三轴承旋转喷管矢量偏转规律及流场特性研究

基于短距/垂直起降战斗机用三轴承旋转喷管的特殊设计要求,通过几何约束条件开展了三轴承旋转喷管型面设计方法及运动规律推导与研究,研究了非线性和线性两种喷管矢量角控制规律下的三段筒体随时间的旋转规律。根据小型涡轮喷气发动机的几何尺寸,利用发展的型面设计方法和喷管筒体旋转规律,设计了小尺寸三轴承旋转喷管,并利用CFD数值模拟技术对该喷管的流场特性进行了计算与分析。通过CFD数值模拟技术得到了不同矢量角下喷管的三维流动特性及不同落压比下的气动特性。结果表明:采用喷管矢量角非线性控制规律可以减少非线性控制变量,保证喷管机动性的前提下减小了喷管的设计难度和控制复杂度;基于小型涡轮喷气发动机设计的三轴承旋转喷管0°的推力系数较理想喷管低,90°的推力系数较理想喷管高,喷管在地面最大落压比下0°比90°推力系数高约1%。     

基于HHT的航空发动机气动失稳信号

针对航空发动机工作范围内存在的气动失稳现象,运用希尔伯特-黄变换(HHT)分析其信号的时变特征;通过对其处理非线性、非平稳信号分析新方法与其他时频分析方法的对比,并对HHT存在的问题进行针对性解决,使其适应航空发动机气动失稳数据分析的要求.并在Labview平台上通过数字仿真试验实现和验证了HHT方法;结果表明:此算法准确有效;通过航空发动机工程试验数据的处理过程,验证了HHT在处理此类相关问题时的可行性、适用性,同时指出其仍然存在的缺陷.     

航空发动机喷管隐身修形设计技术分析

介绍了国外航空发动机喷管隐身修形设计技术在轰炸机、战斗机及无人机上的应用,阐述了喷管隐身修形设计技术的基本原理及其在实现发动机红外隐身及雷达隐身方面的重要性。分析了喷管锯齿修形设计技术对飞机/发动机的气动特性、红外及雷达隐身的影响,着重分析了锯齿结构对高温气流核心区长度的影响,获得了飞机类型、作战目的、喷管类型等因素与喷管锯齿修形设计技术选取的关系,及2元喷管锯齿形结构与轴对称喷管锯齿形结构的设计原则。     

航空发动机气动失稳在线监测试验技术

针对航空发动机试验时缺乏有效安全监控措施的技术难题,开展航空发动机气动失稳在线监测试验技术研究。通过分析发动机试验失稳动态特征数据,设计基于时频-小波的气动失稳辨识算法,研制出具有国内自主知识产权的航空发动机气动失稳在线监测系统。结果表明:该系统能够准确、及时地检测到发动机失稳特征信号,辨识系统响应时间优于50 ms,工程实用性高,具备对发动机试验气动失稳在线预警能力。      

航空发动机全流程因次分析和涡轮的故障诊断

分析了涡轮喷气发动机，当压气机和涡轮子共同工作时，沿流道各部件气动参数的变化。对涡轮喷气发动机性能设计和可靠性改进，有一定参考价值。     

喷管与机后体一体化设计初探

航空燃气涡轮发动机尾喷管在装机时发生了诸如气动、燃烧、冷却和结构等一系列问题。为此,进行了气动热力分析和结构可行性分析;借助喷管与机后体一体化设计技术,进行了新的流路设计、内流和外流冷却系统设计,改进了快卸环设计和多项结构设计,并进行了试验验证,最终取得了良好的装机效果,获得了使用部门的好评。     

混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计方法

为使混合排气二元收敛喷管的设计在满足发动机推力性能要求的同时,也具有良好的红外特征信号抑制效果,从固定式混合排气二元收敛喷管的设计要求出发,提出了一套混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计的方法和流程.并通过算例计算验证了该设计方法的可行性.另外,计算结果表明:二元喷管的进口截面位置、喷管总长、出口面积以及出口宽高比等几何参数对实现喷管推力性能均起到关键作用;而合理确定出口宽高比,对实现喷管红外隐身性能具有重要作用.      

二元喷管对发动机性能影响的实验研究

用涡喷-6发动机，在地面台架上对二元收敛喷管和轴对称收敛喷管进行了发动机性能的对比试验，研究了二元喷管的气动特性和喷口面积的影响。结果表明，二元喷管对发动机推力和耗油率影响不大，在发动机最大状态，二元喷管推力约比轴对称喷管小1．0％，耗油率增加约0．7％。     

军用航空发动机防火和耐火试验研究

根据CCAR-33-R2《航空发动机适航规定》中的防火、耐火适航条款和GJB241A-2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、GJB 242-1987《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》,分析军用航空发动机防火、耐火试验验证的现状,提出加强军用航空发动机防火、耐火试验验证的意见。     

全尺寸二元喷管红外辐射特性研究

 设计了一种全尺寸二元收敛喷管,用涡轮喷气发动机 WP-6作为燃气发生器,在发动机处于最大状态时,用红外光谱仪对二元喷管及尾喷流的红外辐射进行了测试。研究结果表明,与基准喷管相比,在发动机产生相同推力的条件下,二元喷管改善了喷口和尾焰红外辐射的光谱分布,减小了红外源的尖峰辐射,明显降低了发动机的红外辐射强度。     

基于机匣测点信号的航空发动机滚动轴承故障诊断灵敏性分析

研究了基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断的灵敏性问题.首先利用两个带机匣的航空发动机转子试验器进行了冲击响应试验,比较了滚动轴承处冲击激励引起的轴承座测点响应和机匣测点响应的差别;然后利用这两个带机匣的转子试验器进行了滚动轴承故障模拟试验,详细对比分析了轴承座测点信号和机匣测点信号的时域波形、频谱和小波包络谱.结果表明:当滚动轴承和机匣的连接刚度较小时,故障滚动轴承的振动信号传递到机匣上时会产生很大的衰减,然而利用传统的基于小波包变换的包络解调方法仍然可以很好地诊断出外圈故障和内圈故障,对于滚动体故障的诊断效果略差.研究结果对于实际中基于机匣测点信号进行航空发动机滚动轴承故障诊断提供了试验依据.      

航空发动机电子控制系统的小型化SIP技术

针对电子装备小型化的需求,开展了对航空发动机电子控制系统的系统级封装(SIP)技术研究.以一个航空发动机电子控制系统设计为例,采用芯片堆叠结构,将多个裸芯片管脚用键合线引至电路衬底上的连接点,辅以印制板电路,构成完整的电路系统.通过设计优化和信号完整性仿真分析来控制信号质量,试验验证了在保证电路板信号质量的情况下,采用SIP技术,面积缩小约80%,质量减少约70%.研究显示系统级封装技术是未来航空电子控制系统小型化、高可靠的发展方向之一.      

发动机转子系统早期故障特征提取方法

对飞机发动机转子系统早期故障特点进行分析的基础上,提出了利用虚拟仪器和Matlab小波工具箱分析软件对其早期故障进行检测和特征提取的方法.文中对早期故障特征量的选取、有用信号与噪声信号的分离方法、突变信号与奇异信号的特征提取等进行了分析和研究,并以转子早期碰摩和早期不平衡为例进行了实验研究.结果表明,Labview和Matlab小波分析软件相结合,能够快速有效地提取发动机转子系统的早期故障特征,为发动机转子系统早期故障的快速识别提供了一种新途径.     

基于涡轮导向器增燃技术的总体性能与燃烧组织

为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标,应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧,提高涡轮内燃气温度,从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势,分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题,得出如下结论:①对于射流旋流方案,径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用;降低燃烧凹环内当量比,可提高燃烧效率,从而降低CO,UHC(未燃碳氢化合物),NOx等污染物排放量.②当二次气流角为60°时,射流涡流方案各项燃烧性能较好.     

基于MDO策略的民用航空发动机概念设计研究

以某型民用涡扇航空发动机概念设计为例,集成了总体方案（包括热力循环分析、质量评估、噪声评估、氮氧化物排放评估）、风扇（包括气动设计、强度分析）、低压涡轮（包括气动设计、强度分析）3个子系统,以设计点耗油率、整机质量、飞越状态总声功率级、进近状态总声功率级和燃烧室氮氧化物排放量为优化目标,进行了基于多目标的整机多学科设计优化（MDO）的研究。对比研究了单学科可行(IDF)、协作优化(CO)和不对称子空间优化 (ASO)3种典型的优化策略及其在整机MDO中的应用,探讨了整机 MDO的建模方法、子系统间数据传递及解耦方式。结果表明:3种策略优化效率相当,优化时间最大相差742s;CO策略与ASO策略在整机MDO应用中优化效果较好,综合评价指标分别降低了0.82%和0.86%。      

基于模糊积分的航空发动机MTBF动态评估方法

针对传统评估方法无法解决航空发动机可靠性评估的滞后问题,采用模糊积分方法建立航空发动机动态可靠性评估模型.引入故障强度因子,建立降半正态型分布的故障强度因子函数表示故障纠正过程.通过故障强度因子得到模糊密度,采用Choquet模糊积分方法融合发动机各阶段可靠性指标,解决了航空发动机可靠性指标的动态评估问题.对在研的某小型涡扇发动机进行了应用研究,结果表明采用Choquet模糊积分数据融合方法进行动态评估能考虑到不同阶段故障数据的重要性,对发动机当前的可靠性水平能给予更加科学的评价.      

航空发动机转速信号的ARMA模型预测方法研究

提出了一种基于时间序列理论的分析和预测某型航空发动机转速信号的方法,建立了描述发动机额定转速变化规律的ARMA（3,1）模型,并对发动机转速进行预测。结果表明,所建模型能够以较高精度预测未来一段周期内发动机转速信号的发展趋势和数值大小,说明采用时序分析方法进行航空发动机转速信号预测有效可行。     

航空发动机MTBF的Bayes评估

针对航空发动机的试验样本量和故障数据少,采用传统的数学平均值法对其平均故障间隔时间（MTBF）评估不能反映其真实可靠性水平的问题,基于Bayes理论,把历史试验数据视为先验信息,采用矩等效方法确定先验分布,然后通过Bayes理论综合现场试验数据,建立了一种基于Bayes理论的航空发动机MTBF评估方法。该方法可以扩大MTBF评估所需的信息量。采用所提出的Bayes方法对某航空发动机MTBF进行评估,得到其MTBF评估值为302.68h,比采用数学平均值法约提高了18.7%,评估结果更符合实际。表明该方法可应用于航空发动机MTBF的评估。      

民用航空发动机传感器信号重构方法及其应用

以转速传感器为例,研究了基于信号合成的航空发动机高精度的传感器信号重构方法.针对民用大涵道比涡扇发动机,分析选取了用于转速传感器信号合成的参数,完成了传感器信号全包线稳态合成和动态补偿的原理分析及设计.利用发动机控制系统全数字仿真平台,对信号合成的结果进行了仿真测试.结果显示:转速合成信号的稳态误差不超过1%,动态误差不超过3%,表明该传感器信号重构方法具有高精度.      

航空发动机参数不确定模型辨识方法

针对航空发动机线性模型在工况点附近使用范围较小的问题,提出一种航空发动机不确定性模型辨识方法。该方法使用非线性规划处理航空发动机模型辨识问题,求解过程考虑线性模型中矩阵参数不确定性的影响,以期获得一个具有适用范围大、形式简单的航空发动机模型。使用该方法对DGEN380发动机在某一稳态点进行辨识,定义实际工况偏差参数和模型最大偏差参数分析DGEN380发动机参数不确定模型的误差范围。使用实验数据与参数不确定模型仿真结果进行比较,结果表明油门杆角度变化小于22%时,参数不确定模型与实际发动机状态的偏差量较小,能够在1%误差范围内模拟实际发动机状态。