基于健康蜕化的航空发动机传感器故障诊断(英文)

改进在线故障诊断算法使其能适应发动机健康蜕化是目前故障诊断所面临的困难,如果诊断算法没有自适应能力,在发动机健康蜕化后将失去其诊断功能。为了解决此问题,提出在线故障诊断算法,采用跟踪滤波器估计发动机的健康状况,机载模型根据跟踪滤波器的估计结果进行更新。更新后的机载模型能够与真实的发动机相匹配。这使得当发动机健康蜕化后在线故障诊断仍能保持其有效性。最后采用一组卡尔曼滤波器来对航空发动机传感器故障进行诊断与隔离。通过设计好的一组卡尔曼滤波器,能够诊断并隔离出故障。本文使用非线性发动机模型来验证此方法,仿真结果表明本文提出的在线诊断方法在发动机健康蜕化后仍能保持其有效性。     

一种基于SNM降阶技术的整体叶盘结构失谐识别方法研究

本文以谐调叶盘有限元模型解析模态和失谐系统的实验测量模态作为基础信息,提出了一种整体叶盘结构失谐识别方法。该方法基于SNM降阶技术,大大降低了识别过程的计算花费以及对基础信息的要求;采用了子矩阵型技术使得失谐参数定义更加的自由,并使得该方法具有模型修正的功能;利用最可能向量技术处理实验测量模态振型,有效的限制了测量噪声、非线性等因素对识别过程的影响。最后以一个真实叶盘结构的数值仿真分析证明了该方法的正确及有效性。     

基于支持向量机的涡扇发动机起动性能估算研究

针对不同大气条件尤其是高原和高、低温条件,及不同起动机和负载扭矩特性下涡扇发动机起动过程的数值模拟问题,给出了通用起动模型状态空间描述形式,研究了基于支持向量机的起动模型辨识和起动性能仿真方法。以某型涡扇发动机为例,给定某些条件下的起动试验数据,采用模型逐次递推的方式,估算了其它条件下的起动性能。提出的方法能够保证估算结果的准确度,适合于工程应用。     

改进整体传递矩阵法计算复杂转子系统临界转速

提出了一种基于整体传递矩阵法的改进传递矩阵法。新方法将Riccati变换及奇点消除方法应用于整体传递矩阵方程,导出了耦合单元和非耦合单元的Riccati传递矩阵计算公式。这种方法克服了传统传递矩阵法的缺点,易于开发通用计算程序。文末给出了数值算例,计算结果表明了该方法的有效性和正确性。      

挤压式磁流变液阻尼器—转子系统的振动控制试验

以小型航空发动机的转子和支承结构为设计参考,设计和制造了一种支承在挤压式磁流变液阻尼器上的单盘转子系统,并试验研究了在不同控制电流条件下系统的不平衡响应特性。试验发现,磁拉力对一阶临界转速和临界振幅的影响可以忽略;油膜反力可降低转子系统在无阻尼临界转速处的振幅,并使临界转速增加。根据这一特性,提出用开关控制能使阻尼器具有最佳的减振效果。研究表明,挤压式磁流变液阻尼器具有结构简单、控振效果明显、反馈迅速等特点,在高速柔性转子系统的振动控制中极具应用前景。      

转静态封严篦齿流场的数值分析和封严特性的试验

采用标准k-ε模型及RNGk-ε模型验证了前人的试验结果,最大误差分别为2.5%,15.9%。对4道、7道环型直通式篦齿,在转静状态下采用非结构化网格和SIMPLE算法,求解了不同转速的速度场和压力场;并试验研究了不同转速、齿数工况的封严效果,探讨了篦齿前后压比与泄漏系数的变化关系。表明转速对篦齿封严的影响不明显,变化幅度在3.6%;低压比情况下,随着压比增大,在相同泰勒数变化范围内,泄漏系数略有增大。      

瘤状冰结冰过程的数值模拟

提出了一种可考虑粗糙度影响的瘤状冰结冰过程数值模拟方法。结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,对飞机机翼在不同温度下的瘤状冰结冰过程进行了数值模拟,得到了NACA0012翼型4°攻角下结冰表面的瘤状冰冰形。通过与实验数据对比,表明该的方法是有效的。      

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真

采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了数值依据。数学模型和模块化建模与仿真方法显示出较好的有效性和通用性。      

高空舱内次流与真空度对发动机台架测量推力影响的分析

通过高空舱内冷却空气流动与高空舱内外压差对发动机测力系统作用的分析,阐明了高空舱内次流和真空度对发动机台架测量推力影响的作用机理和本质差异,并从理论上论证了次流作用和真空度作用对测量推力影响的试验确定方法。      

雷诺数对涡扇发动机性能及稳定性影响

综合了Wassell方法和经验数学模型两种雷诺数修正方法,对风扇、压气机、高低压涡轮的部件特性进行了雷诺数修正。运用修正后的部件特性分别对3种涡扇发动机进行了性能计算,定量计算出了雷诺数对涡扇发动机性能的影响程度。计算结果表明:在低空区雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响可以忽略不计;但在高空低速区,雷诺数对涡扇发动机性能和稳定性影响显著;涡轮前总温剧烈升高;推力增大3%～6%、耗油率增大8%～10%;稳定裕度下降19%～39%。因此在高空低速区航空发动机性能数值模拟必须考虑部件特性雷诺数的影响。