某型航空发动机高温总压探针基础激励疲劳寿命研究

被试航空发动机内涵高温区测试探针的可靠性直接关系发动机试飞试验安全,对其进行疲劳寿命进行预估十分必要。根据Steinberg提出的基于高斯分布和Miner法则的三区间法,结合某型发动机低压涡轮导向叶片截面的总压探针试验时工作环境,推导出发动机基础激励下该总压探针疲劳寿命模型;通过对总压探针所安装的发动机大量试飞试验数据统计分析,得到该总压探针的实际工作温度环境,并进行温度区间划分,计算各区间时间占比、平均频率等;最后通过Ansys软件计算该总压探针在划分的各温度区间下的最大等效应力,代入疲劳寿命模型得出该总压探针的疲劳寿命,从而为被试发动机试飞试验的安全可靠性提供参考。     

某型航空发动机高温总压探针模态分析及强度校核

安装于被试航空发动机内涵高温区的探针的可靠性直接关系被试发动机安全,设计高温总压探针时对其进行模态分析及强度校核十分必要。依据总压探针在被试发动机上的安装接口及内部结构,设计了探针的三维模型,根据大量试验数据统计,得出探针工作的温度范围、对应被试发动机工作状态和探针受到的激励功率谱密度,并通过ANSYS计算总压探针在各个温度下的模态和等效应力,以确定其避开发动机对应转速的激励,并进行强度校核。计算结果表明,该总压探针模态及强度满足使用要求,为探针的设计及装机使用提供依据。     

基于ANSYS的航空发动机测量耙模态分析法

研究了多型航空发动机测量耙的结构。在满足工程要求的前提下,合理简化三维模型,建立了基于ANSYS的航空发动机测量耙模态分析法。通过对两种典型的测量耙进行有限元模态分析,并与相应的扫频振动试验结果进行比较,结果表明:采用基于ANSYS的航空发动机测量耙模态分析法的计算结果较试验件扫频振动试验结果的误差不超过7%,低于工程可接受的误差要求,说明该方法的合理性,为新型测量耙的设计改进提供了重要依据。     

某型发动机风车特性试验研究

研究航空发动机风车状态特性,对于发动机能否成功重新点火,进行空中起动,具有重大意义。通过对某型涡扇发动机在飞行高度3 km~9 km,飞行速度300 km/h~600 km/h风车状态下相关发动机飞行试验数据的分析,得到了发动机高压转速,低压转速及换算转速随高度和马赫数的变化情况,分析了发动机各截面总压压力随马赫数变化情况,获得了该型发动机风车状态下基本特点,为该型发动机空中风车起动的设计及发动机内阻的计算提供了一定的支持。     

航空发动机叶片掉角故障疲劳机理试验方法研究

针对航空发动机叶片掉角故障,提出了一种采用叶片模拟试件进行高阶弯扭复合共振开展疲劳机理试验研究的方法。通过有限元模态分析,优化设计了一种方形平板叶片模拟试件,开展了高阶弯扭复合共振疲劳试验研究,验证了试件模拟叶片掉角故障的可行性。结果表明:模拟试件在"双扭弯曲复合"振型下进行共振试验可模拟引起掉角故障的高阶弯扭复合振型。在开展共振疲劳试验时,发现试件存在复杂的非线性振动特性,该特性对进行共振疲劳试验有重要影响。制定的疲劳裂纹判定方法可准确有效获得共振疲劳试验数据。     

一种航空发动机SVM模型辨识方法与仿真

航空发动机是一个十分复杂的气动热力过程系统,具有很强的非线性,为了对航空发动机进行有效的控制及故障诊断,研究其工作特性,必须建立其数学模型。依据某型航空发动机试验数据,采用基于将试验数据代入对象方程的算法进行系统辨识,建立了该型发动机某一稳态点的状态变量数学模型(State Variable Model)。验模表明,所建模型精度较高,鲁棒性好,能够实时准确反映发动机性能,满足后续控制系统的研究和设计。     

基于深度学习的航空发动机磨损部位识别方法

针对航空发动机润滑系统中摩擦副部件复杂、磨损颗粒能谱监测元素众多,靠人工经验难于进行磨损部位精确识别的问题,提出一种基于深度学习的航空发动机润滑系统磨损部位识别方法。该方法应用一维卷积核为计算单元,搭建一维卷积残差网络模型。以航空发动机润滑油中磨损颗粒能谱分析数据为输入,采用所搭建的一维卷积残差网络模型实现对能谱数据的特征提取以及航空发动机磨损部位的定位识别;以某型航空发动机润滑油中磨损颗粒实测能谱数据验证该方法的有效性,并和Resnet18、Resnet34、CNN等网络模型进行对比验证。结果表明,所提方法对航空发动机磨损部位的识别精度达到95%以上。为了验证模型的鲁棒性和泛化能力,在真实的某型航空发动机能谱数据基础上,对含氧数据和噪声数据分别进行测试,进一步说明该模型用于对磨损定位识别的有效性,具备实际应用的可行性。     

一种复合结构航空测量耙模态仿真方法

针对新型航空测量耙结构方案设计,提出一种可用于不同材料组成的复合结构航空测量耙的模态仿真方法--共面法(Co-Area Methods,简称CAM)。以国内首次研发、用于配装飞机进气道的复合结构航空测量耙为研究对象,建立基于线性假设的共面模型,使用ANSYS开展三维模态仿真,并进行验证试验。结果表明:基于CAM的模态仿真与试验结果较为吻合,最大误差为7.03%,小于工程可接受的误差范围,说明了CAM在复合结构航空测量耙模态仿真中的可行性。     

基于BP神经网络的航空发动机整机振动故障诊断技术研究

本文提出了一种基于BP神经网络的航空发动机整机振动故障诊断方法,详细阐述了该方法的数学原理及其实现算法,并利用某型航空发动机整机振动数据作为数据样本,建立了基于人工神经网络的发动机故障诊断模型。应用MATLAB语言编程计算,结果表明,该方法具有学习速度快、噪声抑制力强等特点,而且诊断准确,大大降低了虚警率,对于航空发动机的整机振动故障诊断研究有重要意义。     

对电液伺服阀技术寿命的评估

引言我所研制的WLF106A 型电液伺服阀在国家重点工程和一些重要的工业部门进行过大规模的工程应用试验,并取得了重要的成果。本文利用这项典型产品的工程应用试验数据,参照“航空机载设备技术寿命和可靠性评估的一般程序和方法”对伺服阀的技术寿命进行评估,初步确定了该阀的技术寿命的平均值,同时对电液伺服阀在工业应用中的失效准则和失效模式作了一些探讨。WLF106A 电液伺服阀简介该产品是一种力反馈型流量控制电液伺服阀。主要用于武钢1700轧钢机液压压下控制系统,也可用于其它工业部门。其结构原     

基于一体化探针的航空发动机内流 多方向压力测量技术研究

航空发动机内流场多方向压力测量可为航空发动机压缩比计算提供重要的数据支撑。本文针对现有多孔探针结合电类压力测量法存在迟滞且测量精度低的问题;结合多孔探针和光纤传感技术优势,设计了一种适用于航空发动机内流多方向压力测试的一体化探针。分析了一体化探针的多方向压力传导与压力测量原理,采用FLUENT软件对多方向气流传导性能进行分析并优化多孔气流传导结构参数;研制了5孔一体化光纤探针并开展了压力测试实验。结果表明:在0.7～1.6 MPa压力范围内,一体化探针各方向压力传感器的平均灵敏度为-16.267μm/MPa,重复性误差小于2.98%,各传感器压力测量最大误差小于1.72%。     

基于改进灰靶理论的航空发动机健康监测方法

为实现航空发动机状态等级的划分与识别、可靠性和剩余寿命的分析以及典型故障的诊断,基于灰靶决策理论、层次分析法和熵理论提出一种航空发动机健康监测方法。首先,以新航空发动机状态监测值作为靶心,用经层次分析法和熵理论综合算法优化权重系数后的灰靶模型计算靶心度;然后,结合故障严酷度和发生概率制定各健康状态等级的划分标准,并将靶心度转化为可靠度,在此基础上结合发动机性能退化曲线计算剩余寿命;最后,计算典型故障数据的靶心度作为参照实现故障类型的诊断。用某型航空发动机气路性能参数监测数据进行验证,结果表明笔者提出的算法可有效实现航空发动机健康监测,该算法具有较好的实用性和准确性。     

环形径向进气工艺进气道设计方法

针对某些小型航空发动机环形径向进气模式,提出了一种用于发动机进口性能参数测试的工艺进气道设计方法。以某型涡轴发动机地面试车台架为研究对象,利用该方法进行了工艺进气道设计,并进一步对设计模型开展了三维粘性数值仿真分析,计算结果表明工艺进气道总压损失仅为0.2%,扩压段壁面漩涡是造成流动损失的主要原因,工艺进气道测量段流场分布均匀,能够较好地满足进口参数测试需求。     

航空发动机燃油系统温升特性研究

为发挥航空发动机燃油的最大使用效益,充分利用燃油对发动机滑油及飞机交流发电机(IDG)滑油的冷却作用,利用多种分析方法对某型航空发动机燃油温升特性进行研究,给出了发动机典型工作状态下的燃油温升特性,并与试验结果进行对比。结果表明提出的分析方法能够有效的计算航空发动机各工作状态下的燃油温升特性。     

某型民用涡扇发动机高原试验简析

我国高原机场数量较多,而高原机场条件会对动力装置以及飞机的性能产生影响。因此,发动机在高原机场进行飞行试验是必不可少的,该试验对改进飞机的起飞和着陆性能有着重要的影响。某型民用涡扇发动机的高原试验中,对引气构型、发动机状态(特指冷态和热态)以及起飞方式不同组合确定典型试验点,对典型试验点的风扇转速(N1)和排气温度(EGT)进行统计并比较,基于试验数据和相似换算参数的比对,得到该型发动机不同状态、不同引气构型及不同起飞方式对性能的影响。该结论具有普遍性,有一定的工程参考意义。     

燃烧室迷宫复合冷却结构流场数值研究

以燃烧室迷宫复合冷却结构为研究对象,采用数值模拟方法研究该冷却结构内部流场、温度的分布情况,获得其流场结构及冷却效率沿轴向的分布规律,并与采用气膜冷却的原型火焰筒进行了对比。研究表明:相对某型航空发动机燃烧室火焰筒,该冷却结构的冷却效率高,流场分布均匀。计算结果对于迷宫复合冷却结构的设计和冷却性能试验研究都具有一定的理论指导意义。     

航空发动机快变信号的匹配同步压缩变换研究

航空发动机快变信号特征提取是航空发动机健康监测与故障诊断的关键技术之一。针对航空发动机快变信号特征提取需求及其瞬时频率快变的特点,提出了匹配同步压缩变换方法。构造了匹配快变信号调频结构的瞬时频率估计算子,能同时考虑快变信号时频能量随频率和时间方向的分布,从而提高快变信号时频表示的能量聚集性,提升航空发动机快变信号提取能力。通过航空发动机主轴承寿命试验机的碰摩故障试验,以及某型航空发动机的碰摩故障诊断工程案例,验证匹配同步压缩变换方法对于航空发动机快变信号处理的有效性。工程应用结果表明,对于航空发动机转子系统动静碰摩故障,匹配同步压缩变换能够有效提取该故障导致的振动信号瞬时频率快速振荡的强时变特征,从而诊断转子系统碰摩故障。     

基于PCA的航空发动机关键部件异常状态检测

航空发动机在航空器中具有重要的作用。针对航空发动机运行状态难以准确检测的技术难题,以航空发动机转子系统为检测对象,开展基于PCA的航空发动机关键部件异常状态检测方法研究。首先,以能够获取到的发动机参数为基础,采用相关分析法,完成航空发动机检测参数的数据挖掘,剔除相关性低的数据;其次,以航空发动机四种典型故障模式为基础,开展基于PCA的航空发动机的异常状态分类;最后,以实际数据对所研究的方法进行验证,确保其异常状态检测结果符合预期。验证结果表明,基于PCA的航空发动机异常状态检测方法能够实现对航空发动机的状态进行检测,误差均在要求范围之内,因此,该方法切实可行,对于其他旋转类设备的异常状态检测具有一定的借鉴意义。     

生产者/消费者模型架构在轴承试验器测试系统上的应用

航空发动机轴承是十分重要的部件,由于其工作环境的特殊性,需要对其进行十分严苛的部件试验和系统试验。部件试验中需要对轴承进行高转速、大扭矩等性能考核,要求试验器测试系统必须真实可靠的实时显示和存储试验数据。本文详细介绍了某型航空发动机轴承试验器测试系统的设计实现,以设计要求为依据,给出设计方案及其实现,同时将生产者/消费者模型架构应用于航空发动机轴承试验器的数据采集系统中,开发出了一套应用虚拟仪器LabVIEW技术平台搭建的试验测试系统,试验结果表明测试系统满足试验器的要求。     

航空发动机整机吞水试验方案设计与验证

吞入液态水是航空发动机不可避免的一种工作场景,因此发动机需要确保在该种场景下能够安全可靠工作。航空发动机在设计定型前均会开展吞水试验,文章阐述了目前较为常用的两种吞水试验标准以及吞水试验前需要重点开展的工作,同时,以某型航空发动机吞水试验为研究对象,提出一种整机吞水试验方案,并对吞水试验结果进行分析,对于其它发动机开展吞水试验具有一定借鉴意义。