基于振动能量积奇异值分解的航空发动机 振动状态识别

为进一步提高航空发动机振动状态监测的有效性和故障诊断的准确性,将机匣截面振动信号的各谐波轴心轨迹椭圆长短轴乘积看成广义时间序列.基于该序列能够全面反映发动机转子系统各谐波能量分布的客观事实,利用其构造矩阵并提取奇异值向量.借助于该向量构造特征值,通过比较特征值向量实现对发动机不同振动状态的识别.对实测振动信号的分析表明:在同一振动状态下,各数据椭圆长短轴乘积相对奇异值强度具有相同的变化趋势和良好的稳定性;在不同振动状态下,椭圆长短轴乘积相对奇异值强度变化趋势不尽相同;通过椭圆长短轴乘积奇异值相对距离熵能够较好地识别发动机各振动状态.     

某型涡扇发动机状态模型修正

为了针对每一台发动机建立准确的气路故障诊断模型,采用部件法建立了某型涡扇发动机的基准数学模型,分析了模型失配的原因,确定出需要修正的特性参数,采用小波分析实现对可测参数数据的预处理,通过求解所建的扩展非线性方程组完成了发动机模型的离线修正。经仿真验证该算法有较高精度,且易于工程实现,为建立准确的稳态气路故障诊断方程奠定了基础。     

基于奇异值分解的关系相似度计算方法

关系相似度计算在信息检索等领域有重要的应用.目前,关系相似度主要通过向量空间模型计算,但数据稀疏严重影响计算效果.为此提出以上下文模板表示特征,并通过对特征矩阵的奇异值分解降维消除噪声,冉通过向量余弦夹角计算关系相似度.实验表明,该算法比传统的向量空间模型算法在分类准确率方面有明显提高.     

基于遗传算法的涡扇发动机最大状态性能寻优

对某型涡扇发动机的最大非加力寻优模式进行分析,在满足该发动机各部件的物理约束条件下,采用遗传算法对其进行性能寻优,提高其最大剩余推力值.寻优过程由基于GAlib类库的遗传算法和该涡扇发动机非线性数学模型结合编程实现.在此基础上,对遗传算法的主要运行参数进行分析和优化.在地面状态下进行仿真,其剩余推力值与设计点相比提高了4.84%.研究结果表明:遗传算法作为一种有效的全局并行优化搜索工具,适合于像涡扇发动机最大非加力状态性能寻优这样大规模、高度非线性及无解析表达式的性能优化问题;通过对遗传算法运行参数的优化,能有效的提高寻优速度并减小计算量,提高运算效率.     

基于奇异值趋势分解和LS-SVR的航空发动机性能指数组合预测

发动机性能指数是衡量其性能优劣的重要指标之一。针对发动机性能指数具有非线性、非平稳的特征,引入多层次多尺度的思想,在此基础上提出一种基于奇异值趋势分解的组合预测方法。利用奇异值趋势分解提取原始数据的趋势项和波动项;以改进粒子群算法分别获取趋势项和波动项在最小二乘支持向量回归模型中的最佳参数组合(嵌入维数、延迟时间、惩罚因子、核参数),并引入回归移动的思想,在此基础上利用最佳的最小二乘支持向量回归模型进行预测。预测结果表明预测精度明显增加,计算时间也相对减少。提前预测步长在5步之内时,精度变化不大;步长超过10步,精度下降很快。与不同预测方法比较,证明了方法的有效性。      

基于CFD的涡扇发动机推阻分解方法及应用

瞄准民用航空发动机的动力短舱的推阻分解问题,应用基于计算流体力学的方法进行推力与阻力的计算。首先对动力短舱进行控制体受力分析,明确各项气动力的计算方法,然后采用三个验证算例对推阻分解方法进行应用验证:NACA 1-85-75进气道算例表明,该方法能够很好地计算进气道的溢流阻力,计算结果与试验符合较好;DSFR双涵道喷管算例显示该方法对喷管速度系数的计算误差大约为0.003~0.004左右,有良好的预测效果;最后采用NAL-AERO-02-01TPS短舱算例演示和验证推阻分解过程,并应用该方法排除了喷管阻力的影响,分析了短舱外阻随马赫数的变化趋势。     

一种基于模型的涡扇发动机容错控制策略

针对民用涡扇发动机,研究了一种基于模型的航空发动机容错控制策略.在发动机原有闭环控制系统的基础上,该策略对发动机各控制量进行容错控制修正,达到缓和甚至消除故障对控制系统影响的目的.针对民用涡扇发动机常见的高压压气机和高压涡轮性能退化故障,提出了以恢复发动机运行性能为目的的性能指标,通过遗传算法离线计算得到容错控制计划表,并利用插值计算实现在线容错控制.经仿真验证,该策略控制性能良好、实现简单.结果表明:在确保各温度限制不超标的情况下,受影响较大的增压级喘振裕度恢复至故障发生前的水平,同时风扇与高压压气机喘振裕度的降幅不超过5%,推力的降幅不超过3%.      

基于线性自抗扰的齿轮传动涡扇发动机控制

为了研究干扰对航空发动机系统的影响及提高控制系统抗干扰能力,采用基于模型的设计方法（MBD）,建立一种大涵 道比齿轮传动涡扇发动机（GTF）部件级模型,并且针对发动机干扰来源,根据发生机理建立大气湍流干扰和功率提取干扰模型。 基于线性自抗扰控制（LADRC）方法设计了发动机转子转速控制器。在全数字仿真平台和硬件在环仿真平台上对发动机模型、干 扰模型以及控制算法进行了集成与验证。结果表明：发动机在面对这些类干扰时,LADRC控制器在转速等重要性能指标上的抗 扰能力比PID控制器提高20%以上。LADRC控制具有更好的鲁棒性和抗干扰能力,保证了发动机的平稳运行,为LADRC在实际 航空工程中的应用打下了良好的基础。     

基于双层LPV模型的涡扇发动机切换控制

航空发动机飞行包线和参数变化范围大,要想保证整个参数区间存在一个单一的LPV控制器,往往需要牺牲一些区域的性能。针对上述问题,提出一种基于双层LPV模型的切换控制方法。首先通过发动机进口条件将飞行包线划分为几个局部重叠的子区域,分别建立各个子区域的双层LPV模型并求取对应的Lyapunov函数,进而根据所得的Lyapunov函数设计各子区域的控制器,并采用滞后切换策略和共同二次Lyapunov函数相结合的方式实现各子区域间的切换,解决控制器在切换时抖振问题的同时保证切换的稳定性,最后以某型涡扇发动机为对象进行仿真,结果表明所设计的控制器在全包线内有良好的控制效果。     

基于奇异值分解的接收机自主完好性监测算法

基于最小二乘法残差的接收机自主完好性监测（receiver autonomous integrity monitoring，RAIM）算法本质是一种基于伪距残差矢量的一致性监测算法，但由于残差矢量中各分量具有一定的关联性，掩饰了某些重要的不一致性信息。为了消除这种关联性，提出了一种基于奇异值分解的接收机自主完好性监测方法。在方法中利用奇异值分解对伪距观测矩阵中的观测系数矩阵进行分解，获得奇异值空间矢量和奇异值空间矩阵。基于奇异值空间矢量构造能够直接反映故障卫星偏差信息的检验统计量，从而可以简便地进行粗差监测，更好地满足完好性监测需求。鉴于实际中完好性故障包含运控系统故障、导航系统故障、信号传播异常以及地面接收处理故障等多类因素，以脉冲型和阶跃型两种故障方式进行基于奇异值分解的RAIM故障检测与识别，并开展仿真分析研究。结果表明，提出的方法能够正确检测、识别故障卫星，在特定参数下能够达到很好的故障识别率，即当误警概率设置为1×10-5/h、引入阶跃故障误差为25 m时，算法能够实现98.8%的故障识别率。     

涡扇发动机早期退化性能的线性变参数估计

针对涡扇发动机线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,给出了一种新的早期退化航空发动机部件性能LPV滤波器设计方法.该方法采用仿射依赖于参数的二次Lyapunov函数,在仿射二次稳定性的基础上,引入多凸性引理将滤波器求解问题转化为线性矩阵不等式(Linear matrix inequalities,LMI)约束下的凸优化问题,避免了求解参数化线性矩阵不等式(Parameterized linear matrix inequalities,PLMI)约束下的优化问题.针对某型早期退化涡扇发动机的仿真表明,该方法能以较高精度估计性能退化参数,且鲁棒性强,增益调度简单,具有一定的工程意义.      

基于奇异值分解的组合导航可观测度计算

以捷联惯组为主惯导的组合导航系统具有短时定位精度高、可靠性强等优点,但其依然存在长时间导航精度不高、运算量大、组合效率不高等问题。为更好地完善组合导航系统的误差补偿和抑制技术,对SINS/DVL组合导航系统的可观测性能进行了研究。在分段定常系统(Piece-wise Constant System,PWCS)的可观测性分析方法及基于奇异值分解的系统状态可观测度分析方法基础上,结合可观测性矩阵的遗传特性,提出了一种简化的状态量可观测性分析方法,并对该方法进行了理论仿真。为方便比较状态量的可观测程度,对各状态的可观测度进行了归一化处理。最后,通过湖面跑船实验设计了不同的航迹机动方式,计算了关键导航参数的可观测性能。实验证明,该方法可以实时计算组合导航参数的可观测度,根据可观测度设计的航迹可以有效提高导航精度,定位精度可提高1个量级,收敛速度也获得了明显提高。     

基于蒙特卡洛法的涡扇发动机稳态试验性能分析方法研究

为了对涡扇发动机稳态试验性能结果进行有效评定,在基于部件法的试验性能分析模型基础上,考虑测量参数不确定性变化对分析结果的影响,构建了基于蒙特卡洛法的试验性能分析方法;结合不确定度分析,可以获取性能评定参数的达标区间。利用涡扇发动机最大状态试验数据,对提出的方法进行了验证。结果表明,该方法可有效提高发动机性能试验结果评定的准确性,能在较短时间内实现达标区间估计,有效地支撑了工程应用。     

军用小涵道比涡扇发动机最大状态控制计划鲁棒性分析

军用小涵道比涡扇发动机在部件性能退化情况下推力保持稳定可有效保证战斗机的作战性能,合理的控制计划有助于实现这一目标.本文进行推力计算公式推导,从理论上分析对比了在部件性能退化情况下,几种经典最大状态控制计划发动机推力性能的变化.理论分析表明,相较于被控量为高压转子转速和涡轮落压比(或低压转子转速)的最大状态控制计划,控...     

加力式涡扇发动机非加力状态部件红外辐射分析

采用反向蒙特卡罗法计算分析了加力式涡扇发动机非加力状态各固体壁面的有效辐射强度(包括自身辐射强度和反射辐射强度)、燃气辐射强度以及总辐射强度特性,并对它们的分布规律进行了讨论分析.结果表明:在新计算分析的状态中,中心锥是探测角度小于15°时的主要红外辐射源,在尾向贡献了最大辐射强度的65%以上;在探测角小于20°的范围...     

基于燃烧室多反应器模型的民用涡扇发动机排放预测

选用燃油JetA为航空燃料,建立了简化火焰锋面模型、燃烧化学平衡模型、燃烧动力学模型、燃油雾化模型、燃油蒸发模型及污染排放生成模型.采用基于燃烧室多反应器模型对发动机在不同工作状态下的排放产物NOx、未燃碳氢化合物(unburned hydrocarbons,UHC)和CO进行了计算.结果表明:燃烧室内火焰温度越高,NOx排放量越大.在发动机工作在低转速工况下时,燃油液滴的雾化直径大,造成CO与UHC排放量增加.基于燃烧室多反应器模型计算通用性强、速度快,适合与发动机性能程序相结合,在发动机设计阶段对发动机不同工作状态下的排放产物含量进行预测计算.     

基于改进拟合法的涡扇发动机状态变量模型建立方法

为解决拟合法建立涡扇发动机状态变量模型时初值难以选取的问题和有效提高模型的精度,研究了一种改进的优化拟合方法.针对拟合法初值难以选取的问题,采用改进偏导数法获得的优化迭代初值;根据发动机稳态工作点线性化模型的动态响应与该点处的非线性模型动态响应一致的原则,采用线性最小二乘优化拟合法建立某型涡扇发动机状态变量模型.通过在不同状态工作点、采用不同模型结构,与改进偏导数法和非线性部件级模型仿真结果相比较表明:该方法能有效保证模型收敛性,具有较高的建模精度,并适用于高阶系统建模.     

基于实时模型的涡扇发动机加速供油规律设计方法

针对某型涡扇发动机建立了实时模型,并将实时模型计算与试验结果进行了对比,得出该实时模型对模拟航空发动机加速过程具有一定的精度。通过改变航空发动机加速过程控制逻辑,并引入压气机裕度这一限制条件,获得了1种航空发动机加速供油规律设计方法。在实时模型中采用该方法,能够快速准确地获得航空发动机的加速供油规律;同时能够直观地得到航空发动机加速过程的动态特性。结果表明:通过验算得到设计的加速供油规律符合航空发动机加速要求。     

涡扇发动机气动热力模型的Matlab表达

分析了应用Matlab集成涡扇发动机气动热力模型所涉及到的关键技术,并给出了相应的解决方法;通过与实际试车数据比较和闭环回路仿真,验证了在Simulink中构建的模型计算精度较高。