航空发动机部件特性修正技术研究

针对传统部件特性修正方法未考虑发动机多状态导致修正精度不高的问题,提出了1种基于粒子群优化和滑动最小二乘法的某型发动机部件特性修正方法。该方法利用粒子群优化算法分别求得在发动机不同状态下的修正系数,并以这些系数为基础,采用滑动最小二乘方法拟合修正系数曲面,从系数曲面上获取原有部件特性图上各点对应的修正系数,从而得到修正特性。试验结果表明:该方法克服了传统方法的不足,提高了特性修正精度,为开展单机监控和视情维修提供准确的部件数据基础。     

基于遗传算法的涡喷发动机身份证模型建立

为建立发动机身份证模型,针对发动机个体差异和寿命期内性能蜕化引起的发动机模型与真实发动机之间的失配问题,提出1种基于遗传算法的发动机部件级模型自动修正方法。在发动机部件级模型中,引入能反映个体发动机部件特性的性能调节因子。根据发动机试车数据与待修正部件级模型输出数据,以发动机关键测量参数残差最小为优化目标,采用遗传算法获得不同换算转速下的特性修正系数,建立发动机身份证模型。以某型涡喷发动机为对象进行试验验证,结果表明该方法能有效提高发动机部件级模型精度,适用于建立发动机身份证模型。     

大气湿度对涡轴发动机地面试车性能的影响

针对涡轴发动机夏季工厂试车性能普遍不合格现象,通过研究大气湿度对发动机进气和燃气热力参数的作用,证明大气湿度变化对发动机性能和工作特性有一定影响。利用相似第一定理,分析并计算了非标准状态下,发动机地面试车时性能换算参数的湿度修正情况,结合计算机编程得出不同湿度条件下各换算参数的湿度修正系数。工厂试车验证表明,加入湿度修正方案后,对发动机健康状况的评定更加客观,更能反映发动机的真实性能状态。     

基于部件特性的航空发动机性能模型修正

研究了基于部件特性修正的航空发动机稳态性能模型修正方法,并通过对部件特性的研究总结了部件特性修正因子选择原则。以此为基础,提出了基于多状态试验数据的发动机性能模型修正方法,并采用双轴涡扇发动机地面试验节流特性数据对稳态性能模型进行修正。结果表明,采用单个试验状态数据修正后的稳态性能模型不能完全满足工程使用要求,使用基于多状态试验数据修正后的节流特性转速范围内模型计算精度与修正前相比有很大提高,验证了该方法的有效性和实用性。     

研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应,提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入,结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件,重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法,并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算,完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明,17个测量参数与计算结果完全一致,该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms,主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。     

基于改进量子粒子群的发动机部件特性修正

为提高发动机部件特性修正的精度,在分析修正因子法的求解条件以及目标方程的选取原则的基础上,利用部件特性删除法,直接以各部件特性参数作为被优化变量进行特性修正。对于目标函数,提出利用量子粒子群(QPSO)算法优化求解,并针对算法存在早熟收敛的问题进行。改进以涡扇发动机试车试验数据为依据,分别利用改进算法和其他典型算法进行部件特性修正计算。计算和试验结果对比表明,算法要明显优于其他被比较的算法。     

某型发动机换算推力的温度修正

实践表明,大气湿度的变化对发动机性能及其工作特性有一定的影响,这种影响在夏天地面台架试车时更为明显.大气湿度对发动机换算推力影响的物理本质是,随着湿度的变化,进入发动机的空气的热物理性质也发生了变化.本文在分析这种影响的基础上利用相似原理推导了该型发动机换算推力的大气湿度修正系数,并结合该型发动机的设计参数,利用变比热的热力循环计算方法得到了不同温度和湿度下换算推力的大气湿度修正系数.     

涡轮发动机部件特性自适应模型的确定方法

针对现有航空涡轮发动机部件特性自适应模型中存在的不足,提出了合理的解决方法:根据测量参数合理选择部件特性修正因子;使用部件特性删除法求解部件特性修正因子;部件特性修正因子的数值拟合方法。采取这些改进措施后,使得现有航空涡轮发动机部件特性自适应模型得到改善。计算结果与两种型号的涡喷发动机的试验数据对比表明本文的改进方法合理。     

部件特性图的非线性最小二乘拟合修正

讨论了发动机部件特性的不准确性对发动机性能的影响,提出了基于特性图相似性的非线性最小二乘拟合修正方法。根据某型发动机的有限稳态性能数据,通过耦合优化计算,得到了各部件特性图的耦合系数,并对特性图进行了修正,得到了比较满意的修正结果。     

基于遗传算法的发动机气路性能模型修正研究

确定部件修正参数和目标性能参数作为模型修正基础,结合稳态模型的平衡方程,构造修正发动机非线性模型的代价函数,修正发动机稳态模型。计算了在不同工况修正后的特性参数,并与用影响系数矩阵方法所得结果进行对比,经遗传算法修正后参数精度有了较大提高。利用部件修正参数组合对发动机稳态模型进行修正,其结果表明敏感性参数在模型修正中起关键作用。所用修正方法对发动机性能模型修正、提高模型精度有一定指导意义。     

涡轴发动机部件特性修正及更新方法

针对由航空发动机零部件制造、装配及性能退化引起的发动机模型与实际发动机之间的性能不匹配问题,提出1种基于粒子群优化算法(PSO)的发动机部件特性自动修正及更新方法。根据发动机部件级模型的输出数据和发动机性能分析软件GasTurb计算结果,以发动机关键测量参数所定义的目标函数最小为优化目标,利用PSO获取不同相对换算转速下的部件特性修正因子,并在线完成特性图的自动更新。并以某型涡轴发动机为对象进行仿真验证,结果表明:该方法可有效提高涡轴发动机部件级模型的精度,并直接输出更新后的部件特性。     

某型压气机低转速特性扩展方法对比分析

采用指数外插法在相近低转速时,通过发动机状态相似的假设得到部件特性,而能量外推法从能量损失的角度出发,通过发动机在自模化区的流动特点进行低转速特性外推。为验证能量外推法的可行性,在某型涡扇发动机高压压气机试验台上开展转速调试试验,录取高压压气机在不同转速下的性能数据并进行分析,得到改型发动机的高压压气机特性。根据经验,试验时最低相对换算转速只能达到0.5,采取2种外推方法对低转速特性进行外推。结果表明:能量外推法相比于指数外推法具有可行性好、准确度高的特点,在实际发动机研制过程中实用性更强。     

基于微分进化算法的航空发动机模型修正

为了提高航空发动机性能仿真模型精度,采用微分进化算法对发动机部件特性进行修正.对微分进化算法进行改进,提出折线式交叉变量变化方式,提高了算法的寻优能力.提出变步长牛顿-拉夫逊迭代算法,基于平衡方程残差范数变化趋势,改变牛顿-拉夫逊算法迭代计算步长,提高了模型的收敛性和收敛速度.在设计点,对各部件特性、引气系数、总压恢复系数进行修正,使修正后的模型输出与试验数据相匹配.仿真结果表明:改进后的牛顿-拉夫逊迭代算法收敛性更强、计算速度更快,修正后的各输出参数的最大建模误差减小到1.3762％,满足建模误差需求.     

基于燃气发生器法的小型中涵道比发动机性能计算分析

为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明：发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。     

A new component maps correction method using variable geometric parameters

Accurate engine performance models are important for model-based performance evaluation of aero engine. The accuracy of the model often depends on engine component maps, so there is a need for a method that can accurately correct the component maps of the model over a wide range. In this paper, a new method for modifying component maps is proposed, this method combines the correction of the scaling factors with the solution process of the off-design working point, and uses the adjustment of the variable geometric parameters of the engine to change the position of the working line, in order to obtain more correction results and guarantee high accuracy in a wider range. The method is validated by taking the main fan of the Adaptive Cycle Engine (ACE), an ideal power unit for a new generation of multi-purpose and ultra-wide working range aircraft, as an example. The results show that the maximum error between the corrected component maps and the target maps is less than 1%. New possibility for more precise component maps can be realized in this paper.     

基于伴随方程的网格自适应及误差修正

基于流场方程的离散伴随优化理论和三维非结构网格,建立了网格自适应技术和目标函数误差修正方法。详细研究了用流动伴随变量进行目标函数的误差估计和修正技术,构造了适用于格心格式有限体积法的流场变量插值技术和网格单元剖分判据,初步实现了网格物面投影和空间单元优化,发展了适用于有限体积法的整套网格自适应方法。对NACA0012翼型和ONERA-M6机翼绕流进行了自适应数值模拟,并对升、阻力等目标函数进行了误差修正。数值结果表明,本文自适应方法能正确地捕捉到影响目标函数计算精度的敏感区域,网格自适应和误差修正两项技术显著提高了升、阻力等目标函数的计算精度。     

一种基于经验的燃气轮机参数折合方法

针对状态评估过程中如何对燃气轮机性能参数进行折合从而消除环境温度和环境压力的影响问题,提出一种基于经验的方法,利用对环境温度（或环境压力）回归直线的斜率、环境温度（或环境压力）均值和被折合参数均值确定折合指数,对某参数进行折合。实例分析表明:与常规折合法相比,经验折合法能更有效消除环境温度和环境压力的影响。性能参数的经验折合值与环境温度和环境压力的相关系数均接近0,更能反映燃气轮机本身的状态变化趋势,便于开展状态评估。