普惠齿轮传动涡扇发动机发展路线图

普惠公司在民用航空发动机领域坚持齿轮传动方案。目前全球已有5个机型选装该发动机为动力。普惠准备以齿轮传动涡扇发动机为基础,打造普惠的民用发动机产品线。     

某涡扇发动机加速过程仿真研究

对航空发动机控制系统进行仿真是航空发动机可靠性工程的研究方向之一.本研究针对发动机在加速过程中必须保证发动机不会发生喘振、不出现超温的情况,对加速过程进行了分析.采用部件法建立了分开排气的涡轮风扇发动机加速过程的稳态模型和动态模型.利用Matlab语言及其函数库编写了基于Newton-Raphson的稳态算法,并进行了稳态仿真,得出了高压转速、低压转速、推力等性能参数与供油量之间的关系.研究了迭代法,利用Matlab (Simulink)实现了涡扇发动机的动态仿真,给出了不同加速供油情况下的性能变化情况.最后对3种不同加速时间下的喘振裕度进行了分析,得出了不同加速时间对喘振的影响.     

核心机系列发展方法在5kg/s流量级核心机上的应用研究

在研究国内外核心机系列发展研究成果的基础上,以中国燃气涡轮研究院研制的5 k N推力涡扇发动机的5 kg/s流量级核心机为平台,开展了核心机派生发展10 k N推力中等涵道比涡扇发动机的应用研究。通过对派生发动机方案实施效果的分析,验证了核心机派生发展发动机技术途径的可行性。归纳了系列发展在核心机设计时应考虑的主要因素,以及发展大推力跨度和不同用途发动机时核心机所需的改进设计。     

基于单元体设计的航空涡扇发动机装配标准研究

针对目前航空发动机在装配过程中装配标准缺失的问题,在对传统航空发动机和基于单元体设计的航空涡扇发动机的装配流程进行对比分析的基础上,给出基于单元体设计的航空涡扇发动机装配过程中需要采用的装配过程标准、工艺方法标准、检测方法标准、工装及设备标准、技术基础标准等内容,并对航空发动机装配标准编制工作开展提出了建议.     

高速柔性转子临界转速随支承刚度和轮盘质量的变化规律

以小型涡扇发动机模拟低压转子为研究对象,采用梁单元建立其动力特性的有限元计算模型,并在不同的支承刚度及轮盘质量下,运用转子动力学分析软件SAMCEF/ROTOR,对模拟低压转子的前三阶临界转速进行了系统计算及分析,揭示出了模拟低压转子前三阶临界转速随各支承刚度、各轮盘质量的变化规律,为模拟低压转子的临界转速设计和调整提供了理论依据,可为后续全尺寸模拟低压转子的动力特性试验提供指导。     

某型弹用涡扇发动机振动故障建模与分析

针对某型弹用涡扇发动机振动超标问题,建立了1维有限元梁模型进行仿真与模拟,并结合实际试车数据进行了故障分析和仿真。结果表明:压气机前、后支承刚度对系统第2阶临界转速有很大影响,不合适的支承刚度使系统在工作转速范围内出现第2阶临界转速,从而导致整机振动超标。因此,降低该故障的途径是有效控制支承装配精度。     

航空发动机推力衰退缓解的神经网络控制

针对航空发动机气路部件性能退化导致的推力下降问题,提出一种基于变增量线性规划(LP)优化 神经网络控制方法用于航空发动机推力衰退缓解控制。该方法通过内环控制转速和发动机压比,外环修正发动机指令信号以缓解发动机推力衰退。其中内环非线性自回归滑动平均(NARMA-L2)转速控制器由神经网络训练得到;外环指令修正回路利用变增量LP优化方法调整发动机指令信号。以某型小涵道比涡扇发动机为对象进行仿真验证,结果表明,在4组仿真条件下,设计的控制方法在保证性能退化的发动机不超限的条件下使推力衰退至少缓解了46.5%,验证了该方法的有效性。     

一种涡扇发动机加减速转速变化率闭环控制技术

针对涡扇发动机加减速的特点和控制需求,在对比现有控制算法的基础上提出一种新的转速变化率(N-dot)闭环控制技术。通过引入积分补偿,消除了原理性稳态误差,且控制参数机理清晰,易于设计,具备较高的工程应用价值。针对控制回路切换带来积分饱和的技术难点,设计工程实用的输出回归抗积分饱和方法,实现与其它控制器协调工作。基于涡扇发动机开展了Matlab桌面仿真研究和台架试验验证,结果表明,本文提出的控制技术能够取得满意的控制效果:N-dot反馈能够很好跟随N-dot期望指令,跟随误差在当前期望值的±10%以内,控制算法对噪声不敏感,对于涡扇发动机加减速过程多控制回路切换场景,不存在回路干扰和积分饱和现象。     

基于粒子群核极限学习机的涡扇发动机加速过程模型辨识

针对解析法建立涡扇发动机加速过程模型精度和实时性不高的问题,提出了一种基于粒子群核极值学习机(PSO-KELM)的涡扇发动机加速过程模型数据驱动辨识方法,构建涡扇发动机加速过程模型,结合加速过程试车数据,利用PSO-KELM方法对该加速模型进行辨识。试验结果表明:低压转子转速、高压转子转速和低压涡轮出口燃气总温都较好地逼近了试车数据,最大相对误差均值分别为1.013%,0.355%和1.055%,平均计算时间为0.04ms。精度和实时性均优于反向传播神经网络和粒子群支持向量回归方法,可用于发动机状态监控和性能优化控制。     

大涵道比涡扇发动机侧风试验方法研究

侧风条件对大涵道比涡扇发动机性能稳定性有重要影响。为开展大涵道比涡扇发动机侧风试验,分析了侧风试验标准要求及侧风发生装置的工作原理与调试标定方法,进行了大涵道比涡扇发动机侧风试验研究,制定了侧风试验数据分析方法。开发了1种用于模拟侧风环境的试验装置,并提出了1种风速标定方法和开展侧风试验的程序。结果表明:该试验装置可有效实现航空发动机侧风试验环境,该标定方法可得到侧风试验装置工作状态与试验所需风速之间的映射关系,具有重要的工程指导意义。