推力矢量测试平台及原位校准方法研究

对于推力可调式固体姿轨控发动机,推力矢量参数是重要的测试物理量,为了研究固体火箭发动机推力矢量测试问题,提出一种推力矢量测试装置和测试系统。设计出一种固体姿轨控发动机推力矢量测试平台,对推力矢量测试平台的基座进行了模态仿真的分析,得出推力矢量测试平台基座的频率响应在390.71~417.92Hz。对所构建的固体姿轨控发动机推力矢量测试平台进行了测试。通过对推力矢量各分量的原位校准系统构建技术的研究,设计出一套满足单个喷管作用力校准的杠杆组,并进行标定,并得出了原位校准力值-砝码值对应表。对推力矢量主推力进行静态原位校准,并计算校准方程和回归方程,结果表明,该测试装置能够较为精确的测量出固体火箭发动机推力矢量,并且校准曲线的非线性与重复性良好,分别为0.45%、0.47%。     

固体火箭发动机推力测试方法研究

为满足对火箭发动机性能指标的测试要求,该文从系统构成,数据处理方面考虑,设计了一种新型的火箭发动机地面静止试验系统推力测试方法。该系统可对多种型号固体火箭发动机的工作时间和推力进行测试,经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲线数据准确,能够满足目前火箭发动机推力检测要求。     

RT-LAB在航空发动机控制系统实时仿真平台的应用

在分析当前航空发动机控制系统现有建立实时仿真平台工具缺点的基础上,提出了将RT-LAB应用在航空发动机控制系统实时仿真平台上的优势和应用方案。同时针对该方案成功构建了基于RT-LAB的航空发动机控制系统实时仿真平台,并对该实时仿真平台进行详细介绍。该实时仿真平台不但集模型实时仿真、数据回放分析、飞机航电系统模拟等功能于一体,而且大多采用通用设备,可替换性强。除可以满足航空发动机控制系统实时仿真需求外,同时还为航空发动机控制系统实时仿真平台的国产化提供了参考。     

RT—LAB在航空发动机控制系统实时仿真平台的应用

在分析当前航空发动机控制系统现有建立实时仿真平台工具缺点的基础上,提出了将RT—LAB应用在航空发动机控制系统实时仿真平台上的优势和应用方案。同时针对该方案成功构建了基于RT—LAB的航空发动机控制系统实时仿真平台,并对该实时仿真平台进行详细介绍。该实时仿真平台不但集模型实时仿真、数据回放分析、飞机航电系统模拟等功能于一体,而且大多采用通用设备,可替换性强。除可以满足航空发动机控制系统实时仿真需求外,同时还为航空发动机控制系统实时仿真平台的国产化提供了参考。     

基于SHCAN智能仪表的ECU检测系统的开发

为了解决发动机ECU的实时测试问题,设计了一种计算机控制的仿真测试分析系统,它主要利用计算机仿真技术模拟汽车传感器的信号和执行机构的动作来完成对发动机ECU的测试与分析.     

基于AVR单片机的航空仪表仿真系统设计

航空仿真仪表是飞行模拟驾驶舱的重要组成部分。常规航空仪表改装方法开发难度大、维护成本高。研发一种能数据交换、对航空仪表外观、仪表显示和人的操作模拟的航空仪表仿真方法，对于提高航空仪表仿真系统集成度和改进其逼真度，具有重要意义。通过三维数模设计和加工实现航空仪表外形仿真，基于GLFW框架进行仪表图形化仿真，基于AVR单片机设计了硬件电路，实现了信号实时检测和指示灯的驱动。采用ASCII码报文实现仿真仪表面板硬件与仪表仿真程序的数据交换。经直升机飞行训练器装机实验测试，仿真航空仪表的外观、指示和操作响应与机载航空仪表接近，达到设计要求，有效提升了仿真度，降低了研制成本，对于研制飞行模拟训练设备具有重要意义。     

航空发动机转速传感器调理电路设计与仿真

在航空发动机数控系统中,转速传感器所测得的转子转速信号往往不能直接被电子控制器所接收,需要进行信号的调理.本文依据航空发动机转速传感器的测量原理,并结合航空发动机的特殊要求,设计了一种磁电式转速传感器的信号调理电路,并利用一种最新款的电路仿真软件PROTEL DXP对其进行了仿真.该仿真方法简单方便,用户界面友好,易于操作实现,同时也节约了设计成本.仿真结果表明,所设计的电路能满足航空发动机转速信号调理的要求,精度高,有较高的实用价值.     

用于航空燃油流量测量的V锥流量计的研究

航空燃油流量参数测量是发动机控制的关键技术,现有的航空燃油流量测量技术测量精度较低,在控制过程中无法精确的给发动机供给燃油,会造成燃油的浪费,影响飞行器的飞行距离。发动机燃油流量测量因表体长度、高强度振动和高流速的影响,现有通用流量计无法满足测量的要求。为解决航空燃油流量测量技术难题,研究一种能够用于航空燃油流量测量的V锥流量计。针对表体长度的限制,基于CFD仿真设计具有缩颈和扩颈结构的单支撑V锥流量计;利用振动实验台测试振动对V锥流量计流量测量性能的影响;使用航空燃油为实验介质测试V锥测量航空燃油的流量特性。最终得到用于航空燃油流量测量的V锥流量计流量计算公式,实验结果证明在0.3~3 kg/s流量范围内,此公式的测量精度优于1.5%。     

用于航空燃油流量测量的V锥流量计的研究

航空燃油流量参数测量是发动机控制的关键技术,现有的航空燃油流量测量技术测量精度较低,在控制过程中无法精确的给发动机供给燃油,会造成燃油的浪费,影响飞行器的飞行距离.发动机燃油流量测量因表体长度、高强度振动和高流速的影响,现有通用流量计无法满足测量的要求.为解决航空燃油流量测量技术难题,研究一种能够用于航空燃油流量测量的Ⅴ锥流量计.针对表体长度的限制,基于CFD仿真设计具有缩颈和扩颈结构的单支撑Ⅴ锥流量计;利用振动实验台测试振动对Ⅴ锥流量计流量测量性能的影响;使用航空燃油为实验介质测试Ⅴ锥测量航空燃油的流量特性.最终得到用于航空燃油流量测量的Ⅴ锥流量计流量计算公式,实验结果证明在0.3～3 kg/s流量范围内,此公式的测量精度优于1.5％.     

基于灰色理论的航空发动机剩余寿命预测

针对航空发动机健康监测数据繁杂、性能退化特征不明显、缺乏有效的健康指数构建与剩余寿命预测难的问题,提出了基于灰色理论的多监测参量优化选择与融合及全阶时间幂灰色预测模型(FOTP-GM(1,1))方法。首先,采用灰色关联分析法对航空发动机的高维监测物理参量的性能退化状态表征能力进行参数化度量,结合线性相关分析对监测参量进行优化选择;其次,利用灰色接近关联度对优化选择的特征进行加权融合,构建航空发动机的统一健康指标(HI),并以训练发动机HI失效阈值为参照,采用滑动窗欧氏距离比对法确定测试发动机的HI失效阈值;最后,采用FOTP-GM(1,1)对测试发动机的剩余寿命进行预测。通过实验分析,该方法能够有效地对航空发动机的剩余寿命进行预测,并比传统方法得到更高的预测准确度,该方法为实现航空发动机的故障预测与健康管理提供一种新的思路与手段。     

基于灰色理论的航空发动机剩余寿命预测

针对航空发动机健康监测数据繁杂、性能退化特征不明显、缺乏有效的健康指数构建与剩余寿命预测难的问题,提出了基于灰色理论的多监测参量优化选择与融合及全阶时间幂灰色预测模型(FOTP-GM(1,1))方法。首先,采用灰色关联分析法对航空发动机的高维监测物理参量的性能退化状态表征能力进行参数化度量,结合线性相关分析对监测参量进行优化选择;其次,利用灰色接近关联度对优化选择的特征进行加权融合,构建航空发动机的统一健康指标(HI),并以训练发动机HI失效阈值为参照,采用滑动窗欧氏距离比对法确定测试发动机的HI失效阈值;最后,采用FOTP-GM(1,1)对测试发动机的剩余寿命进行预测。通过实验分析,该方法能够有效地对航空发动机的剩余寿命进行预测,并比传统方法得到更高的预测准确度,该方法为实现航空发动机的故障预测与健康管理提供一种新的思路与手段。     

脉冲爆震发动机模拟发射实验研究

脉冲爆震发动机是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机,本文设计了一种集汽油—空气供给系统、控制系统和脉冲爆震发动机于一体的系统体系,应用可编程控制器控制脉冲爆震发动机的点火频率、空气和汽油通道电磁阀的响应以及发动机的工作过程,建立了附带有承载小车的导轨架结构,并进行了模拟发射实验。实验表明,发动机点火起爆后能够正常工作并具有有效推力性能,应用可编程控制器实现了当发动机的空气供给流量降低时的变频点火控制,该实验体系及结果对于脉冲爆震发动机应用于工程实践有一定启示作用。     

某型航空发动机容错控制仿真研究

利用卡尔曼滤波器的优点,提出了航空发动机容错控制模型,它的核心部分就是卡尔曼滤波器,考虑了当某一传感器发生故障后,利用一簇卡尔曼滤波器对发生故障的传感器进行诊断并隔离,并依据剩余非故障传感器的信息对自适应模型进行重构。实例仿真表明航空发动机容错控制系统可以保证航空发动机在一定的性能指标下稳定运行,达到了容错控制的目的。     

航空发动机尾气静电带电机理分析与试验研究

航空发动机工作时,其燃烧室内发生的复杂物理化学变化会导致发动机尾气静电带电。为研究这种静电带电的机理及其变化规律,理论分析了发动机喷流尾气中带电粒子的产生演化过程和影响因素。在讨论对比多种测试原理与传感器方案的基础上,确立了非接触式静电感应测试方法,研制了共轴喇叭状静电传感器和静电监测系统以及相应的自动测试软件。试验研究了某型航空发动机的尾气静电带电现象,获得了大量喷流尾气静电信号,同时验证了所开发测试平台的有效性。研究结果表明:航空发动机正常工作时,喷流尾气中带电粒子总体显正极性,平均体电荷密度随发动机转速和燃烧室温度的升高而增大,最大体电荷密度可达0.077 nC/m3;发动机获得的等效电流为2.26 nA,由此产生的电晕放电频次可达14 kHz。     

航空发动机温度信号自动标定技术研究

针对当前我国航空发动机标定过程中温度信号中存在标定时间长、工作效率低等问题,提出了一种航空发动机温度信号自动标定方法。该方法采用模拟装置,通过计算机输出预先定义温度信号及接收控制器采集值,形成对应标定关系来达到自动标定的目的。     

基于混沌特征的航空发动机故障诊断研究

为有效利用航空发动机故障状态下振动系统的非线性特征,把混沌引入到航空发动机故障诊断中.采用了一种集相空间重构技术和关联维数估计为一体的特征提取方案,确定混沌时间序列相空间重构两个重要参数,给出了关联维数的计算方法,准确估计出实测数据的结果.对3种典型故障振动数据的关联维做了计算仿真,仿真结果表明该方法提取的混沌特征量具...     

基于TMS320F2812的航空发动机转速信号采集研究

介绍了基于DSP的航空发动机转速控制系统原理。根据航空发动机转速测量原理以及电子控制器TMS320F2812的需要,设计了转速传感器信号调理电路,使用一款最新的电路设计及仿真软件Altium Designer6进行了原理图仿真,验证了调理电路的功能。同时设计了一种新的频率采集方法,使用TMS320F2812的事件管理模块进行频率信号采集,在测量频率范围很宽时都能够达到很高的精度。     

航空发动机风扇驱动系统设计

分析航空发动机风扇驱动系统的结构特点,提出一种航空发动机风扇驱动系统的设计方法。根据现役航空发动机结构尺寸参数,结合开关磁阻电机原理进行航空发动机风扇驱动系统的初步设计。利用Ansoft对航空发动机风扇驱动系统的磁链、转矩进行分析。在MATLAB/Simulink中搭建航空发动机风扇驱动系统的非线性模型,采用直接瞬时转矩控制方法,有效地抑制航空发动机风扇驱动系统的转矩脉动,验证了航空发动机风扇驱动系统的有效性。     

基于LabVIEW的发动机叶尖间隙采集软件设计

航空发动机叶尖间隙测量技术能够为主被动叶尖间隙控制的设计提供依据。由于航空发动机高压涡轮的叶尖间隙动态数据具有频率高、形式复杂等特点,采集过程中数据流量大,在基于LabVIEW的动态叶尖间隙数据集软件开发过程中,使用"生产者/消费者模式"进行程序设计以提高程序的运行效率。为了验证该软件的正确性和可靠性,进行了实验室测试,结果显示该数据采集软件能够完成多通道、8M采样率的同步采集,满足航空发动机叶尖间隙数据采集的要求。     

压燃式航空活塞发动机转矩复合预测控制

由于压燃式航空活塞发动机工作过程具有强非线性等特点,只采用模型预测控制（MPC）算法来实现压燃式航空活塞发动机的转矩控制,会导致基于状态空间模型的转矩预测精度不理想。采用径向基（RBF）神经网络结合MPC的发动机转矩复合预测控制能解决上述问题。首先,通过脉谱（MAP）控制方式获得发动机的运行数据,以此作为自行搭建的发动机联合仿真平台上的神经网络训练样本集。其次,在粒子群优化（PSO）算法中引入模拟退火（SA）机制,训练RBF神经网络转矩预测模型。最后,通过联合仿真不断修正控制算法,验证了SA+PSO算法在RBF神经网络上训练发动机转矩预测模型的优越性,还能有效改善PSO算法容易陷入局部最优的问题,并通过发动机台架实验验证了转矩复合预测控制的有效性。