A physics-based framework for online surface roughness assessment for high-pressure turbines

Surface roughness is a critical health parameter of a turbine blade due to its implications on blade surface heat transfer and structural integrity. This paper proposes a physics-based online framework for Gas Turbine Engines (GTE), in order to assess the blade surface roughness in a high-pressure turbine without engine shutdown. The framework consolidates Gas Path Analysis (GPA) based performance monitoring models and meanline turbomachinery analysis, using a novel GPA-meanline matching process. This extracts meaningful performance deviation trends from GPA, while addressing the uncertainties associated with the measurements and modelling. To relate efficiency loss to surface roughness severity, a meanline-based system-identification process has been developed to establish the meanline representation of the turbine stage, and to incorporate the empirical surface roughness loss correlations. The roughness loss correlations have been evaluated against recent transonic test data in the literature. A modification to the compressibility correction factor has been made according to the evaluation outcome, which improved loss predictions compared to the experimental measurements. The framework was tested on the three-year operational data of a cogeneration GTE, and the results verified the framework's potential for online surface roughness monitoring. The predicted surface roughness showed agreement in both trend and the magnitude-level with the measurements reported in the literature.     

多舱段载人航天器氧分压控制仿真分析

为确保乘员安全性,载人航天器需通过氧分压控制系统将密封舱内的氧分压控制在指标范围内.提出了一种两舱段载人航天器密封舱氧分压控制系统数学模型,包括密封舱体、乘员、供氧组件、舱间通风(IMV)等多个子模块.通过与相关试验数据进行对比,证明了数学模型的准确性.针对由两个容积为60 m3密封舱组成的组合体,利用该模型分析了乘员驻留位置、舱间通风量、氧分压监测模式对两舱氧分压的影响.结果表明:当舱间通风量为0.5 m3/min 且6人驻留在氧分压非主控舱时,两舱氧分压上限差别达到2.2 kPa.两舱氧分压差别会随着舱间通风量的增加而减小.单舱监测模式和两舱监测模式对两舱氧分压影响并不显著,当舱间通风量超过1.5 m3/min时,两种控制模式的氧分压控制效果趋于一致.      

基于粒子滤波和似然比的接收机自主完好性监测算法

由于粒子滤波算法在处理非线性系统非高斯噪声问题具有较大的优势,提出将粒子滤波算法与对数似然比方法有机结合应用于接收机自主完好性监测(Receiver autonomous integrity monitoring,RAIM)中。通过粒子滤波算法对状态进行精确估计,利用对数似然比建立一致性检验统计量进行故障检测。在建立全量累加对数似然比和部分累加对数似然比检验统计值的基础上,通过比较系统各状态累加对数似然比和检测阈值之间的关系,进而对卫星故障进行检测。对算法进行了数学建模,描述了RAIM算法流程。通过实测数据对提出的RAIM算法进行验证,结果表明:粒子滤波在非高斯测量噪声情况下可以对GPS接收机状态进行精确的估计,利用对数似然比建立的一致性检验统计量能有效地检测并隔离故障卫星,验证了该算法应用于接收机自主完好性监测的可行性和有效性。     

大涵道比涡扇发动机涡轮监视温度容错解析

提出了对大涵道比涡扇发动机涡轮监视温度的容错解析方法,以避免由于涡轮监视温度传感器故障造成的发动机控制降级,或未检测到故障导致发动机超温.解析方法包含两种:一种是基于涡轮排气总温的解析方法作为主解析方法;另一种是基于空气流量模型的解析方法作为余度解析方法,用于在主解析温度与测量温度差异较大时进行比较取真.使用发动机试车数据进行了方法验证,结果显示:主解析方法的稳态计算误差不超过0.33%;余度解析方法的稳态计算误差不超过0.8%.这表明两种解析方法都是有效的,可以用于发动机容错控制.      

基于物理原型的结构疲劳寿命评估方法

结构所受的真实载荷历程是实现疲劳寿命监控的核心。本文面向结构疲劳寿命在线监测提出了一种基于物理原型的疲劳载荷的反演和寿命评估方法。通过对潜在疲劳危险部位附近的应变场监测,依据结构疲劳危险部位的物理原型,反演结构所受外载荷;然后按照结构疲劳寿命分析方法获得结构的疲劳寿命。完成了一个耳片疲劳寿命在线监测试验,结果表明了本方法的可行性和有效性。     

声发射在微铣削过程中监测刀具破损的应用

应用声发射传感器对微铣削过程中的刀具状态进行监测。通过结合传声器传感器,利用小波分析,声发射传感器能更精确有效地监测刀具破损的现象。分别在几种不同的工件材料进行了声发射监测实验。通过该声发射监测刀具破损技术采集得到信号,再利用小波分析对实验数据分析。结果表明,在微铣削中利用声发射信号来监控刀具状态的可行性。     

液压试验台监控系统设计

介绍了基于研华设备卡为核心的液压试验台监控系统,在Windows2000环境下,以Microsoft VisualC++6.0为开发工具,运用多线程技术、双缓冲技术、模块化设计思想以及硬件中断机制,实现了液压试验监控系统连续实时数据采集、精确定时和实时过程控制。     

关于航空发动机健康监测与诊断技术的研究

主要介绍了当前航空发动机健康监测与诊断技术的主要方法,并对各种方法进行了分析。本文重点介绍了基于油液分析的发动机磨损状态诊断,并对这种诊断方法的发展趋势进行了预测,然后从技术和经济的角度分析了新技术的可行性。     

航空发动机状态监控系统研究

航空发动机的维修方式正在由定期维修向视情维修转变,可以在保证发动机可靠性的前提下,降低发动机的维护费用。状态监控系统的研究是开展航空发动机视情维修的关键步骤。借鉴国外典型的发动机状态监控系统,提出了发动机状态监控系统的结构、功能需求、监控事件的选择,实现了机载状态监控系统的原理样机及其仿真平台,对状态监控系统的研究有一定意义。     

监听时间对声纳浮标阵检查性搜索效能影响仿真

以方形声纳浮标阵检查性搜索为背景,研究了监听时间对声纳浮标阵搜索效能的影响,给出了仿真结果并对仿真结果进行了分析。基本结论为:声纳浮标阵的搜索效能随监听时间的增加而提高;只要开始监听,就可以取得比较高的搜索概率;监听时间的增加和搜索效能的提高不是简单的线性关系,而是大致可区分为快速提高期、平稳提高期和滞涨期3个阶段。应根据作战条件和作战要求合理确定监听时间。