航空发动机试车台噪声声功率谱技术研究

由于航空发动机转速高,空气流量大,排气温度高,试车时产生的强烈噪声形成大范围的环境污染;通过讨论航空发动机试车台噪声的声功率谱分析技术,对某型涡轮螺旋桨发动机试车噪声的声功率谱进行分析,讨论该型发动机的噪声级、主要噪声源及其特征;试验结果表明其方法可行,与理论经验一致;此次试验为借助噪声进行故障研究提供了经验。     

航空发动机试车半物理仿真中的故障模拟技术研究

为提高航空发动机研发过程中试车人员的故障处理能力,设计可视化的试车半物理仿真系统,对空气起动系统、燃油系统、发动机系统进行故障模拟。建立故障数学模型、现象数学模型和故障排除方法相结合的故障处理模型,实现故障的设置、现象和处理过程仿真,根据系统响应时间和精度对故障排除操作进行关键性能指标评价。仿真结果表明,该系统可实现航空发动机试车故障过程的可视化,能够直观反映故障现象和处理过程。     

基于NARX神经网络航空发动机参数动态辨识模型

针对航空发动机参数非线性动态特性,提出一种基于外部输入非线性自回归（NARX）神经网络的发动机参数动态辨识模型。主要思路是根据NARX网络的非线性时序预测特性,结合发动机参数的稳态和动态参数,提出一种基于偏稳态差值预测的NARX参数动态模型结构。设计了SP-P辨识结构,整定了模型内部结构参数并建立N1（低压转子转速）、N2（高压转子转速）、EGT（涡轮后排气温度）参数非线性差分预测模型。最后依据某发动机试车样本,对推杆加减速时N1、N2、EGT动态辨模型进行仿真。仿真结果表明,N2相对误差小于0.2%,N1相对误差小于0.3%,EGT相对误差小于[1℃],满足发动机试车仿真需要。最后,将所建模型应用于某A320机务维修训练器的发动机仿真系统。     

航空发动机排气温度测量通道故障智能检测方法研究

EGT（Exhaust Gas Temperature,排气温度）测量通道故障是一种典型的航空发动机测量系统故障,如果试验过程中不能及时发现,就存在不能及时排除EGT超温、发动机喘振、发动机异常停车等故障的可能,造成重大安全隐患。通过对EGT测量通道故障现象和数据的分析,提出了一种EGT测量通道故障模糊神经网络检测算法。该算法将高压转速偏差、低压转速偏差和排气温度偏差作为模糊逻辑系统的输入参数,通过模糊推理实现故障检测。高压转速、低压转速和排气温度的估计值通过试飞数据训练的神经网络估计模型获得。理论分析和试飞数据验证结果表明,该方法具备实时检测EGT测量通道故障的能力,且具有良好的稳定性,可以满足工程应用要求。     

基于虚拟现实技术的航空涡扇发动机仿真系统

利用虚拟现实技术的优势和特点,研制成功一大型航空燃气涡轮风扇发动机仿真系统.系统采用了多种虚拟现实的关键技术,创造了一个具有强烈沉浸感和真实感的虚拟实验环境,并利用此环境结合航空发动机的专业知识开发成功了三大功能模块,直观生动地揭示了发动机原理,发动机构造,发动机试车等航空燃气涡轮风扇发动机的主要部分专业理论知识,为航空发动机领域相关从业人员带来了一种全新的学习研究工具.     

基于PC104的某型航空发动机排气温度测试系统

为了解决某型航空发动机排气温度无法地面实时监控的问题,研制了排气温度测量系统.该系统利用PC104嵌入式工业计算机作为其核心控制器,设计了排气温度检测电路和冷端温度补偿电路,编写了数据采集、处理和显示程序.通过该测量系统,可以使地面保障人员在发动机试车过程中实时监控发动机排气温度,确保其对于发动机工作状况的正确判断.     

某型涡喷发动机转速失稳仿真研究

研究了某型涡喷发动机及其控制系统的建模方法,并通过对燃油控制系统控制方程进行稳定性分析和仿真计算,研究了某型涡喷发动机转速控制系统的分油活门油门杆给定弹簧刚度、分油活门弹簧预压缩量、分油活门重叠量、离心飞重重量和反馈活门重叠量对于控制系统稳定性的影响,找出了导致发动机试车阶段出现转速摆动现象的原因.该仿真结果有效指导了发动机研制过程中转速失稳故障排除,证明了该仿真方法的有效性.     

主元分析在航空发动机关键系统状态识别中的应用

航空发动机是飞机的心脏,因此,对其状态识别进行研究,一直是业界研究并试图解决的热点问题之一。本文以某型真实发动机气路系统为具体研究对象,通过在专业试验平台对其各种运行状态进行试验,采集其大量试验数据,在对其深入分析的基础上,提出采用高压转子相对物理转速、发动机进口温度、发动机进口压力、压气机出口压力、25截面压气机进口温度、低压转子相对物理转速、低压涡轮后温度、低压涡轮后压力等8个主要参数进行状态识别的方法,首先对其进行标准化处理,再对其进行主元分析,采用主元贡献率法计算出主元个数,并据此构建状态识别模型,确定 统计量和SPE统计量。并以确定的 统计量和SPE统计量作为航空发动机气路系统状态健康与异常识别的标志,对航空发动机气路系统健康与否进行识别研究,研究结果表明,该方法可以很好识别出航空发动机气路系统的运行状态,对航空发动机实际运行及所处状态的识别具有重要的使用价值与工程指导意义。     

高空台进排气调压系统半物理仿真试车台

研究航空发动机性能时,仿真技术已经越来越多地应用于控制系统的研究和设计中.高空台开展进排气调压系统用半实物仿真技术研究具有重要的应用价值.介绍了半物理仿真技术在航空发动机高空试验中的作用、关键技术分析和以GE90-70可编程控制系统为平台的进排气调压系统半物理仿真试验台的建设方案.通过仿真试验与原试验结果的对比,表明了所建立的动态仿真系统的正确性和有效性,说明设计的半物理仿真试验系统能实时反映控制系统作用下的真实试车过程.     

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。     

复合控制技术在高空台进排气调压系统中的技术研究

高空台进排气压力调节系统是实现航空发动机高空台模拟试验的主要设备,进排气压力调节系统调节性能的好坏直接决定了发动机高空台模拟试验的置信度.通过对进排气压力调节控制系统的特性分析,阐述了开展复合控制技术研究在发动机高空模拟试验中的必要性和应用前景.详细介绍了建立前馈和反馈控制的进气复合压力控制系统和将常规PID控制和模糊控制两种控制策略结合起来,构成兼有两者优点的排气环境压力控制系统的具体实施方案.在半物理仿真台的试验结果表明,该控制方案是可行的.     

基于卷积神经网络的发动机气路故障诊断方法

深度学习是一种新的基于特征表示的机器学习方法。深度学习模型包含多个隐藏层,可以通过对输入数据进行自动学习来获取隐藏的功能层中的特征信息。与传统的诊断方法相比,深度学习具备从原始信息中提取更丰富的特征的能力,因此已经成为基于机器学习的故障诊断研究的新方向,为发动机气路等复杂系统故障诊断带来了新思路。结合发动机气路试验数据的特点与深度学习的优势,提出基于卷积神经网络的故障诊断方法,包括预处理、模型训练及优化等过程,并实现了复杂系统故障诊断预测算法平台。经某发动机气路试验仿真数据实例验证,提出的方法具有较好的可行性和效果,能够充分利用深度学习的优点,更准确地识别发动机气路的健康状况。     

基于遗传算法的高空台进排气控制仿真研究

高空模拟试验台进/排气系统是实现地面模拟发动机空中飞行高度、速度条件的核心试验设备,其控制效果的优劣直接影响着高空模拟试验的精度。而控制参数的选择是决定一个控制系统动态特性的关键要素,通过对遗传算法的研究,将该算法应用到进/排气系统进气压力自动控制系统中,对自动控制系统的PID控制参数进行优化,仿真结果表明,遗传算法以其优秀的全局寻优能力,能够对进/排气系统发动机进气压力自动控制系统PID控制参数进行较好地优化,使得控制系统获得良好的控制效果。     

航空发动机传感器故障鲁棒检测方法

研究发动机传感器故障准确检测问题,现代航空发动机数字电子控制系统对传感器的可靠性要求日益提高。针对航空发动机结构复杂,又工作在高温和高压下,常规采用的传感器故障检测方法的准确性易受到建模误差与外界扰动的影响,造成漏报或误报。为了提高检测精度,提出建立航空发动机数控系统传感器未知输入故障模型,采用特征结构配置的方法,通过配置闭环系统左特征向量实现故障检测残差对不确定性因素的干扰解耦,降低扰动对故障诊断结果的影响。用某型涡扇发动机数控系统传感器故障数字仿真试验表明,所设计的方法对范数有界的不确定量可以实现干扰解耦,抑制干扰对故障检测的影响,改善检测算法的鲁棒性,提高检测结果的准确性,同时满足在线运算的实时性要求。提高了航空发动机的可靠性,保证了安全飞行。     

多级涡轮过渡态气动热力性能试验

针对因迟滞效应明显、气动热力特征复杂、工作状态不平衡导致涡轮过渡状态难以实现试验模拟的问题,开展了涡轮过渡态变化特征分析,从N-S方程组的求解过程入手,考虑时变定解条件的相似性,得到了适用于过渡态涡轮性能试验的相似模拟方法。基于某稳态涡轮试验设备,构建了涡轮过渡态试验环境。针对过渡态测控需求,构建了统一的同步控制测试平台。最终在某五级涡轮试验件平台上,完成了多级涡轮过渡态气动热力性能试验验证。结果表明,在过渡态过程中,部分空气腔内的压力和试验件的轴向力表现出了明显的迟滞和不同步特征,涡轮扭矩效率和涡轮进口换算流量明显偏离了稳态过程,最大偏离程度大于20%。     

基于模型的虚拟温度传感器设计

针对航空发动机控制系统的半物理仿真过程中实时温度场难以模拟、接口电路的温度通道不能检验等问题,提出了一种基于模型的虚拟温度传感器设计思路。在Matlab/Simulink平台上建立传感器的变时间常数算法模型,使用RTW-EC的自动生成代码工具基于数字信号处理器(DSP)C2000微控制器设计了虚拟温度传感器,进一步结合CCS集成开发环境(IDE)对所生成的温度传感器代码进行了处理器在环(PIL)验证。仿真结果表明:所构建的虚拟传感器能够高精度模拟真实温度传感器的特性,可以满足航空发动机控制系统半物理仿真试验的要求。     

航空发动机传感器故障诊断设计与验证综合仿真平台

针对航空发动机传感器故障诊断算法无法快速和高效地完成硬件在回路仿真问题;提出了基于虚拟仪器语言与快速原型化技术的航空发动机传感器故障诊断硬件在回路仿真方法,并研制了基于该方法的硬件在回路实时仿真平台;经过实验验证后,该平台不仅为发动机传感器故障诊断方法提供了实时仿真平台,同时为扩展本平台使之成为完全的半物理仿真平台奠定了基础,有一定的工程实用价值。     

大型高空台进排气控制半物理仿真系统设计

为构建大型复杂高空模拟试车台进排气控制半物理仿真系统,提出了仿真模型和实物部件相结合的系统设计方法。依据系统结构组成及工作机理统筹规划系统仿真模型和实物部件,利用理论建模、系统辨识方法建立仿真模型,并基于PLC完成系统设计和软件开发,最终将仿真模型和实物部件高效统一形成半物理仿真试验台。通过仿真平台实现了系统一体化虚拟仿真,结果表明系统运行可靠稳定,能够准确模拟真实发动机试车过程。     

FADEC硬件在回路测试系统设计

发动机全权限数字电子控制器(FADEC)对航空发动机进行实时在线控制,其控制效果直接影响发动机的安全运行.硬件在回路测试系统是FADEC设计与验证的重要手段之一.设计了一种FADEC硬件在回路测试系统,该系统包括发动机电子控制器(EEC)、接口模拟器、发动机和飞机模型及其显示系统.该系统可以实时模拟发动机和飞机的各种传感器、执行机构信号,对FADEC进行高效、全面的验证,主要包括控制规律、EEC的接口电路、自检测、容错和重构策略等.通过大量的试验测试表明,该系统能够实现实时、稳定、高效的闭环仿真,达到了验证控制算法和控制逻辑的要求.