民用涡扇发动机燃油系统健康指标选取

针对民用涡扇发动机燃油系统工作环境恶劣、性能衰退情况频发、表征健康状态的量化指标缺乏的现状,通过机理分析 对发动机燃油系统关键部件（燃油计量装置、压差控制器、主燃油泵和增压关断活门）的健康指标选取策略进行了研究。基于已验 证的某型民用涡扇发动机燃油系统AMESim模型,注入计量活门内泄漏、电液伺服阀零偏增大、压差活门内泄漏、主燃油泵外泄漏 等典型的性能衰退模式进行了性能衰退仿真,并根据燃油系统可测量信息选取了计量活门组件、压差控制器、主燃油泵等作为特 定性能衰退模式的健康指标。仿真结果表明：所选取的健康指标对于典型性能衰退模式表现出了良好的监测能力,可作为燃油系 统健康状态量化指标评估标准,为燃油系统健康管理和视情维修策略的制定提供参考。     

基于自适应滑模观测器的航空发动机故障诊断

为解决现有航空发动机基于模型的在线故障诊断方法存在对模型精度要求高等的问题,利用滑模方法设计一种自适应滑模观测器对航空发动机进行在线故障重构、诊断与隔离。对传感器故障和执行机构故障分别设计了重构算法,针对两者重构故障的特点提出了判断逻辑,讨论了设计参数对于观测效果与抖振的影响。 Matlab/Simulink仿真结果显示,重构的故障与实际故障基本吻合,对故障的诊断、隔离、定位具有良好效果,并对环境不确定性具有优良的鲁棒性。     

基于遗传算法的涡扇发动机最大状态性能寻优

对某型涡扇发动机的最大非加力寻优模式进行分析,在满足该发动机各部件的物理约束条件下,采用遗传算法对其进行性能寻优,提高其最大剩余推力值.寻优过程由基于GAlib类库的遗传算法和该涡扇发动机非线性数学模型结合编程实现.在此基础上,对遗传算法的主要运行参数进行分析和优化.在地面状态下进行仿真,其剩余推力值与设计点相比提高了4.84%.研究结果表明:遗传算法作为一种有效的全局并行优化搜索工具,适合于像涡扇发动机最大非加力状态性能寻优这样大规模、高度非线性及无解析表达式的性能优化问题;通过对遗传算法运行参数的优化,能有效的提高寻优速度并减小计算量,提高运算效率.     

航空发动机分布式控制系统综述

分布式控制是航空发动机控制发展的重要方向之一。分析了分布式控制在航空发动机控制中的应用 ,对航空发动机分布式控制系统的结构、总线技术及智能装置等关键问题做了系统阐述。     

航空发动机状态监控系统研究

航空发动机的维修方式正在由定期维修向视情维修转变,可以在保证发动机可靠性的前提下,降低发动机的维护费用。状态监控系统的研究是开展航空发动机视情维修的关键步骤。借鉴国外典型的发动机状态监控系统,提出了发动机状态监控系统的结构、功能需求、监控事件的选择,实现了机载状态监控系统的原理样机及其仿真平台,对状态监控系统的研究有一定意义。     

某涡扇发动机智能应急控制系统

以某型涡扇发动机为例,介绍应急航空发动机控制,并根据不同的紧急事件,给出两种应急控制模式:增推力控制和快速反应控制.仿真结果显示:释放限制后,增推力控制可以为发动机额外提供16.6%的推力,但同时涡轮前温度上升10.8%;而在标准循环下,快速反应控制将低压转子上升时间从原来的2s缩短至1.675s,响应速度明显加快,与此同时,压气机稳定裕度下降6.05%,高压涡轮导向叶片热机械寿命下降5.16%.      

航空发动机故障诊断算法测试平台

在MATLAB/Simulink环境下搭建航空发动机故障诊断算法测试平台。利用已有的民用大涵道比涡扇发动机非线性模型进行仿真得到航空发动机故障数据,数据既可以用于故障诊断算法的开发,也可以用于故障诊断算法的验证。对用户提供的故障诊断算法按照统一的评价标准进行分析,得出诊断算法优良性的量化值,使得不同结构、不同平台的诊断算法能直接作出比较。通过故障诊断算法的诊断结果进行分析,得到的评价结果可全面反映故障诊断算法的性能。     

基于修改加速控制规律的航空发动机寿命延长控制

针对发动机加速过程,以涡轮导向叶片热机械疲劳寿命为例,通过在原加速控制规律后半段增加转子加速度限制,综合考虑加速性能与寿命延长指标,利用遗传算法对加速规律进行优化.仿真结果表明修改后的加速控制规律能够明显地延长涡轮导向叶片的寿命,而发动机加速过程上升时间基本保持不变.      

一种新的变结构自适应控制方法及其应用研究

本文提出一种新的变结构自适应控制方法,并将其应用于航空发动机控制。这种方法只利用系统输入输出信号,与传统的自适应控制方法相比,具有收敛特性好,对对象的参数变化及未建模动态有很好的鲁棒性,同时其算法简单,易于实现。仿真表明该方法适用于航空发动机控制。      

基于AMESim/Simulink的补燃循环火箭发动机与调节阀特性仿真

在AMESim软件环境下重新建立了某型补燃循环液体火箭发动机的调节阀部件动态模型，在Simulink软件环境下建立了机电作动系统的动态模型，将两者与修改后的火箭发动机模型进行变推力过程联合仿真，并在仿真中注入输送管路压力扰动。仿真结果表明：机电作动系统与调节阀模型能够反映发动机变推力过程中各部件内部的参数变化；联合仿真保持了原发动机模型的稳态精度，各主要参数误差均在1‰量级；调节阀的活塞自反馈机构能够抑制输送管路中低频压力波动对发动机推力的影响。