模型辨识法诊断发动机故障的分析

利用模型辨识法,以双轴分排涡扇发动机为例,研究当监视参数较少时,发动机故障诊断的 可行性及效果.模型辨识法基于发动机性能仿真模型,在辨识的过程中利用了发动机平衡技 术,考虑了模型的非线性.故障诊断过程中详细讨论了典型工作状态的选择对诊断结果的影 响.研究表明,模型辨识法能够准确定量诊断发动机故障,并得到状态选择的原则.     

组合发动机模式转换过程目标规划研究(英文)

为保证涡轮/冲压串联组合发动机能够实现平稳的模式转换,对能够实现平稳模式转换的多变量多目标规划算法展开了研究。首先论述了所研究的变循环涡轮/冲压组合发动机的结构特点、模式转换工作点的选取原则、涡扇设计参数和冲压模式设计参数的选取原则,并给出了涡扇和冲压模式的设计点性能。针对模式转换过程的各步骤及其控制目标,发展了部件级变循环组合发动机性能模型。在此模型的基础上,把Newton-Raphson算法运用于模式转换过程的多变量多目标优化研究中。研究结果表明,该算法具有很高的收敛性,满足规划目标的最大残差仅为0.06%。最后,利用上述算法设计了模式转换过程的过渡态控制规律,并完成了平稳模式转换过程的过渡态模拟。     

结合统计的模型辨识在发动机故障诊断中应用

以一个双轴分排涡扇发动机为例,研究了数理统计和模型辨识组合方法诊断发动机双故障的可行性和效果.模型辨识法基于发动机性能仿真模型,在辨识的过程中利用了发动机平衡技术,考虑了模型的非线性.运用数理统计方法对辨识法得到的结果进行再处理,弥补了单纯以拟合程度为标准进行故障隔离的不足,定义和选择合适的故障指标,可以在多重故障模型下得到良好的故障隔离效果.      

高推重比涡扇发动机性能寻优分析研究

本文在变几何涡扇发动机推进系统性能模型基础上,采用综合优化方法,分别以安装推力最大、安装耗油率最低和涡轮前温度最低为推进系统性能寻优的目标,针对某高推重比加力涡扇发动机进行了稳态安装性能最优化计算。分析结果表明,对于包含多个可调节几何参数的军用加力涡扇发动机而言,在基准调节规律的基础上对发动机进行性能寻优控制,可以明显改善推进系统的性能,从而大幅度提高飞机的综合作战能力。      

低Re对某小型涡扇发动机性能影响

低雷诺数问题是影响高空长航时无人驾驶飞机的动力装置性能的关键因素之一.定量分析了低雷诺数效应对某小型大涵道比涡扇发动机性能的影响.当雷诺数减小到一定程度后,各部件的性能将发生改变.在发动机整机环境下,增压级和低压涡轮的进口叶弦雷诺数相对更低,受飞行高度和速度的影响也更大.在发动机共同工作条件的作用下,各部件的匹配关系将发生变化,除部件效率的降低以外,部件流通能力的衰减也引起发动机性能的降低.涡轮前温度的限制将使发动机转子转速下降,低雷诺数效应加剧,从而导致发动机性能的进一步降低,推力迅速减小,但发动机涵道比的增加可以减小因部件性能衰退引起的耗油率上升的趋势.     

选择发动机最佳循环参数的一体化方法研究

 航空发动机是飞机的动力装置,它的性能、重量、尺寸都对飞机性能有显著影响。本文从系统工程的观点出发,综合考虑飞机、发动机性能的相互影响和匹配,提出了以最好地满足飞机飞行任务为目标,选择发动机最佳循环参数和调节计划的一体化方法。 本文的应用实例是歼击机动力改型时优选加力发动机的最佳设计方案。计算结果表明:飞机飞行任务不同、改型要求不同、约束条件不同,发动机最佳方案的类型、循环参数和调节计划也完全不同。因此,一体化选择方法具有重要实际意义。     

涡扇发动机过渡过程模拟精化方法

以某涡扇发动机的过渡态性能模拟为研究对象 ,建立了过渡过程中零部件与气流之间的不稳定热交换、由于热交换引起的间隙变化以及引起的部件效率变化的数学模型 ,并且将此模型引入面向对象的航空涡扇发动机过渡过程性能模拟程序的框架中。通过计算分析 ,零部件与气流之间的热交换对发动机过渡过程性能有显著影响 ;过渡过程叶尖间隙的变化引起的部件效率损失是不容忽视的。上述模型的建立将有效的提高涡扇发动机过渡过程性能模拟程序的精度     

涡轮/冲压组合发动机性能分析工具

着眼于建立一套性能分析工具，可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析。为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求，所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念。该工具采用一维气动热力分析技术，使用了经试验验证的各部件特性，同时考虑了气体的变比热性质。通过采用面向对象的程序设计方法，该工具提供了一个性能仿真平台，可供涡扇工作模式，冲压工作模式，涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析，非设计点性能分析，控制规律研究等。借助于该工具，涡扇模式及冲压模式的热力循环分析结果表明，回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素；高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能。     

变几何涡扇发动机几何调节对性能的影响

本文以高推重比涡扇发动机为研究对象,利用所建立的以变几何部件特性为基础的变几何加力涡扇发动机性能模型,详细计算和分析了风扇和高压压气机静子叶片角度、高压和低压涡轮导向器喉道面积4个几何参数的调节对发动机性能的影响。结果表明,在本文计算条件下调节风扇静子叶片角度对发动机性能有显着影响,调节其它3个参数对性能影响不大,但可在控制主要部件在其高效率工作点方面发挥作用。      

高推重比航空发动机调节规律分析

针对先进高推重比涡扇发动机采用的调节规律进行了研究。通过对采用不同调节规律下的混合加力涡扇发动机非安装性能进行对比,分析了高推重比发动机采用的调节规律的优越性。