涡扇发动机加速过程转速预测模型

以某型涡扇发动机为研究对象,深入研究了不同条件下加速瞬态过程的飞行试验数据,通过分析转速的变化特性,建立了该型发动机加速瞬态过程的转速预测模型,同时结合飞行试验数据对发动机预测模型进行了验证,结果表明预测模型计算与飞行试验数据吻合度较高,可用于该型发动机加速瞬态过程的转速预测。     

航空发动机试飞趋势监控模型数据样本容量优化

建立了数据样本库任意两点之间的欧式距离。基于遗传算法对样本容量进行优化,确保满足模型预测精度条件下最大化样本之间的欧式距离,以此确定发动机建模所需的最小数据样本库。在航空发动机实际科研试飞推广应用中,通过有针对性地安排试飞内容,只需要5~6个架次即可建立发动机全状态趋势监控模型,大幅缩短了仿真建模周期。该技术可提高趋势监控模型在非样本点上的表现性能,对后续发动机实时趋势监控的实施有很大的借鉴和指导作用。     

综合压力畸变指数的计算软件设计及验证

设计了专用软件计算稳态压力畸变指数,同时利用该软件绘制了气动界面总压图谱,并利用某风洞试验数据验证了该软件的准确性;设计了数字滤波器对动态压力数据进行处理,研究了滤波器截止频率、数据取样时间对动态压力畸变指数的影响。应用所设计的稳态压力绘图和畸变计算软件及动态压力数据处理方法,对某型飞机飞行时发动机进口气动界面的综合压力畸变指数进行了计算。     

某型发动机空中起动故障分析

某型发动机在飞行试验台上进行空中起动过程中发生了排气温度过高、转速"热悬挂"的现象,介绍了其故障现象,详细分析了相关参数,发现其原因是在发动机起动中没有进行供油高空修正,引发燃油量过大,导致发动机排气温度过高。     

机动过程中飞机通气系统性能计算研究

 燃油箱通气性能计算是通气系统设计过程中的一个重要环节。对某型飞机的通气系统进行了分析,在网络算法和时间微分法的基础上,研究了通气系统供油油箱组和非供油油箱组内空气压力的计算模型,并给出了飞机机动过程中油箱组通气的模拟方法。针对某型飞机油箱通气系统,模拟了某一特定机动过程下,各油箱组内空气压力的变化过程,计算结果用于该机通气系统性能的验证,效果良好。     

某型燃气涡轮起动机空中起动调整试验

利用某型燃气涡轮起动机进行空中辅助起动发动机试验,以期突破其仅用于地面起动发动机的限制,扩展起动机及发动机的起动包线.试验中通过对起动机供油规律的不同方式调整,获得了一定的起动机空中起动调整规律,并保证了该型起动机在5 km及以下高度成功起动.本文的研究工作对于起动机设计、试验及发动机空中起动研究具有一定的工程实用价值.     

某型发动机逼喘试验方法和消喘系统验证研究

分别采用提高发动机供油量和吊舱进口安装扰流板进行某型发动机地面逼喘试验,分析了喘振过程发动机参数的变化情况,研究了两种试验方法的特点,试验结果表明,提高发动机供油量快推油门杆和安装扰流板间歇缓推油门杆进行逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响,在发动机喘振过程中消喘系统投入工作。为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础。     

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比。通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法。为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验。研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析。     

某型发动机喘振特征分析及消喘系统验证试验

分别采用吊舱进口安装扰流板和提高发动机慢车以上状态供油量进行某型发动机地面逼喘试验,研究了两种方法的特点,分析了喘振过程中发动机参数变化情况和喘振原因.结果表明,安装扰流板间歇缓推油门杆和提高供油量快推油门杆逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响:安装扰流板后的加速过程中,总压畸变和空气流量减少引起喘振,前者是主要因素,风扇先喘压气机后喘;提高供油量后的加速过程中,燃烧室油气比始终偏大,稳定工作裕度降低,高压燃气堆积并堵塞了空气流,压气机和风扇先后喘振.喘振过程中消喘系统可靠投入工作.获得了该型发动机的临界畸变指数.为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础.      

基于离散优化的飞行试验点优化设计方法

为了更好地规划飞行试验点以提高试验效率，本文进行了基于离散优化的飞行试验点优化设计。通过显著性检验量化不同自变量对推力模型的影响大小，并依次剔除影响较小的自变量，得到了航空发动机推力模型。首先采用D-最优准则评估试验点组合集的优劣，然后利用自适应遗传算法进行试验点离散优化，并以试验点组合的方式取代遗传算法中的二进制编码过程，在试验限制条件下计算试验点最优组合集。以航空发动机性能试飞为案例进行应用，结果表明：试验点优化设计不仅与试验点的分布有关，也与试验点的数量有关。初始试验点最优组合集的试验点数量为12，得到的推力模型最大误差达到2.45%；最终试验点最优组合集的试验点数量为23，得到的推力模型最大误差不超过0.81%。通过研究表明，本文采用的试验点优化设计方法能够有效得到试验点最优组合集，提高模型精度，满足工程使用需求。