真实进气条件下发动机稳定裕度损失评估

为了确定航空发动机压缩系统在进气总压畸变条件下的稳定裕度损失，开展了基于平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞中实测的总压畸变图谱进行等效转换，转换结果作为平行压气机模型的输入，得到畸变条件下压缩系统的稳定边界，再通过试飞数据确定压缩系统的流量，从而确定畸变时刻压缩系统的稳定裕度损失。对某型涡扇发动机进行计算，得到周向总压畸变强度为3.3%时风扇的稳定裕度损失为3.8%。通过对两种不同畸变强度的周向总压畸变的计算结果的对比，表明该方法可用于确定总压畸变条件下的稳定裕度损失。     

基于离散优化的飞行试验点优化设计方法

为了更好地规划飞行试验点以提高试验效率，本文进行了基于离散优化的飞行试验点优化设计。通过显著性检验量化不同自变量对推力模型的影响大小，并依次剔除影响较小的自变量，得到了航空发动机推力模型。首先采用D-最优准则评估试验点组合集的优劣，然后利用自适应遗传算法进行试验点离散优化，并以试验点组合的方式取代遗传算法中的二进制编码过程，在试验限制条件下计算试验点最优组合集。以航空发动机性能试飞为案例进行应用，结果表明：试验点优化设计不仅与试验点的分布有关，也与试验点的数量有关。初始试验点最优组合集的试验点数量为12，得到的推力模型最大误差达到2.45%；最终试验点最优组合集的试验点数量为23，得到的推力模型最大误差不超过0.81%。通过研究表明，本文采用的试验点优化设计方法能够有效得到试验点最优组合集，提高模型精度，满足工程使用需求。