基于时域反射法的航空导线绝缘故障检测与分析

基于时域反射法（TDR）建立了航空导线绝缘故障的数学模型及相应的仿真模型,计算与分析航空导线的绝缘层沿径向发生变化时其特征阻抗及反射系数的变化规律,仿真研究了脉冲波和阶跃波在导线中的传播规律,试验研究了导线特征阻抗的变化以及入射波上升时间对TDR波形的影响。结果表明:随着绝缘损坏量的增加,反射系数的变化率加快;对于相同的绝缘损坏量,绝缘层薄的导线反射系数大,易检测出来;在故障检测中阶跃波优于脉冲波;短路故障容易确定;特征阻抗降低到一定程度时,绝缘故障才能从TDR波形上辨别出来。对于小范围的绝缘故障检测,入射波上升时间越短,TDR波形越能反映故障的特征,但反射脉冲变窄,要求高采样频率;入射波上升时间增长,反射脉冲变宽,幅值降低,但一定程度上有利于检测出绝缘故障。     

基于特征的压气机叶片结构设计

对航空发动机压气机转子叶片结构进行了特征分析和归纳,提取了典型特征结构和特征参数,建立了基于UG软件的压气机叶片特征设计系统,利用该系统进行了叶片的特征结构设计和多种形式的罩量优化,在此基础上对叶片结构进行了重构。按照同样的方法和步骤,可逐步实现航空发动机各零部件的特征设计,由此达到缩短设计周期,节约成本,提高设计一次成功率的目的。     

飞机导线特性阻抗对视频信号的影响分析

本文分析了导线特性阻抗、反射系数对信号传播的影响及特性阻抗对高带宽视频信号的影响,为提高视频系统中导线系统的稳定性提供参考。     

飞机电网零序阻抗的数值计算

从麦克斯韦方程出发,推导了飞机电网零序阻抗参数的计算公式。对几种不同敷设方式载流导线的零序阻抗进行了计算,其结果与标准值较为接近。这种数值计算方法比传统的解析近似估算方法更为合理和准确。     

航空透明件缺陷与结构参数的超声检测方法

航空透明件的质量对于飞行安全有重要影响。其特殊的材料性质、缺陷的复杂多样性以及需现场检测的特点，对其检测原理、方法及系统等提出了特殊要求。本文针对航空透明件中的常见缺陷模式及结构特点，结合所开发的计算机化专用外场检测系统，给出了利用超声波检测航空透明件缺陷及结构参数的原理和方法。典型实验证明了这些方法简单可靠，能够满足航空透明件在制造和维护过程中的检测要求。     

绝缘电阻测量在ARJ21飞机故障排除中的应用

随着屏蔽布线在飞机上大量使用,电缆的绝缘与屏蔽出现损伤或污染造成瞬时短路导致的飞机故障越来越多,且故障的隐蔽性高,在地面难以复现,线路的导通与短路测试又无法发现缺陷。成都航空在国产民机ARJ21飞机上不断探索与总结,通过对线路绝缘电阻的检查,快速准确找出了缺陷线路,避免了部件的误拆换,缩短了停场排故时间,提高了飞机利用率。     

航空发动机空气起动系统性能匹配计算方法

为了探索航空发动机空气起动系统的匹配机理,寻找改善全包线内系统性能的技术途径,通过对系统各单元工作特性及相互制约条件的分析,在综合辅助动力装置(APU)、引气管路、调压装置、空气涡轮起动机(ATS)特性计算模型的基础上,发展了一种基于各单元匹配的空气起动系统性能计算方法。该方法能够准确获取系统设计点、各单元特征参数及边界条件,确定APU引气特性、引气管路损失特性、ATS喉道面积和调压装置蝶阀调节规律,进而实现空气起动系统全包线特性计算。利用试验数据对模型进行了校验,结果表明,输出功率计算误差3.5%、引气流量计算误差4%。该模型克服了目前工程上只能单点计算,且需反复迭代的缺陷,为空气起动系统总体性能设计和评估提供了一种有效的分析工具。     

面向未来多电飞机的低气压下局部放电

多电飞机(MEA)采用电气装置取代部分传统的机械部件,可以有效提升飞行效率,降低温室气体排放。为了提高多电飞机供电系统容量,未来的供电电压将会提高至千伏级,这将导致严峻的局部放电风险。为此,以多电飞机实际状况与运行场景为依据,在实验室搭建平台,模拟了航空电机绕组放电与航空电缆对地放电两种典型绝缘故障,在400 Hz正弦电压、1～101 kPa气压范围内进行了大量重复实验,探究了气压对两种故障起始放电电压(PDIV)、放电幅值、放电重复率以及相位分辨局部放电(PRPD)谱图等统计特征的影响。实验结果表明：不同模型下的PDIV随气压直线降低;随着气压的降低,放电幅值先增加后降低,放电重复率随着气压降低逐渐增加,根据累积放电幅值的分析,最高点均出现在30 kPa处;随着气压的降低,两种绝缘故障的PRPD相位宽度逐渐增加并向左偏移,电机绕组放电和电缆对地放电分别以“兔耳朵”和“极性效应”为主要特征。本实验对不同故障及气压下放电特征的探究及分析,将有助于多电飞机电气系统绝缘测试的开展和评估,为未来多电飞机向大功率高电压方向的发展提供借鉴和参考。     

飞机电缆微处理机自动检测系统

电缆检测是飞机总装配的主要技术关键之一。某型机全机电缆60多根,总共2000多根导线。随着电缆插头的小型化,焊接难度越来越高。在电缆制造过程中,工人长时期重复地操作,发生错焊在所难免。以前采用手工检测导通与否和摇表检查两点间的绝缘电阻。手工检查只能发现“该通的不通”的故障,但不能发现“该不通的通”的故障,摇表检查绝缘电阻也没能严格地全面地检查,因此易将故障带上飞机,轻则拖延总装主干线进度,重则烧坏附件。为了改变电缆检测落后的工艺和不完善的检测方法,保证电缆线路的质量,提高工效,     

计入导线故障的民机安全性定量分析方法研究

将导线故障引入安全性定量分析方法中,介绍了安全性分析的现状、存在的问题以及计入导线故障的必要性。通过将导线故障和安全性分析相结合,提出一种计人导线故障的安全性定量分析方法。对影响导线故障的机理进行探究与分析,提出“导线故障率影响因子”概念,阐述了影响导线故障率的主要因素及其类型,建立了一种民用飞机实际导线故障率计算方法与模型,以及在单一状态和多种状态下导线故障率计算方法,并对方法进行案例分析,使安全性定量分析更准确、有效和完善,大大减少了导线故障所引起的不安全事件,为民用飞机安全性和合格审定工作提供了有力的支持。     

航空发动机转子系统结构效率评估参数及计算方法

根据航空发动机转子系统的结构特征和力学特征,提出了从结构的承载能力、抗变形能力和动力学环境适应能力3个方面进行结构效率评估的参数体系及其计算方法,并以典型小涵道比涡扇发动机转子系统为例进行了结构效率评估参数的计算分析.研究表明:平均应力系数、等效比刚度、极限惯性载荷作用下最大变形量、无量纲M-H因子和弯曲应变能系数等作为评估航空发动机转子系统结构效率的评估参数能够有效地反映各种载荷作用下结构形式和材料性能对应力水平、变形分布以及动力敏感度的影响.同时指出了该发动机转子系统现有结构设计的特点,以及进行结构优化的方向.      

基于改进蚁群算法航空电缆路径规划

针对航空电缆在布局空间安装中存在的可靠性差，效率低和成本高等问题，提出了一种基于改进蚁群算法的航空电缆布局路径规划优化方法。对布线安装空间进行栅格化处理，通过分析航空布线要求与约束条件，对待布线安装空间进行模拟真实环境建模，获得的建模空间用于航空电缆的二维布线路径优化。采用了向终点方向引导的转移规则，并增加转弯拐角惩罚因子，来改进启发函数，减少了路径搜索的盲目性，提高了规划路径平滑度；采用一种自适应调整方式的信息素挥发因子，提高算法的搜索效率和后期收敛速度；引入了遗传变异，避免算法陷入局部最优。在仿真实验中，将所提出的方法与其他算法进行了对比分析并表明：应用该算法优化后总体电缆的路径布局电缆路径明显减少、即电缆长度用量减少；拐点数明显减少、即电缆电器性能变好，能够提供航空发动机系统的稳定性。验证了该算法的可行性和有效性。     

高速转子系统支承结构及力学特性设计方法

针对航空发动机高速转子系统支承结构及力学特性设计问题,开展支承结构约束特性（支点位置和支承刚度）对转子系统刚度及转子动力学特性的影响分析,建立转子支承结构约束特性与转子力学特性关联力学模型。通过对转子系统支承结构特征参数与刚度特性、振动特性等力学特性的关联性分析,定量描述了转子支承约束特征及轮盘惯性载荷对转子系统动力学特性的影响规律,在此基础上,提出了基于转子变形控制的支承约束特性与转子力学特性一体化设计方法。仿真计算结果表明:对于高速转子系统可以通过对支点位置及支承约束刚度的设计,调整转子弯曲变形和临界转速的分布特征,使其在通过或靠近弯曲振型临界转速的高转速工作状态下,具有足够的安全裕度。这种通过结构特征参数的变化,优化转子系统力学特性的方法,对航空发动机总体结构布局及动力学设计具有重要的工程参考价值。      

航空发动机结构系统的可靠性模型

为使航空发动机可靠性模型误差更小,对航空发动机传统可靠性模型进行误差分析,指出可靠性指标扩张的原因,建立了考虑航空发动机结构系统及其失效力学特征的基于结构系统失效模式的航空发动机可靠性模型,并给出了各层的可靠度计算方法.所建立的基于失效模式的航空发动机结构系统可靠性模型考虑了失效模式的相对独立性、时效性和失效率的时变性,可以避免重要失效模式的遗漏、可靠性指标的过度扩张等问题,具有较强的工程适用价值.      

1 种提高落压比调节器可靠性的特征量裕度概率设计方法

针对某型航空发动机落压比调节器中的关键元件反馈拉簧在工作中多次发生断裂故障,对反馈拉簧这一反映落压比调 节器可靠性指标的薄弱环节,提出1 种特征量裕度概率设计方法,通过仿真和试验相结合的方式,得到反馈拉簧的特征参数为钩 环弯角半径R,其临界失效值的分布规律为正态分布,根据特征裕度方程的计算结果,获得反馈拉簧特征参数在可靠性指标下的优 化改进设计值为2.5 mm。经强化疲劳试验及发动机整机寿命试验验证表明：特征量裕度概率设计及其优化改进方法有效,解决了 落压比调节器可靠性裕度偏小的问题。     

航空发动机叶片数控加工工时估算方法研究

为了快速合理地估算航空发动机叶片数控加工工时,在分析影响零件工时的主要因素(特征参数)的基础上,提出了基于SLFM神经网络模型的计算工时定额的思路。以影响零件工时的特征参数作为网络输入、以匹配的相似零件集作为训练样本,采用C++语言构建了定额计算网络模型。与BP网络对比试验表明,这种方法具有计算速度快,估算准确的优点。     

A参量在高频阻抗测量中的应用

根据微波网络理论提出了利用A参量求解高频阻抗的新方法,并将其应用于网络分析仪系统,对短波阻抗进行了测量。实践证明,该方法与传统的利用S参量的方法(利用反射系数)相比大大地拓宽了阻抗测量范围,在通用仪器上获得了比专用仪器高的测量精度,同时还解决了网络分析仪与非同轴网络的连接问题。     

航空发动机涡轮后燃气温度检测系统设计及关键技术研究

航空发动机自动控制系统通过监测发动机涡轮后燃气温度,来实现对发动机涡轮前燃气温度的实时限温控制,从而避免发动机超温故障的出现。针对目前航空发动机涡轮后燃气温度测试精度偏低的工程现状,基于热电偶测温原理,提出了一种高精度涡轮后燃气温度实时检测技术的软、硬件设计方案。设计了一种基于温度校准仪的试验方法对其开展了系列试验,验证了系统的检测精度,并通过数据对比研究了延长导线规格、解算方法等关键因素对航空发动机涡轮后燃气温度检测精度的影响。     

快速声散射方法在变截面管道中的应用

 快速声散射方法(FSM)是一种基于无流动Helmholtz方程边值问题的声散射预测工具,具有快速、灵活的特点.以航空发动机消声短舱的声学设计为背景,用该方法对变截面管道声传播特性进行数值模拟研究,用直接边界元方法(DBEM)进行数值求解,避免了求解管口反射系数,有效地提高了计算速度.数值研究了刚性壁面和不同位置壁面声衬组合对变截面圆环管道形状声传播的影响,并分析了管道厚度对散射声场的影响,数值结果与声类比方法结果进行了相互验证.最后,还对一种真实转子声源进行了管道声散射的数值研究,结果表明本方法在航空发动机声学设计中具有工程应用价值.     

厚覆冰导线升力突变机理及数值模拟研究

针对新月形厚覆冰导线的升力系数在风攻角15°附近存在突变的问题,分别采用基于k-ωSST湍流模型的雷诺时均法和大涡模拟(LES)的数值方法对新月形厚覆冰导线在风攻角10°~20°范围进行了模拟。通过对比两种数值方法计算得到的覆冰导线气动力系数、流场结构和表面风压,发现LES方法能够更好地捕捉新月形覆冰导线表面的小尺度涡结构,得到的覆冰导线气动力参数计算结果与风洞试验数据高度吻合;而k-ωSST湍流模型难以模拟壁面上小尺度涡,捕捉不到升力系数的突变。根据覆冰导线不同壁面区域的压力分布,发现上侧壁面处的涡结构影响整体流场,并在下侧壁面曲率、来流夹角和壁面切线方向共同作用下导致升力系数突变。LES的气动力参数模拟结果可为覆冰导线防舞提供参考。