一种航空发动机压气机喘振检测方法

将发动机压气机出口脉动压力作为喘振检测信号,检验分析了压气机出口脉动压力的统计特征,采用滑动窗口的Johnson转换方法对脉动压力信号进行正态转换,基于统计特征提出了适应发动机任意状态的喘振检测阈值和方法。该方法成功检测出某发动机3次喘振故障,分析得出:发动机压气机出口脉动压力不服从正态分布,稳态过程脉动压力正态转换成功率大于瞬态过程,降低样本容量可有效提高瞬态过程正态转换成功率;对于脉动压力99.95%概率分布的上、下边界距离,其幅值范围在不同转速下差异较大,且随转速增大而增大;根据提出的喘振检测量可设置适应发动机任意状态的固定检测阈值,其检测出发动机喘振及退出喘振所需时间均小于20ms。     

航空发动机典型任务剖面归纳方法

航空发动机典型任务剖面不仅需要反映飞行任务特点,而且需要衡量飞行任务对发动机寿命损伤大小。将发动机低周疲劳损伤、稳态蠕变损伤、热冲击损伤作为任务剖面归纳的主导因素。针对某型发动机确定了13个飞行参数共77个统计量作为任务剖面归纳的原始载荷矩阵,用系统聚类法、主成分聚类法、模糊聚类法对71个飞行剖面进行了聚类归纳。对比分析表明:确定的任务剖面原始载荷矩阵充分代表了发动机使用用法,参数彼此具有较强的独立性;相比其他2种聚类法,系统聚类法归纳的任务剖面集合能够充分反映该类任务剖面的共同特点和属性。     

发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究

为了研究涡扇发动机喷口面积调节对高空加力接通的影响，开展了飞行试验研究。试飞中出现在加力起动阶段点火成功后，喷口面积放大不足导致风扇后压力急剧增高，发动机主动退出加力，在加力点火成功后增加加力燃油流量时，喷口面积过度放大使得加力燃烧室压力较低而熄火。通过调整喷口控制参数，提高加力点火阶段尾喷口面积放大程度，提高了加力接通性能；通过降低在供油量增加时刻的尾喷口面积放大程度，加力燃烧室能够持续稳定燃烧。试验结果表明：对尾喷口面积控制规律的调节显著提高了发动机的加力接通能力，对于其它涡扇发动机的加力接通设计与改进具有一定的借鉴意义。