统的理想状态下（即性能参数设置为最佳），基于PHM的维修模式相比于传统的预防性维修可以减少56%的维修工时，节约60%的维修成本，并且避免了88%的非计划维修事件。     

航空发动机尾气静电信号基线模型分析及应用

开展了基于尾气静电信号的航空发动机气路监控技术的应用研究,把尾气静电监测信号EGEMS作为一种新的气路状态参数并建立其基线模型,通过监控尾气静电信号RMS(root mean square)值的偏差值实现对气路部件的实时监控.首先从尾气静电监测的角度总结了尾气碳烟颗粒物的排放特性,分析了尾气静电信号的基线成分、主要影响因素及典型故障静电信号特征,在此基础上分别提出了基于燃油流量单参数的尾气静电信号基线模型(参数化模型)和基于多元状态估计技术的多参数基线模型(非参数化模型)挖掘技术.通过对某型涡轴发动机尾气静电信号的分析表明:所建立的基线模型能够准确反映发动机不同工况下的尾气静电信号的基本特征,有效地监测到气路的异常状态,验证了所提方法的可行性和有效性.      

基于IDMS的航空发动机砂尘吸入物定量监测

针对航空发动机砂尘吸入物定量监测的问题,提出了基于进气监测系统(IDMS)的砂尘吸入物质量浓度监测及总量估算方法。借助ANSYS电磁场仿真软件建立了IDMS系统有限元模型,实现对发动机实际工况下的砂尘吸入物的静电场模拟,研究确定砂尘吸入物质量浓度、荷质比等宏观参数与IDMS监测信号的关系。研究发现所建立的IDMS有限元模型获得的传感器特性与前期试验获得的结论一致,静电信号随吸入颗粒物浓度的变化与试验中实测信号的变化趋势一致,为基于IDMS信号的砂尘吸入物定量监测和评估提供理论依据。仿真试验表明,荷质比一定的情况下IDMS感应电荷量与砂尘浓度呈线性增长关系,通过IDMS感应电荷信号可实时监测发动机砂尘吸入物质量浓度,并可进一步累积估算一段时间内砂尘吸入物总量,最终总量估计误差不超过4%。     

民机PHM预测维修模式在空调系统的应用

针对故障预测与健康管理（Prognostic and health management, PHM）技术在民机维修工程中的应用问题,探讨了基于PHM的预测维修模式设计,提出了考虑PHM的初始维修任务分析流程以及基于PHM的预测维修模式实施方法。以B737NG空调系统为例开展验证研究,建立了基于数据驱动的空调系统PHM模型,设计了空调系统PHM维修模式,并基于历史运行数据开展了计划维修模式与预测维修模式下维修成本对比分析。研究结果表明：基于PHM的维修模式不仅可以取消部分定期检查工作,还可以通过提前监测减少非计划的维修事件,进而降低民机系统全寿命周期维修成本。成本效益分析表明：相比传统计划维修,PHM维修可降低40%以上的成本,进一步推广应用到整机其他系统将带来更大的经济效益和安全效益。     

涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估

在进行火箭结构分析时,需要将气动载荷转换为结构载荷。使用压力插值的转换法可保证局部载荷等效,但这种方法需要结构模型外形与气动模型保持一致,而结构模型往往只保留主要承力结构,忽略整流罩等表面细节。针对这一问题,提出一种基于压力插值和力等效的流-固载荷混合转换方法。对于表面有凸起的火箭模型,可通过对比某个气动压力点与其附近的结构单元中心点到火箭轴心的距离,从而判断该气动压力点处的结构模型是否与气动模型外形一致,划分出结构模型表面一致和不一致的区域。之后对于外形一致的区域采用压力插值法,对于外形不一致区域采用力等效法。对某火箭模型的计算结果表明,载荷转换前后的合力、合力矩误差均小于3%。本方法具有适用范围广、转换过程自动化的特点,具有较好的工程应用潜力。     

新研商用航空发动机的维修性指标分配方法研究

维修性指标分配是提高维修性的基础工作之一。新研航空发动机由于缺乏相似产品数据,故障率信息不完备,无法使用成熟方法实现维修性指标分配。本文针对这一问题进行研究,确定采用基于产品维修复杂程度的综合加权分配法。通过分解相似机型拆装工艺与解读MIL-HDBK-470A标准维修时间,确定了综合加权分配法的LRU复杂度因子,解决了新研航空发动机维修性分配难以对标相似产品维修能力的问题,为提高航空发动机维修性指标分配的有效性提供了一条可行途径。     

涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估

高压涡轮(HPT)叶片是民用航空发动机的关键结构件之一，直接关系到发动机的性能、可靠性与使用寿命。提出了一种HPT叶片服役可靠性评估方法，基于服役条件下的历史工况参数，结合发动机性能模型、叶片关键点应力、温度计算模型、蠕变损伤评估模型对叶片蠕变损伤进行计算，之后考虑服役条件下的多模态数据，针对蠕变失效建立了累积损伤指数模型，融合历史协变量信息对叶片进行服役可靠性评估。仿真结果表明：采用文中定义的蠕变累积损伤指数，可充分利用发动机服役条件下的历史使用信息、状态参数及截尾失效数据，实现特定使用条件下的涡轮叶片服役可靠性评估及剩余寿命预测。相较于传统的可靠性分析方法，累积损伤指数预测模型能够基于单机服役条件提供更加可靠的评估结果，可为航空发动机运行风险评估与视情维修决策提供更好的支持。     

润滑油路静电传感器动态特性仿真与试验

针对航空发动机润滑油路磨粒在线监测的静电传感器缺少特性参数与验证方法的问题，根据静电感应基本原理和传感器结构，提出相应的特性参数指标，利用环状探极感应模型进行仿真，并设计和搭建了静电传感器试验系统平台，通过试验对润滑油路静电传感器动态特性进行分析与验证。结果表明:所提特性参数指标可有效反映静电传感器的动态特性；长径比是环状润滑油路静电传感器的重要结构参数，传感器效率随长径比的增大而增大；传感器有效视场也随探极尺寸的增大而增大；所建平台可适用于实物静电传感器动态特性的分析与试验，且具有良好的可重复性。仿真和试验结果对润滑油路静电传感器的设计与应用具有重要的指导意义。