航空发动机后向RCS统计特性分析方法

为解决采用传统固定带宽核密度估计方法分析雷达散射截面（RCS）统计特性时精度低的问题,设计了K最近邻法计算Epanechnikov核密度估计的动态窗宽。以每个相邻样本的欧氏距离判断样本局部密度,通过样本点与最近邻的距离来调整核函数的窗宽以完成核密度估计,并将其用于发动机后向RCS的统计特性分析。采用改进的Epanechnikov核密度估计与传统核密度估计,对服从固定分布的4种RCS随机样本点的累积概率密度函数进行拟合,以验证算法的精度。结果表明：改进的Epanechnikov核密度估计的均方根误差比传统核密度估计的分别减小31.2%、38.8%、38.1%、31.9%。结合第2代RCS统计特性分析模型,以Kolmogorov-Smirnov拟合精度检验为拟合指标,应用改进的Epanechnikov核密度估计计算发动机后向RCS的统计特性并对其规律进行分析可知,对数正态分布更符合C波段和X波段的HH和VV极化的统计特性分布;卡方分布更符合C波段以及Ku波段的HV和VH极化;威布尔分布更符合X波段的HV、VH极化以及Ku波段的HH、VV极化。     

航空发动机转子径向振动测试技术研究

建立了航空发动机转子径向振动模型,研制了一套专门用于航空发动机转子径向振动测量的测试系统。通过获取转子叶片叶尖间隙、叶片到达时间的信息,采用离散周期信号频谱分析方法,获得发动机压气机转子径向振动数据。结果表明,随着转速的升高,转子径向振动的幅值、频率及相位角度均增大。该结果对发动机的结构设计起指导作用,为转子径向振动主动抑制技术研究提供了基础数据。     

航空发动机试车台噪声环境测试研究

航空发动机试车台噪声控制是试车台设计的关键技术之一,如何针对现有典型试车台开展噪声环境测试和评估,是航空发动机试车台噪声环境研究的一项重要内容,是设计和评估高品质试车台的重要技术手段。在我国典型试车台上,针对大涵道比涡扇发动机开展噪声测试和综合分析,分别完成了发动机噪声源特性分析、进排气塔消声和隔声分析、周围环境噪声分析等,并对试车台降噪设计关键问题进行了探讨,对今后试车台的降噪设计具有重要借鉴意义。     

航空发动机转子叶尖间隙及同心度变化规律研究

航空发动机转子叶尖间隙及同心度是影响发动机性能和安全的重要参数。组建了一套电容法测试系统,并成功用于发动机风扇转子叶尖间隙及同心度测量。通过分析测量数据,得到了发动机风扇转子叶尖间隙及同心度随转速和时间的变化规律。结果表明:慢车以下状态时,转速升高,转子叶尖间隙减小,转子向下偏移;慢车以上状态时,转速升高,转子叶尖间隙减小,转子向上偏移;最大状态时,部分测点存在较大叶尖间隙,同心度均不为零。     

涡扇发动机主轴承试验器考核试验方法

针对涡扇发动机主轴承试验器考核试验，从验证轴承的自身质量和轴承与发动机工况适应性的角度出发，以GJB 7268- 2011为指导，提出了一种基于发动机常规工况和极限工况的轴承试验器考核方法。该方法在传统试验基础上，对常规试验项目的 试验程序进行了细化，增设了短时多频次滑油中断试验、超温试验、超转试验、陀螺力矩试验及不对中试验等项目，提供了各试验 程序的编制要点和示例，并在涡扇发动机主轴承研制过程中对该方法进行了应用，结果表明：试验轴承通过了全部试验项目考核， 且成功装配发动机通过了持久试车验证。该试验方法可以基本覆盖该型涡扇发动机的使用工况边界，达到了在发动机整机装配 前考核主轴承工况适应性的目的，对涡扇发动机主轴承试验器考核的发展具有重要的工程指导意义。     

基于流体网络拓扑的航空发动机及燃气轮机整机性能建模方法

为了快速、灵活、自由地搭建航空发动机及燃气轮机不同构型整机性能仿真模型，提出了一种基于流体网络拓扑的发动 机整机性能仿真模型方案。从发动机部件及整机性能模型建模基本原理出发，在现有面向对象的部件性能建模及通用仿真系统 总体框架基础上，采用迭代变量和平衡方程组与发动机部件模型和部件模型计算顺序相关联技术，建立了适用于不同航空发动机和 燃气轮机类型的稳态性能仿真模型，并将该模型计算结果与成熟的商用仿真软件计算结果进行了对比分析。结果表明：该方案、模 型可以实现发动机计算模型/拓扑自动构建，以及迭代变量与平衡方程组自动构建，提高了仿真系统的适用性。     

航空发动机测试数据准确度和可靠性保证

测试数据质量对航空发动机试验至关重要。为了保证航空发动机测试数据准确可靠，需要深入研究测试数据准确可靠 的各种影响因素及其保证方法。通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究，结合实际工作经验总结，构 建了保证航空发动机测试数据准确可靠的技术框架。简要描述了测量过程设计的基本流程和准则，强调了完整的测量要求和清 晰的测量过程定义的重要性，重点通过实例描述了测量影响因素分析以及不确定度评定技术在航空发动机试验测试中的应用，探 讨了测量风险分析、可靠性技术及其在符合性测试中的应用，并提出了保证航空发动机测试数据准确可靠的主要方法。为相关专 业人员在保证航空发动机测试数据准确可靠的方法论和实际操作层面提供参考。     

燃烧室燃烧与排放特性试验与数值计算

为了探寻燃烧室进口空气温度、压力以及油气比对点熄火边界、温升、燃烧效率以及主要排放物摩尔分数的影响规律， 对航空发动机燃烧室在多工况下的点熄火特性、出口温度分布与主要排放物摩尔分数进行了试验测试。分别采用正癸烷的简化 反应机理与C 12 H 23 燃料的单步反应机理，对该燃烧室火焰筒内流场结构、温度场、中间组分与主要排放物摩尔分数分布特性进行了 数值计算，并与相应试验数据进行了对比分析。结果表明：随着燃烧室进口空气温度、压力以及油气比的提高，燃烧室燃烧效率、 温升、出口平均温度与NO X 摩尔分数逐渐提高，而UHC与CO摩尔分数逐渐降低；与采用C 12 H 23 燃料单步反应机理相比，采用正癸 烷的简化反应机理计算得到的火焰筒内流场与温度场分布更为合理，火焰筒出口温度场分布以及主要排放物摩尔分数与相应试 验数据更为接近，计算精度得到较大提高。     

碰摩故障模拟试验器设计

为开展航空发动机整机振动抑制技术研究与验证,在避免反复分解装配的情况下,准确分析振动故障产生的原因和机 理,设计了碰摩故障模拟试验器。对试验器结构进行了详细设计,对关键部件进行了强度校核,并描述了具体试验步骤。通过安 装在对开机匣上的径向、轴向自动进给碰摩模块及自动横向位移模块模拟发动机在高速运转情况下出现的转静子碰摩故障;通过 更换径向、轴向碰摩块模拟发动机的各种典型碰摩故障以及不同材料之间的碰摩工况。利用振动传感器检测转轴振动响应信号, 利用测试分析系统分析响应信号,研究碰摩进给量、碰摩结构、碰摩材料、碰摩位置与振动特性的关系,归纳出碰摩故障典型特征 和识别方法。     

航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇 叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了 试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术 要求。结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆 破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件 下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。