氢氧火箭发动机组件研制阶段可靠性技术综述

氢氧火箭发动机是火箭的"心脏",必须具备极高的可靠性,才能够保证发射成功.国内外针对氢氧火箭发动机开展了大量的可靠性工作.在发动机的研制阶段,通常是按照自下而上的思路,从组件的失效机理出发,开展稳健设计和试验验证,来保证氢氧火箭发动机的高可靠性.组件的可靠性工作主要是基于失效机理开展分析、监测、试验验证和设计改进;同时...     

开式转子发动机计算模型及调节研究

目前先进的开式转子发动机多采用变桨距、双排共轴对转桨作为推进部件。采用双排桨的气动计算方法,根据单排桨特性图计算对应的双排对转桨特性图,验证对转桨性能计算模型。在双轴涡轮喷气发动机计算模型的基础上,添加动力涡轮、行星差动齿轮和双排对转桨,组成开式转子发动机计算模型。采用该模型研究了开式转子发动机的调节计划,对比了等转速和等叶尖速度调节的不同,以及对开式转子发动机高度速度特性的影响,并使用美国PROOSIS模型对计算结果进行验证。结果表明：开式转子发动机模型计算精度较高,可较准确地研究不同设计参数和调节规律下发动机的总体性能,其中固定桨扇叶尖速度的调节计划在较低飞行速度下具有高推力、低油耗的优点,可以获得较好的全包线性能。     

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

基于燃气发生器的概念分析了分开排气涡扇发动机的效率划分。在此基础上,通过理论推导证明了分开排气涡扇发动机的最佳外涵风扇增压比的存在判据,及其单位推力、效率和耗油率极值的等价性。给出的判据可以作为实际分排涡扇发动机设计中的最佳外涵风扇增压比的选择依据。针对两型大涵道比分开排气涡扇发动机热力循环分析的结果表明:当外内涵排气速度的比值与风扇、低压涡轮效率的乘积相等时,发动机的总效率和单位推力最大,耗油率最低,从而证明了本文给出的效率划分和最佳外涵风扇增压比判据是合理的。      

压气机过渡段造型及三维数值模拟

提出一种基于S形曲线压气机过渡段造型方法.该方法将过渡段造型归结为S形内壁曲线拐点相对位置,面积分布率极值及其极值点相对位置3个几何控制因素.并采用此方法构造了一系列压气机过渡段,并针对这些过渡段进行三维数值模拟.结果表明:面积分布率极值是影响过渡段性能最重要的因素;可以通过调整面积分布率极值来控制过渡段最大面积处相对马赫数,减小外壁气流附面层厚度及支板形成的低压尾迹区;同时,配合变化较陡的内壁造型和合理的面积分布率曲线极值点相对位置,可以改善外壁形状,抑制附面层变厚.对于所研究的过渡段,内壁拐点相对位置为0.18,面积分布率极值点相对位置为0.20,相对马赫数为0.65时,总压损失最小.      

航空发动机传感器解析余度模型的建立方法

为了使用解析余度模型对传感器故障进行诊断,提出了1种基于K-均值聚类与改进微分进化算法优化的极端学习机(IDE-ELM)的发动机传感器解析余度模型建立方法。为避免求解ELM算法时H矩阵奇异,采用K-均值聚类对试验数据进行聚类处理,然后从每类数据中选取1组数据组成训练样本用于训练;利用IDE算法优化ELM的输入层权值和偏置,提高ELM的泛化能力。利用飞行试验数据进行了仿真验证。结果表明:基于K-均值聚类和IDE-ELM设计的传感器解析余度模型具有较高的精度,可用于FADEC系统双通道传感器的故障诊断。     

航空工业中的信息编码技术研究

针对现代航空制造业对信息编码的需求 ,论述了信息编码体系设计的内容、方法以及其中的多项关键技术 ,并介绍了航空CIMS工程中采用的信息编码体系方案     

航空发动机数控系统执行机构回路故障诊断和容错控制方法

提出了航空发动机数控系统执行机构控制回路基于数学模型的故障诊断方法,以及针对执行机构位置传感器故障的控制算法容错控制方法。工程应用结果表明能显著提高故障诊断准确性和快速性,有效地实现容错控制,且实施方便、实时性好,对提高航空发动机数控系统工作可靠性具有重要作用。      

某型发动机数控系统的相似参数自适应控制

针对航空发动机在全飞行包线非线性和时变的特点,提出了参数自适应PID控制器设计方法,研究了用最小二乘法和相似参数法两种参数估计器进行在线参数辨识和参数整定的问题。通过与发动机线性模型和部件级非线性模型的仿真,对两种控制算法进行了比较,确定了相似参数法自适应PID控制器具有稳定性好,计算简单,适用于全包线等优点。将相似参数法自适应PID控制器用于某型航空发动机全权限数控系统,通过试车和试飞,验证了该方法的优点。      

民用航空发动机运行支持体系架构设计

民用航空发动机运行支持体系是当前民用航空运输市场的准入条件,也是适航法规规定的强制要求。为构建中国民用航空发动机运行支持体系,通过剖析中国民用航空发动机运行支持体系建设所面临的问题与挑战和对国际主流标杆企业的案例,采用系统工程和流程建模的方法进行中国民用航空发动机运行支持体系总体架构设计。民用航空发动机运行支持体系包括流程架构、标准架构、信息化架构、技术研究架构等核心要素;其核心业务由客户支援、工程技术、技术出版物、航材支援、培训与大修/维修6个模块组成;系统工程方法可将运行支持体系与设计、制造保证体系有效地结合。     

飞机与发动机健康管理系统一体化标准研究

对急需的飞机与发动机健康管理系统一体化标准技术内容展开了讨论。飞机与发动机健康管理系统一体化标准对飞机和发动机研制存在较大影响,国外现代军民用飞机和航空发动机研制已积极开展飞机与发动机健康管理系统一体化设计。制定飞机与发动机健康管理系统一体化设计技术标准,可为我国飞机/航空发动机一体化研制提供重要借鉴。