单轴涡轮喷气发动机起停逻辑设计

以航空单轴涡轮喷气发动机起停控制为研究对象,设计了一种基于有限自动机的燃气涡轮发动机全工作状态起停逻辑。首先,给出了起停控制系统下的输入以及控制输出;然后,设计了涡轮喷气发动机各起停状态,给出了各起停状态之间的转换条件和关系;最后,给出了基于N变化率和EGT温升的点火状态计算方法、点火器控制规律和供油状态量计算规律。该起停逻辑在电子控制器上实现。通过实验,该起停逻辑能够有效控制点火器和燃油系统正常工作,并能及时提供涡轮喷气发动机运行状态信息,延长发动机的寿命,具有很强的工程实用性。     

欧洲欲制造可从跑道起飞的太空飞机

一个欧洲研究小组正在开发新一代Skylon太空飞机．这种太空飞机可重复使用,能将超过12t的货物送入轨道,起飞和着陆使用的跑道相同,并有望在lO年内问世．飞机研制的成败取决于“佩刀”（Sabre）火箭发动机．“佩刀”是一种独特的混合动力发动机,在地球大气层中,能像传统喷气发动机一样“呼吸”空气;在太空则转换为火箭动力．在吸气模式下,空气先是被冷却并压缩,然后同氢燃料一起进入火箭发动机;在火箭模式下,     

ACMS客户化编程技术在发动机故障诊断上的应用

发动机系统由于其内部结构复杂,工作环境恶劣,极易发生故障,而发动机在设计之初又无法实现对所有故障的准确探测和隔离。为了解决飞机投入运营后对发动机复杂故障的探测问题,本文以B737-700飞机的液压机械组件故障探测为例,提出利用机载的ACMS客户化编程技术,通过自定义相应的故障诊断报文来提高发动机的健康监控水平。实践证明,客户化ACMS编程技术能够极大地提高航空公司对发动机以及飞机的故障诊断水平,方便航空公司日常的运营和维护工作,最终提高飞机的利用率。     

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。     

一种云环境下的发动机健康管理系统及其应用

针对航空公司对大量飞机发动机进行健康管理的需求,通过建立发动机健康管理云端数据中心,建立了一种云环境下的民航发动机健康管理系统,该系统对于验证发动机故障诊断方法的有效性具有突出优势,并且对于实现多种方法协同进行发动机故障诊断具有重要价值;提出了一种基于灰色关联分析的灰色故障识别方法,通过在云端平台使用灰色故障识别方法实现JT9D-7R4发动机的典型气路性能故障诊断为例,表明云环境下的发动机健康管理系统可以有效地进行航空发动机故障诊断。     

涡轮喷气发动机全流程参数测试与分析

本文介绍了一典型的涡轮喷气发动机全流程参数测量的试验方案、测试结果及分析 。首先测定了发动机在设计状态下各特征截面的流场参数,计算了发动机各截面的气动参数、主要过程参数、部件损失系数和发动机的性能参数,并分析了它们的可靠性和精确性.其次测定了在设计转速下,当大气温度变化,而使相对换算转速在0.96至1.023范围内变化时,发动机各特征截面的气动参数.并将各对应的参数与系数按与相对换算转速的函数关系画成了曲线.测定了发动机在节流状态工作时不同转速、不同喷口面积、压气机放气或不放气时的各种参数. 本文还讨论了整台发动机台架试车的参数测毽力法,根据流场特点合理布置测点,适当处理数据,获得较精确的发动机平均参数等方面的问题.     

犹太民族为什么科学家多——犹太人特殊的教育体系与成功的教育模式

编者按:2005年,本刊开辟"物理与文化"专栏以来,受到广大读者好评,成为本刊一个特色栏目.从读者与作者的来信来稿中,我们发现"物理与文化"这个限定词其活动空间还是小了一些.为些,本刊从2009年开始,将"物理与文化"专栏扩大为"物理·科学·文化"专栏,读者与作者可以在物理、科学、文化三个层面及其相关领域讨论交流科学与人文的各种问题.     

双余度发动机状态监测技术的研究与应用

在飞机、舰艇、装甲、汽车电子控制系统中采用双余度发动机状态监测技术,能够有效提高飞机、舰艇、装甲、汽车运行的安全性和可靠性,以某型涡轴发动机为研究对象,对双余度发动机状态监测技术进行了深入研究,研制了双余度发动机状态监测系统,介绍了系统的总体设计、软硬件设计、余度设计,虚拟仪表设计,并在双余度发动机状态监测系统的设计中引入了嵌入式PC/104模块;为了使状态监测系统具有更好的扩展性和适应性,将系统设计成可以在两种方式下工作:机载运行方式和地面试车方式,通过这两种方式对发动机状态进行自动监测,为发动机的状态趋势分析、故障诊断和视情维修提供科学的依据;采用双余度发动机状态监测技术研制的某型涡轴发动机状态实时监测系统经过了大量的地面试验和某型直升机上试飞试验,功能、性能满足要求,目前该系统已在某型直升机上得到应用。     

航空发动机外形点云的特征分割方法

目前我国存在较多外购发动机的情况，外购发动机存在只有实物及安装尺寸等信息，而没有三维数字化模型的问题，这给飞机与发动机的装配协调设计带来较大困难，因此飞机设计部门对快速重构航空发动机的外形几何模型提出了迫切需求。为了使重建出的发动机外形几何模型尽可能地保留准确的结构特征，提出了一种基于深度学习的航空发动机外形点云特征分割方法，该方法将整体点云分割成特征数据与非特征数据，这有利于后续采用不同的方法重建出各种复杂的结构特征。设计了一种迭代密度均衡算法用于构建特征分割数据集，该算法为特征分割网络的训练、测试和性能评估提供基础；设计了一种特征分割网络，从多尺度局部表面片中收集形状结构和局部邻域信息，用于判断其中心是否是特征点。将训练好的特征分割网络模型应用于发动机外形点云，验证结果表明，特征分割精度达到95.16%,所提算法实现了高精度语义分割。     

基于DBN深度学习算法的民航发动机状态监测

民航飞机发动机设备构造精密、复杂,其监测系统收集的数据中蕴含了丰富的故障信息。传统发动机状态诊断依靠数据统计分析和机器学习模型,但其在深入理解与归类信号特性方面的表现难以尽如人意。此外近年兴起了多层神经网络降维算法——深度学习理论,其通过模拟人脑分析过程建立由浅入深的算法模型,数据处理效果较好。本文将民航发动机自身特点与深度学习理论有机结合,研究发动机状态监测方法。其优势在于克服了传统方法人工提取数据特征的不确定性与状态分类陷入局部最优的缺陷,可对发动机参数进行自主学习与特征提取。实验结果表明该算法具有出色的特征提取能力与分类准确率,能够准确识别发动机的不同状态。     

超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测

超燃冲压发动机发展60多年来,虽然取得了很大的进步,但是对其推力大小的理论评估是一个没有很好解决的问题.超燃冲压发动机的推力主要由喷管产生,因此重点研究了喷管的推力特性.将燃烧室出口参数作为喷管入口边界条件,利用等熵膨胀理论,通过对喷管壁面压力积分,得到了简化的无量纲推力公式,获得了影响推力大小的关键参数和物理规律.理...     

超声速气流中的爆震推进理论与研究进展

爆震燃烧近似为等容燃烧,理论上其热循环效率高于基于等压燃烧的爆燃燃烧,在超声速推进系统中具有潜在的应用价值.通过总结超声速气流中的爆震推进理论与研究进展,分析其需要解决的关键科学与技术问题,指导未来高超声速发动机的基础研究.文章重点总结了适用于高超声速飞行的斜爆震发动机、超声速脉冲爆震冲压发动机的基础研究进展.其中对斜爆震发动机的应用模式、相关实验研究思路及方法、数值仿真现状进行了总结分析.对超声速脉冲爆震冲压发动机的基础理论研究现状和目前研究的难点进行了梳理.基于爆震燃烧的超燃冲压发动机具有推进系统自增压、燃烧效率高、推力性能好、推进效率高、燃烧室长度短、结构重量轻等优势,文章总结了该发动机当前的发展进程和最新的研究进展,并对其未来的发展方向以及存在的技术问题进行了分析.      

热声系统中振荡滞后特性的试验研究

针对热声热机中存在着强烈的非线性热声自激振荡现象,在自行研制的"驻波型热声发动机试验平台"上,对采用He/Ar混合工质的驻波热声发动机系统的起振与消振过程的动态特性进行了详细的试验研究.试验结果表明:对于混合工质热声发动机系统同样存在热声自激振荡的滞后现象和振荡滞后回路;并且在一定的氦氩配比下,发现了"二次起振"的现象,更进一步验证了热声自激振荡的复杂性.     

航空发动机尾气FTIR被动检测

航空发动机尾气排放情况可以反映发动机的燃烧状态,从而可以为发动机视情维修提供依据,同时可以为因尾气排放造成的环境污染分析提供依据,因此,对航空发动机尾气进行检测非常重要。由于传统的航空发动机尾气取样分析不方便,而且无法满足飞机爬升与空中飞行状态下的检测需要,文章将FTIR被动检测技术引入到航空发动机尾气检测中。首先详细介绍了FTIR被动检测原理和被检测气体浓度反演算法模型,接着分析了FTIR被动检测技术用于航空发动机尾气检测的可行性,给出了发动机尾气FTIR被动检测方法,最后利用布鲁克公司生产的Tensor27型FTIR对某航空发动机尾气进行了被动检测,得到了该发动机尾气中主要气体CO和NO的浓度,并与取样分析结果进行了比较,两者结果基本吻合,这表明FTIR被动检测技术满足航空发动机尾气检测要求。     

防止鸟撞飞机有新招

<正>鸟类与飞机是死敌,它们通常会延误飞行,最坏的情况是撞进机窗和发动机导致飞机坠毁。鸟类与飞机相撞的事故,每年会给航空业造成大约10亿美元的损失。工程师们千方百计减少事故的发生,比如采用扩音器、照明弹,甚至猎狗     

采用纹影法的微型航空发动机尾喷温度场测量方法北大核心CSCD

航空发动机作为飞机上的核心动力装置,对其运行状态的监测,可以提高飞机的安全性与经济性。航空发动机尾喷温度场蕴含着燃烧室内部燃料燃烧程度等有效信息,对其温度场的监测可实现对发动机运行状态的评估。传统的温度场测量方法一般采用单点温度计测量法、激光诱导荧光法(LIF)、可调谐半导体激光法(TDLAS)等,单点温度计测量法测量数据较离散、LIF设备应用复杂、TDLAS仪器设备价格昂贵。因此针对传统测量方法所存在的问题,提出了纹影测量法。首先需要纹影系统对温度场进行纹影成像,得到正确的纹影图像;根据纹影图像求得截面的折射率分布;根据折射率分布算得温度场分布,实现对温度场的测量。纹影测量法是一种非接触、高精度的测量方法,且无需特殊的激光收发装置。实验证明该方法可有效地应用于实验室微型涡喷发动机尾喷区域温度场的测量,可进一步为航空发动机的状态监测提供支持。     

采用纹影法的微型航空发动机尾喷温度场测量方法

航空发动机作为飞机上的核心动力装置,对其运行状态的监测,可以提高飞机的安全性与经济性。航空发动机尾喷温度场蕴含着燃烧室内部燃料燃烧程度等有效信息,对其温度场的监测可实现对发动机运行状态的评估。传统的温度场测量方法一般采用单点温度计测量法、激光诱导荧光法(LIF)、可调谐半导体激光法(TDLAS)等,单点温度计测量法测量数据较离散、LIF设备应用复杂、TDLAS仪器设备价格昂贵。因此针对传统测量方法所存在的问题,提出了纹影测量法。首先需要纹影系统对温度场进行纹影成像,得到正确的纹影图像;根据纹影图像求得截面的折射率分布;根据折射率分布算得温度场分布,实现对温度场的测量。纹影测量法是一种非接触、高精度的测量方法,且无需特殊的激光收发装置。实验证明该方法可有效地应用于实验室微型涡喷发动机尾喷区域温度场的测量,可进一步为航空发动机的状态监测提供支持。     

超燃冲压发动机推进性能理论分析

超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6~8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma>9,超声速燃烧将变得稳定.      

新课标指导下基于大观念的物理教学课例探讨——以教科版“人造卫星运行规律”为例

以教科版高中《物理·必修2》中"人造卫星运行规律"为例,阐述了新课标指导下基于大观念的教学课例探讨,包括识别主题,以核心素养为支架搭建课程内容;编写基本问题,设计情境促进持久理解;以问题为导向,贯彻大观念展开教学.     

多管PDE爆轰噪声传播过程物理特性实验研究

为研究多管脉冲爆轰发动机爆轰噪声传播过程及声波物理特性,对单管至四管脉冲爆轰发动机爆轰噪声物理特性开展实验研究,获得了多管脉冲爆轰发动机爆轰噪声的波形、声压衰减规律、辐射特性、持续时间和频谱特性等物理参数。结果表明:在管口区域,爆轰噪声峰值衰减较快,在远离管口区域,衰减速率逐渐放缓。随着爆轰管数量的增加,爆轰峰值噪声在各方位角上的声压级逐渐增大。在远场区域内爆轰噪声指向性图呈“M”形。随着爆轰管数量的增加,爆轰噪声的A/B持续时间均增加。爆轰噪声是能量主要集中在中低频段的宽频噪声,其频谱峰值和峰值所在频点随爆轰管数量的增加而改变。