MEMS高温温度传感器的研制与测量精度研究

航空发动机智能化及其他机械系统的智能化需要原位集成制造的传感器,为此研制了发动机涡轮叶片原位集成高温传感器.该高温传感器采用MEMS微制造工艺将厚度在微米量级的微小传感器原位集成在航空发动机涡轮叶片表面,利用微技术制造的传感器和标准的热电偶进行了一系列的高温测量试验和一系列细致的高温温度表征测量研究.该微制造工艺攻克了两项技术难关:曲表面的光刻技术和高温绝缘层的制作技术.涡轮叶片表面原位集成的微传感器不仅可以原位测量高达800℃的环境温度,并且具有很高的机械强度,可以承受高达40 g的振动和100 g的冲力.研究还表明,在高温测量环境下,高温测量精度和高温环境下的温度场(高温温度的空间分布与升温时间迟豫)密切相关.由于高温环境温度场的差异,可以产生高达10%的测量本征误差.  

基于融合EKF的航空发动机气路性能健康预测

针对集中式滤波算法存在计算效率不高、容错性差,引入融合滤波的思想,提出采用非线性融合的联邦式扩展卡尔曼滤波器进行发动机气路健康性能预测.子滤波器根据量测参数完成发动机部分健康性能的局部估计,主滤波根据子滤波器估计参数完成融合滤波估计,并将状态估计值和协方差反馈至子滤波器用于下一步健康预测.通过某型涡扇发动机仿真表明:融合EKF滤波器能准确地预测发动机的健康状态,估计稳定收敛时间短、计算时间短、效率高.  

浅析基于模型的航空机载软件集成调试

针对航空机载软件集成调试严重依赖硬件资源、迭代周期长、成本高的问题,提出了基于模型的机载软件集成调试流程,描述了3种不同层级的集成调试方法,介绍了各级调试的调试对象、调试目的,调试依据和活动;给出了集成调试环境的基本架构,探讨了不同层级集成调试成果的复用方法,总结了该流程在航空发动机机载软件研制过程中的应用情况以及验证结果,证明了基于模型的机载软件集成方法的正确性和可行性.  

航空发动机轮盘参数化结构优化

为降低航空发动机轮盘的质量，提高发动机推质比，对发动机转子轮盘进行参数化结构优化设计.研究辐板不同高度处厚度与轮盘径向破裂裕度的关系，以简化轮盘辐板优化方法.以周向破裂转速裕度为约束条件，体积最小为优化目标函数，利用Isight软件和有限元数值模拟方法研究轮盘盘心优化方法，并通过算例计算验证其正确性.结果表明：在满足约束条件的基础上，轮盘体积减小8.66%，最大等效应力减少10.4%.该方法可为航空发动机轮盘轻量化开发提供参考.  

基于数字孪生的航空发动机低压涡轮单元体对接技术研究

提出一种基于数字孪生的航空发动机低压涡轮单元体对接技术，以某型航空发动机总装装配的低压涡轮单元体对接安装关键过程为对象，采用数字孪生技术，通过对环境、工艺过程中的物理对象建模，并使用多传感器进行模型与物理对象之间数据映射与互联，实现航空发动机低压涡轮单元体对接工艺过程与3D虚拟对接仿真过程的物理融合、模型融合、数据融合。通过数据在虚拟仿真环境中的可视化展示与分析，实时预警及决策，并借助物理终端控制实现低压涡轮单元体对接安装过程的实时位姿调整，提高了真实对接过程的可视性、可达性、可操作性和可预测性。基于数字孪生的低压涡轮单元体对接技术可保证在复杂装配条件、高精度要求下，真实单元体装配过程的无磕碰对接，减少操作人员劳动强度。  

基于处理器仿真的发动机控制软件平台

为提升商用航空发动机控制软件的效率、节省验证成本，数字仿真技术被广泛采用，在仿真平台保证功能逻辑正确的前提下，再进行电子控制器硬件（EEC）的集成。商用航空发动机控制软件在满足发动机的功能和性能要求，还需要满足适航安全的目标，由于仿真平台与真实硬件平台的差异，在仿真平台获得的验证结果往往不被适航所采纳，因此提高仿真度，使得仿真平台能作为控制软件开发平台被适航所认可，是进一步节省成本的有效方法；基于通用仿真运行平台SIMICS，通过采用模拟硬件处理器的寄存器、指令集以及存储器、外设等，使得在目标平台上运行的代码可以直接运行在仿真平台，在仿真平台达到目标码级别的验证；通过软件时间行为的分析与模拟，使得系统和硬件的仿真程度进一步提高，更接近真实硬件，在仿真平台所获取的验证数据，更容易被适航所采纳。  

ClearCase在航空发动机FADEC软件协同开发中的应用

针对航空发动机全权限数字控制(FADEC)软件大规模、高安全和高成本的特点,提出了基于ClearCase的航空机载软件协同开发方法。该方法基于ClearCase协同工作空间的建设原则,定义了各工作空间的软件研制活动和数据传递关系;描述了软件过程数据的管理方法、软件标签的定义和继承方法,以及协同开发过程中权限管理和流程控制的要求;给出了有利于协同开发的一些软件设计指导,包括通用库的使用和管理以及框架设计的考虑。通过在多个机载软件项目中的应用,证明了该方法能够加快软件研制进度、降低开发成本、提升软件技术状态的管控。该方法不仅可用于民用航空发动机控制系统机载软件的研制过程,对地面软件以及其他软件的研制过程也有一定启发。今后将进一步研究协同开发过程中ClearCase与其他工具之间的数据交互策略,开展工具二次开发,提高协同开发的自动化程度。  

特征模态函数缺失和等比例缩小对系统非线性特征影响

针对经验模态分解得到的特征模态函数,研究了其缺失和等比例缩小时Duffing系统和Lorenz系统的最大Lyapunov指数.结果表明:低阶特征模态函数对吸引子破坏较小,最大Lyapunov指数较大;当缺失、比例缩小低阶特征模态函数时,系统的最大Lyapunov指数有较为明显的减小;特征模态函数缩小比例越大,最大Lyapunov指数和原信号相比减小越多.