中心分级燃烧室慢车工况油雾场特性

为获得中心分级燃烧室慢车工况下主副级油雾场特性，采用粒子图像测速仪（PIV）对单管燃烧室不同头部方案和不同喷嘴燃油比例的油雾场进行试验测量，开发了油雾场图像后处理软件，对油雾场图像进行后处理，获得了中心分级燃烧室油雾场空间分布。慢车工况下油雾场试验结果表明：大粒径油珠在燃烧室富油头部区域呈锥形分布，同时索太尔平均直径（SMD）沿径向呈V型分布，即中间小、两侧大。燃烧室头部折流板扩张角的减小，使得燃烧室富油头部区域油珠数目集中、同时平均SMD较大。保持来流条件和油气比一定时，改变燃油比例对燃烧室雾化效果影响不大。油雾场中油珠数目最多的粒径是25μm，而体积占比最大的粒径范围是30～50μm。     

基于确定学习理论的轴流压气机系统分岔预测

针对轴流压气机系统中的分岔预测问题,基于简化的Moore-Greitzer 3阶压气机模型,分析了该系统中存在的分岔现象;利用最新发展的确定学习理论,对压气机系统随着γ参数变化出现的几种典型模态的相关系统动态进行辨识,并将所学知识保存成常值RBF神经网络以构成模式库;利用该模式库构建1组嵌入了常值RBF神经网络的动态估计器;将测试模式与估计器相比,得到1组残差,并利用动态模式识别方法的残差最小原则实现了对Pitchfork分岔的预测。     

航空发动机超转保护系统适航符合性研究

适航要求是利益相关方的需要,不能直接作为需求用于设计,如何解读适航要求并实现设计是适航符合性的重点。以民用航空发动机超转保护系统相关适航要求为基础,利用系统工程中的需求分析方法,将超转保护系统的适航要求转化分解为全寿命周期的设计需求。针对分解识别出的设计需求,提出了发动机超转保护系统的适航符合性方法,以及电子和机械超转保护系统在适航审定中的验证内容,可为民用航空发动机超转保护系统的设计、验证提供参考和借鉴。     

APU风车启动中压气机特性计算与分析

以某离心压气机为研究对象,数值计算离心压气机风车工作流动特点,分析了工作叶轮叶片受力情况、探讨了APU风车点火转速存在上限值的成因。研究表明,采用等转速特性线插值获得风车状态的流量、压比和温比的精度和置信度是可取的;后弯叶片是冲击气流吹转离心压气机的主要受力面,工作叶轮在5%设计转速(Nd)以下对外输出力矩,辅助涡轮部件提升APU转子转速;转速达15%Nd后,工作叶轮恢复对气流做功,发挥泵气增压功能,气流流量、压力得到提升;出口流量相对值随飞行条件和压气机转速变化规律有助于APU空中点火转速存在上限值的理解。     

某型涡轴发动机起动控制规律优化设计及验证

某型涡轴发动机在低温环境下由于供油流量偏低多次起动失败,为此提出了1种优化的转速速率闭环起动控制规律,并根据发动机实际使用情况设计了供油限制线。经高空台验证,结果表明:采用优化的起动控制规律提高了发动机对低温环境下流量偏差的容忍能力,可解决该型发动机低温环境下起动失败问题。     

涡喷发动机转速摆动问题分析

针对涡喷发动机转速摆动问题,在已知燃油调节器中的转速闭环控制器为比例积分控制规律的基础上,根据非线性微分方程,采用小偏差线性化方法,推导了比例系数的动态数学模型,得到了决定比例系数的关键因素。建立了燃油调节器与发动机模型的联合仿真Simulink模型,仿真分析了比例系数对转速稳定性的影响。结果表明:原设计参数在大状态时转速稳定性较差,通过减小杠杆比可提高系统稳定裕度,减小转速摆动量。根据仿真结果加工了杠杆比减小的杠杆,半物理试验表明改进后,原来有规律的正弦摆动现象消失,转速N1最大摆动量由原来±0.38%减小到±0.24%,满足不超过±0.3%的指标要求。     

航空发动机燃油热管理系统仿真及试验验证

为充分利用燃油作为热沉介质,发挥其最大效益,针对航空发动机燃油热管理系统开展了AMESim建模仿真及试验验证。结果表明,主泵出口燃油温升的仿真与试验结果误差最大为2.99℃,热回油温升的仿真与试验结果误差最大为6.81℃。发动机典型状态点下,燃油热管理系统热回油温度和喷嘴前温度的仿真与试验结果差异在5℃以内,仿真模型置信度较高。研究结果可为技术人员开展航空发动机燃油热管理系统方案设计和评估提供参考。     

针对网络时延的发动机PI 控制系统稳定性分析和控制器设计

针对航空发动机分布式控制系统中的通信时延问题,进行了PI控制系统稳定性及控制设计。基于Nyquist稳定性判据 分析比例系数Kp的稳定域,进一步采用等效开环传递函数分析积分增益Ki的稳定域,获得时延上界依赖型PI控制器参数稳定域。 基于参数稳定域设计某涡扇发动机分布式控制系统的时延PI控制器,并进行了数字仿真。结果表明：在时延上界为0.3 s时,基于 参数稳定域设计的PI控制器可保证被控系统的稳定性,系统无稳态误差,转速控制系统超调量不超过0.38%;反之,基于控制器参 数非稳定域设计的控制器使被控系统的性能显著恶化。     

航空发动机闭环起动系统设计及试验验证

针对某型航空发动机在使用过程中存在的地面起动性能不佳、需要频繁调整和空中起动边界较小的问题，提出一种在 开环起动系统的基础上叠加供油修正系统后形成闭环起动系统的方法。在保证燃油接口不变的约束下，通过借用原有油源及增加电液转换指令相结合的方式改进设计了一种带燃油流量修正功能的起动装置，利用数字电子控制器的计算能力，采用基于转速升高率的PID控制算法实现了发动机的闭环起动。结果表明：在平原机场地面起动成功率达到99.8%，在高原机场地面起动不经调整或经过1次适应性调整就能保证发动机可靠起动，空中惯性起动包线左扩100 km/h，空中风车起动包线左扩50 km/h，大幅度提高了发动机的起动成功率，有效减少了因大气温度或海拔高度变化进行调整的工作。     

航空发动机控制系统半物理模拟试验的应用

半物理模拟试验在发动机控制系统研发中发挥着重要作用,然而鲜有文献对国内外半物理模拟试验的应用情况、技术特征进行总结提炼。结合科研实践和相关文献,分析了航空发动机控制系统开展半物理模拟试验的必要性、控制系统的复杂性和国外标准规范要求开展半物理模拟试验的必须性,介绍了半物理模拟试验的基本组成和原理,回顾了国外半物理模拟试验的开展情况,并对国内半物理模拟试验在科研、批产过程中的应用进行说明。结合工程实践和国外研究成果,总结了半物理模拟试验环境的关键技术,指出了半物理模拟试验技术深化的方向。