畸变流场的模拟装置及其选型

本文初步总结了国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道出口畸变流场模型装置的性能和使用经验，并根据我国当前的研究状况，提出了优先选用轴对称随机频率发生器作为在高空模拟试验台上进行进气道－发动机匹配试验研究的进气道出口总压畸变流场模拟装置和建议。     

进气道/发动机一体化多变量控制方法研究

针对亚声速情况下飞机机动飞行过程中大攻角状态下进气道和发动机之间流量难以匹配而导致推进系统推力损失较大的问题，提出了一种进气道/发动机一体化多变量控制方法。基于进气道/发动机一体化模型推导出了带有辅助进气门的进气道/发动机共同工作方程，并分析了共同工作原理，选用进气道和发动机的共同工作点位置作为进气道反馈量，增广到状态量中以保证进气道和发动机流量匹配。为了抑制攻角等因素引起的推力瞬间损失，在控制回路中加入了进气道限制保护环节修正控制指令，基于H₂/H_∞算法设计了进气道/发动机多变量控制器。在发动机非线性部件级模型上开展了全数字仿真验证，仿真结果表明，与常规的进气道开环控制结构相比，所提出的进气道/发动机一体化多变量控制具有良好的动态性能，并且在攻角变化情况下推力损失更小。     

内并联式TBCC进气道分流板流固耦合分析

TBCC内并联式进气道有共用的气流捕获进口和内压缩段,气流经过内压缩段后,再分为2路,分别流向涡轮发动机压气机和冲压发动机燃烧室,本文以内并联式TBCC进气道分流板为研究对象,研究在进口马赫数为2.5,分流板分别在0°和-3°位置时的流固耦合动态特性。为了简化计算模型,本文分流板的模型为实体模型,材料选定为45钢,不考虑重力和壁面传热的影响。仿真结果表明:(1)分流板呈现超声速颤振现象;(2)分流板位置为-3°的最大应力值较0°位置时增加了18.6倍,参考点Tip-Point y方向的最大位移增加了18.94倍。流固耦合分析可以更加真实的研究TBCC进气道分流板实际工作中的动态响应现象,为工程设计提供一定的技术参考。     

飞机进气道/ 发动机台架联合试验及匹配特性研究

为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子带加力涡轮风扇发动机。采用地面台架联合试车的方法,获得了不同进气道条件下的进发匹配特性数据,包括在发动机不同工作转速下进气道出口流场的稳态总压特性、动态畸变特性等参数,并与进气道缩比模型风洞试验结果进行了对比分析。结果表明:全尺寸进气道的出口畸变随发动机空气流量增加而增大,与风洞试验结果一致,但防护网对于畸变的影响效果相反。     

基于小波消噪的进气道动压信号的分析

结合进气道隐身装置与某涡扇发动机地面联合试验所采集到的数据,研究了在小波消噪基础上对发动机进气道动态压力信号进行定量处理和分析的方法和步骤。结果表明,信号的频谱分量主要集中在100Hz以下。低发动机转速时,进气道气流形成的涡旋较大。随着转速的提高,压力升高,紊流度增大。证明了在高速紊流的脉动压力系统中存在奇怪吸引子,关联维数为5～6。      

某型发动机在线清洗喷射架 强度计算与振动分析

为研究喷射架强度以及振动特性,确保从飞机进气道唇口安装清洗喷射装置进行发动机清洗时的可靠性,避免喷射装置和飞机共振,文章利用有限元数值仿真对喷射架进行了结构静力强度和模态计算分析,得到喷射架10阶振型及固有频率,喷射架结构强度满足要求。进行了发动机进气道唇口测振分析,得到发动机在冷运转状态下,相应进气道唇口测振频谱值。设计进行了模拟环境振动验证试验,得出结论:喷射架固有频率与冷运转状态下发动机进气道唇口振动频率没有耦合,发动机冷运转状态下的飞机进气道唇口振动不会损坏喷射装置,也不会对在线清洗造成影响。     

双模态冲压发动机进气道/隔离段流场的数值研究

进气道/隔离段装置是双模态冲压发动机的关键部件,在为发动机提供足够的空气流量的同时,还要有良好的起动特性和良好的出口流场品质。采用有限体积法,隐式的二阶TVD迎风格式和S-A湍流模型,对进气道/隔离段装置进行了数值研究,分析了不同收敛角以及不同外罩长度对进气道/隔离段性能的影响。研究结果表明隔离段进口在马赫数高,畸变小的情况下承受反压能力强,流场出口品质好。      

背压脉动引起的超声速进气道流固耦合振动分析

冲压发动机燃烧室压力脉动对进气道形成背压脉动,影响了进气道内流动的稳定性。采用数值仿真方法,研究了背压脉动作用下超声速进气道内非定常流动与局部弹性壁板的流固耦合振动问题,分析了壁板阻尼对进气道流固耦合振动问题的影响。结果表明,弹性壁板振动形成了"动态空腔"效应,大幅降低了激波串振荡幅值,增加了非定常流动稳定性。其中,无阻尼弹性壁板模型的激波串振荡幅值下降为刚性壁板模型结果的45.6%。通过增加壁板阻尼的方式,能够增强壁板振动的"动态空腔"效应。当刚度比例阻尼系数为10~(-4)时,激波串振荡幅值降为刚性壁板模型结果的43.7%。     

基于正激波位置计算的进气道/发动机系统实时仿真模型

研究了超声速条件下,基于进气道内正激波位置计算的进气道/发动机系统综合仿真问题。提出了将超声速进气道分为内、外两部分独立计算的方案,外部通过斜激波计算公式获得进气道内部的边界条件,对进气道内部采用准一维CFD模型模拟背压对正激波位置的影响。相比二维CFD计算,在保证参数精度要求的前提下有效缩短了计算时间,提高了仿真实时性。进一步将进气道模型与发动机部件级模型匹配运行,构建了进气道与发动机综合实时仿真模型。进气道/发动机综合模型的仿真表明,其能够准确模拟进气道正激波位置对涡扇发动机的动稳态影响,当来流发生扰动时,通过喷管喉道面积和压缩部件导叶角的快速调节,能够抑制正激波位置的变化,并使推力下降量减少50%。      

超声速锥形进气道设计计算程序开发研究

本文通过进气道理论研究,建立了冲压发动机超声速锥形进气道模型,开发了单锥与双锥进气道设计计算程序。利用该程序计算了进气道的结构参数,并分析了进气道的性能参数的变化。     

基于LMI涡扇发动机混合加权灵敏度H_∞动态输出反馈控制

利用回路整形和内模原理方法,选取合理频率域加权函数,结合实际被控对象状态空间模型,得到某广义被控对象状态空间模型,将原控制要求问题转化为标准H∞控制问题。基于LMI(LinearMatrixInequality)方法,对此广义对象进行最优H∞动态输出反馈控制器设计,进而求得原被控对象的控制器。以某型涡扇发动机为被控对象,进行混合加权灵敏度H∞动态输出反馈控制器设计,并在飞行包线范围内,进行了发动机控制系统非线性仿真验证。结果表明,此控制器满足抗干扰性、跟踪性要求,并具有一定鲁棒性。      

民用飞机性能选型评估研究

随着航空公司机队规模的不断扩大,系统有规划地进行飞机性能选型和根据不同的航线市场需求进行机型匹配是相当重要的。根据航空公司性能选型要求、民航规章和航空公司航线运营分析报告,建立了以飞机性能优劣度为顶层目标的性能选型指标体系,分为4个一级指标,19个二级指标,使用层次分析法得到主观权重,利用熵权法得到客观权重,通过组合赋权法将主观权重和客观权重结合,得到组合权重,权重大小排序靠前的为推重比、直接运行成本、单发小时耗油量、座公里成本、单发推力。然后基于灰色关联-TOPSIS法建立飞机性能选型评估模型,选取四种典型机型进行综合评价,得到各个机型的贴近度和排名情况,从而得出了民用飞机性能选型评估方法,为航空公司选购新型飞机时提供理论依据。     

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。     

某型涡轴发动机性能衰减与部件退化评估

为在某型涡轴发动机持久试验中进行性能健康检查,采用多点匹配方法建立了个体发动机性能衰减计算模型,基于非线性气路分析方法对部件性能退化进行了计算,集合已有经验确定性能偏离部件,完成了某型发动机持久试验中不同阶段的性能衰减评估.结果表明,某型发动机性能衰减及部件性能退化成阶段性分布,前期压气机和燃气涡轮性能变化最快,随后处于相对稳定阶段,动力涡轮性能在目前试验时数范围内基本无变化.该方法的验证为涡轴发动机使用过程中的性能健康与评估提供了有益的经验.      

基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测

针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。      

一种基于发动机喘振实时模型的主动稳定性控制方法

提出了涡扇发动机喘振实时模型建立方法,该模型考虑了发动机容腔的容积动力学效应,风扇、压气机的失速区特性,燃烧室的熄火特性,同时建立了发动机进口总温畸变、总压畸变及组合畸变模型;提出了一种基于压力相关度测量的发动机主动稳定性控制技术,通过测量压气机转子叶片尖端区域的压力相关度,得到相关度值穿越阈值的次数,根据穿越阈值次数与喘振裕度值固有的特性关系,得到压气机的喘振裕度,进而通过鲁棒控制方法设计了主动稳定性控制律,并进行了仿真研究,结果表明:相比于常规控制,基于压力相关度测量主动稳定性控制可以实现发动机过渡态过程中压缩系统不进喘,明显提高了发动机过渡态的动态性能.      

航空发动机振动环境谱统计归纳方法及振动试验台复现

为满足航空发动机及机载产品研制过程贴近使用环境的振动考核试验需求,需根据发动机实测振动数据给出振动考核试验所需的输入谱图。依据GJB/Z 126-99中给出的环境测量数据归纳方法,建立了发动机实测振动环境谱统计归纳方法并通过程序实现。利用发动机多架次实测试飞振动数据统计归纳得到发动机测点位置的振动实测谱。基于能量等效及信号频域特征分布一致原则,将归纳得到的实测谱转化为可用于振动台输入的振动环境谱,并在振动台上进行了振动信号的复现试验。结果表明：振动台输出信号与发动机实测振动信号频域分布特征一致,在统计频率带宽范围内振动总量最大相差5.7%,证明了转化方法是合理的,为航空发动机机载设备贴近使用环境的振动考核试验方法提供了真实的输入谱图。     

航空发动机控制问题研究中飞行包线区域的划分方法

根据矩阵扰动分析理论,分析了发动机进口参数的扰动对发动机模型状态系数矩阵特征值的影响,并在此基础上进行了飞行包线区域划分,在应用这一方法得到的飞行区域内,发动机模型的结构参数摄动量可以在指定范围内变化,计算结果也表明该分区方法是正确的。      

燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法

提出了一种燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法.该方法在发动机过渡态性能模型的基础上,变换描述发动机过渡态性能非线性模型中的自变量,最终实现过渡态控制计划的优化设计.以某型双轴混排涡扇发动机的加速过程为例,使用该方法规划得到了满足其加速过程限制的最优控制计划.将得到的控制计划代入发动机过渡态性能模型中进行验证.整体相对优化误差在0.1‰量级,表明该方法具有设计精度高、使用简单等特点.      

基于小波分析的压气机失速故障检测

当发动机发生失速时，会引起压气机内压力信号的变化，这种压力信号的变化可以看作信号的奇异点，利用小波分析所具有的时－频特性和多分辨分析的特点，结合对压气机内压力信号频率成分的研究，通过检测模极大值的方法来确定信号的奇异点，进而探测压气机的失速故障，结果表明，利用该方法可以准确地检测压气机失速故障。