摘要：针对航空发动机高空环境模拟过渡态试验对高空舱进气环境压力模拟系统提出的强抗扰性、强鲁棒性等控制综合品质要求,设计了一种基于鲁棒模型预测控制(Robust Model Predictive Control,RMPC)的高空舱进气环境压力控制方法。RMPC采用滚动时域优化和扰动反馈补偿的方法,在预测控制框架内处理模型的不确定性。通过建立进气环境压力模拟系统设备特性模型,设计了基于RMPC的进气环境压力控制策略,搭建了仿真平台,与线性自抗扰控制(Linear Active Disturbance Rejection Control,LADRC)方法进行了对比分析。仿真结果表明,应用RMPC技术后,动态调节时间由7.68 s缩短至3.91 s,最大瞬时波动量由0.94%减小至0.25%,该技术能够大幅提高发动机高空环境模拟过渡态试验中进气环境压力模拟的动态响应速度、控制精度和抗扰能力。

摘要：热障涂层(TBC)被用于航空发动机涡轮叶片表面的热防护,主要由粘结层和陶瓷层组成,准确测量陶瓷层表面与粘结层/陶瓷层界面温度分布对指导涂层高隔热结构设计与制备具有重要意义。现有非接触式与接触式测温技术可测量表面温度,接触式测温技术可测量界面温度。主要介绍了3种用于测量航空发动机涡轮叶片表面温度的技术,其中,适用于TBC表面测温的包括以光学原理为主的红外辐射、荧光、晶体、光纤测温技术;以热致变原理为主的示温漆测温技术;适用于TBC界面测温的以热电原理为主的填埋式热电偶、薄膜热电偶测温技术,并介绍了其测温的原理、优势和局限性。进一步对TBC隔热机理及性能优化进行了介绍,并对TBC表/界面测温技术及涂层结构设计方向进行了展望。

摘要：物体姿态估计在增强现实、自动驾驶和机器人操作等领域具有重要意义。在机器人抓取与辅助装配过程中实时并准确地估计目标姿态极其重要,为提高装配过程中零部件的抓取与监控的实时性与精度,研究了基于多视图特征库估计目标姿态的方法,设计融合BRIEF(Binary Robust Independent Elementary Features)特征匹配与ICP(Iterative Closest Point)点云配准的零部件姿态估计方法对零部件姿态角进行估计测量。以法兰、扳手、电钻等零件工具进行实验,实验结果表明融合BRIEF特征匹配与ICP点云配准的姿态估计方法运行耗时约200ms,而姿态估计的最大误差角度为4.5°,能有效保证零部件姿态估计方法的实时性与精度,可应用于机器人抓取作业、辅助装配监控等。

摘要：为了提高航空发动机零部件深孔槽结构的加工精度和稳定性,文中根据深孔槽结构特点及电解液正流式流动方式,设计了一种带有偏置结构的加工阴极,采用理论分析和仿真模拟的方法,分析了加工阴极缓冲板和出液孔排布方式对流场分布的影响规律。仿真结果表明:在加工阴极上增设带有出液孔的缓冲板,可以提高流场稳定性和流速分布的均匀性,满足加工稳定性和加工精度的要求。结论可为深孔槽结构高精度电解加工提供参考。

摘要：为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明:融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。

摘要：为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。

摘要：针对单边膨胀组合喷管(Single expansion ramp nozzle,SERN)不规则几何结构设计难题,以提高SERN结构刚度、强度为目标,从安装布局方案以及承力结构拓扑优化两个方面开展设计工作,分析了不同位置安装节点对载荷分布、关键位置变形的影响,基于拓扑优化方法,建立了SERN部件级结构概念设计方法和流程,实现了SERN的结构设计。研究结果表明:新增辅助侧拉杆能减小关键位置的变形,同时往左上方移动侧拉杆、右上方移动辅助安装节以及左下方移动主安装节有利于关键位置变形控制和各安装节点载荷的合理分布;优化后的安装方案相比初步安装方案,最大关键位置变形下降了83%,主安装节最大载荷下降了35%,辅助安装节最大载荷下降了55%。设计的SERN结构随TBCC发动机完成了高马赫数模态转换试验,试验后结构状态良好,验证了设计的合理性。

摘要：为提高轴承座动强度设计效率,降低研制成本,通过试验测试及数值模拟的方法,研究了某型航空发动机轴承座动强度的评估方法。研究发现,有限元方法计算获得的温度载荷与试验结果基本一致,动强度分析所用温度仿真结果可行;采用周期性交变载荷离散化的方法模拟轴承座承受转子振动应力方法可行。该方法实现了非试验条件下的发动机轴承座动强度设计评估,更好地保证了轴承座工作可靠性,并经工程验证可行。

摘要：针对某型发动机一体化加力燃烧室模型试验件,进行了两种燃油分配方案在不同余气系数下的加力燃烧室性能试验研究。研究结果表明:加力燃烧室出口温度随着余气系数的减小而升高,当余气系数α<1.70时,燃油分配方案2的加力燃烧室出口温度高于燃油分配方案1,并且高温区分布更广。随着余气系数的减小,燃烧效率先增加后减小,试验中燃油分配方案2获得的燃烧效率最大值为96.7%,燃油分配方案1的燃烧效率低于90%。研究证明了燃油分配方案2的等氧含量法燃油分配设计能够有效提升加力燃烧室性能。

摘要：为研究压气机三维叶片对激波和复杂二次流动的影响机理及提升相应的控制技术,耦合伴随优化方法、网格变形技术和数值计算方法,建立了压气机叶片伴随优化设计系统,利用该系统,在98%堵塞流量工况,对Rotor 37转子的叶片进行了优化。叶片优化后,压气机等熵效率提高了0.79%,压比提升了0.48%,质量流量增加了0.71%,出口熵增降低了3.85%。此外,叶片优化可提升全工况下的效率和总压比,特别是在大逆压梯度工况,性能提升更为显著。流动机理研究表明,叶片优化后,前缘往叶背偏移,尾缘往叶盆偏移,调整了气流进口几何角和出气角沿叶高的分布,减少了气流出口参数不均匀所带来的掺混损失,优化叶片在叶片前缘形成一个弓形结构,降低了前缘马赫数峰值,使边界层更好发展;优化叶片调整了叶片最大弯度位置,使气流折转更合理。叶片优化使得叶片中部负荷前移,激波位置延后,减少了激波和边界层之间的干扰,从而改善了激波后的流动。此外,叶片优化也降低了叶片后部的负荷,进一步改善了叶片后部的流动状况。上述结果证明了基于伴随优化方法开展压气机叶片优化的可行性和有效性。