【摘 要】
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针对粒子滤波算法不能考虑最新的观测值,仅使用某时间节点之前的实际数据来预测航空发动机排气温度,会造成预测的温度数据误差累积,不能及时修正以及粒子退化等问题,将无迹粒子滤波引入到航空发动机排气温度预测中.分别介绍了粒子滤波算法和无迹粒子滤波算法;在此基础上,建立了航空发动机的退化模型.利用退化模型和无迹粒子滤波算法对航空发动机排气温度进行预测,并将预测值与实际值进行比较,将所得结果与采用传统粒子滤波算法得到的结果进行了对比,结果表明:无迹粒子滤波算法对于排气温度的预测效果较好,所预测的发动机达到阈值的时间与
【机 构】
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厦门大学航空航天学院,福建厦门361005;中国船舶航海保障技术重点实验室,天津300450;厦门大学航空航天学院,福建厦门361005;中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海200241;厦门大学
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针对粒子滤波算法不能考虑最新的观测值,仅使用某时间节点之前的实际数据来预测航空发动机排气温度,会造成预测的温度数据误差累积,不能及时修正以及粒子退化等问题,将无迹粒子滤波引入到航空发动机排气温度预测中.分别介绍了粒子滤波算法和无迹粒子滤波算法;在此基础上,建立了航空发动机的退化模型.利用退化模型和无迹粒子滤波算法对航空发动机排气温度进行预测,并将预测值与实际值进行比较,将所得结果与采用传统粒子滤波算法得到的结果进行了对比,结果表明:无迹粒子滤波算法对于排气温度的预测效果较好,所预测的发动机达到阈值的时间与实际时间更为接近,温度范围更为集中,准确性更高,预测误差小于5％.
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为了探索多级压气机环境下非轴对称端壁优化设计方法,通过数值仿真优化和实验测试方法对某中间级静子的机匣端壁和轮毂端壁进行了非轴对称端壁造型研究,提出了在优化时将目标函数选择为近端壁的局部叶高总压损失系数.结果 表明:相较于传统的全叶高总压损失系数作为目标函数的优化方法,该优化方法可以在较少的优化步数(400步)内使得静子总压损失系数下降更多,这表明该方法可以有效降低优化耗时,为多级压气机中进行非轴对称端壁优化设计的工程应用奠定基础.
针对航空发动机风扇/增压级转子平衡工艺规划过程中平衡转速设定的问题,通过考虑叶片榫槽间隙、平衡设备性能和转子气动扭矩等因素,构建风扇/增压级转子平衡转速计算模型.将某型发动机风扇/增压级转子的结构及性能参数带入模型,计算得到转子的平衡转速,并与国外相似型号转子的平衡转速进行了比较.结果表明:通过模型计算得到的转子平衡转速为685 r/min,与国外相似型号转子的平衡转速基本一致,并且满足该型风扇/增压级转子的实际平衡需求.该平衡转速计算模型已经成功应用到风扇/增压级转子平衡的设计和工艺文件中,提升了风扇/
在水冲压发动机燃烧室中设置钝体火焰稳定器,可使部分已燃高温燃烧产物在火焰稳定器后部的回流区内不断点燃新鲜的可燃混合物,从而实现稳定高效燃烧.通过改变火焰稳定器相对金属燃料入口高度及相对一次进水位置,对比分析了相对入口高度和相对一次进水位置两种不同相对参数对于燃烧室内掺混、燃烧以及火焰稳定效果的影响.结果 表明:当相对高度H＞1时,燃烧火焰无法稳定在回流区.当火焰稳定器相对位置不变时,在一定范围内,随着相对高度H减小,火焰稳定效果增加,且存在较优的相对高度(H=1)使燃烧室内的掺混效率和火焰稳定效果较好.当
针对整体叶盘结构振动问题突出,而传统坎贝尔图无法预测真实振动应力的问题,以某风扇整体叶盘为研究对象开展振动响应数值仿真分析技术研究.根据转/静子叶片数确定了可能存在的危险节径数,同时考虑机匣椭圆度的影响,绘制了盘片耦合共振图,获得了工作转速范围内可能存在的危险低阶共振.在此基础上开展了非定常流场分析,获得了考虑前后级静子叶片影响的非定常流场分布,并将随时间变化的气动压力加载至叶片表面开展振动响应分析,求解得到叶片的振动应力.结合振动特性分析结果和振动响应分析结果确定了动应力测量的贴片位置,在整机上开展了振
为了提高导向叶片的冷却效率,分析了层板导向叶片的外壁厚、冲击距离和扰流柱直径变化对叶片温度分布的影响,结果表明:随着冲击距离增加,冲击冷却效率降低,叶片表面温度升高;随着层板叶片外层壁厚度增大,外层壁两侧温差逐步增大;随着扰流柱直径增大,外层壁两侧平均温度呈现先降低后持平的变化趋势,两侧温差保持不变.结合中国铸造工艺设计了层板冷却涡轮导向叶片,利用CFX软件对设计的导向叶片流动传热进行计算,利用模拟试验对该导向叶片冷却效果进行验证.计算和试验结果表明:设计的层板冷却导向叶片冷却温降水平较高,温降均值达到燃
为了获取低温对RP-3航空煤油雾化特性的影响,在综合试验台上完成了供油压力为300～700 kPa、燃油温度为25、-15、-35℃的某喷嘴雾化特性试验.使用高速摄像机拍摄雾化图像,利用Matlab/GUI图像处理功能编制的程序提取雾化锥角边缘,并获得雾化锥角,使用相位多普勒粒子分析仪测得距喷口7 mm和17 mm处截面的雾化粒度和油滴平均速度.结果表明:在压力一定、温度降低时,雾化锥角变小,油滴雾化粒度增大,油滴平均速度升高,在同测量截面上的油滴平均速度变化量减小;随着压力升高,-35℃和25℃的雾化锥
建立了高速角接触球轴承-刚性转子系统完全动力学数值仿真模型.以某仪表轴承支承的转子系统为例,分析了转子不平衡量对转子振动响应、轴承内部载荷分布以及保持架质心运动轨迹、频域幅值变化及其磨损的影响.结果 表明:无转子不平衡量时,转轴振动仅包含保持架频率,而转子不平衡时,转轴振动除保持架频率,还包含内圈频率及其倍频.随着转子不平衡量的增大,内圈频率对应的转轴振动幅值逐渐增大,而保持架频率对应的转轴振动幅值先减小后增大.球与内外圈接触载荷波动随着转子不平衡量的增大而增大,且载荷包含了保持架频率与内圈频率的多种耦合
针对航空发动机具有强非线性的特征和控制需求,结合被控对象对非线性预测广义最小方差控制方法进行了仿真分析.创新性地引用功能模拟接口标准实现了航空发动机模型和数控燃油调节机构模型的联合仿真.简要介绍了广义预测控制方法的思想,采用非线性预测广义最小方差控制方法对航空发动机进行控制策略研究,并对控制律中需要调节的参数选择进行了简单的理论分析,通过仿真分析了每个参数取值对系统控制性能的影响,并确定了所选取的参数值.仿真结果表明:这种方法能够满足航空发动机的控制需求,与原有PID控制器相比,能在略微降低控制品质的条件
针对某发动机整体叶盘风扇部件第1级转子叶片振动故障,应用基于叶尖定时原理的多通道非接触叶片振动测试系统对不同气动状态、不同运行转速下叶片振动参数进行测量,采用整级叶片行波分析方法分析得到了整体叶盘转子叶片的振动形式以及叶片振动随风扇气动状态和运行转速的变化规律.测试分析结果表明:该整体叶盘转子叶片在多个转速下存在非同步振动,同时静子参考系可观察到前行波,叶片振动频率、激振因素及振动节径均随转速变化,叶片振动Campbell图存在2条明显的激振线,与叶片2弯和1扭振型频率线基本一致.通过测试分析可知振动激励
为了掌握鸟撞事件中各类因素对飞行安全影响的规律,采用无序多分类Logistic回归,对鸟撞事件中影响飞行的因素进行分析.数据来源为美国联邦航空局公开的1990～2015年飞机遭遇野生动物(主要为鸟)撞击的数据库.对数据库中的数据进行了简单的剔除和筛选,确定了包含13种影响因素、4种对飞行产生的影响在内的44837条记录;将确定的13个影响因素作为回归变量,4种影响作为响应变量.采用方差扩大因子法,借助SAS软件对回归变量进行多重共线性诊断.结果表明:回归变量间并无明显的共线性关系.应用SAS软件进行最大似