新一代航空发动机燃烧室

针对新一代高油气比(0.051及以上)航空发动机燃烧室,本文提出头部采用化学恰当比直接混合燃烧设计方案.对于新一代高压比(70及以上)低排放民用航空发动机燃烧室,由于其自着火延迟时间极短,因此采用贫油直接混合燃烧,而不能采用预混合预蒸发燃烧.本文提出了一种贫油直接混合低排放燃烧室方案,其燃油空气模由简单的压力雾化喷嘴和...     

航空涡轮发动机中的物理学

航空发动机的技术含量密集而难度高,其制造水平是一个国家工业技术水平的重要标志。航空动力主要使用燃气涡轮发动机,本文简要描述了航空涡轮发动机的结构类型和特性,运用热力学和流体力学的基础理论解释了几种航空涡轮发动机的结构演化,并介绍了航空涡轮发动机的关键技术单晶镍基合金叶片,最后给出了我国航空发动机事业的发展概况。     

航空发动机控制系统仿真平台设计

针对目前国内航空发动机控制系统设计过程中缺乏准确高效、通用灵活的仿真平台问题,根据高内聚、低耦合的模块化设计准则,结合了涡扇发动机建模技术、控制技术、可视化编程技术和软件开发技术,提出了航空发动机控制系统综合性能仿真平台设计方案。依据设计目标,完成了该平台的总体架构和功能结构设计;利用带有均衡因子的指数权重法建立了发动机分段线性化模型;利用惩罚函数法,采用单纯性优化算法完成控制系统参数设计。整个仿真平台基于MATLAB/Simulink平台上开发,并进行了仿真验证。验证结果表明仿真平台的架构合理,功能完善,运行稳定可靠,具有通用、灵活、易扩展的特点。     

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。     

航空发动机尾气的FTIR被动遥感

针对航空发动机排放尾气传统的插入式采样分析技术难度大、设备结构复杂、测量成本高、具有一定危险等缺点,将快速、机动、低成本的非插入式测量方法——被动式傅里叶变换红外光谱(FTIR)遥感技术引入到航空发动机尾气监测当中。讨论了FTIR被动遥感的原理,介绍了FTIR光谱仪系统的仪器响应函数、红外辐射光谱能量分布以及气体浓度的算法模型。利用TENSOR27型FTIR光谱仪遥测某航空发动机排放尾气,获得一系列不同推力下红外发射单通道光谱图。通过对红外发射光谱的定性定量分析,计算出四种不同推力下CO₂,CO和NO的气体组分浓度。利用遥感FTIR方法监测航空发动机排放气体组分浓度的研究在国内航空领域尚处于探索阶段,试验中航空发动机的排放发射光谱及计算结果是首次公开发表。实验同时也表明该技术在航空发动机尾气监测方面具有极大的应用前景。     

航空发动机试车台噪声的治理

试车台的噪声比一般民用噪声源的噪声大得多。在试车台室内中高频噪声大,在室外环境低频噪声大。根据上述特点,在室内采用了墙壁吸声层、吸声尖劈、顶棚悬挂空间吸声体、进气活动消声装置等;在排气系统中采用了隔声室、扩张消声室、吸声导流板、迷宫消声空、吸声顶棚、墙面吸声砖、排气塔等技术。综合治理后,达到了《工业企业噪声卫生标准》和《城市区域环境噪声标准》的规定。     

关于《航空发动机试车台噪声治理》一文的说明

这项治理工程由空军第一研究所负责进行,清华大学建筑系参加了排气消声治理工作,秦佑国同志是排气消声部分设计者,文中数据清华大学建筑物理实验室的同志参加了测试。特此说明。     

航空发动机旋转叶片振动监测系统研究

介绍了叶尖定时测量旋转叶片的原理，设计的光纤柬式传感结合光电接收实现了高精度的弱光检测。基于“5＋2”传感器均布方案，利用双速率对叶片振动信号进行采样，通过“5＋2”处理算法实现了振动频率的准确辨识，并在某航空设备上进行了高速模拟转子实验，实验表明测得频率与应变仪结果一致。     

航空发动机在线振动监测系统的开发

立体仓库堆垛机定位控制中由于测量产生的误差,如编码器存在累积误差的缺陷,激光测距仪因震荡等不确定因素产生误差,严重影响堆垛机的定位精度。针对堆垛机此类定位控制精度问题,采用组合定位的控制方法,即双闭环控制方法。粗定位与精确定位结合使用,在低速段用精定位反馈,提高定位精度。最后对堆垛机的定位误差进行了分析,结果满足控制系统的要求。实验证明,该方法很好的实现了立库堆垛机运行的精确定位问题,定位精度在3㎜范围内,符合定位要求。     

航空发动机无模型自适应生物智能控制方法研究

针对航空发动机动态过程特性复杂、现有控制策略保守性较强的问题,在无模型自适应控制研究的基础上,结合生物内分泌智能控制原理,提出了一种新型无模型自适应生物智能控制(Model Free Adaptive Intelligent Control,MFAIC)方法。首先根据航空发动机强非线性的特点,根据被控对象I/O数据建立了无模型自适应控制(Model Free Adaptive Control,MFAC)系统;然后创新地应用生物内分泌调节原理构建自适应控制模块(Biological Endocrine Intelligent Control, BEIC),目的是依据跟踪误差快速、准确地调整控制参数,从而自动优化控制效果;控制器设计完成后对MFAIC与PID这两种控制方法在动态过程中的控制效果及抗扰动能力进行对比分析。仿真结果表明,该无模型自适应生物智能控制方法具有全包线稳定和动态响应性能好、鲁棒性强的优点;且提出的生物内分泌调节新颖算法计算量合理,自适应调节能力强,具有较高的工程实践意义。     

航空发动机部件和整机通流数值模拟研究

针对航空发动机部件和整机,为实现快速准确的流场与性能分析,基于时间推进通流方法开展了相关研究,并开发了相应求解程序。以严格守恒型通流模型为基础,结合计算流体力学求解理论,依次进行了轴流、离心压气机、轴流涡轮部件仿真验证,并最终对一台微型涡喷发动机地面节流特性进行了整机数值仿真验证。结果表明,所发展通流仿真程序求解稳定,能够快速获得发动机各类部件及整机的子午流场及总体特性。其中,整机总体特性预测与实验偏差不大于7%,符合工程应用精度需求。     

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。     

航空发动机叶尖间隙影像测量系统及其标定

针对航空发动机装配过程中叶尖间隙的测量,设计了一种影像测量系统,采用基于PC+运动控制卡的开放控制系统,通过PID控制实现对相机位置的精确控制。提出基于相机位置的精确快速完成相机标定,可在线准确测量出叶尖间隙值。相比其他光学影像测量系统及传统塞尺,该测量系统无需高精度标定参考物,可实现装配过程在线测量,测量范围为1 mm时误差小于20 m。     

小型航空发动机燃烧室设计软件包的工程应用

1引言小型航空发动机燃烧室设计软件包由燃烧室大量成熟的经验设计关系和多维气动热力分析软件组成，其中经验关系用于燃烧室初始方案设计，多维气动热力分析软件对燃烧室流场和性能进行全面分析，用于燃烧室详细设计。它的优越性在于能将经验设计的可靠性和多维数值分析的先进性结合起来，从而优化燃烧室的设计，缩短燃烧室研制周期。在文献出中介绍了软件包的开发过程和技术内容，本文着重举例介绍软件包对两台回流燃烧室进行气动性能分析和工程设计的情况，由此可以看到软件包对燃烧室设计的重要指导作用。2软件包的组成和功能软件包由六…     

基于GD-GEP算法的航空发动机振动监控

针对传统基因表达式编程算法(GEP)在进行函数挖掘时易陷入局部最优以及收敛精度不高等问题,提出了一种基于基因多样性的GEP算法,该算法采用基于基因多样性的初始种群生成策略,引入了种群更新策略,使得种群基因多样性增加;仿真试验表明,该算法具有更好的全局搜索能力和更高的解精度;基于某型飞机飞行数据记录器记录的飞行数据,利用GD-GEP算法进行航空发动机模型辨识,将辨识得到的模型用于发动机振动值监控,真实的振动故障数据验证了该方法能够成功监测到振动故障。     

基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制

随着我国现代化进程的不断加快,航天航空技术标准越来越高,对于航空发动机运转工况的鲁棒性和适应性提出了更高的要求。传统的航空发动机变增益设计步骤繁琐,不能将发动机置于整个航空器的运转去考虑设计,使发动机变增益缺乏相应的稳定性和适应性,易出现系统问题。为此,提出一般基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统,依据航空发动机结构参数,考虑到航空器在空中负载特性,计算出新的约束极点 模糊变增益,在航空器发动机工作范围连续增益,避免了传统增益切换情况,在转速控制上确定误差等因素,将非线性控制设计分解为多个线性子问题,使航空器控制系统能够沿着LPV参数轨迹保持良好的运转,保持稳定性能。仿真实验证明,提出的基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统控制效果优于传统方法,在航空器发动机转速改变时,控制精度能够满足要求 ,改变航空器负载时,有效对目标进行变增益控制。提出的控制方法对航空发动机鲁棒变增益控制问题提供了新的解决办法,具有较大应用价值。     

高空低压低温环境航空发动机燃烧室熄火特性实验

航空发动机高空熄火是非常严重的安全威胁,高空燃烧稳定性与可靠再点火是航空发动机燃烧室的普遍要求.文章介绍了高空低压低温条件下航空发动机燃烧室模拟实验设备方案和调试结果,实现了对地面状态到高空10 km处环境条件的模拟.研究表明,随着高度增加,贫油熄火极限油气比不断增大.地面状态的贫油熄火油气比为0.016,高空10 km条件下,熄火油气比为0.071,增大3倍以上.低压低温环境下,火焰锋面位置不断向喷嘴收缩,燃烧释放热区域缩小到燃油喷嘴头部附近,CH*发光强度不断衰减.在模拟高度4 km时,火焰开始转为淡蓝色,10 km时燃烧室内为淡蓝色火焰,燃烧趋于不稳定.      

航空发动机喷流起电机理建模与试验研究

以研究航空发动机喷流起电的机理以及喷流起电对飞行器整体带电特性的影响为目的, 对起电机理进行了建模和实验验证. 首先以流体运动方程为基础, 建立了航空发动机带电粒子浓度的动态仿真模型, 仿真得到发动机燃烧过程中的各类粒子浓度变化情况. 其次, 设计了用于发动机喷流起电探测的静电感应传感器, 对装配涡扇发动机的某型飞行器进行了地面试验测试, 得到了发动机启动、稳定运行、加速、减速、停止等状态的动态电位. 仿真及实验结果详细地描述了发动机喷流起电的机理, 以及喷流起电会使飞行器带负电的结论, 为进一步分析飞行器飞行过程中整体带电特性提供了指导. 关键词： 航空发动机 喷流起电 传感器     

用物理学知识论证喷气式雨刮器的实用性

本文利用物理学中的流体力学和相对运动知识对喷气式雨刮器的实用性进行论证。针对三种不同的喷气方式分别进行了分析,结果表明,喷气式雨刮器的三种喷气方式都无法完全去除汽车前车窗的雨水。