叶片开缝和边界层抽吸耦合控制压气机失速裕度的数值研究

为了进一步优化压气机的整体性能，提出三种叶片开缝和边界层抽吸的耦合流动控制方案。首先，利用数值模拟的方法，研究叶片开缝或边界层抽吸对跨声速轴流压气机流场结构的影响机理。然后，详细研究了边界层抽吸分别与三种不同叶片开缝的耦合流动控制方案对压气机整体性能的影响。研究结果表明，与叶片开缝或边界层抽吸的单独应用相比，三种耦合流动控制方案都使压气机实现了更宽的稳定裕度。全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案稳定裕度改进量为1.27%，中间叶高开缝的耦合方案和上半叶高开缝的耦合方案稳定裕度改进量分别为1.67%和1.35%；在近失速点处，相比较全叶片开缝与边界层抽吸的耦合方案，局部开缝与边界层抽吸的耦合方案应用后，总压损失和效率降低；上半叶高开缝的耦合方案在三种耦合方案中稳定裕度最高，所以叶片开缝和边界层抽吸的耦合方案是可行的。     

真实进气条件下发动机稳定裕度损失评估

为了确定航空发动机压缩系统在进气总压畸变条件下的稳定裕度损失，开展了基于平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞中实测的总压畸变图谱进行等效转换，转换结果作为平行压气机模型的输入，得到畸变条件下压缩系统的稳定边界，再通过试飞数据确定压缩系统的流量，从而确定畸变时刻压缩系统的稳定裕度损失。对某型涡扇发动机进行计算，得到周向总压畸变强度为3.3%时风扇的稳定裕度损失为3.8%。通过对两种不同畸变强度的周向总压畸变的计算结果的对比，表明该方法可用于确定总压畸变条件下的稳定裕度损失。     

叶片脱落超转保护概率设计方法研究

针对航空发动机传统的超转保护设计未考虑材料、载荷和制造公差分散性的问题，本文提出了一种基于概率的叶片脱落超转保护设计方法，建立了一种基于响应面法的叶片脱落超转保护设计概率模型，并给出了具体算法，采用多项式拟合叶片脱落超转保护设计极限状态函数，利用Monte Carlo方法获取了轮盘破裂转速分布和叶片脱落转速分布。运用概率设计方法对某发动机涡轮转子进行叶片脱落超转保护设计，结果表明：与传统方法相比，基于叶片脱落超转保护设计概率模型设计的轮盘破裂转速均值降低了约5.4%，轮盘质量减轻了约7.2%。     

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化稳定性控制研究

为了实现发动机在大机动飞行时高品质稳定运行,提出了一种基于辅助进气门调节的进气道/发动机一体化稳定性控制方法。基于进气道CFD模型,通过飞行条件和辅助进气门开度计算出口性能参数,考虑总压畸变对风扇特性的影响,建立了进气道实时模型和总压畸变模型,并将其与发动机部件级模型匹配,建立进/发一体化模型。为了直接控制发动机安全裕度,选取发动机部分可测参数作为输入,通过非线性拟合方法建立风扇喘振裕度实时估计模型,相比于直接压比控制可以充分发挥发动机的潜能。进/发一体化控制是通过调节辅助进气门开度,控制进气道出口总压恢复系数,以满足发动机进口截面需求,并基于H∞鲁棒控制实现对发动机的转速和安全裕度的控制。仿真结果表明,所提出的方法可以实现发动机在大机动飞行过程中安全稳定工作,推力损失不超过2%。     

基于稀疏分解的压气机气动失稳检测

为及时可靠地检测出气动失稳现象,保障压气机的安全工作,采用Laplace小波构建原子函数库,引入稀疏分解算法提取阻尼比小于0的信号成份,通过与预设阈值比较内积值的大小,进行气动失稳信号的检测。结合在线检测系统的特点,将Laplace小波蜕化为衰减正弦函数,限定了参数取值范围;并仅进行一步匹配追踪,由此减少了稀疏分解的计算量。采用压气机试验台实测数据验证,该方法可以在压气机进入喘振前49~154ms准确发出报警信号。     

运输类飞机平尾失速敏感性及其试飞技术研究

从平尾失速理论研究出发,探讨了可能产生平尾失速的飞行状态,总结了可用于运输类飞机平尾失速敏感性研究的飞行试验技术,研究了平尾失速和机翼失速的相互区别,帮助飞行员在遇到机翼失速或平尾失速时进行必要的清晰判断,并采取适当的改出方法,从而保证飞机飞行安全.研究结果可为未来大型运输类飞机平尾失速敏感性试飞提供很好的技术支持.     

三级风扇进气压力畸变特性分析

基于多子区平行压气机彻体力模型,就某风扇特性和S2流面计算结果进行了气动稳定性的评估与分析.介绍了进口流场畸变对风扇稳定性影响的数学模型,并阐述了该模型的求解方法;计算和分析了压力畸变对风扇稳定性影响的结果,并讨论了压力畸变在风扇系统中的传递和分布情况.计算结果表明:风扇在相对换算转速75%下稳定裕度储备可能不足;中低...     

采用正弯静叶的压气机在不同轴向间隙下时序效应的实验

实验研究了一台采用正弯静叶的低速压气机在不同轴向间隙下的时序效应,详细测量了二级静叶出口的横截面流场.实验结果表明:随着轴向间隙的减小,时序效应未见明显变化,压气机扩压能力增强,输入扭矩随之增加,效率则呈现出先增大后减小的趋势,表明存在最佳周向间隙,同时喘振裕度有所下降.     

闭路制导下提高姿态控制精度方案研究

为满足闭路制导对姿态跟踪精度的要求 ,本报告提出了一种新的控制方案 ,即具有积分性质的姿态控制方案 ,对其进行了详细的理论分析 ,并在此方案基础上完成了某型号稳定性分析 ,进行了数学仿真试验验证 ,结果表明 ,在不损失原方案裕度的基础上 ,姿态偏差得到了有效控制     

基于差分隐私的航空发动机喘振故障检测

为保护航空发动机数据集包含的众多敏感数据,将差分隐私技术融入卷积神经网络中,提出一种具有差分隐私的卷积神经网络故障检测模型(DP-CNN模型)。阐述了卷积神经网络和差分隐私技术的基本理论和计算步骤,采用差分隐私随机梯度算法更新神经网络参数以建立DP-CNN模型。运用DP-CNN模型对航空发动机喘振故障进行检测,并与其他故障检测模型(支持向量机,长短时记忆网络,多层感知器)的检测结果进行对比。结果表明,DP-CNN模型在准确率、召回率以及f1-sc ore上都更高,分别达到了95.3%、94.6%和96.5%。