某型涡扇发动机进口空气流量测量参数敏感性分析

基于某型涡扇发动机飞行台试飞,以某型涡扇发动机进口空气流量的测量为研究对象;首先建立了发动机进口空气流量计算模型以及相应的误差计算模型,其次采用辨识方法确定了测量参数的敏感系数,最后针对测量参数的无量纲敏感系数随飞行高度和发动机状态的变化进行了分析;分析结果表明:发动机进口空气对测量截面半径最为敏感,其次为主流区总压、主流区总温和主流区总静压差,对附面层位移厚度敏感性较差,且在发动机设计状态附面层对空气流量的影响为3%。     

涡扇发动机特性仿真中的Zooming技术研究

为解决某型涡扇发动机尾喷管改型中的流量匹配问题,利用iSIGHT软件平台集成零维发动机性能仿真程序和三维混合室和尾喷管的流场计算程序,运用零维和三维相结合的数值缩放(Zooming)技术,实现了混合室和尾喷管型面以及进出口面积的自动修正,解决了尾喷管和发动机在设计点与非设计点流量匹配的问题.准确的反映了混合室和尾喷管三维流动效应对流量系数、推力系数以及发动机工作点的影响.该方法可为实现涡扇发动机其它部件的Zooming技术提供有意义的参考.     

基于模型的航空发动机湿度影响修正方法研究

深入分析了进气湿度对发动机性能影响机理,分别研究了进气湿度对气体热力学性质和部件特性相似规律的影响.基于叶轮机进出口截面换算流量湿度修正系数与临界状态换算流量湿度修正系数近似相等的原理,改进了部件特性湿度修正方法.利用所研究的湿度修正方法对原有部件级非线性模型进行改进,获得含有进气湿度修正功能的发动机仿真模型.利用国内外文献中提供的数据对模型进行验证,仿真结论表明模型具备较高的湿度修正精度.     

基于RBF网络的PID控制在温度控制系统中的应用

某涡扇发动机主燃油泵调节器的燃油调节具有随发动机进口总温变化而不断修正的特性,在实验室采用常规PID控制方式不能满足发动机进口总温大范围变化时的控制要求,为此,兼顾神经网络的自适应性,提出了一种基于RBF网络的参数自整定PID控制器。将其应用于发动机进口总温控制系统中,实验结果表明,它具有强的自适应能力和鲁棒性,控制品质优于常规PID控制器。     

基于QAR数据的高高原航线民航发动机分析

QAR可以监控的飞行参数多达上千种,为航空发动机状态监控和故障诊断提供丰富的数据,基于典型的民航飞机QAR数据对发动机进行性能分析.在地面滑行阶段,通过燃油控制系统对燃油流量进行小幅度微调,降低燃烧室温度上升率,提高高温部件的寿命;起飞阶段平原地区的燃油流量大于高原地区的燃油流量;爬升阶段采用换算转速能够较好地反映出燃油流量换算值变化规律;通过分析滑油量在某一航段的变化规律,对监测滑油的方式有一定的指导作用.     

孔板在蒸气质量测量中流量修正问题的探讨

依据GB/T2624-93,对温度、压力、差压变化时,蒸气质量流量全参数修正问题进行探讨.提出可用迭代运算法来分析计算误差,并举例修正不同参数,所得的精确度不同.指出对质量流量影响最大因素依次为蒸气密度、可膨胀系数、节流件内径及流量系数.     

民航大涵道比涡扇发动机总体性能参数敏感性分析

基于Gasturb总体性能分析软件对民航大涵道比涡扇发动机高空巡航阶段的3个监控性能参数受5个气路部件效率影响的敏感性进行分析;研究发现高空巡航阶段高压压气机、高压涡轮的效率降低对排气温度影响较大,风扇、增压级和低压涡轮的效率降低影响稍小;五大气路部件的效率降低会带来排气温度、燃油流量的上升,而对高压转子转速则有正和负的效应,其中低压轴上的3个部件的效率降低会增加高压转子转速;而高压轴上的两个部件的效率降低会导致高压转子转速的下降,这与发动机以风扇转速作为被控参数的控制规律有关。     

大型远程客机涡扇发动机过热检测方法研究

研究大型远程客机涡扇发动机过热检测优化问题;传统的大型远程客机涡扇发动机过热检测方法不能有效过滤外界干扰因素,飞机发动机过热检测的准确性较差;为实现大型远程客机涡扇发动机过热的准确检测,提出一种基于随机集与结果残差修正的融合先验知识的大型远程客机涡扇发动机过热诊断方法。对测量数据进行处理获取发动机过热的特征值,得到发动机过热证据可信度分配,并将其表示为证据的随机集形式,利用残差修正理论对计算误差进行调整,计算调整后的证据与先验信息之间的倾斜度,并依据决策规则得到发动机过热的诊断决策,提高检测准确率;结果表明,该方法的诊断正确率达到90%以上,具有很强的实际应用价值。     

基于LM算法的成品油流量温度补偿研究

针对油品体积易受环境温度影响,导致LTC体积流量计测量准确度下降问题,给出了一种基于BP神经网络的油品体积温度误差补偿方法,采用Levenberg-Marquardt(LM)算法进行训练,利用神经网络良好的非线性映射能力,根据实际工作参数训练网络,得到体积修正补偿系数,算法通过可编程序控制器PLC实现,从而达到油品流量误差的智能补偿。应用温度误差补偿方法,保证了测量的正确性,并提高油库生产的计量精度和生产效率。     

带约束卡尔曼滤波对涡扇发动机状态估计

提出了一种加入线性不等式约束的卡尔曼滤波方法,并用于涡扇发动机的健康状况估计。涡扇发动机数字模型包含10个状态变量、12个量测量、6个控制输入量以及8个健康状况参数。不等式约束不仅保证了状态变量估计在用户自定义的范围内随时间变化平稳缓慢,而且还提高了滤波计算效率,改善了滤波估计精度。同时系统还允许滤波器沿确定的方向修正状态变量估计,以保持状态变量真值恒定。对比传统的无约束卡尔曼滤波,线性化滤波结果显示,该方法对涡扇发动机的健康状况估计尤其行之有效。     

航空发动机分数阶PID控制器的参数自整定方法

控制器作为航空发动机的大脑,是保障发动机正常运行的核心部件,随着对发动机控制器精度和时效性的要求越来越高,传统PID控制器的性能亟需进一步提升.本文提出了改进的分数阶PID离线和在线参数整定方法,应用于涡扇发动机推力的控制中.首先,利用Caputo分数阶微积分定义建立分数阶PID模型,实现时域上的数值计算;其次,基于对数正态分布提出了改进的布谷鸟算法,实现了分数阶PID离线参数整定;然后,结合RBF网络设计参数线上整定方法,解决了参数在线整定问题;最后将相关理论应用于发动机推力的控制中,结果表明,相比其他几种优化算法,改进的布谷鸟优化算法对分数阶PID控制参数整定效果最好;利用RBF神经网络对分数阶PID进行在线整定时控制效果稳定,且分数阶PID的控制效果优于传统的PID控制,能提高对推力的控制能力.     

基于假设温度的大型客机减推起飞方法研究

在分析减推起飞原理的基础上,对减推起飞的过程和限制进行了详细分析,研究了涡轮发动机的温度特性以及起飞时温度对推力的影响,绘制了某大型客机的机场高度、温度与推力关系图.为研究假设温度减推起飞对燃油消耗以及起飞性能的影响,提出对双轴涡扇发动机采用最优伺服控制器设计其控制律.在MATLAB/SIMULINK上建立了仿真模型,对所设计的纵向假设温度减推起飞控制律进行仿真,并给出飞机的状态曲线.结果表明,假设温度减推起飞在降低燃油消耗方面有良好的效果,并有效降低航空公司的运行成本.     

基于迭代法的CFM56-7B发动机风扇转速修正方法研究

基于发动机试车台参数修正方法,提出一种研究CFM56-7B发动机风扇修正转速N1K的精确计算方法。首先建立风扇转速标准化核心比例函数,以发动机生产厂家的历史数据为学习样本,构建指数修正因子α与风扇修正转速 N1K之间的函数模型;然后建立由风扇指示转速N1meas和大气温度T2计算风扇修正转速N1K的迭代方法;最后将大量实际数据代入到迭代程序进行 N1K计算,对结果进行误差分析并与传统算法求解的 N1K进行对比。结果表明：通过自主方程迭代修正后的N1K 具有更高的精度,更接近于厂家系统的原始数据,有较高的创新性和实用价值并为航空发动机关键参数自主基线方程的建模提供理论基础。     

单参数自适应PID控制的应用研究

为了满足控制工程应用中控制器的控制算法尽量简单、在线整定参数尽量少,及便于掌握等要求,提出了一种简易的单参数自适应PID控制算法。较之于传统PID算法,该算法比较简单,只需整定一个参数,且能够根据误差和误差变化速率按照非线性规律不断地进行修正,且有良好的动态控制性能。现已经用于印染行业中打样机温度的控制,控制结果表明,该算法的控制效果良好,适应能力较强,具有算法简单、参数整定容易等特点,非常适合于工程上的应用。     

航空涡扇发动机加力供油系统排故测试技术

采用传统测试技术对航空涡扇发动机可测量参数较少,导致排故测试精准度较低,针对该问题,提出了航空涡扇发动机加力供油系统排故测试技术。依据航空涡扇发动机加力供油系统结构,分析加力供油系统工作原理。通过分析加力外涵计量活门位置的异常波动情况,确定加力外涵供油流量不足原因。列出故障树,根据故障原因分析结果,确认线性可变差动变压器摩擦力异常。研究线性可变差动变压器结构,使用F150型号的内窥镜观察变压器底部存在的金属堆积物,完成加力供油系统计量活门摆动排故测试。根据加力启动供油装置,分析具体故障原因,并计算启动过程中损失的压力大小,获取航空涡扇发动机工作喷嘴燃油流量。对比分析模拟关闭电磁活门时的油泵出口压力和实际压力,排除加力供油系统启动点火故障。由实验结果可知,该技术测试精准度较高,最高可达到0.9815,为系统稳定工作裕度提供支持。     

基于GA-SQP的航空发动机加速寻优控制

提出一种基于GA-SQP混合算法的加速优化控制方法。基于某型涡扇发动机模型,建立推力最大加速过程目标函数,以发动机稳定性和安全性指标作为边界条件,利用GA-SQP混合算法对发动机加速过程进行寻优求解,选取工作包线内若干个状态点进行最大推力加速过程仿真。仿真结果表明,所提出的加速燃油控制规律可以在兼顾涡轮前温度安全性和稳定性的前提下,实现发动机推力最大加速过程时间最短的目标,且控制效果良好,说明该控制算法是可行和有效的。     

基于分离方法的加热炉燃烧控制策略

针对加热炉燃烧控制中普遍存在的燃气热值不稳定问题,提出一种燃烧控制的新方案--分离控制.该方法保留了传统的温度-燃料流量串级控制,同时按照生产率模型调节空气流量,克服了以往串级比值燃烧控制策略无法解决的燃料热值波动时空燃比难以自动修正的缺陷.实际工业应用结果表明,分离控制不但较好地解决了热值波动时燃烧效率问题,而且改善了炉膛温度的控制质量.     

高精度内燃机车油耗仪的研制

介绍了一种基于涡轮流量传感器进行流量信号采集并采用差值法进行累加积算的内燃机车燃油消耗计量检测装置，该装置实现了对大流量小消耗量机车燃油积算的精确计量，详细阐述了装置的结构及原理，智能化功能，误差修正方法及误差分析，装置精度均优于5％。     

低红外特征涡扇发动机性能参数多目标优化设计方法

为了在发动机设计阶段降低涡扇发动机的红外辐射强度,建立了一种外涵引气冷却排气系统高温壁面的优化技术,开展了带外涵引气冷却的低红外特征涡扇发动机总体性能优化设计方法研究。首先,建立了带外涵引气冷却的涡扇发动机总体性能计算模型,并分析了非加力状态下引气量对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低单位油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型和方法,对设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。研究结果表明,相较于传统的涡扇发动机设计参数选取,带外涵引气冷却的涡扇发动机具有更低的红外特性,并且经过多目标优化后,带外涵引气冷却的涡扇发动机在兼顾低红外特征的同时具有更优的总体性能。     

基于最小二乘曲面拟合的流量计量温度补偿算法

针对时差法超声波式热量表流量计量结果受流体温度影响而存在的非线性误差问题,提出了基于最小二乘曲面拟合的温度补偿算法,通过建立温度和流量之间的非线性映射模型实现温度补偿。在实现温度补偿后,针对超声波式热量表自身计量特性的差异,进一步提出多温度点误差二次修正算法,根据相邻温度点的流量计量误差和可变权值计算当前的流量计量误差,对误差进行二次修正,实现流量计量的全局优化。实验表明,流量计量误差在±2.0%以内,具有较高的工程应用价值。