涡轮泵典型故障仿真与辨识系统设计

涡轮泵是液体火箭发动机的关键部件,工作环境恶劣,故障率较高。特别是复杂高温、高压燃料冲击的转子系统,极易发生不平衡、不对中和叶片掉块故障。迫切需要探究涡轮泵转子常见的故障机理,阐明故障特征,建立典型故障的辨识系统。通过分析故障力模型,分别建立了考虑转子不平衡、不对中和叶片掉块的动力学模型,确定涡轮泵转子振动特征,明确转子时域、频域信号以及轴心轨迹。进一步搭建基于Matlab GUI平台的涡轮泵典型故障仿真与辨识系统,并对测试数据开展处理。研究表明,不平衡故障时域波形为正弦曲线,1倍频占优,椭圆形轴心轨迹;不对中故障时域波形由2组不同的正弦曲线组成,2倍频占优,“内8”形轴心轨迹;叶片掉块时域波形存在突变现象,1倍频占优,轴心轨迹在掉块发生前稳定,掉块发生后较为杂乱。结果表明,信号频域特征是故障辨识的关键,辅以时域特征,能准确辨识出3种典型故障,该系统能够为涡轮泵转子故障辨识设计提供技术支撑。     

轴流压气机端壁失速的耦合扩稳方法及机理研究

为了探索可有效控制轴流压气机端壁失速的扩稳方法,将缝式处理机匣与叶顶喷气进行耦合设计,参数化研究了缝的长度、位置和角度对压气机性能的影响,结合非定常数值模拟阐释了"耦合型处理机匣"的扩稳机理以及影响压气机效率的作用机制。研究结果表明,在"耦合型处理机匣"作用下,压气机失速裕度提高18%,压气机效率在小流量工况略有提高,在设计工况降低0.21%。缝长度是影响压气机性能的关键,其最大长度不应超过叶顶轴向弦长的50%,缝的位置和角度的影响程度有限。"耦合型处理机匣"内存在缝内循环和由缝到喷嘴间的循环两种主要流动形式,这两种循环在有效控制叶顶泄漏涡的同时降低了叶顶负荷,是提高压气机失速裕度的主要原因。"耦合型处理机匣"与压气机间的作用具有自适应性,这种自适应性降低了其对压气机工作点效率的负面影响,同时保证了对叶顶堵塞的控制效果。缝与喷嘴的耦合设计具有不降低压气机效率的同时,大幅度提高压气机失速裕度的潜力。     

军用航空发动机特征分析

简述了军用航空发动机的发展历程,介绍了变循环发动机的相关概念,总结了第三、第四代战斗机发动机的结构/性能特点和技术特征,重点分析了第五代战斗机推重比12~15发动机的技术特征。结合自适应发动机技术发展(AETD)项目,预估了三外涵变循环发动机的结构和性能特点,得出了第五代军用航空发动机的性能优势。根据归纳出的军用航空发动机总体性能发展趋势,对未来战斗机发动机的发展进行了展望。     

基于H ∞ 回路成形的变循环发动机多变量控制

为了进一步提升变循环发动机的性能，针对3输入3输出变循环发动机模型，利用相对增益矩阵（RGA）分析了发动机内 部的耦合性；采用基于目标函数的2自由度H ∞ 回路成形法设计了多变量控制器，并与传统单变量PI方法做了对比。仿真结果表 明：多变量控制系统具有良好的扰动抑制能力和跟踪性能，且能够顺利实现模态转换；与单变量方法相比，在同等的穿越频率及相 位裕度约束下，n 1 回路阶跃响应的超调量减小了95.3%、调节时间缩短了51.5%；πe回路的最大偏移量减小了89.69%、调节时间缩 短了27.4%。表明多变量方法可以对变循环发动机进行有效控制且在跟踪控制过程中的性能更优，可以显著提升变循环发动机 的性能。     

低雷诺数下翼面局部振动增升机理研究

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析局部振动对非定常流动演化的影响规律,揭示其增升机理。研究结果表明:翼面局部变形的增加会有效降低翼型上表面的前缘压力;非定常流动分离中旋涡之间的距离及其演化频率与振动频率的关系是影响翼型翼面局部振动增升效果的重要因素。当流场主频率与振动频率相同,次要频率为主频率的2倍,即发生锁频时,翼面振动产生的移动分离泡能够使分离区从主流获取更多的能量,使翼型上表面保持较低的压力,有效提高翼型升力。     

基于一维模型的涡轮过渡流道优化设计

降低涡轮过渡流道的损失,缩短其长度,增大其径向偏移,是提高高涵道比涡扇发动机经济性和环境友好性的重要手段之一。目前研究基于所发展的一维涡轮过渡流道性能预测方法,提出了涡轮过渡流道设计的优化问题,融合单纯性优化方法,建立了一套有自主知识产权的涡轮过渡流道初步优化设计体系,用于涡轮过渡流道的快速设计。文中简要讨论了涡轮过渡流道的一维性能预测方法,给出了一维优化过程中所涉及诸多因素的确定,如几何的参数化、目标函数的确定,优化方法的选取、初步设计的建立以及优化的流程等。最后,以某实际涡轮过渡流道的优化设计为研究对象,对所发展的方法进行了验证,结果表明优化后的流道在总压损失和压升方面都较原型有了提高。通过目前的设计算例,充分确认了方法的鲁棒性和有效性。     

剪切同轴式喷嘴中心管壁厚对火焰的影响

为了研究剪切同轴式喷嘴中心管壁厚度对火焰的影响,针对LOX/CH4火焰,采用数值方法计算了三种不同喷嘴中心管壁厚的长方体形燃烧室内的燃烧过程,计算表明,对于较大的管壁厚度,在紧贴管壁下游的区域将形成较大的回流区,有利于火焰稳定在喷嘴出口处,还给出了采用相同几何结构燃烧室的LOX/CH4燃烧试验结果,试验也得出了同样的趋势,随着中心管壁厚度的增加,火焰中心明显前移。     

测量系统特性对压敏涂料校准影响的实验研究

针对压敏涂料(PSP)的特性,基于自行建立的光学压力测量系统,研究了CCD相机光圈与激发光源强度对校准结果的影响。对压力为27.4～147.4kPa,相机光圈F值为2.8～11.0,激发光源在200W、400W两种强度条件下分别开展了国产压敏涂料的校准实验,每一采样点采集20次。通过对所采集荧光图像进行平均、比运算等一系列图像处理后,可得到不同条件下的压力校准曲线,分析了相机光圈与激发光源强度对压敏涂料压敏特性的影响。实验研究结果表明:经过比运算可以消除系统和光照不均匀对压敏涂料发光的影响;激发光需具有一定强度,激发光的强度要足以使涂料中的光敏分子产生能级的跃迁;相机的光圈值越大,所采集到的图像信噪比越大,获得的压敏涂料校准曲线斜率越大。     

航空发动机篦齿-橡胶涂层机匣碰摩实验

为了探明航空发动机增压级篦齿与橡胶涂层机匣碰摩引起的转静子振动特征,设计了转静局部碰摩实验器,测量和分析了不同转速碰摩过程中的转子振动位移、机匣与支座振动加速度、机匣与弹性支承应变、机匣温度等信号的时频域变化规律。结果表明,橡胶涂层的可磨损性和可熔化性对转静碰摩振动特征影响较大,碰摩过程中转静接触状态动态变化,碰摩呈现出能量高、突变性强、短时自脱离的特点,碰摩过程测量信号经过突变后可快速恢复原状态,碰摩激起转静子耦合振动,产生转子、静子固有频率共振,同时存在机匣固有频率与转频的调制振动。     

民用涡扇发动机燃油系统健康指标选取

针对民用涡扇发动机燃油系统工作环境恶劣、性能衰退情况频发、表征健康状态的量化指标缺乏的现状,通过机理分析对发动机燃油系统关键部件（燃油计量装置、压差控制器、主燃油泵和增压关断活门）的健康指标选取策略进行了研究。基于已验证的某型民用涡扇发动机燃油系统AMESim模型,注入计量活门内泄漏、电液伺服阀零偏增大、压差活门内泄漏、主燃油泵外泄漏等典型的性能衰退模式进行了性能衰退仿真,并根据燃油系统可测量信息选取了计量活门组件、压差控制器、主燃油泵等作为特定性能衰退模式的健康指标。仿真结果表明：所选取的健康指标对于典型性能衰退模式表现出了良好的监测能力,可作为燃油系统健康状态量化指标评估标准,为燃油系统健康管理和视情维修策略的制定提供参考。