基于贝兹曲线的压气机特性图生成方法

精准的性能模型对发动机性能评估和故障诊断尤为重要,其精度主要决定于发动机部件特性图(Map)。这些是发动机制造商的专有信息,是在昂贵的试车测试中获得的。但同种类型发动机由于装配尺寸和制造工艺的误差,个体发动机部件Map之间存在一定区别,其中压气机Map的变化尤为明显。为此提出了一种新的压气机特性图生成方法,通过贝兹曲线的通用方程来表示压气机的转速特性线,将控制贝兹曲线形状的控制点参数表示为无量纲转速的多项式函数,以完成压气机特性图上转速特性线的生成过程。最后利用发动机试车数据,在建立的涡扇发动机性能模型上进行了验证,并对比了使用不同控制点参数对模型精度的影响,结果表明该方法可以有效提高发动机性能模型的准确性。     

多级轴流式压气机平均模型级特性获取方法

针对压气机的级特性计算问题,提出轴流式压气机平均模型级特性的概念,并对经典的相似定律进行改进,使相似工况下各级进出口运动相似条件得到满足.在保证高转速工作区压气机特性计算误差最小化的前提下,采用最优化方法辨识平均模型级特性,结合相似模化的修正方法外推得到模型级完整特性图,进而采用逐级计算的方法重构出压气机完整特性图.新方法改进了传统外推方法,计及到空气密度变化差异和压气机转速对压气机特性的影响,充分利用已有的压气机特性数据并能够在特性线外推中更好地体现压气机自身特性.     

基于相关维数的发动机失速特征

压气机内的压力变化数据，蕴涵着丰富的发动机状态信息，进行分析对于诊断发动机故障有重要意义。运用分形理论，对压气机失速前后的压力变化数据进行分析，分别计真压气机失速前后压力信号相关维数的变化，结果表明相关维数对发动机失速信号是敏感的，可以作为判断压气机失速的特征信号。     

基于混合数值方法的压气机离散噪声计算及分析

为快速估算轴流压气机离散噪声的远场声压级,采用计算流体力学(CFD)方法,对带有出口导流叶片的单级压气机进行非定常内流场数值研究,根据流场结果分析了压气机离散单音产生的位置和机理;在压气机瞬态CFD数据的基础上,运用计算航空声学(CAA)方法结合有限元/无限元技术对两个工况下的压气机噪声进行数值模拟,分析了近场/远场压气机离散噪声的辐射特性,并将模拟结果与实验值进行对比验证。数值模拟结果表明:混合数值计算方法计算结果与实验值基本相符合,可以用于压气机离散噪音的快速评估。     

多级轴流式压气机静压升特性研究

对多级轴流式压气机在几个典型工况下各级静压相对于设计点静压的变化特性进行了研究。研究发现,中低转速工作条件下,压气机后面级静压的变化对发动机工况的改变不如前面级敏感,因此,按常规方法监控压气机后面级流动参数的变化难于及时发现发动机中小状态时的压气机气动不稳定征兆信号。研究表明,为提高检测压气机气动不稳定征兆的时效性,应考虑在压气机前面级安装传感器,监控中低转速下的压气机气动失稳征兆信号。     

某单级压气机对组合畸变响应特性的数值模拟

发动机压缩系统的气动稳定性主要取决于飞行时发动机抗畸变的能力.畸变主要来自发动机进口的总压、总温及其组合畸变.它们在数量关系上不确定,在地面又很难模拟实现.采用数值计算方法,从理论上定量地研究组合畸变在压气机中的响应特性,通过建立某单级压气机三维模型,并采用无限叶片假设和用体积力模化叶栅特性的方法进行简化求解三维非定常欧拉方程,研究了总压与总温的组合畸变在某单级压气机中的传递过程.计算结果表明:组合畸变经过转子时总压畸变强度和总温畸变强度明显大于单独作用时的畸变强度,分别增大了13%和13.5%,但畸变范围基本没有变化.     

船用柴油机增压器喘振的计算与特性分析

为研究压气机喘振的特点和影响因素,在现有船用四冲程柴油机仿真模型基础上,对压气机系统的模型进行改进,建立可以预测压气机喘振动态特性的仿真模型,提出确定压气机非稳定工况特性曲线的方法.柴油机在变工况下压气机发生喘振的仿真计算表明:柴油机的进气流通面积减小会造成压气机喘振,流通面积越小,喘振周期越短;空气流经压气机的时间延迟会影响压气机喘振的振幅,但不会改变喘振的周期;柴油机进气管的容积对喘振的振幅无影响,但会改变喘振的周期.计算结果和实验数据基本吻合.     

基于ANSYS的涡轴发动机压气机设计

与涡扇发动机和涡喷发动机相比,涡轴发动机具有体积小、质量轻、轴系短等显著特点,且由于其良好的高空性能和较宽的功率范围,活塞发动机在无人直升机的应用中逐渐被涡轴发动机取代。但由于成本问题,在小型无人直升机上航空活塞发动机仍占有绝对优势,因此对小功率涡轴发动机的研究十分有必要。该文基于Gas Turb对300 kW级的涡轴发动机进行总体设计与性能计算,Gas Turb是一款能够快速分析燃气轮机性能的软件,可以用于燃气轮机的热力学设计和总体性能计算,此外,利用ANSYS的叶片造型模块对离心压气机的叶轮和叶片进行造型设计,进一步完成了离心压气机的三维数值模拟,验证了所设计的离心压气机模型的可行性。     

跨音速压气机非设计点性能预测

基于二维流线曲率法数学模型,参考公开发表的研究成果,拓展了一种适应于跨声速压气机的损失和落后角模型,并考虑3D和雷诺数的修正,对轴流跨音速压气机转子NASA Rotor37进行了数值计算,得到了设计点与非设计点的特性曲线,并与实验数据进行了对比和分析.结果表明,该方法能较好地预测轴流压气机特性和参数分布,可为压气机的设计和优化提供参考.     

发动机废气涡轮增压系统的能量流研究

基于发动机一维性能仿真计算和试验相结合的方法,对某型轿车用柴油机的废气涡轮增压系统能量流分布规律进行了研究.通过研究发动机排气能量在涡轮机-压气机-中冷器中的传递过程,得出了涡轮机回收排气能量的潜力和增压系统的能量流特性.结果表明:增压系统能量流分布和排气能量回收效率主要取决于发动机和增压器的运行工况;外特性下,在增压...     

基于健康指数相似的航空发动机剩余寿命预测

针对机载快速存取记录器(QAR)详细记录了发动机全周期多源性能参数的特点,提出了一种基于时间序列相似性匹配的航空发动机剩余寿命预测方法。首先通过相关分析选取与发动机性能衰退密切相关的参数,利用狄克松判定准则剔除原始数据异常值,将多个性能参数通过状态空间模型融合为健康指数来表征发动机衰退状态;然后通过K-means聚类分析法重构发动机健康指数序列;最后计算序列之间的相似度,依据相似度大小赋予参照样本不同权重预测发动机剩余寿命。通过航空公司实际数据对该方法进行验证,结果表明该方法具有较好的预测精度。     

大型客机发动机高压压气机典型结构设计特征

为了给中国大客发动机高压压气机的结构设计提供些许参考,对民用大涵道比涡扇发动机高压压气机典型结构设计特征进行了详细的剖析并总结了设计难点和建议措施。高压压气机作为大涵道比涡扇发动机的核心部件,追求高性能、高可靠性、低成本等,涉及气动、结构、强度、传热、材料、工艺等多个专业领域,技术难度极高。国际先进发动机公司基于强大的技术能力和工业基础以及产品服役过程中积累的经验,发展了具有各自特点且满足市场需求的高压压气机型号。中国在民用大涵道比涡扇发动机高压压气机领域的技术基础薄弱,无成熟经验和数据积累,研发起步阶段有必要去借鉴和参考标杆机型的设计特征,尤其是在大量的、长期的产品运行和不断改进的基础上发展起来的高可靠性结构设计特征。     

基于广义 Gronwall-Bellman 引理的小型涡扇发动机过渡态控制

针对航空发动机强非线性的特点,将非线性控制理论应用于小型涡扇发动机过渡态控制。基于非线性模型,应用广义Gronwall-Bellman引理设计给定转速跟踪器,该过渡态控制器可在一定范围的转速切换指令下,通过对控制器参数的选取来调节跟踪误差范数边界,使得闭环系统以指数收敛到新平衡状态。应用Lyapunov稳定性定理对该控制器的性能进行验证,在理论上证明了该非线性设计方法的有效性;并以DGEN380发动机为仿真研究对象,对上述控制器进行数值仿真。仿真结果表明设计的发动机过渡态转速跟踪器能满足航空发动机控制系统的动态性能指标,实现了基于非线性模型的简单加速控制,仿真结果验证了该设计方法的有效性。     

压气机叶顶间隙变化规律及对气动性能的影响

以大涵道比涡扇发动机系列的十级高压压气机为研究对象,在压气机部件、核心机及整机平台上详细开展了压气机叶顶间隙变化规律及其对气动性能影响的试验研究,同时结合叶顶间隙对跨音级、高亚音级和低亚音级的仿真验证,得到了压气机不同级对叶顶间隙的性能敏感区,进而揭示了叶顶间隙影响多级压气机整机性能的机理。结果表明:不同尺寸的压气机叶顶间隙变化规律具有一致性,经验证主要和离心力及温度场相关。间隙增大后压气机设计转速下的流量压比特性和流量效率特性均整体下降,尤其后面级间隙对气动性能有显著影响。随着叶顶间隙的增大,压气机的跨音级因叶展较高叶顶间隙与叶展比较小,未出现效率突降的情况,但是后面亚音级做功能力明显降低,间隙影响主要集中在后面级即亚音级,使得压气机典型工况的效率和裕度均有所下降。     

基于功率控制的涡扇发动机控制系统设计

针对航空发动机控制过程中功率不平衡带来的控制精度和稳定性问题,设计一种基于功率控制的双回路控制系统,并应用于涡扇发动机。以DGEN380发动机为例,建立了发动机模型;根据涡扇发动机模型特点,设计了外环比例积分(proportion integration,PI)控制回路和内环线性二次高斯(linear quadratic Gaussian,LQG)控制回路,通过双回路实现功率控制和功率到转速的转化控制。稳态和过渡态仿真结果表明,该控制系统满足发动机控制要求且具有良好的鲁棒性和抗干扰能力;相对于传统比例积分微分(proportion integration differentiation,PID)控制,其过渡态控制过程无振荡,响应时间快50%左右,稳定性更好,可以改善由于功率不平衡所引起的稳定性问题。     

基于RBF网络的发动机起动过程的模型辨识

针对航空发动机在起动过程中,各截面气流处于亚临界状态,难以利用传统的气动热力学方法进行建模的问题,本文利用某型飞机的飞参记录的发动机起动过程的数据作为学习样本,采用径向基（RBF）神经网络的方法,建立了该型发动机起动过程动态模型。仿真结果表明,该方法具有动态性好,精度较高的优点,开辟了发动机中小转速建模的新途径。     

GDI发动机与涡轮增压器匹配性能

涡轮增压系统决定了发动机的进气能力,严重影响整机燃烧性能。为优化汽油缸内直喷(gasoline directinjection, GDI)发动机的热效率,利用GT-Power软件搭建了一维仿真计算模型,并基于试验数据完成模型标定。通过热力学仿真计算,分析了不同增压系统对发动机动力性、经济性的影响。研究结果表明：采用定压增压结构,能减少泵气损失,提高发动机在高速工况时的热效率。但其低速性能较差,不满足车用发动机对低速转矩特性的要求。采用脉冲增压结构能有效改善发动机扫气,低速时压气机喘振裕度大。为解决脉冲增压结构高速工况涡端效率较低的问题,扩宽了涡前流道并使用大流量涡轮机方案,使泵气损失明显减少,最大功率点比油耗降低了11.7 g/(kW·h)。证明该措施有效提高了汽油机性能,满足开发需求。     

基于相关向量机的发动机剩余寿命预测

针对民航发动机寿命预测中监测参数较多筛选困难的问题,提出一种基于信息融合与相关向量机的发动机剩余寿命预测方法。首先通过核主元分析方法从发动机多维监测数据中提取退化特征信息;然后利用非线性模型将主元序列融合成反映发动机退化趋势的健康指数序列;最后采用相关向量机以历史失效数据为训练样本建立预测模型,对现有的发动机健康指数序列进行外推预测得到当前样本的寿命预测值。通过NASA Ames研究中心公开的涡轮风扇发动机仿真数据验证了该方法的有效性,其预测性能优于常用的支持向量机模型和过程神经网络模型。     

内燃机中一维非定常流动计算的特征线法与有限体积法的比较

用有限体积法和特征线法分别计算了一台非增压１０缸柴油机的进排气压力波和一台６缸增压柴油机的涡轮入口及压气机出口压力,并与其相应的测量结果对比．结果表明：高速时以上两种方法计算的进气压力波与实测值均存在较明显的偏差,涡轮入口和压气机出口压力、排气压力波和低速时进气压力波均与实测值吻合较好,与特征线法相比,有限体积法计算的压力波更能反映高频部分的变化．还分析了两种方法对网格密度的依赖性和质量守恒计算误差,显示有限体积法均优于特征线法．