航空发动机失稳特征信号甄别

针对航空发动机失稳时的重要表征——喘振信号开展检测、判别和处理方法的研究。通过失稳信号处理器实时获取压气机压力脉动数据,采用时域诊断分析方法完成对失稳信号的在线检测和预警。经压缩部件台架试验验证,失稳信号处理器能成功分离出喘振状态下的失稳信号特征,实现对失稳信号较为准确的捕获,采用的失稳判定方法有效。研究结果表明:失稳特征信号的实时、准确甄别,是发动机失稳主动控制的先决条件,提高失稳特征信号判别的正确率,可有效避免发动机失稳过程中信号的误判、漏判。     

基于D-S证据融合的压气机气动失稳检测

为了研究高速多级轴流压气机中复杂气动失稳现象的检测问题,提出了一种基于D-S (Dempster-Shafer) 证据融合的通用型检测算法。在时域中,采用短时能量表达气动失稳过程中动态压力的脉动幅值特征;在频域中,选择频谱相关系数表达信号频谱变化的特征。将这两种信号特征分别作为气动失稳现象的证据。根据统计规律设计了各证据的mass分配函数。采用Dempster合成规则计算联合证据的mass函数。通过分别比较单一证据及联合证据的mass函数值与其门限值,判决压气机处于气动失稳、失速、喘振或正常状态。进一步地,将该方法扩展为气动失稳检测的多传感器融合模型。该方法计算量小,适用于在线检测系统。采用压气机台架试验实测数据验证,可在气动失稳数毫秒内发出报警信号。     

一种捕捉预示压气机失稳预警信号的新方法的研究

本文旨在寻求预示压气机失稳发生的预警信号。通过对失稳产生的物理机制的分析可知,压气机系统内脉动压力能量的积累有可能作为失稳先兆的外部表征。据此,本文从能量的角度出发,对多组压气机失稳的实验数据进行了频域,时域分析。结果发现,在压缩系统完全进入失稳以前,动态压力的方差值有一明显的增长过程,而且这一异常现象距失稳有1～2秒的时间间隔,这对实现压气机失稳的在线预报有十分重要意义。      

基于脉动压力变化率的航空发动机喘振检测方法

根据发动机发生喘振故障时气流脉动压力会急剧变化这一特征,通过测量和计算压气机出口脉动压力变化率实时检测喘振的发生。对动态压力信号进行预处理以提取特定频段内的脉动压力,计算固定周期内脉动压力变化率;依据发动机整机地面试验结果设定喘振检测阈值及判据,判断脉动压力变化率是否满足判据来实现喘振检测。利用该方法成功检测出发动机飞行试验中的两次喘振故障。分析得出:发动机未发生喘振时,地面试验和飞行试验脉动压力变化率差异很小;发生喘振时,脉动压力变化率绝对值急剧增大;发动机在稳态和瞬态过程稳定工作时,脉动压力变化率不受发动机工作状态变化的影响。     

脉动背压离心压气机动态特性及稳定性

试验研究了脉动背压对离心压气机动态响应及喘振特性的影响规律。结果表明:脉动背压条件时压气机性能存在明显非定常特征,高频大幅脉动背压和陡峭的压比流量特性均可强化该非定常特征。基于试验结果,提出了脉动背压压气机非定常性能与脉冲特性及运行工况的关联模型。脉动背压导致压气机喘振边界左移,稳定运行范围最高拓宽12.3%。压气机向小流量工况趋近时,脉动背压引起的流场振荡减弱,但喘振所致的流场振荡逐步强化,致使流场振荡强度呈V型变化特征,表明了脉动背压与压气机气动稳定性之间存在耦合关系。研究探明了脉动背压条件对压气机动态响应和喘振特性的影响规律,对帮助真实运行环境压气机设计理论的发展具有重要意义。      

基于统计特征的轴流压气机喘振检测

在分析四种型号轴流压气机36组试验数据的基础上,统计发现压气机出口总压脉动的有效值服从正态分布;有效值及其标准差因机型不同而不同,并随工作转速变化而变化.设计了基于统计特征的自动门限喘振在线检测系统.通过试验验证显示,可在喘振发生时发出报警信号.该方法计算简单,具有较大的工程应用价值.      

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

容腔效应对压气机压力脉动影响的分析

对2台压气机在不同排气容腔下进行对比试验，利用高频响动态压力传感器测取了压气机进口、出口和1级转子出口的壁面静压脉动。并采用时域和频域分析方法对不同出口容积下的压力脉动进行了分析，给出了压力脉动时频图、三维功率谱和自相关、互相关分析。     

喘振状态下叶片振动响应的试验研究

在某单级轴流压气机试验台上,进行了旋转失速和喘振状态下叶片振动响应的试验研究,利用电阻应变片、动态压力传感器、滑环式引电器和磁带记录仪等,录取叶片振动应变和动叶出口压力信号,然后回放磁带,做信号处理,在对时域和频域数据分析的基础上,论述了旋转失速和喘振状态下叶片振动响应的特征。     

失速团动态演变特性试验

对一台单级低速轴流压气机进行了节流特性试验,通过周向布置动态压力传感器测得了节流过程的动态压力信号,结合时域、频域及极坐标可视化的分析方法,研究了节流过程的失速团动态演变特性.结果表明:失速先兆类型为模态波失速先兆,其传播频率约为40%转子转动频率;压气机进入失速初期349.5r时周向形成两个失速团,360r时两个失速团合并为单个失速团,压气机进入深度失速时单个失速团重新分裂并在410r时稳定为两个失速团;压气机退出失速的过程中,665r时两个失速团重新合并为单个失速团,674.5r时压气机退出失速.      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。