航空发动机论文

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航空发动机论文:航空发动机强度计算多媒体教学论文

一、多媒体教学之优势

航空发动机强度计算作为专业必修课，从航空发动机中抽象出叶片、盘等结构，建立模型，开展结构的应力计算和强度分析，较为艰涩、枯燥，采用传统的板书教学模式，教师对于说明复杂的零部件结构和受载形式往往力不从心，此外，传统的教学方法还受到课堂板书时间、教学语言、课堂纪律等不利因素影响，从而影响学生听课的积极性，教学的进度和教学的质量。与板书教学相比，教师使用多媒体课件时，学生往往会表现出较大的兴趣。据有关调查统计，同样的内容，视听结合记忆效果比只凭看提高40%，多媒体教学正是实现视听结合的有效手段。因此，在发动机强度计算的教学过程中，采取多媒体辅助教学可以达到提高教学效率、吸引学生专注度、加深学生理解力等积极的作用。多媒体教学是指通过计算机把多媒体的符号、文字、公式、图像、声音、动画等各个要素按教学要求进行有机组合，并采用投影屏幕的形式显示出来，结合教师的讲解和引导达到合理教学过程的目的。多媒体教案与传统书面教案相比，更加美观、生动。对于发动机强度计算这类具有内容抽象而又复杂的课程，具有明显的教学效果。多媒体教学与传统教学方式相比具有以下优点。

1.多媒体教学具有生动、形象、具体可感的特点，可以解决板书不易表达的内容，抽象问题直观化，创建生动的表象。

2.多媒体教学集声音、影响、图片、文字、动画于一体，能够充分调动学生的感官系统，极大提高学生的课堂学习兴趣和专注度，激发学生学习的主动性，活跃课堂气氛。

3.多媒体教学具有知识容量大、信息量多等特点，提高单位时间授课信息量，有利于学生拓宽知识视野。

4.多媒体教学事先组织好的教学内容，有利于节约教师板书时间，使得教师更加灵活地控制教学节奏、设计教学过程、提高教学效率，同时降低教师上课的强度，避免重复板书这种机械的体力劳动。

二、多媒体教学的注意事项

随着微机和多媒体技术的发展和普及，多媒体教学正逐步取代传统的教学方式，有数据统计显示高等教育80%以上的老师已经视多媒体为必不可少的教学工具。然而，多媒体教学只是一种教学手段，如何合理地使用多媒体技术提高教学质量一直是众多教师所关注的重点。

（一）多媒体教学具有众多优势，但是使用不当，会存在以下问题

1.教师过多依赖多媒体教件，照本宣科，忽略课前备课，对讲课内容不熟悉。多媒体课件中已经事先设计好讲课的文字、图片和公式等内容，容易导致教师轻视课前备课，导致在课堂上对所讲授内容不熟悉。

2.采用他人多媒体课件，生搬硬套，缺少教师作为教学主体对课程的思考。现在多数课程都采用了多媒体课件，教师也可能通过很多途径获得相关课程的多媒体课件，直接使用他人课件就可能导致教师缺乏对所授课程的积极思考和讲课方式的精心设计。

3.多媒体教件成为教师讲解演示的工具，缺少师生之间的互动，会导致学生过于被动地接受知识，甚至缺乏学习的兴趣。

4.多媒体教件华而不实，分散学生注意力。多媒体教件可以穿插声音、影像、图片，建立一个丰富多彩的立体课堂。但是，多媒体教件也同时可能存在过度使用声、光、影，从而冲淡教学的主要内容，同时分散同学的注意力。

5.多媒体教件的优点之一是知识容量大、信息量多，然而使用不当也会使得这一优点变成缺点。单页信息量大，重点不突出，也可能导致授课速度过快的缺点。

（二）教师在多媒体教学的过程中，有必要注意以下几点，才能更好地发挥多媒体教学的优势

1.使用多媒体课件，应在课前对多媒体课件和教材充分熟悉，对内容了然于胸，并合理板书，引起学生积极性，发挥教师在教学过程中的主导作用。

2.多媒体课件中，注意课程内容的贯穿和表达。多媒体课件的内容安排要站在学生的角度来思考，每幅画面的出现要符合学生的学习思维习惯。如：逐条显示画面的信息，做好前后承接，图形配以一定的关键文字进行说明，公式的推导要像写板书一样逐条出现。

3.教师和学生同为主体，互动教学。避免教师在上面不停地讲，学生在下面沉默地听。在多媒体课件设计过程中，要实现分步提示，要适时地抛出问题，引导学生跟着教师的思路走，引导和指导学生主动学习，对学生的疑难问题及时反馈、及时解决。

4.画面简洁，只显示相关信息。要重视心理学中的有意注意和无意注意规律，减少在课件中与教学内容无关系的图像、音乐、动画等，否则会使学生把更多的无意注意放在画面和音乐上，无法专心于真正需要他们关注的教学内容，教学效果大打折扣。因此，不要在多媒体课件上使用不必要的图像或动画装饰。

5.课件上的信息要简单、准确、明了，突出重点，避免把整段文字搬上屏幕，导致学生来不及看，引起厌烦情绪。讲课注意节奏，快慢结合，对于内容简单的要加快节奏，重点、难点要慢讲，从而加深学生对所学知识的理解与消化。由此可见，虽然多媒体教学有着传统教学不可比拟的优点，合理运用多媒体手段可以提高教学效果，但是多媒体教学并非是改善教学效果的唯一途径和手段，不能因为其优点而完全抛弃板书等传统教学手段。更为理智的做法是针对不同的教学内容，采取与之相应的教学手段，综合利用各种教学方式，取长补短，相辅相成，从而达到提高教学效果的最终目的。

三、《航空发动机强度计算》课程中多媒体教学与传统教学相结合

虽然多媒体教学具有传统教学所不具备的种种优点，但是多媒体也存在着不少弊端。在教学过程中，不能独重多媒体，应该根据课程的类型、章节的内容，选择合适的教学方法，将传统教学方法和多媒体教学方法有机地融合起来，扬长避短，达到更好的教学效果。航空发动机强度计算这门课程，具有理论性、实践性、综合性都很强的特点，由于研究对象结构、载荷复杂，力学分析概念抽象，公式推导繁复复杂，如果只是依靠多媒体教学方法，向学生“填鸭式”地传授知识，而不注重学生的反映和接受程度，导致学生感受不到刺激和兴奋，不利于创新能力的培养。因此，针对航空发动机强度计算这门课程，从具体的发动机结构抽象到计算模型时，就应该充分发挥多媒体教学方式的长处，给出足够的实际结构图片资料，加深学生对实际结构的理解，以便于下一步建立计算模型。建立计算模型之后，具体的计算公式的推导，可以采取多媒体课件分步骤展示的方法，按推导步骤依次展示推导过程。在公式推导的过程中，教师可以根据学生在课堂中接受情况进行板书辅助，以加深学生的印象，促进理解。同时，在教学过程中教师在使用多媒体教学过程中有时会突然而至的灵感，却往往无法立刻加到多媒体课件中，这时板书就能起到很好的辅助作用，而且在板书的过程中，教师往往能够带领学生一起思考，起到多媒体课件难以达到的效果。在进行板书的过程中，要充分提高板书表现的艺术性，从而调动学生的视觉和思维兴趣，比如主要板书颜色的选择，注意多选择鲜艳的颜色，更能吸引学生的注意力；在色彩搭配上也可以进行选择，做到重要内容和次要内容颜色不同，概念和应用不同。其次，字迹清晰，现在很多老师经常提笔忘字，而且字迹潦草，自然不能吸引学生；最后，板书时要做到图表、字符规范，这样才能起到教师的表率作用。在强度分析结果的讲解过程中，涉及到结构的应力分布、变形和破坏过程的讲解，则应充分发挥多媒体教学的长处，采用图片和动画等手段，实现图文并茂的演示和讲解，加深学生的印象，形成较为深刻的直观认识。

作者:徐颖单位:南京航空航天大学

航空发动机论文:航空发动机喘振问题思考

《航空精密制造技术》2017年第1期

【摘要】航空发动机喘振是一种特殊情况，对飞机的正常飞行危害性极大。因此，需要加强航空发动机喘振问题的分析研究，寻求合理的解决对策排除故障。本文主要分析喘振对发动机性能带来的影响，从多种角度来探究发动机喘振现象出现的主要原因，可能对飞机带来的影响和危害，通过提升发动机喘振监控，尽可能避免喘振现象出现，确保发动机正常运行。

【关键词】航空;发动机;喘振;气流分离

喘振是一种航空发动机在使用中较为特殊的情况，当发动机严重偏离设计工作状态，压气机前后流通能力不匹配时就会出现叶片边界的流动分离现象，甚至转变为旋转失速直至喘振状态。压气机存在两种形式的失速:一种为单个叶片失速，另一种为旋转失速。最常见的是旋转失速，这种失速由某些只包含少量叶片失速槽道形成的区域组成，并且沿着转子的绝对转动方向以小于转子的转速转动。轴流压气机发生旋转失速之前往往先出现转子叶尖失速。失速可以是突发的，也可以是渐进的，可以有多个失速气团，这些气团可能覆盖部分或全部叶高，而且一个失速气团可能覆盖多个叶片。喘振就是全部压缩系统不稳定并且在此期间通过整个压气机的平均流量发生脉动的流动状态。喘振这种特殊情况的出现，表明发动机工作状态发生波动，气流时断时续，内部压力明显增加。如果飞机在正常飞行中，发动机出现喘振现象，燃气温度迅速升高，发动机转速下降，严重情况下可能导致发动机停止运行。

1喘振机理分析

对航空发动机喘振的研究是通过在发动机上安装传感器，来获取发动机运行时的相关信号，并分析信号的特征参数，判断发动机是否发生喘振。通常选取风扇及压气机出口总压作为喘振检测的征兆信号。当风扇发生喘振时，风扇出口和压气机出口总压下降，排气温度急剧上升，推力迅速下降，发动机转速下降。当压气机发生喘振时，风扇出口总压上升，压气机出口总压下降。由于喘振特征明显，通常采用限制值判断对喘振进行在线监控，将转速、各传感器测点脉动压力值实时录入相应软件，实现对喘振的快速有效判断。

2发动机稳定性研究

当前在发动机设计中，关于喘振的研究主要集中在喘振裕度和流场研究中，其中喘振裕度是对喘振发生可能性的衡量标准，是影响发动机能否稳定工作的关键因素。在设计阶段，设计工作中的指导思想则是通过合理的设计来提高喘振裕度。通过计算流体力学方法研究可调静子叶片对压气机部分转速下喘振裕度的影响，选取最优可调静子叶片安装角，使喘振裕度最大化。

3喘振预防措施

为避免喘振现象发生，应做好防喘和消喘工作。防喘最常用的方法有压气机放气和可调进口导叶。自喷气发动机问世以来，压气机放气一直是在发动机起动和加速期间避免发生喘振的最经常采用的办法。放气位置可设在压气机出口或在中间级的位置。可调进口导叶通过减小进气攻角使喘振线移动，在低攻角下喘振发生于较低的流量系数值。其他防喘方法还有可调静子及改变转子叶片的安装角。消喘系统增加了压气机不稳定工作的信号检测装置，当发动机发生喘振时，综合调节器通过传递来的电信号，减小进气道流通面积，切断主燃烧室的供油，使导流叶片转动，迅速消除喘振。消喘系统在部件实验上已经取得了相当大的成功，可以预见，消喘系统将在发动机整机试验中广泛应用。

4结论

航空发动机喘振是关系到发动机能否稳定工作的重要因素，严重影响飞行安全，为避免安全事故的出现，应着重对发动机结构优化设计，选择合理的控制对策，避免发动机喘振现象出现。随着消喘技术的深入研究和应用，航空发动机的喘振问题将会得到很好的解决。

作者：刘卓 单位：中国航发沈阳发动机研究所

航空发动机论文:航空发动机验证机研制程序探究

摘要：工作分解结构（WBS）是项目任务分工、资源配置、进度计划编制及风险控制等工作开展的前提。工作分解结构的形成过程就是把项目目标和任务分解成较小的、能够管理的组成部分。文章分析了WBS在航空发动机研制中的应用，结合民用航空发动机验证机研制流程，定义了WBS分解模型，给出了基于产品结构树的WBS结构表达，建立了WBS构建流程。

关键词：工作分解结构；航空发动机；研制流程；信息化；验证机

工作分解结构是以最终可交付成果为导向的工作目标/任务层级分解，用于确定项目工作范围、项目全生命周期内所有技术间的接口关系以及项目技术状态基线，是项目计划、成本、预算、质量、人力资源、沟通和风险分析的基础。它可以将研制工作分解为一系列相对独立、内容单一、易于管控的工作单元，能把各工作单元在研制中的地位与构成直观地表示出来，是研制计划编制的基础和依据。早在20世纪80年代中期，美国国防部就已经将WBS应用于许多国防项目上，并成为了项目管理的“标准语言”，WBS可以说是工程项目管理的起点，在复杂产品研制中得到了广泛的应用。2016年，国家十三五规划将航空发动机列入百大工程之首，这表明国家对航空发动机的重视。刘大响院士说，从狭义上讲，航空发动机是飞机的动力装置；从广义上讲，它也是国家航空产业乃至整个制造业的助推器。此外，国际航空动力的发展也对我国航空发动机设计技术提出了更高的要求，鉴于航空发动机研制的高技术性、高复杂性，验证机研制应运而生。验证机指产品在工程研制立项之前，用于验证功能、性能、总体方案可行性、各部件/系统的匹配性以及初步的耐久性和可靠性等而开发的试验研究性发动机。文章以验证机研制项目研制工作内容为对象，结合验证机研制特点，提出基于PBS的WBS层次关系分解模型，探索其分解方法、编码规则、表达方式和构建流程，并在此基础上引入信息化手段，这对于促进研制项目科学高效管理、降低研制风险具有重要意义。

1工作分解结构的作用

工作分解结构是项目管理工作的基础及核心内容，它将项目工作按照一定的逻辑关系自上而下逐级分解为工作单元、工作包、工作作业（活动），它清晰地定义了项目工作的全貌，描述了项目工作内容，工作分解结构每向下分解一级就意味着对项目工作更详细的定义。一般当工作分解结构分解至工作包层面时，项目经理便可针对工作包安排进度、估算成本和实施监控，从而实现对项目工作的规划、管理和控制。当工作分解结构分解至工作作业（活动）层面时，项目一线人员便可针对活动安排每天的工作事项，可以有计划地实现项目工作包的执行。

2工作分解结构构建过程中的难点

如前所述，工作越向下分解，项目经理对工作的规划管理和执行控制就越有力，然而，颗粒度过细的分解又会带来新的问题，它会造成管理成本的增加、资源利用率低以及工作效率降低。如何合理确定工作分解的颗粒度（即工作包的大小），是工作分解过程中应该关注的重要问题。在项目管理过程中，往往倾向于通过项目的关键节点（即里程碑节点）来控制整个研发过程，对交付物的管控也主要是通过对各里程碑节点的交付物进行管理，对项目全生命周期的控制主要体现为对工作包结果的管控。而没有对节点前各工作包之间的输入输出关系进行有效管理和控制，往往会出现项目管理单位对项目的管控力度不及工作包所属责任单位的管控力度的问题。这就造成了项目管理过程中存在各责任单位仅关心所属工作包任务，各工作包之间的匹配协调得不到有效解决，无法实现对项目全生命周期管理，无法及时有效识别风险，进而影响整个项目的进程。航空发动机验证机研制属于大型复杂项目，国家投入巨大，国际上一般采用主承制商—供应商管理模式进行项目管控，涉及国内外供应商众多，如何通过工作结构分解实现对项目全生命周期管理，并有效控制项目风险，对航空发动机验证机研制项目管理来说具有重大的意义。此外，工作分解存在遗漏、工作分解结构编制无规范、编制效率低下也是工作分解结构构建过程中经常发生的问题。文章将结合验证机研制流程，针对如何合理确定工作分解颗粒度和如何通过工作分解实现对项目全生命周期管理，浅析工作分解的流程及关键点，并结合信息化管理，以期更好地发挥工作分解结构在验证机研制项目管理中的作用。

3验证机研制WBS分解及关键点

3.1验证机研制阶段划分

验证机研制分为需求分析和定义、概念设计、初步设计、详细设计以及制造和试验验证五个阶段。验证机研制各阶段可以定义为里程碑节点，各阶段交付物即为里程碑节点交付物。以验证机设计工作为例，各阶段的主要交付物可以细分为需求文档和设计定义文档两大类。需求文档体现所有利益相关方对验证机研制项目的需求，可分为内部要求和外部要求。内部要求主要来自已有基础和经验以及公司的发展规划等；外部要求主要来自客户（市场）、政府、适航规章及相关法律法规等。设计定义文档是根据需求文档进行相应的科研工作后得到的验证机各层次上的研制结果（例如设计报告等）。在各个阶段内部，各个层面上的需求文档和设计定义文档都需要进行对比，以确定研制结果能够满足各方要求。在各研制阶段间，前一个阶段的输出结果往往会对下一个阶段设计工作的开展产生影响。

3.2验证机研制各阶段要素及WBS编制流程

验证机研制程序中明确验证机各阶段要素有关键输入、工作内容和输出三部分，创建工作分解结构同样需明确项目的输入（项目范围说明书、需求文件和过程资源）、分解工具与技术和输出，经比对分析，建立了验证机各阶段要素同工作分解结构创建所需要素之间的对应关系。在介绍了研制各阶段要素同WBS创建要素的关系之后，现对WBS创建过程进行详细描述，后通过各要素之间的关系映射，分析如何建立基于验证机研制各阶段要素的WBS，以期能完整分解验证机研制项目各阶段任务。

3.3基于验证机研制流程（研制各阶段要素）的WBS分解结构

复杂产品的研制一般会划分为若干个具有里程碑意义的研制阶段（以验证机为例，见图1所划分的五个阶段），建立以验证机研制流程为主线、以产品结构树为辅线的工作分解结构，可以依据研制阶段建立逻辑严密的输入输出关系，从而为计划的编制奠定基础。

3.3.1研制阶段—WBS映射矩阵。映射矩阵是对项目分解形成的工作包在最终WBS中所呈现状态（显示or不显示）的描述。依据专家经验，通过对某个研制阶段的通用活动进行判断，确定出该工作包在最终的WBS中是否显示，呈现状态用1和0表示，从而形成研制阶段—WBS映射矩阵。这项工作必须由项目管理人员（项目管理单位人员）和设计人员（工作包所属责任单位人员）共同完成，这样才能确保每个研制阶段的工作活动得到充分确认。映射矩阵的形式如表1所示。WBS各工作包之间的关系主要依靠不同研制阶段要素同WBS创建所需要素之间的对应关系及产品结构树来确定，因此建立研制阶段的映射矩阵，并在此基础上借助产品结构树，就可以通过映射规则快速地将WBS建立起来。

3.3.2验证机产品结构树模型。产品结构树包含了所有实现产品功能的硬件和软件，以全环燃烧室为例，可分为机匣组件、火焰筒组件、喷嘴组件、点火组件/标准件等部分，各部分又按照零组件进行进一步分解，最后按工作工序分解至可工作的层面。

3.3.3基于研制阶段和产品结构树的工作分解流程：

第一，确定工作分解结构的输入。（1）确定项目范围。项目范围说明详细描述项目的可交付成果，从研制阶段要素同工作分解结构所需要素的对应关系可以看出，本内容即验证机研制各阶段的工作内容，以需求分析和定义阶段为例，工作内容为：针对客户（政府、飞机制造商和航空公司）对验证机以及大型客机发动机的要求，参考适航规章和已有基础、经验，结合公司能力发展规划，开展验证机研制需求论证工作，提出验证机的设计约束和边界条件，完成项目建议书的编制。经分析，项目范围为完成验证机研制需求论证。（2）明确需求文件，梳理项目资源。需求文件描述各种单一需求如何转化并满足与项目相关的业务需求。验证机研制需求分析和定义阶段的需求源自客户的需求，项目资源指国家和公司战略，所以在需求分析和定义阶段，分析航空公司需求、民航局适航规章、国家发展战略及公司发展规划，是明确需求文件，并将其转化为项目业务需求的必要手段，从而建立起WBS约束条件。

第二，选择工作分解形式。工作分解可以根据项目特点采用不同分解形式，比如：可以把项目各研制阶段作为分解的第一层；可以把项目主要交付成果作为分解的第一层；也可以按PBS，把产品主要组成部分作为分解的第一层；还可以把子项目作为分解的第一层等。文章结合验证机研制特点，将项目研制各阶段作为分解的第一层。第二层分解基于研制阶段—WBS映射模型分析，确定出在映射矩阵中节点为1的维度，并在WBS中显性化。第三层分解基于产品结构树进行分解，最后按照各零件不同的设计活动、加工工序和试验活动，完成工作包的下一层分解。当将工作包分解至可预算、可分配、可安排进度、可以独立完成、有明确的交付物时即完成了项目的工作结构分解。此外，在工作分解时，应合理控制每个工作包的颗粒度及各工作包之间颗粒度的均衡。同时，为确保工作分解没有遗漏，在完成工作结构分解之后，应通过把工作分解结构底层的所有工作逐层向上汇总的方式进行检查。最后还应检查各工作包之间的逻辑关系是否合理。工作分解结构一般可以采用列表式、组织结构图式、鱼骨图式等方式，文章采用组织结构图示进行表达。

第三，获得工作分解结构的输出。通过对项目进行工作分解，将复杂的项目逐步分解为比较简单的过程（分解至活动、作业），让原来不可控的一些事情变得清晰可控，同时便于分工、计算经费、计划制定和构型管理等，并且还应满足企业设备、技术、人员等资源需求以及项目经费渠道、用户及市场变化等约束。

4工作分解结构与信息技术的融合

项目的工作结构分解是项目管理和计划制定的基础，是制定进度计划、资源需求计划、风险管理计划及计划变更的依据，同时也是确定项目技术状态基线的依据。因此，在复杂产品项目管理中，引入信息化手段，提高WBS编制效率，通过管理系统之间的联合，实现信息共享，资源优化，提高管理效率。为更好地使得工作分解结构与信息技术融合，需做到以下三点：（1）建立工作分解结构码，对工作分解结构中的每一活动用标准化的标识标记，通过标识唯一确定该活动在工作分解结构中的位置和隶属关系，便于计算机对WBS进行识别和检索；（2）引入MSProject等工具作为WBS编制辅助手段，采用缩进式进行编制；（3）对WBS中各属性进行定义，统一WBS语言。

5结语

全面、彻底的工作分解结构在复杂产品研制过程中具有重要意义。文章基于研制流程，结合产品结构树，提出了工作分解结构方法。通过验证机各阶段要素同工作分解结构创建所需要素关联，研制阶段—WBS映射规则及产品分解结构，描述了WBS建立流程及关键点，并通过WBS与信息化的融合，实现了项目全生命周期管理，提高了项目管理效率。文中所提到的方法在验证机研制项目及计划管理中得到了应用，并取得了良好的效果。

作者：高文杰 单位：中国航发商用航空发动机有限责任公司

航空发动机论文:自动检测技术在航空发动机方面的运用

摘要：本文主要介绍了自动检测技术在航空发动机方面的应用，以及国内外所涌现的最新理论和最新技术。自动检测技术是现在各种行业所必需，应用于军事、工业等过程控制的信号测量等方面，是高科技军事现代工业实现全面自动化的重要基础，航空发动机故障诊断技术是实现航空发动机视情维修的重要一环，在航空发动机的设计、生产、使用和维护中起着非常重要的指导作用。

关键词：自动检测技术；航空发动机；状态监控；故障诊断

0引言

自动检测技术的基本任务是获得有用的信息，检测流程主要借助测试仪器、测试系统，通过对测试点增加传感器，从而取得有用的信号来求解系统中问题。检测技术属于信息科学，是信息技术的支柱。在航空发动机中，自动检测技术主要应用在状态监控和故障诊断方面。

1自动检测技术在航空发动机状态监控方面的应用

现代航空发动机采用先进的全权限数字电子控制系统，系统采用分段控制的，以控制发动机不同的工作状态，比如起动控制器主要控制发动机的起动过程，转速控制器主要使发动机转速保持在油门杆所对应的转速范围内，这就需要扭矩传感器为其提供信号；加力控制器控制发动机的加力接通和加力状态，气压高度调节器根据飞行高度的变化修正供油量来保证发动机不富油。这些控制也都需要传感器为其提供信号与信息，各传感器接替工作，协同工作。

2自动检测技术在发动机故障诊断方面的应用

2.1基于信号处理的自动检测方法

基于信号处理的自动检测方法主要在故障诊断中使用小波变换分析技术，主要体现在：运用小波变换进行信号分析来诊断故障，包括脉冲响应函数的小波变换检测信号的突变、利用观测信号的小波变换进行故障诊断、利用脉冲响应函数的小波变换进行故障诊断、利用小波变换去噪，提取故障特征和利用小波变换分析噪声特征进行故障诊断；利用小波变换提取故障特征进行故障的分类和识别；利用小波网络进行故障诊断。

2.2基于模型自动检测方法

模型就是把表征航空发动机实际系统本质的部分的信息压缩成有用的描述形式，模型可以模拟实际系统的行为而不用描述其机械结构。航空发动机数学模型应用广泛，它是控制、故障诊断和预测的基础。主要包括部件法模型和试验模型。

2.2.1部件法模型在航空发动机故障诊断中的应用

基于部件法的发动机数学建模是较为常用的一种建模方法。建立发动机非线性数学模型的基本思路是：由已知的发动机各部件的特性，从发动机进口到尾喷管，根据气动热力学原理逐一建立气体流动过程与热力过程方程；根据发动机流量平衡、压力平衡和功率平衡等平衡关系，获得发动机共同工作联立方程组，通过联合求解这一非线性动、静态平衡方程组，进而获得发动机的各相关截面、各工作状态的相关参数量值，部件法模型精度高，可用于航空发动机在线诊断和故障征兆的预测，用于预报发动机控制系统的各个变量。

2.2.2试验法的航空发动机模型在故障诊断中的应用

试验法是基于发动机试验数据进行处理，获取它的特性，从而得到数学模型的方法。该方法不必深入理解发动机的机理，但却必须拟定合理的试验以获取试车数据。通过大量的试验数据及系统辨识方法获取模型的技术，得到模型性再通过类比迭代试车曲线使之完全拟合。系统辨识的方法可分为经典类和和现代两大类。经典辨识方法包括时域法、频域响应法。现代辨识方法包括最小二乘法、极大似然法、随机逼近法、相关辨识法。2.2.3发动机故障诊断专家系统在航空发动机自动检测方法故障诊断专家系统在航空发动机故障诊断方面已取得了不少的成果，如叶片故障诊断专家系统、磨损故障诊断专家系统。所谓专家系统其实就是一个维护设备，该设备包括知识库、数据库、推理机、解释系统和数据融合系统。

3检测技术在航空发动机方面的创新

3.1航空发动机性能自动测试技术

实现这种技术应用了模糊处理技术、人工智能、图形图像处理技术和抗干扰技术。自动测试技术为适应现代航空发动机性能测试要求，改进目前航空发动机性能测试现状，对应用模糊集合理论实现发动机状态模糊识别是这种技术的重点，实践证实该测试方法状态识别率高、用人少、精度高,提高了一线部队机务保障能力。

3.2先进内窥技术与发动机故障检测内窥技术

多年来一直在航空发动机的维护中发挥着重要的作用，不管是高涵道涡轮风扇发动机还是低涵道的军用涡扇，其主要组成均为风扇、压气机、燃烧室、涡轮及附件系统。航空发动机工作在高温、高压和高转速的状态下，因此其故障多发部位也多集中在这三高状态下的高压压气机、燃烧室和高压涡轮中。发动机的关键部件如主气流通道部件、高压压气机、高、低压涡轮的各级轮盘及叶片、燃油喷嘴、燃烧室等都是不易拆卸且检验可达性较差的零部件，对这些零部件的检查与监测工作都是通过内窥技术完成的，未来的内窥技术主要体现在先进的软硬件综合和集成技术。以及基于物联网的网络技术中。因此，内窥技术一直在航空发动机的维护中发挥着重要的作用。

4结论

自动检测技术的核心内容是信号的检测，也就是传感器的应用，而传感器是“能够感受规定的被侧量并按一定的规律转换成可用输出信号的期间或者装置”，起着过程检测信息与转换信息的重要作用，航空发动机方面更是应用甚广，从油量的检测到力矩检测，再到转速，再到温度，压力，位移等等，都需要传感器为控制提供相应的信号。所以在航空控制方面传感器的故障诊断尤为重要。在故障诊断方面，自动检测技术也发挥着理论上的支持。

作者：吕伟 单位：中航工业西安航空计算技术研究所西安

航空发动机论文:航空发动机数值仿真研究

1煤油动力性能的理论分析

有关二冲程火花点火发动机数值模拟的物理和数学模型参看文献［6］和［7］。下面对煤油动力性能进行理论分析。煤油动力性能的影响与混合气的热值、分子变更系数等因素有关。2．1煤油与汽油理论混合气的热值由于燃料在发动机中是以混合气的形式进行燃烧的，因此混合气的热值对发动机动力性能的影响最为直接。混合气热值的计算式为:煤油理论混合气热值为汽油理论混合气热值的98.9%，因此，如果两种燃料都在理论混合气下工作，在同样的条件下以煤油为燃料时动力性能下降1.1%。2．2分子变更系数的影响煤油发动机可以根据分子变更系数研究新燃料对动力性的影响。对于点燃式发动机燃烧前吸入的充量应考虑燃油蒸汽的摩尔数1/mT，燃烧前的混合气量为燃烧后工质的数量为根据式(9)代入具体值可得汽油燃料替换煤油燃料后循环功比原来增加了0.1144%，由此可见，燃用煤油与燃用汽油相比，分子变更系数稍微增大，因此循环功稍微增大，对发动机的动力性影响不大。

2爆震预测模型

本文爆震预测模型的计算基于DouaudandEyzat公式，计算方程如下:式中，τ为累积时间;T为累积时间积分;P为预先反应速率乘数;ON为辛烷值;p为气缸瞬时压力;A为活化能乘数;TU为未燃气体瞬时温度;IVC为缸内末端混合气体压缩起始角;thkn为爆震开始的曲轴转角。在GT－Power爆震预测模型中，模型的输出为爆震指数KI、爆震起始曲轴转角和爆震强度。爆震强度是指在爆震开始时气缸内未燃气体的质量分数。爆震指数定义如下:式中，KI为爆震指数;A为爆震指数乘数;km为爆震开始时缸内未燃混合气的质量百分比;VTDC为上止点气缸的体积;VI为爆震时气缸的体积;Ta为活化温度(6000K);为等价比。爆震指数KI(或爆震强度km)越大，发动机爆震的倾向越大。

3工作循环数值模型的建立

本文对原型汽油机进行了台架测试试验，获取了标定工况下发动机缸内压力示功图、总功率及燃油消耗率等重要试验数据，为发动机建模及验证模型准确性提供了基础。表1为原型汽油机主要技术参数。由于发动机的结构比较复杂，为了便于建模，把发动机结构抽象为缸体、进气系统和排气系统3个部分，如图1所示。本文结合利用GT－Power软件提供的模型模块，以及根据实际需要利用用户自定义模块功能，建立完整的簧片阀进气式二冲程火花点火发动机的性能数值计算模型。首先立原型汽油机工作循环整机数值计算模型，通过缸内压力、总功率及燃油消耗率等指标验证该模型的精确性，使模型模拟精度达到实际要求。然后在较精确建立原型汽油发动机数值模型的基础上，对煤油的物性数据进行设置，建立煤油发动机数值模型并进行数值模拟计算。图2为建立的原型汽油机GT－Power仿真计算模型，空气自进气边界经过滤清器、进气道、簧片阀进入曲轴箱，再经扫气道进入气缸;气缸内燃烧后的高温废气经过排气道、排气管排出到排气边界。缸内压力示功图是验证发动机模型正确的重要参考依据，图3所示为原型汽油发动机标定转速n=6300r/min下缸内压力示功图的数值计算和试验结果对比曲线，计算值和试验结果比较吻合，误差在允许的范围之内。图4是发动机数值计算出的有效输出功率和实测功率的比较曲线，图5为发动机有效燃油消耗率与转速的变化曲线。从图中可以看出在整个转速范围内模拟计算结果与试验实测结果之间的变化规律基本一致。考虑到在建模过程中使用了各种简化条件和假设，以及测试仪器本身的测量误差，计算结果与发动机实际工作状态之间必然存在一些差异，但相对误差都在5%以内，表明所建发动机工作循环数值模型能较准确地模拟原型二冲程汽油发动机，满足后续性能预测及优化的需要，因此，可以应用该模型对发动机的工作过程进行研究及变参数计算。替换航空煤油燃料后，由于燃料的理化特性发生变化，需要对GT－Power数值模型中的喷油燃料模块进行燃料物性数据的设置。在GT－Power软件中，燃料的设置主要包括液态燃料及其蒸汽燃料的理化特性。本文使用InjAF－Ra-tioConn燃料喷射模块为整个发动机数值模型提供燃油喷射，有关燃油喷射参数及燃料物性数据的设置均在InjAF－RatioConn中进行。该模块需要输入的参数有空燃比、燃油特性及燃油蒸发比例等。在燃料物性设置完成后进行数值计算，可以分析煤油发动机性能的变化。

4煤油发动机变参数性能及爆震分析

4．1压缩比压缩比是影响煤油发动机爆震的一个重要参数。原机压缩比为9.5，在该值的左右范围内取适当的值进行研究。在全负荷工况下其它参数不变的情况下，选取［7，11.5］区间段10个不同压缩比(步长为0.5)进行工作过程模拟计算，研究压缩比对煤油发动机爆震的影响。从图6看出，随着压缩比的增大，煤油燃料和汽油燃料发动机的爆震指数逐渐增大，并且随着压缩比的增大未燃区平均温度升高，如图7所示，因此发动机的爆震倾向增大［6］。从图8和图9可看出，煤油燃料发生爆震的起始曲轴转角先于汽油燃料，煤油燃料发生爆震的末端气体的质量分数大于汽油燃料，由此可见煤油燃料在压缩比相同的情况下爆震倾向加大。

4．2点火提前角点火提前角对煤油发动机的爆震有着重要的影响。本文点火提前角分别选取［－10，－35］区间内的6个点(步长为5deg)进行数值计算，分析不同点火提前角对发动机性能的影响。如图10所示，随着点火提前角的增大，两种燃料发动机的爆震指数逐渐增大，爆震倾向加大。当点火提前角为－30deg时，继续增大则爆震指数逐渐减小，爆震倾向减小。过大的点火提前角使得火焰中心形成到未燃混合气自燃所需的时间减小，有使爆震增强的趋势。随着点火提前角的继续增加，缸内压力曲线上压力值偏离压缩曲线到最大燃烧压力出现的时间减小，即火焰中心形成到正常火焰传播到整个烧室所需的时间减小，有使爆震减小的趋势。对图10所示曲线，当点火提前角大于－30deg时前者起决定作用，当点火提前角小于－30deg时后者起决定作用。图11～图13曲线表明相同点火提前角时煤油燃料爆震倾向加大。

4．3空燃比发动机的空燃比也会对煤油发动机的爆震产生影响。在全负荷下转速为6000r/min工况对发动机进行工作过程数值计算，原型机空燃比为14.5，选取［11.5，16.5］区间段的5个空燃比(步长为0.5)，本文所建数值模型通过变化喷射燃油量来改变空燃比。如图14中所示，发动机的爆震指数随着空燃比的增大是先增大后减小，当空燃比在理想空燃比附近时，爆震指数最大，爆震趋势最强。即混合气过稀或过浓爆震的趋势和强度减小。当空燃比在理想空燃比附近时，燃料充分燃烧，使得燃烧温度提升，而燃烧温度提高会造成发动机温度提升，容易爆震。较稀的燃料空气混合比，即稀混合气可以起到抑制爆震的作用，这与Gruden等研究的结论相吻合［8］。根据自燃机理分析，引起这种结果的原因主要有两个［9］:一是混合气的变稀降低了末端气体中燃油的浓度，即使在相同的压力温度条件下也不会轻易发生自燃;二是燃油的减少使得缸内最高燃烧温度和压力降低，从而改善了爆震发生的必要条件。较浓的燃料空气混合比将使尾气的自燃点火延迟时间增加，也会使燃烧较不完全，产生的热量较少，使得燃烧最后的温度降低，减少爆震的发生，但也导致燃料用量增加，热效率下降，同时降低发动机的扭矩。从图15可看出，原型机替换煤油燃料发生爆震时的空燃比小于汽油燃料，在空燃比为11时即开始发生爆震(汽油燃料为12.5)，并且两种燃料发生爆震的起始曲轴转角随着空燃比的增大变化不大，在相同的空燃比时煤油燃料发生爆震的起始曲轴转角先于汽油燃料。从图16看出，在空燃比相同的情况下，煤油燃料发生爆震的末端气体的质量分数大于汽油燃料，由此可见煤油燃料在空燃比相同的情况下比汽油燃料较易发生爆震。

5结论

1)通过改变模型中的压缩比、空燃比、点火提前角、进气压力、进气温度等主要工作参数对发动机进行数值计算，分析主要结构参数和调整参数对煤油发动机性能的影响情况，为煤油发动机的参数优化匹配提供依据。2)通过仿真分析表明，所研究汽油发动机替换航空煤油发动机后对发动机性能影响差别不大，但是从安全的角度，燃烧煤油在航空军事领域意义明显。图16发生爆震的末端混合气质量分数随空燃比的变化曲线3)替换航空煤油后发动机爆震倾向增大。所以小型冲程汽油发动机燃用航空煤油燃料时爆震特性的研究尤为重要。

作者：陈林林魏民祥单位：聊城大学机械与汽车工程学院南京航空航天大学能源与动力学院

航空发动机论文:航空发动机机械系统技术分析

摘要：随着人们生活水平的提高，交通运输业也逐渐的发展起来。人们为了追求更高的生活质量，不断的改进交通运输的发展。航空运输作为人们选用最多的交通方式关于航空发动机机械系统技术的分析也得到了人们的普遍的关注。本文基于对航空发动机运行原理的分析，以探求航空运输业的更好地发展。

关键词：航空；发动机；机械系统

航空发动机机械系统是一个极其复杂的系统，是在多种条件共同作用下产生的。发动机作为整个飞机中最为重要的部分，其整体机械系统的运行对于航空运输业的发展来说具有相当大的影响。

一、航空运输

航空作为当前人们出行选择的最主要的方式，因其自身的优势受到众多青睐。航空运输很少会受到自然条件的限制，在运输速度上更是所有交通运输中最快的，并且其收费的标准是根据运输的距离决定的，因此经济价值也相对较高。关于航空发动机的机械系统主要由传动、润滑、密封和轴承四部分构成，整个运输系统较为复杂。国内在这一方面的研究相对薄弱，因此在机械设备的安装、使用及维修方面出现的问题比较得多。为了进一步的解决这一问题，我们将对这四个运行系统进行一一的分析。

二、航空发动机机械系统

（一）传动系统

传动系统的研究一直都是航空发动机进一步的发展的关键，当前国内的传动系统整体的发展趋势是在保证高速、重载的基础上，之间的减小传动系统的体积与重量并尽可能地提高使用寿命减少运行成本。国外的传动系统发展的比较的快速，在齿轮转动技术的发展之下对于传动系统的噪音、振动等都有所研究。并通过实验，可以准确的预测出齿轮的运行寿命，在尽可能保障经济性能的基础上满足各种使用的要求。在十一五计划的推动下，国内也进一步的拥有了较为先进的设计分析软件，并且根据不同的型号制定了不同的运行方案和设计准则。

（二）润滑系统

润滑系统的设计涉及到许多的边缘性的难度较大的学科，并且权威的理论比较的少。但随着航空事业的发展对于润滑系统有了更高的追求，因此国外的航空公司率先做出了研究，经过数十年的研究取得了部分的成果。关于发动机润滑系统的防火，驱动等都逐渐的应用到航空发动机中。当然国内也进行了深刻的研究，关于通过新的设计提升通风器分离和滑油泵的工作效率方面，通过减小燃油附件的体积，进一步的减少附件机匣的传动的齿轮数从而减少发动机机匣外轮廓的尺寸，以实现发动机的高速运转，达到润滑系统各个部件的轻量化。

（三）密封技术

密封无论是对于军用航空还是民用航空的发动机来说都同样的重要，在现行的密封技术使用之下基本上可以满足当前的军用、民用航空发动机的使用。但新一代的航空发动机密封技术则面临着新的挑战，为了实现航空事业的迅速发展。要将密封和润滑的发动机空气系统结合起来，尤其是注意基础设施的研究，要实现不同密封件之间的最佳的配对。在发动机性能的提升方面，随着刷式密封等接触式气路密封的大量应用，发动机的效率得到了大大的提升。当前国内已经有专业的公司对其进行生产，并且以初具规模，因此要对刷式密封加以推广不断的提高航空发动机的性能。

（四）主轴承轴

在轴承的设计上，大都采用与支撑结构一体化的专用轴承，将轴承与发动机设计到一起在保证轴承的基本功能之上减轻发动机的重量。通过大量的实验数据分析，对于不同材料的轴承的使用时效进行对比，选取最为合适的材料来进行轴承的制作，通常轴承的运行寿命高于其他设计的运行寿命。在轴承的应用上，发动机的设计联合轴承的研发，共同的制定了较为完整的轴承使用规范，为整个航空事业的发动机轴承建立了相应的数据库。双方技术在不断的融合当中，在进行设计的过程中充分的考虑工作环境的合理性，减少其他的系统运行带给轴承的伤害。在对轴承进行设计安装时要根据设计人员给出的初始条件进行积极地沟通，站在双方共赢的基础上将轴承设计的更为合理。在轴承基础研究上，根据轴承运行中的损伤与再次进行工作的表面残余应力进行了大量的实验，通过各种材料的疲劳的使用极限进一步的丰富了轴承应用的理论。并且通过对材料表面的强化，增加轴承的使用强度，方便轴承在滑油污染较为严重的条件下，延长其使用寿命。

（五）机械系统研制中的方法

1、注重细节的设计将起样中的倒角、光度、拧紧力度等都一一的进行规范化的设置。在施工的过程中严格按照设计示意图进行施工，杜绝一切不科学的操作，进一步的完善航空发动机的运行。2、基础实验的应用在轴承和齿轮等的供油、轴承的抗污染程度及密封性摩擦实验等方面要进一步的重视起实验的数据，不断的进行数据的积累，实现更加科学化的发动机系统设计。3、专业化的设计机械系统的各个方面有专业的团队进行操作，面对不同的航空发动机的不同的实际情况，成立相应的研究小组，将发动机运行中的问题进行统一的处理，更好的实现发动机运行的合理化。4、主导性设计将轻量化、简洁化等要求进行深入的落实，设计部门要在设计时将所有的条件都考虑在内。在进行零部件的制作是要将具体的要求提供给制造厂，将生产的发动机附件的有效率大大的提升。5、集成化发展润滑系统等与多个零部件之间都存在有联系，要逐渐的实现一体化的设计。将更多的功能集中到更小的空间内，减轻整个发动机的重量，提高发动机运行的稳定性。6、多种技术的融合航空运输研究的专家也是其他领域内的王者，一般新的研究项目都是从航空开始的，不断的细化到各个领域。这就要求在航空技术发展的今天，将更多相关领域的技术都引入到航空发展上，不断的提高航空发动机技术的专业性。

三、总结

航空发电机的机械系统有许多的子系统构成，涉及的范围也比较的复杂。在当前的技术发展之下，面临的既是机遇又是挑战，我们要从实际出发用数据说话，将航空事业的发展提高到一个新的阶段。综上所述，航空发动机机械系统的设计要更加的注重基础方面的设计，同时积极地与其他的行业进行学习，将适合航空发展的技术不断的应用起来，实现航空事业更好的发展。

作者:高奇 单位:东方航空技术有限公司

航空发动机论文:复材叶片在民用航空发动机中的应用

摘要：进入新世纪以来，多领域技术都得到了巨大的发展，特别是随着交通运输业的进步，大型民用飞机开始成为交通运输的主力军，因而各国开始更加重视大型飞机的研制，航空业也开始成为衡量一个国家综合国力的重要标准。而大型飞机研发的重点以及核心技术便是发动机技术。随着民用航空业的发展，民用航空飞机核心技术———发动机技术也发展飞速，其中复材叶片已经逐步在多种民机型号中得以应用。

关键词：民用航空；复合材料；发动机；风扇叶片

过去飞机发动机叶片主要采用金属以及合金，随着新材料出现，复合材料开始被应用于航空发动机叶片，与金属材料相比，其具有低重、低噪、高效的优势，并且复材叶片数量更少，能够有效抗震颤、损伤，并且在抗鸟撞性上也更加优越，满足了现代民航适航需要。因而复材叶片开始受到世界各大发动机厂商的关注，并逐步得以推广应用。

1复合材料叶片的应用

复材叶片制造技术主要有预浸料/压模技术和3-DWOVEN/RTM技术。采用预浸料/模压技术的代表有GE90、GEnx、TRENT1000及TRENTXWB发动机的复合材料风扇叶片，而LEAP-X发动机复合材料风扇叶片采用3D-WOVEN/RTM技术成型。

1.1预浸料/模压成型叶片

采用该种复材叶片的代表主要有GE90发动机和GEnx发动机（美国GE），此外罗•罗公司也在进行相关研发。（1）GE90发动机。该型号发动机为GE公司上世纪九十年代所研发的特大推力发动机，是国外应用于民航最早使用复材叶片的发动机之一。该发动机复材叶片使用了预浸料/模压成形技术，叶片从内至外逐渐减薄，叶尖厚度最薄。并且在叶身涂有防腐涂层（聚氨酯），叶背采用一般涂层，前缘包边采用钛合金材料，从而提高叶片鸟撞抗性。为防止复合材料在运行中分层，在叶片后缘以及叶尖处采用纤维缝合技术予以加固。叶根榫头为三角燕尾形，其表面涂有耐磨材料以降低榫头摩擦系数。GE90所采用的复材叶片为22片，相比较于钛合金空心叶片，复材叶片质量更轻，强度更高。经过十余年的运行，证明了复合材料风扇叶片适用于具有严格要求的商业飞行的需要。（2）GEnx发动机。该发动机所应用的复材叶片材料以及模压成型工艺，同GE90相比变化不大，在此基础上GEnx对GE90的复材叶片的结构设计进行了优化。GEnx主要采用了第3代GE复合材料，外形也类似GE90-115B发动机，但由于使用了新一代三元流设计，叶片数减为18片，总质量进一步降低。叶片尖部以及前缘使用钛合金护套，并在叶片榫根部位，增加了耐磨衬垫，便于后期维护检修。（3）随着复合材料在民航发动机中的应用，英国罗•罗公司也开始将目光从钛合金叶片上转移到复材叶片。其同GKN集团正共同进行碳纤维增强复材叶片的研发，该叶片同钛合金叶片同样薄，并且在量产、成本以及鲁棒性上均符合民航发动机标准。目前这种碳纤维风扇叶片已经完成了包括叶片飞出、鸟撞试验在内的地面试验。

1.23-DWOVEN/RTM成型复材叶片

对于风扇叶片中等推力发动机提出的强度要求更高，因而Snecma公司在CFM56系列发动机研发中，在LEAP-X中将会应用碳纤维对复合材料进行增强。相比较于GEnx以及GE90，所采用的碳纤维薄层铺设技术不同，Snecma公司在LEAP发动机叶片的制造中所采用的RTM工艺，是将碳纤维进行预先编制，在树脂注入以及叶片高压成型之前，碳纤维便已经成为3-DWOVEN结构。Snecma公司在复材叶片的制造上委托了AEC公司，由于AEC公司生产制造自动化程度相对较高，因而其制备三维编制预制体并完成整个叶片的制造仅需要24小时。同CFM56（CFM公司）发动机相比，LEAP发动机叶片成型采用了3-DWOVEN/RTM技术，前者结构上采用了更多的技术，而后者采用复合材料，有效减轻了发动机重量，提高了燃油效率，降低了排放量和发动机噪声。目前，LEAP-X发动机已经开始得到中国多种旅客机的关注，未来将会逐步在中国普及推广。

2复材叶片的发展趋势

因复合材料的低密度、高比强度、高比刚度，能有效降低油耗、噪音，采用复合材料叶片已成为民用航空发动机的发展趋势。制约复合材料叶片大规模应用的关键因素是预制体制备、复材成型技术等。

2.1预制体制备

复材叶片制造的难点之一是制备预制体。国外常用的预制体制备方法有两种：一种是选用IM7/8551-7和IM7/M91作为预浸料并采用激光定位手工/自动化成型技术制备，适用于制备大推力、大叶盘直径涡扇发动机的风扇叶片预制体；另一种是对IM7碳纤维进行预浸渍处理，通过3D-WOVEN/RTM自动化技术成型，主要用于制备小推力涡扇发动机风扇叶片的预制体。以往采用激光定位辅助+手工铺叠的技术进行预制体制造，而GKN公司开发了自动化丝束铺放设备（简称AFP）可实现预制体的自动化成型。罗•罗公司在研制TNENT系列发动机复合材料风扇叶片时使用了GKN公司的自动化纤维丝束铺放设备，实现了复材叶片预制体的自动化成型，并运用超声刀对预制体进行切割。Snecma公司率先提出了无余量预制体成型技术、预制体预变形技术以及高度自动化的预制体制备技术。Snecma公司的3DW/RTM成型风扇叶片预制体技术可降低传统二维风扇叶片的分层缺陷产生的可能性，让叶片顶部更薄、根部更厚；经纱连续的变截面成型技术提高预制体的承载能力；采用高压水射流对预制体进行无余量切割。

2.2成型技术RTM

注射成型以及模压是目前国际上流行的复材叶片成型技术，虽然两者在技术上具有一定的差异性，但均可称为闭模成型技术。涡扇发动机的叶片扭转大且为双曲面，其结构形式相对复杂，常规的成型技术无法满足叶片加工精度，而闭模成型技术的成型精度高，能够很好的满足涡扇发动机对于叶片制造的需求，因而其逐步成为目前复材叶片成型的主流技术。随着技术的逐步发展，目前国外开始利用复合材料模具代替金属模具，以此保证生产加工中模具和零件能够保持一致的热膨胀系数，进而获得更高的零件尺寸精度。此外，复材叶片成型加工技术开始引入数字仿真模拟技术，从而在技术研究前期对成形工艺进行方向性指导，在研制过程中合理规避风险，缩短研制周期，降低研制成本。

3结束语

复合材料以其优越的特性开始成为民航发动机叶片的主流材料，并且随着技术的发展，复材发动机叶片的制造效率更高，自动化程度也更先进。在未来高精度、可靠性、一致性会成为复材叶片生产研发的主要方向。我国自主研发的大型民用客机中也开始应用商用发动机，这为我国复材叶片的研发制造提供了一个契机，虽然目前复合材料在我国航空发动机制造中还处于初始应用阶段，复材叶片的制造业仅在起步阶段，但在我国技术人员的努力下，我国自主研发的应用复材叶片的涡扇发动机必然会在世界航空领域占据一席之地。

作者:廖焕文 单位:上海中航商用航空发动机制造有限责任公司

航空发动机论文:航空发动机设计过程中的质量管理研究

一、简要叙述航空发动机设计和研发过程中的质量管理的概念

质量控制在字面上的解释就是为了保障产品的质量而进行或者实施的一些办法和活动。质量管理最主要的方式就是对设计研发的结果进行监督和控制，能够有效的保障设计和研发的结果达到相关行业的标准或者是国家相关的标准，这种方法是提高设计航空发动机的一种切实可行的办法和途径。本文阐述的质量管理有一个非常明确的对象，就是航空发动机设计研发的全过程。质量管理的最终目的就是有效的防止或者预防产品在设计研发和制造过程中可能存在的隐患或者缺陷。质量管理就是应用相关的技术办法或者其他的方法规避设计和生产过程中的质量问题，最大限度的保障航空发动机的质量和品质。质量管理在贯穿航空发动机的设计研发全过程的同时，还会涉及到产品在研发过程中的成本问题和质量问题及进度问题。好的质量控制就是要把握住设计和研发提升质量的根本问题，只有这样质量控制工作才能够事半功倍。本文通过实际的工作经验出发，通过阐述质量灌流体系的建立过程中的相关内容来对质量管理工作作更加深入的介绍。在质量管理工作进行的过程中，如何细化质量的管理过程才能够有效的保障航空发动机的设计质量和生产质量。在航空发动机的设计研发过程中，通常会发现很多的技术问题和技术失误，这种情况下就只有将质量管理应用到研发和设计之中，这样才能够有效的保障设计和研发的正确性和科学性。质量管理工作的质量直接的影响着航空发动机设计和研发的质量，也间接的影响了发动机的制造质量。航空发动机事业的发展和创新需要技术的革新和研发的革新，更加的需要质量管理工作的帮助。

二、简要叙述航空发动机设计和研发过程中，细化质量管理和提升设计研发质量的具体方法

关于航空发动机设计和研发过程中，细化质量管理和提升设计研发质量的具体方法的阐述和分析，本文主要从四个方面进行阐述。第一个方面是在航空发动机设计研发过程中查找可以细化的工作方法。第二个方面是在航空发动机设计研发过程中的过程细化控制方法。第三个方面是在航空发动机设计研发过程中的技术状态管理方法。第四个方面是在航空发动机设计研发过程中的质量管理平台的建设和应用。下面进行详细的阐述和分析。

（1）方法一：在航空发动机设计研发过程中查找可以细化的工作方法。我们经过专业的质量管理人员的介入和参与，能够有效的收集和细化设计研发过程中的相关参数和数据，我们要想办法细化相关参数的查找方法，适当的补充质量管理和质量控制的方法。我们可以将相关的重要参数和数据作为一种特殊的资料进行特殊保存，这样就会有效的节省参数的查找时间，保障了保存数据的唯一性和科学性。提升了设计和研发的质量和效率，有效的纠正了设计和研发过程中的瑕疵和失误，达到产品质量管理工作的作用和目的。

（2）方法二：在航空发动机设计研发过程中的过程细化控制方法。关于在航空发动机设计研发过程中的过程细化控制方法的阐述和分析，本文主要从两个方面进行阐述。第一个方面是在航空发动机设计研发过程中过程控制出现的问题。第二个方面是在航空发动机设计研发过程中的过程控制具体方法。下面进行详细的分析和阐述。①阐述在航空发动机设计研发过程中过程控制出现的问题。关于航空发动机设计研发中出现的问题，主要有四个问题。第一个问题是在设计研发的过程中对于设计文件和设计图纸没有有效的控制和管理。第二个问题是设计过程中的相关数据没有能够有效的跟进或者求解，导致了设计的相关重要数据没有源头，给设计的引用造成了困难。第三个问题是设计过程中的数据没有有效的大范围的共享，让设计处于一种不交流的状态。第四个问题是设计过程中的相关数据的统计相率过低，对于产品的升级创新不利。②阐述在航空发动机设计研发过程中的过程控制具体方法。根据存在的问题，有效利用计算机网络平台，设计开发出工作输出管理系统、外场跟飞信息管理、现场问题处理管理系统，作为过程控制的细化手段，实现科研过程中工作输出、外场跟飞、现场问题处理过程记录和控制，并且实现资源共享，创造良好的沟通渠道。③方法三：在航空发动机设计研发过程中的技术状态管理方法。技术状态是指在技术文件中规定的并在产品中达到的物理特性和功能特性。技术状态管理是应用技术和行政管理手段对产品技术状态进行标识、控制、审核和纪实的活动。④方法四：在航空发动机设计研发过程中的质量管理平台的建设和应用。实践证明，质量控制细化有利于产品质量的提高。但要实现在更大范围内对发动机设计工作的质量控制方法进行细化以全面提高设计质量，作为基层质量管理人员，首先应该更加深刻学习理解质量管理体系包含的具体要求，才能更好的运用管理方法指导科研工作。

作者:李英伟 单位:中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司

航空发动机论文:航空发动机设计过程中的质量管理探讨

一、简要叙述航空发动机设计和研发过程中的质量管理的概念

质量控制在字面上的解释就是为了保障产品的质量而进行或者实施的一些办法和活动。质量管理最主要的方式就是对设计研发的结果进行监督和控制，能够有效的保障设计和研发的结果达到相关行业的标准或者是国家相关的标准，这种方法是提高设计航空发动机的一种切实可行的办法和途径。本文阐述的质量管理有一个非常明确的对象，就是航空发动机设计研发的全过程。质量管理的最终目的就是有效的防止或者预防产品在设计研发和制造过程中可能存在的隐患或者缺陷。质量管理就是应用相关的技术办法或者其他的方法规避设计和生产过程中的质量问题，最大限度的保障航空发动机的质量和品质。质量管理在贯穿航空发动机的设计研发全过程的同时，还会涉及到产品在研发过程中的成本问题和质量问题及进度问题。好的质量控制就是要把握住设计和研发提升质量的根本问题，只有这样质量控制工作才能够事半功倍。本文通过实际的工作经验出发，通过阐述质量灌流体系的建立过程中的相关内容来对质量管理工作作更加深入的介绍。在质量管理工作进行的过程中，如何细化质量的管理过程才能够有效的保障航空发动机的设计质量和生产质量。在航空发动机的设计研发过程中，通常会发现很多的技术问题和技术失误，这种情况下就只有将质量管理应用到研发和设计之中，这样才能够有效的保障设计和研发的正确性和科学性。质量管理工作的质量直接的影响着航空发动机设计和研发的质量，也间接的影响了发动机的制造质量。航空发动机事业的发展和创新需要技术的革新和研发的革新，更加的需要质量管理工作的帮助。

二、简要叙述航空发动机设计和研发过程中，细化质量管理和提升设计研发质量的具体方法

关于航空发动机设计和研发过程中，细化质量管理和提升设计研发质量的具体方法的阐述和分析，本文主要从四个方面进行阐述。第一个方面是在航空发动机设计研发过程中查找可以细化的工作方法。第二个方面是在航空发动机设计研发过程中的过程细化控制方法。第三个方面是在航空发动机设计研发过程中的技术状态管理方法。第四个方面是在航空发动机设计研发过程中的质量管理平台的建设和应用。下面进行详细的阐述和分析。

（1）方法一：在航空发动机设计研发过程中查找可以细化的工作方法。我们经过专业的质量管理人员的介入和参与，能够有效的收集和细化设计研发过程中的相关参数和数据，我们要想办法细化相关参数的查找方法，适当的补充质量管理和质量控制的方法。我们可以将相关的重要参数和数据作为一种特殊的资料进行特殊保存，这样就会有效的节省参数的查找时间，保障了保存数据的唯一性和科学性。提升了设计和研发的质量和效率，有效的纠正了设计和研发过程中的瑕疵和失误，达到产品质量管理工作的作用和目的。

（2）方法二：在航空发动机设计研发过程中的过程细化控制方法。关于在航空发动机设计研发过程中的过程细化控制方法的阐述和分析，本文主要从两个方面进行阐述。第一个方面是在航空发动机设计研发过程中过程控制出现的问题。第二个方面是在航空发动机设计研发过程中的过程控制具体方法。下面进行详细的分析和阐述。①阐述在航空发动机设计研发过程中过程控制出现的问题。关于航空发动机设计研发中出现的问题，主要有四个问题。第一个问题是在设计研发的过程中对于设计文件和设计图纸没有有效的控制和管理。第二个问题是设计过程中的相关数据没有能够有效的跟进或者求解，导致了设计的相关重要数据没有源头，给设计的引用造成了困难。第三个问题是设计过程中的数据没有有效的大范围的共享，让设计处于一种不交流的状态。第四个问题是设计过程中的相关数据的统计相率过低，对于产品的升级创新不利。②阐述在航空发动机设计研发过程中的过程控制具体方法。根据存在的问题，有效利用计算机网络平台，设计开发出工作输出管理系统、外场跟飞信息管理、现场问题处理管理系统，作为过程控制的细化手段，实现科研过程中工作输出、外场跟飞、现场问题处理过程记录和控制，并且实现资源共享，创造良好的沟通渠道。③方法三：在航空发动机设计研发过程中的技术状态管理方法。技术状态是指在技术文件中规定的并在产品中达到的物理特性和功能特性。技术状态管理是应用技术和行政管理手段对产品技术状态进行标识、控制、审核和纪实的活动。④方法四：在航空发动机设计研发过程中的质量管理平台的建设和应用。实践证明，质量控制细化有利于产品质量的提高。但要实现在更大范围内对发动机设计工作的质量控制方法进行细化以全面提高设计质量，作为基层质量管理人员，首先应该更加深刻学习理解质量管理体系包含的具体要求，才能更好的运用管理方法指导科研工作。

作者:李英伟 单位:中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司

航空发动机论文:航空发动机焊接工艺分析

盘轴类转动件的使用条件苛刻，因此在采用焊接工艺进行连接时，对焊接质量提出了更高的要求。用于焊接式盘轴类转动件的焊接技术除了要满足变形小、无氧化、高强度以及高的焊接尺寸精度等要求外，还应针对商用航空发动机长寿命、高可靠性的特点，保证高的工艺质量稳定性要求。目前，电子束焊和惯性摩擦焊是商用航空发动机盘轴类转动件进行连接采用的主要焊接工艺。本文介绍了电子束焊和惯性摩擦焊工艺在盘轴类转动件的应用情况，并分析、对比了焊接工艺及焊接接头的组织与性能。

1盘轴类转动件中的主要焊接工艺

电子束焊和惯性摩擦焊在国内外先进航空发动机盘轴类转动件中已经有比较成熟的应用，采用上述焊接工艺进行连接的盘轴类转动件主要有：风扇盘、压气机盘/毂筒、涡轮盘轴组件。表1列出了电子束焊和惯性摩擦焊在国外先进商用航空发动机盘轴类转动件中的应用情况。由表1可知，国外在进行先进航空发动机盘轴类转动件的焊接工艺设计时，对电子束焊和惯性摩擦焊这两种焊接方法有不同的选择。其中，GE公司最先对转动件采用惯性摩擦焊，其发动机中绝大部分转动件，包括风扇盘、压气机转子、涡轮盘轴组件等采用惯性摩擦焊；R.R.公司主要采用电子束焊，但随着压气机压比及出口温度的增加，同时压气机末级盘采用粉末合金，R.R.公司也开始选用惯性摩擦焊，并建立了2000t的惯性摩擦焊生产线，在Trent1000发动机高压压气机转子、涡轮后短轴和涡轮盘转子组件上均采用了惯性摩擦焊；P&W公司对使用温度较低的转子部件主要采用电子束焊。

2盘轴类转动件的焊接工艺性分析

材料的可焊性是焊接工艺性分析最重要的考虑因素，针对盘轴类转动件中常用的材料，包括Ti17、IN718等，其电子束焊和惯性摩擦焊的可焊性均较好，可以获得满足设计需求的焊接接头。但是，随着新型高温合金、粉末合金（如U720Li、Rene'88DT、RR1000等）在转动件中的逐步应用，尤其对于异种材料的转动件，电子束焊工艺难以获得满意的焊接接头，主要原因是：（1）新型高温合金中，含有高体积百分比的γ'强化相，成分复杂，熔焊时容易形成结晶裂纹、热影响区液化裂纹和应变时效裂纹，而且这一问题随着γ'相含量的增加而趋严重；（2）异种材料之间的焊接由于组织、熔点、热导率、热膨胀系数等的差异，在熔焊过程中会引起某些化学成分的扩散，造成组织偏析，并可能产生较大的热应力，造成裂纹等缺陷；（3）由晶界液化而产生的微裂纹难以避免，而且难以通过无损检测方法检查出来。惯性摩擦焊的焊接过程是固相焊接，很好地避免了熔化焊过程中产生的裂纹问题和质量检测问题，因此，针对高温盘轴类转动件的同种/异种新型高温合金的连接，惯性摩擦焊成为目前唯一可行的方法。正是由于在Trent1000发动机中应用了RR1000粉末高温合金这种新型高温合金，R.R.公司采用了惯性摩擦焊工艺连接盘轴类转动件。另外，在先进航空发动机盘轴类转动件的结构设计中，为了实现减重和降低成本的目的，异种材料的焊接，尤其是新型高温合金的异种材料连接，成为航空发动机中盘轴类转动件之间进行连接的新形式。GE公司已将异种材料的惯性摩擦焊应用于GE90发动机的盘轴类转动件中，该发动机压气机8~10级毂筒中，既有IN718与Rene'88DT异种材料的焊接，也有Rene'88DT同种材料的焊接。R.R.公司也对U720Li、RR1000新型高温合金相关同种材料以及异种材料的惯性摩擦焊工艺进行了研究。可以看出，对于普通的钛合金、高温合金等盘轴类转动件的焊接，采用电子束焊或惯性摩擦焊都是可行的焊接方法。但针对新型高温合金，尤其是新型高温合金异种材料之间的连接，惯性摩擦焊是目前实现转动件焊接唯一可行的方法。

3电子束焊和惯性摩擦焊接头的组织与性能对比

电子束焊和惯性摩擦焊的焊接机理不同：电子束焊是熔化焊接，而惯性摩擦焊是固态焊接。因此，两种焊接工艺对焊接接头的组织状态、晶粒大小和接头性能也会产生不同的影响。

3.1钛合金焊接接头的组织与性能对比

航空发动机盘轴类转动件常用的钛合金主要为Ti-6Al-4V、Ti17、Ti6246、Ti6242等，其主要应用的盘轴类转动件为风扇盘和压气机低温端。对于钛合金，采用电子束焊和惯性摩擦焊两种方法获得的接头组织不同，但接头性能差别不大。以转动件中常用的α-β型Ti17合金为例，其电子束焊接头的焊缝区显微组织中β相基体上分布着细长针状α相，β晶粒尺寸为50μm~120μm；热影响区显微组织与母材组织一致，平均晶粒尺寸约为180μm[1]。惯性摩擦焊接头为细晶的锻造组织，热影响区组织为α+β相，并且β相呈针状均匀分布在α相的基体上，与母材组织相同，焊缝组织为细小的等轴晶，晶粒度小于母材[2]。Ti17合金的电子束焊和惯性摩擦焊的接头组织相差较小，其接头性能也差别不大：Ti17合金电子束焊接头的抗拉强度和缺口敏感性均高于母材；其惯性摩擦焊接头强度稍高于或等于母材强度，塑形略低于母材，接头疲劳性能与母材相当。因此，在航空发动机钛合金盘轴类转动件焊接结构中，电子束焊和惯性摩擦焊的应用均非常广泛。

3.2高温合金焊接接头的组织与性能对比

在商用航空发动机盘轴类转动件中，应用最为成熟的高温合金是IN718合金，随着航空发动机压比的提高，对盘轴类转动件的使用温度和性能提出了更高要求，因此，新型高温合金U720Li、Rene'88DT、RR1000等成为高压压气机高温端的重要材料。

3.2.1同种高温合金的电子束焊和惯性摩擦焊

（1）IN718合金。针对成熟盘轴类转动件中的IN718合金，国内外分别对其电子束焊和惯性摩擦焊接头的组织和性能进行了系统深入的研究。在焊接过程中，电子束焊的焊缝区的温度达到母材的熔化温度（约1300℃），因此，电子束焊接头的组织会发生较大的变化；惯性摩擦焊焊缝则是在强大的摩擦压力和扭矩的联合作用下形成的，热变形金属的动态再结晶过程进行得相当剧烈而充分，其晶粒组织呈细小均匀的等轴晶特征，同时由于焊接时间很短，致使动态再结晶过程充分而动态回复不足，最终得到细晶和超细晶组织。一般来说，在IN718合金母材晶粒度相同的情况下，电子束焊接头为粗大的铸造枝晶组织，晶粒会达到20μm~30μm，而惯性摩擦焊的焊缝组织为锻态组织，晶粒度为10μm~20μm。另外，电子束焊接头的热影响区在焊接过程中的温度一般会达到700℃~1200℃，即热影响区处于热处理状态，晶粒长大使其成为接头的最薄弱环节；而惯性摩擦焊热影响区很小，且不存在晶粒长大现象，因此对焊接接头性能无明显影响。由于焊接接头的组织差别较大，IN718合金在采用不同焊接方法后，其性能也有较大区别。电子束焊接头由于组织粗大，通常其拉伸性能、断裂性能、高温断裂韧度均低于母材[3-5]。而IN718合金在惯性摩擦焊过程中γ'强化相在邻近焊缝处溶解，并不会发生沉淀，其接头的组织仍是与母材相同的锻态组织，同时晶粒度与母材相近，因此，其接头的强度、塑性、显微硬度和高温持久性能一般接近甚至高于母材[6-7]。可见，IN718合金的电子束焊和惯性摩擦焊接头在组织上存在较大差异，电子束焊接头的粗大组织造成其接头性能低于母材，而惯性摩擦焊接头的细晶组织使得其性能接近甚至高于母材。（2）新型高温合金。由于电子束焊是熔化焊过程，而新型高温合金（U720Li、Rene'88DT、RR1000）中γ'强化相的体积百分比比较高，因此在电子束焊的熔化过程中容易产生各种裂纹缺陷，而惯性摩擦焊过程是固相焊接，通过发生塑性变形和流动进行连接，不会产生熔化，因此不会产生电子束焊接出现的缺陷问题。MTU公司开展多年的粉末冶金高温合金惯性摩擦焊工艺研究，研究结果表明：惯性摩擦焊是焊接粉末高温合金的最佳工艺方法，其中Udimet700、Waspaloy、IN100和Rene'95粉末高温合金焊接接头的力学性能接近母材或与母材等强。近几年，国外先进航空发动机公司针对盘轴类转动件的设计需求，联合各高校对U720Li、RR1000、Rene'88DT、IN718等高温合金同种材料之间的惯性摩擦焊进行了广泛的研究。研究表明：U720Li、RR1000高温合金在进行惯性摩擦焊时，由于发生溶解的γ'强化相在冷却过程中发生大量沉淀，使得其在热影响区的硬度和屈服强度较高[8]。在国内，针对新型粉末高温合金FGH96的惯性摩擦焊工艺尚处于研究阶段。目前的研究结果表明，FGH96惯性摩擦焊接头的拉伸曲线与母材基本相同；焊接接头常温拉伸的断裂位置在接头热影响区细晶组织和粗晶组织的结合处，其断裂方式为韧性断裂[9]。

3.2.2异种高温合金的电子束焊和惯性摩擦焊

为了追求高的压气机效率，先进航空发动机的压气机末级已开始采用新型高温合金、粉末合金，因此异种材料的焊接结构成为必要的结构形式。在先进航空发动机盘轴类转动件中，异种高温合金之间的连接主要涉及到IN718合金和新型高温合金之间进行的连接。由于新型高温合金中γ'强化相的体积百分比较高，成分复杂，异种材料之间的组织和物理性能方面存在较大差异，电子束焊可焊性较差，缺陷不易检测，接头性能不能满足设计需求，因此，针对异种高温合金转动件，惯性摩擦焊成为唯一可行的焊接方法。从国外的研究结果中可以看出，U720Li+IN718、RR1000+IN718异种材料之间的惯性摩擦焊可焊性良好，其焊缝中无微小孔洞、微小裂纹和明显的扩散现象[10]。U720Li+IN718惯性摩擦焊接头性能一般高于较弱的母材，低于较强的母材，例如：其焊接接头的屈服强度、650℃的疲劳性能高于较弱的母材IN718，低于U720Li；650℃的延伸率高于U720Li，低于IN718[11]。RR1000+IN718惯性摩擦焊接头在焊后热处理后，硬度高于IN718和RR1000母材，但由于晶界的氧化，裂纹的扩展速率较母材高[12]。

4围绕商用航空发动机盘轴类转动件需开展的焊接工艺研究

电子束焊和惯性摩擦焊作为商用航空发动机盘轴类转动件制造的重要焊接工艺，已经成功应用于国外多种先进商用航空发动机型号，同时，国外不断开展对新材料和新结构焊接工艺的研究，积累了大量试验数据。国内在这方面仍存在较大的差距，不能完全满足商用航空发动机的研制需求，需要从以下两个方面进行系统研究。（1）新材料/新结构焊接工艺的研究。随着国内大客发动机研制项目的开展，盘轴类转动件需要采用新材料和新结构以满足商用航空发动机长寿命、高可靠性和低成本等设计要求。但由于国内针对新材料和新结构的焊接技术研究基础较为薄弱，因此需要尽快针对新材料（如新型钛合金、高温合金、粉末合金）开展相关焊接工艺研究，包括可焊性研究、组织与性能研究、焊前/焊后热处理制度研究等。（2）焊接接头性能数据的测试。盘轴类转动件的载荷条件严苛，根据商用航空发动机盘轴类转动件的使用条件，主要对焊接接头的以下性能，包括拉伸、冲击、扭转、蠕变、持久、疲劳等性能有明确要求，并且需要通过对焊接接头进行断裂韧性、裂纹扩展等性能的分析，对焊接结构进行寿命预测。国内目前针对盘轴类转动件焊接接头的性能数据测试不充分，需要系统地进行接头性能数据的测试，为焊接结构的设计提供数据支持。

5结束语

电子束焊和惯性摩擦焊作为商用航空发动机盘轴类转动件制造的重要工艺，已经成功应用于国外多种先进商用航空发动机型号。随着我国大客发动机研制项目的展开，对盘轴类转动件的焊接工艺提出了长寿命、高可靠性等更高的要求，尤其是新材料在大客发动机转动件中的应用，需要加快焊接技术的研究，实现焊接技术在大客发动机盘轴类转动件中的工程化应用。

作者:张露 韩秀峰 王伦 单位:中航商用航空发动机有限责任公司

航空发动机论文:航空发动机技术及运用透析

本文作者：尹正杨海成工作单位：西北工业大学

发动机装配技术状态数据模型的概念

针对航空发动机型号，现有的PDM技术已经可以较好的对其进行技术状态管理。由于实际装配中，单台航空发动机技术状态强调可追溯性，即对于每一台发动机在排故、维修、大修时需要明确其装配技术状态历史，就必须对单台发动机进行装配技术状态管理。进行单台发动机装配技术状态管理的基础是结构化的数据模型，装配环境下的技术状态数据可以分为三大部分：物料信息、工艺信息与检验信息。这里的物料信息是指产品基本信息及组成产品的各种零/组/部件的信息；工艺信息是指装配各级物料节点所执行的工艺/工序/工步的信息；检验信息是指执行装配的关键项进行检验，具体表现为相对应的检验项的规定值与实际值。物料信息、工艺信息、检验信息都可表示为树形结构。它们间也具有复杂的对应关系，其中包括：工艺与部件或组件对应、检验表与工艺对应、检验项与工序对应、子检验项与工步对应等。由于航空发动机的多装多试的特点，单台发动机在其生命周期的多次装配中会频繁的发生物料信息、工艺信息和检验信息的改变，集中表现在由于串换件、寿命件的到期等，发生各级物料（部件/组件/零件）的变化；由于采用不同版次的工艺、针对个别发动机装配下发的技术文件、技术通知、工艺更改单等会产生工艺信息的变化；物料或工艺信息改变同时也伴随产生了检验信息的变化。因此单台发动机的装配技术状态不仅与同型号同批次的其他发动机的技术状态不同，在其生命周期内本身的技术状态也随时间变化。所以，航空发动机装配技术状态数据模型必须包含两个方面，从空间上说，要用尽可能用简单的模型表示出错综复杂的物料、工艺、检验信息的对应关系；从时间上说，要准确地刻画出发动机装配技术状态随时间变化的情况。

应用举例

该模型已经应用于“航空发动机装配现场综合管理系统”，装配技术状态管理是它的一个重要功能。现以某航空发动机为例，在它的产品制造和应用阶段，已经历过新机一装、新机二装、第一次维修的维修一装、第一次维修二装，共四次装配，其间伴随着该发动机物料、工艺和检验信息的改变，用本文所提模型记录了每次的装配技术状态。通过关于时间的查询，可由记录模型得到发动机的技术状态快照，快照反映了距此前最近一次装配结束时单台发动机的物料、工艺和检验信息。图5上半部分反映了该发动机装配技术状态沿时间轴的演变，下半部分三行分别反映了三个时间点发动机物料状态，工艺状态、检验状态。

航空发动机论文:当代航空发动机的燃油管理

本文作者：赵小勇工作单位：中国民航飞行学院四川绵阳民航飞行学院

为了保证飞行安全并同时提高营运的经济性，本文简要从航空汽油的基本知识、活塞发动机飞机在不同飞行阶段中燃油使用技巧和几种常见的不正常燃烧工作情况下的处置方法和程序进行分析和介绍。

1航空汽油的概念

目前，所使用的航空燃料主要有两大类：航空汽油和航空煤油，分别适用不同类型的飞机发动机，航空汽油是用在活塞式航空发动机的燃料。

1.1航空汽油的辛烷值

燃料当中，有一种抗爆性很强的燃料，叫异辛烷，将它的辛烷值规定为100，还有一种抗爆性很弱的燃料，叫正庚烷，辛烷值规定为0。将这两种燃料按不同的容积比例混合，这些燃料就具有不同的抗爆性。辛烷数是指混合燃料中异辛烷所占容积的百分数。航空汽油的辛烷值是由试验比较法确定的。将被测定的汽油和上述按某种比例混合燃料的余气系数调整到1，如果它们都使用同一台发动机在相同的压缩比下发生爆震，就说明两种燃料的抗震性相同，混合燃料的辛烷数就定为被测定汽油的辛烷值。余气系数为1的混合气相对于发动机来说，是相对贫油的范围，因此，辛烷值可以表示发动机贫油时的抗爆性。

1.2航空汽油的级数

航空汽油富油时燃料的抗爆性是用级数来表示的。将被测定汽油和纯异辛烷分别作为同一台增压发动机的燃料，将两种燃料混合气的余气系数都调整到0.6，增加进气压力，直到发动机刚发生爆震时记下汽缸的平均指示压力。若发动机用纯异辛烷工作，记得的平均指示压力为20kgf/cm2；若发动机用被测汽油工作时，平均指示压力为26kgf/cm2，那么该汽油的级数为：26/20×100=130。从以上介绍中，可以看出辛烷数和级数越高的航空汽油抗爆性越好。但我们在使用中必按发动机的要求加相应标号的燃油，以保证正常工作。

2活塞式发动机飞行过程中的燃油管理

2.1飞机启动

对于冷发启动的发动机，由于温度低，燃油的汽化质量较差，启动前注油时应当适当地多注一些燃油。在热发下，发动机机舱温度较高，管路中的燃油易汽化并进入进气总管。因此，可能需要稍微“加注”一些燃油以便使喷嘴管路有油，并使发动机在开始转动后能够继续运转。2.2地面滑行在地面小转速滑行时，我们一般采用适当将混合比调贫油的办法，以避免火花塞被污染。

2.3起飞

发动机大转速工作状态，一般用于飞机起飞、爬升和复飞。此时，余气系数应为最大功率余气系数，一般设置为0.85左右。既可以保证发动机输出较大功率，同时较为富油的混合气也可防止发动机过热。当发动机在最大功率状态下工作时，单位时间产生热量最多，发动机温度很高；同时发动机各机件承受的负荷也最大。因此，起飞工作状态连续工作时间一般不能超过5分钟。

2.4爬升

飞机爬升阶段一般采用最大连续工作状态。下面，以赛斯纳（CESSNA）172为例，介绍活塞式发动机飞机在爬升过程中如何获取最好的爬升性能。为了获得性能、对外可视度以及发动机冷却的最佳组合，正常的航路爬升应以襟翼收上位、全油门以及大于最佳爬升率速度5～10节的速度进行。密度高度低于3000英尺，混合比应使用全富油，密度高度超过3000英尺时应调贫油，以获得更平稳的运转或最大转速。要获得最大爬升率，使用最佳爬升率速度。速度低于最大爬升率速度的爬升应在短时间内进行，以便改善发动机的冷却。

2.5巡航

为了保证巡航飞机的航程和续航时间，此时发动机功率通常选择较小，一般为额定功率的30%～75%。对具体发动机而言，在巡航功率设置上，发动机制造商都有其推荐的进气压力和转速值。在实际巡航时，当发动机的巡航功率设置好后，根据飞行的实际需要，还可通过发动机混合比杆设置发动机的最佳功率状态或最佳经济状态，以进一步发挥发动机的性能，具体方法见各飞机的《飞行手册》。除了功率设定以外，恰当的调贫油技巧也有助于增大航程。为了实现所推荐的燃油消耗，应使用排气温度（EGT）指示器来对混合比调贫油，在最高排气温度时，可以提供最佳燃油经济性。

2.6下降阶段与进近着陆阶段

飞机的下降阶段与进近着陆阶段一般都采用小转速或慢车状态。发动机小转速或慢车状态工作时，混合气较为富油，发动机温度较低，电嘴容易积炭；同时发动机工作的稳定性较差。所以，应适当调贫油或尽可能缩短该状态的使用时间。

2.7关于转换油箱供油

对于无交输供油装置的燃油系统，巡航飞行时应交叉左、右油箱的燃油，不能在一侧油箱的燃油用完后再转换到另一侧的油箱，这样极易造成供油中断。装有电动增压泵的还应将打开以保证供油稳定。在起飞、着陆阶段或低空飞行时，不要进行不必要的油箱转换，转换时，有电动泵的应该打开电动泵。

3常见的不正常燃烧和工作情况以及处置方法

3.1爆震

在一定条件下，汽缸内混合气的正常燃烧遭到破坏而在未燃混合气的局部出现具有爆炸性的燃烧，叫做爆震燃烧，简称爆震。我们可以通过以下现象来判断爆震的产生：A.发动机内出现不规则的金属敲击声，这是由爆震冲击气缸内部组件所致。B.排气总管周期性的冒黑烟。C.发动机剧烈振动工作不稳定。D.发动机功率显著减小，转速下降。E.缸局部温度急剧升高，活塞气门等机件过热或烧毁。如果发动机一旦发生爆震，应果断采取措施。首先,把变矩杆前推，使其变小矩，减轻螺旋桨负荷，加大发动机转速，其次，后拉油门杆，减小进气压力，这样混合气的充填量减小，降低了压缩气体的温度与压力；再次，加强发动机散热，通过这些措施可减弱或消除爆震。如果发动机被严重损害，不能继续正常工作时，应果断进行迫降。

3.2早燃

压缩过程中，如果在电嘴跳火以前，混合气的温度已达到着火温度，混合气就会自行燃烧。这种发生在点火以前的自燃现象，叫做早燃。引起发动机早燃的原因主要是汽缸头温度过高和汽缸内部积炭。早燃发生后，发动机功率减小，经济型性变差。对多气缸发动机，如果某些汽缸发生早燃，因曲拐机构受力不均匀，会引起发动机强烈振动。若发动机在小转速时发生早燃，此时曲轴转动惯性较小，过大的燃气压力将会引起曲轴倒转，损坏机件。从早燃发生的特点来看，对于刚停车的热发动机，不能随意扳动螺旋桨。因为此时发动机汽缸头温度还很高，如果扳动螺旋桨，汽缸中残余的混合气受压缩后可能自燃，使螺旋桨转动起来，有伤人的危险。

3.3过贫油燃烧

如果混合气的余气系数a>1.1，则为过贫油燃烧。过贫油燃烧时的现象：A.发动机功率减小，经济性变差。B.汽缸头温度降低。C.发动机振动。D.排气管发出短促而尖锐的声音。E.汽化器回火。防止过贫油燃烧，除了正确调整贫富油设置以外，还应注意发动机在低温条件下启动时，由于温度低，汽油不易汽化，混合气容易过贫油，易回火，所以发动机低温启动注油应稍多些。一旦发生汽化器回火，应立即前推油门杆开大节气门，使进气气体流速增加，将火焰吸入汽缸，消除回火。

3.4过富油燃烧

如果混合气的余气系数a<0.6，则为过富油燃烧。混合气过富油燃烧的现象是发动机功率减小，经济性变差，汽缸头温度降低。过富油混合气也存在混合不均，富油程度不一致。最终使汽缸内燃气压力大小不等，也会引起发动机振动。但过富油燃烧与过贫油燃烧比较，过富油燃烧也有其不同的现象：A.汽缸内部积炭，使发动机功率减小，经济性变差，严重时还会导致发动机故障。B.排气管冒黑烟和“放炮”。防止过富油燃烧，除了正确调整贫富油设置以外，还应注意在飞行中，若收油门过猛，此时节气门迅速关小，空气量骤然减少，而燃油量因系统惯性使其减小滞后，容易造成暂时的混合气过富油，而发生排气管“放炮”现象。所以操纵油门要柔和。

4结语

燃油管理与航空安全有着非常密切的关系，良好的燃油管理能使发动机稳定、可靠地工作，并能充分发挥发动机性能和保证飞行安全。作为飞行员，严格按照要求进行燃油管理和正确应对各种因燃油管理出现特情是不可或缺的飞行技能之一。因此，对燃油管理进行充分的学习和训练是保证飞行安全的基础。

航空发动机论文:航空发动机的砂铸工艺研究

本文作者：孙野宗学文李涤尘工作单位：西安交通大学机械制造系统工程国家重点实验室

快速成型(RP)是20世纪80年代产生的一种先进制造技术，其成型原理是利用CAD模型的分层数据信息，进行分层制造并层层累积来制作零件。该技术的最大特点是成型速度快，不受零件复杂程度制约，形状越复杂，越能体现出该技术的优越性［1］。快速砂铸技术结合了快速成型和砂型铸造，该技术利用光固化成型(SL)制作出树脂件模具，代替传统木模或金属模，通过填砂制芯得到砂型/芯，最后组合砂型，合箱浇注得到金属铸件。快速砂铸技术能充分发挥快速成型技术的复杂形状制造、成型周期短、成型精度高，以及砂型铸造的制造成本低、工艺灵活性大、材料适用种类广泛的特点，通过快速制模结合砂型铸造实现更换材料的目的，大大提高了复杂铸件生产效率并获得高精度的铸件，为快速响应市场需求奠定了基础［2］。

1快速砂型铸造工艺流程

1.1铸件工艺分析及参数设计本文涉及某小型航空发动机的铝合金部件———缸体的快速砂铸工艺研究。其三维数模如图1。最大外形尺寸为114mm×114mm×88mm，主要壁厚约6.5mm，散热片结构的平均壁厚为1.5mm。其外形结构较为复杂，关键尺寸(缸体内圆直径、总高)精度要求达到CT6以内。同时要求铸件特别是关键部位不允许有裂纹、缩松、缩孔、夹杂等缺陷。考虑到散热片结构的平均厚度很薄，且铸件质量要求高，同时结合铸件的外形结构及铝合金的流动性、凝固方式、气孔倾向等特点，决定采用低压底注式浇注的方法，并在铸件的底部设置4个圆柱浇口。同时确定一些铸造工艺参数，包括：铸造收缩率、工艺余量、最小铸出孔及槽、铸造圆角等。参数的确定过程：零件中的螺孔大径为5mm，通孔直径8.5mm，根据文献［3］，决定将螺孔及通孔设定为不铸出孔。缸体顶端及底端平面要与其他零件装配以形成燃烧室，故参照GB/T6414-1999，确定其加工余量为2mm。缸体内壁要与活塞装配，以同样的方法选定加工余量为2mm。另外，一般生产中铝合金铸造收缩率为0.8%~1.0%，此缸体主要壁厚是6.5mm，且存在大量壁厚为1.5mm的散热片结构，故最终选择收缩率为

2分模设计

首先对零件分模并设计出该铸件对应的砂型。经综合考虑零件的形状结构，选择了多向开模，利用PRO/E设计出对应的砂型如图2。砂型共分为6部分，包括4个侧砂型及底座和顶盖各1个。结合砂型数模，再设计出对应的快速成型树脂件模具(即母模)以及填砂制芯所用的芯盒，如图3及图4。2.3树脂件模具及芯盒制作将设计好的树脂件模具的CAD模型导出成STL格式，再导入Magics软件进一步处理，包括加工位置的摆放、抽壳、加支撑等。全部处理完后将数据传输到快速成型机上进行加工制作。制作完成的树脂件，还需经过清洗、打磨等后处理才能投入使用。通常在制作树脂件时，为了降低成本，减少树脂的消耗，都会对制件进行抽壳处理。本例中需要注意的是，考虑到该零件存在大量薄壁散热片结构，其树脂件模具在脱模时会受到较大的脱模力，所以对其强度有较高要求，故未对模具进行抽壳处理。同时，选择好合适的材料，将设计好的芯盒板(如图4中所示)图纸交予厂家进行加工制作。2.4砂型/芯制作将树脂模具、芯盒组装好，在其工作表面均匀涂刷一层脱模剂并待其晾干。按一定比例向混砂机中加入原砂、呋喃树脂及固化剂，搅拌均匀后向芯盒中填砂。最后使用刮板将芯盒顶部冒出的树脂砂压实、刮平，并用长钉或卡片在适当位置扎出排气孔(槽)。把握好开模时间，待型砂固化后，开模取出砂芯。最后给砂型工作面均匀喷(刷)涂一层砂型铸造用涂料，降低其表面粗糙度，以提高铸件的表面质量［4］。制作所得的砂芯如图5。2.5浇注实验将处理完的砂芯与事先制作好的树脂砂浇道进行组合，再放入砂箱中，周围填满粘土砂并夯实。随后将整个砂箱吊装到低压浇注设备上，进行浇注。选择铝合金材料为ZL101A，浇注温度710℃，经历升液、充型、增压和保压等几个阶段共195s时间，浇注完成。待冷却到室温后，开箱取出铸件。

3铸件浇注缺陷控制

3.1浇不足缺陷及初步改进第1次浇注所得的铸件存在较明显的缺陷，主要是散热片结构出现浇不足。缺陷位置表面光亮平滑，首先想到的原因是，由于树脂砂透气性差且发气量高，而该组砂型本身没有设计专门的排气通道，所以浇注时产生了憋气。提出的解决办法是，在填砂制芯过程中，于4个侧砂芯壁上开出厚度2~3mm的连通型腔的排气槽。3.2浇注模拟及浇注工艺的进一步改进为保险起见，我们还使用铸造模拟软件ProCAST对缸体的浇注过程进行了模拟，所设置的边界条件尽量与实际情况相吻合。图6(b)显示了缸体充型的过程。由于所设置的浇口的位置关系，见图6(a)，散热片结构的边沿部分总是4角先充满，中间部位最后充满。因而想到，缺陷不仅仅是因为憋气造成，还可能是因为金属液充型能力较差或冷却时间过早，散热片的边沿中部还未充满时，金属液就已经冷却凝固了。针对此情况，改进了原有的浇口，使之成为2条长条形浇口加两个圆柱浇口的形式，如图6(c)。同时使用ProCAST再次模拟该情况下的充型过程如图6(d)。可以看到散热片结构的4角部分和边沿中部几乎同时充满，消除了前后时间间隔，而且改进后的浇口能大大减小金属液的充型阻力。另外，我们还将这次的浇注温度提高到720℃，并适当增加浇注各阶段的压力。浇注后的结果如图7。可以看到，此次的铸件散热片结构全部充型成功。

4铸件精度控制及其尺寸精度评价

4.1铸件精度控制总结多次填砂造型及浇注实验，得出一些可能导致铸件精度误差的因素，并提出相应对策以减小铸件的精度偏差。这些因素包括：①SL模具制造误差；②SL模具与芯盒之间固定不牢靠；③芯盒本身的变形及加工误差；④砂型/芯组合装配误差。首先，受光固化成型机理的影响，成型出的制件的水平表面可能出现较大的翘曲变形。为了保证铸件的精度，在进行加工位置摆放时，应尽力避免树脂件的上述表面处于水平位置。其次，要尽量保证SL模具与芯盒之间的定位可靠性。因此，采用了模具与芯盒之间的销孔定位加螺钉紧固的方式。本例选择了不易变形且表面质量好的有机玻璃板制作芯盒。同时，应严格控制板材在各个方向上的尺寸精度，要求板材的加工尺寸精度在±0.1mm以内。最后，要确保砂型/芯之间的组合装配精度。采用了砂型之间台阶定位的方法。即砂型上的突出部分对应凹进部分。而砂型上的台阶正是由图4所示的芯盒侧板上的缺口所形成的。4.2铸件尺寸精度评价为评价快速砂铸工艺所能达到的精度水平，对这批缸体铸件共5件进行了关键尺寸的测量分析。具体步骤是：①用游标卡尺测量铸件上选定的关键尺寸，每个尺寸测量3次取平均值；②将测量均值与设计值比较，得到误差；③对照GB/T6414-1999中的铸件公差等级表找出对应的公差等级；④统计公差等级及其数量，分析结果。对选定的6项关键尺寸进行测量分析，所得结果统计后如图8。可以看到，80%的尺寸都在CT7以内，且没有超过CT9的尺寸，这与传统砂型铸造(小批量或单件生产、手工造型)所能达到的CT10~CT12相比，精度有很大的提高。

5总结

借助快速砂铸工艺实现了对复杂形状缸体零件的快速开发试制。除了介绍该铝合金缸体的快速砂铸工艺过程外，还提出并解决了两个关键问题，即铸件精度控制和铸件缺陷控制。对应措施可以总结为以下几条：①制作树脂件模具时尽量避免将重要表面水平放置；②保证模具与芯盒之间可靠的定位；③保证有机玻璃板芯盒的尺寸精度；④砂型/砂芯组合时要精准到位；⑤使用先进的数值模拟手段来预测可能出现的铸造缺陷并对工艺方案加以改进。

航空发动机论文:航空发动机的发展与形势解析

本文作者：侯敏杰刘冬根工作单位：航空发动机高空模拟航空科技重点实验室

0引言

航空发动机的气动热力学问题、机械系统问题、匹配性问题及控制规律问题等都必须通过高空台模拟试验进行充分的调试、验证。高空台是能在地面模拟航空发动机的空中工作环境条件，并获取发动机高空性能/特性的大型试验设备，是先进航空发动机自主研制必不可少的一种关键设备。一个没有高空台的国家，是不可能独立自主地研制出先进高性能航空发动机的。随着我国航空工业的蓬勃发展和航空发动机重大专项设立的顺利推进，对高空台的试验能力和高空模拟试验技术都提出了更高的要求。

1高空台的战略地位与重要作用

高空台是国家战略性资源，高空模拟是自主研制先进航空发动机必不可少的重要手段和工具，一个国家的高空模拟能力和技术水平已成为该国自主研制先进航空发动机能力和水平的一个重要标志。

1.1高空台是先进航空发动机研制不可或缺的重要手段和工具航空动力是集合了复杂气动、热力、结构和控制的高技术产品。由于航空动力技术的复杂性和研制的高风险性，特别是工作范围的不断扩大和设计指标的日益提高，包括概念研究在内的航空动力发展的每一个环节都离不开广泛而深入的研究与试验。目前，航空涡喷/涡扇发动机的飞行高度已达25～30km、最大飞行速度已达2.5～3.0倍声速，而且对机动性的要求也愈来愈高。这不仅使发动机的工作参数随飞行条件变化而急剧改变，而且发动机的部件性能、工作稳定性、共同工作特性、燃烧特性等也明显地受到飞行条件变化的影响。特别是高空低速、高空高速和低空高速条件下的发动机工作特性，已经与地面状态的性能大不相同，不能仅靠普通地面试车台上的台架试验结果通过传统的相似换算方法得到，而必须通过模拟真实空中工作环境条件下的试验来确定。另外，空中风车起动特性、燃烧室的稳定燃烧特性和点火特性、低雷诺数条件下的发动机工作稳定性等试验，在地面台上难以做到，需要在高空台上进行。据统计，一种新型发动机研制，需要占用3～4个高空舱，进行2000～4000小时甚至更多的高空模拟试验。航空发动机需要在高空模拟试车台上验证及解决的问题可分为：气动热力学、机械系统、匹配性和控制规律等四大类。在整机试验中，各种问题的耦合使航空发动机高空模拟试验更具复杂性。在高空台上调试、验证、探索发动机改进改型方案须有详细的部件特性的支持，以及整机仿真技术的支持，才能有效地提高高空模拟试验结果的置信度，而且整机仿真技术可以弥补高空台的试验缺陷或不足。在新型发动机的研制过程中，航空发动机高空模拟试验很重要，其相关的高空模拟试验技术支撑则更重要。通过合理、充分地安排航空发动机高空台试验，能够优化各部件空中匹配性能，确定空中工作包线，并大幅降低试验经费、大大缩短研发周期。高空台作为重要的获取空中工作参数以验证发动机部件匹配性能的地面设备，集设计、制造工艺、控制、测试、试验等多项工业技术和发动机技术于一身，具有不可替代的地位。

1.2高空模拟试验是航空发动机性能调试与技术攻关的最有效途径航空发动机研制是一个设计与试验的反复迭代过程。一台新型发动机的研制需要数千小时的空中性能调试试验。理论上说，该试验既可以在高空台上进行，也可以在飞行台上进行，还可以直接在原型飞机上进行飞行试验。但最有效的调试手段是高空台试验。首先，从飞机及其发动机的研制来看，通常要优先启动发动机的研究工作，因而新型发动机的研制过程中没有原型飞机可用。即使是飞机型号牵引主导的发动机研制项目，也不会有成熟可靠的原型机来进行高空性能调试试验。其次，用运输机或轰炸机改装的飞行台是发动机研制中的重要调试手段之一，但一般仅限于飞行高度低于11km、飞行马赫数一般低于0.85的范围；飞行台远不能满足飞行高度为25～30km、飞行速度为2.5～3.0倍声速的高性能发动机的性能调试需求。再者，地面高空模拟试验相对于空中飞行试验而言，参数测试能力、试验安全性和试验条件控制方面具有独特的优势，对发动机性能调试与技术攻关也非常关键。英国人曾统计过，发动机高空台性能试验一个月的工作量，相当于飞行试验300次起降，而高空模拟试验的每小时费用约为飞行试验费用的1/30～1/6。

1.3先进航空发动机的关键部件研发需要进行深入的高空模拟试验不仅在航空发动机的研制过程中需要大量的整机高空模拟试验，而且其部件的研发也要依赖于高空台，例如，加力燃烧室和核心机的研发通常就需要在高空台上进行大量的研究试验。因为对于关键部件的高空特性，不能仅通过理论计算和普通试验来解决，而要建设专门的高空试验设备，其投资基本与一座高空台相当，因而通常会将此类试验安排在高空台上进行。据国外经验介绍，成功地发展一个高性能的加力燃烧室，一般要在高空飞行状态下进行2000小时左右的全尺寸加力燃烧室试验。

1.4航空发动机先进设计方法的有效性验证与新型航空动力研究都离不开高空试验当前，虚拟设计方法与仿真试验技术在优化试验方案和缩短试验周期方面取得了较好的效果，但这些先进方法和技术的开发与升级离不开大量的试验结果的支持，其有效性和应用范围的验证也离不开真实工作环境条件下的试验验证。为了满足飞机技术指标不断提升的要求，当前非传统新型航空动力的研发正如火如荼的进行着，尤其是飞行速度为3～5倍声速的飞行器动力的研究。而这些动力装置的研究，如用于邻近空间高超声速飞行器的涡轮冲压组合动力的研究，不仅要进行深入广泛的动力高空模拟试验，而且还要求在考虑飞行器与动力相互作用影响下的高空模拟试验，以及飞行器与动力一体化的高空模拟试验。可以毫不夸张地说，高空模拟试验测试的技术水平与能力决定了高超声速飞行器动力研究的进程。

2高空台的发展现状

自20世纪30年代世界首个高空台建成以来，其试验测试能力与试验测试技术随发动机发展而不断提升。当前世界上建有几十个高空模拟试验研究基地，有近百个高空试验舱。

2.1国外高空台发展现状

美国的高空台和高空舱数量占世界总数的一半以上。在高空模拟能力绝对占优的情况下，为适应进气道/发动机的相容性能问题和大涵道比涡扇发动机研制的高空性能/特性试验问题，不惜耗费6.5亿美元于20世纪80年代中后期建成了气源装机功率达450MW的巨型高空台ASTF。俄罗斯的高空模拟试验研究中心现有两个高空模拟试验基地、5个在用高空舱。俄罗斯早在20世纪90年代就着手筹建10m直径的巨型高空舱，以适应先进航空发动机研发的高空试验需求，其设备规模和试验能力仅次于美国，是欧洲最大的航空发动机试验基地。另外，英、法等国也有较为完备的高空模拟能力。不仅如此，日本、韩国和印度等国，随着经济实力的提升和发动机的自主研发，也于上世纪末和本世纪初开始建高空台。这些国家在不断提升高空台硬件能力的同时，更加大对高空模拟试验技术的研究。一方面探索新的试验与测试方法，开发新的试验科目，广泛使用和融入数值仿真技术；另一方面优化资源整合，比如美国于20世纪90年代将主要的高空模拟试验基地归入阿诺德工程发展中心（AEDC），使其高空模拟设备能力和技术水平遥居世界第一。总体上说，高空模拟试验技术，已从单纯追求发动机性能的高空性能试验、功能试验阶段，发展到追求综合高性能航空发动机的性能功能试验、适用性试验、耐久性试验、数字化与仿真试验、自动化与智能化试验等。

2.2我国高空台发展现状

我国于1965年开始高空模拟试验基地的自主建设工作，于1995年竣工并投入使用。我国高空模拟试验基地占地400亩、总装机功率220MW，其设备能力与水平居亚洲第一、世界第五。当前有4个高空舱，其直径分别为3.7m、3.0m、3.0m和2.0m，可承担海平面标准大气静止条件下空气流量120kg/s的涡喷、涡扇、涡轴、涡桨发动机的高空模拟试验，主要包括：高空校准试验、性能试验、功能试验、功率/推力瞬变试验、加力通/断试验、进气压力畸变试验、空中起动试验、高空风车特性试验、进气加温加压试验、高原/高温/低温起动试验等。高空模拟试验技术的研究与发展，源于发动机的研发需求。我国十分重视高空模拟试验与测试方法的研究，尤其是自1997年成立航空发动机高空模拟航空科技重点实验室以来，高空模拟试验技术的水平有了显著的提升，建立并完善了涡喷发动机高空模拟试验规范，解决了涡轴发动机和大流量收扩喷管涡扇发动机高空模拟试验的关键技术难题。我国当前的高空模拟技术研究主要在性能/功能试验和适用性试验技术方面，与美、俄的同类技术相比还有差距。

3我国高空台与高空模拟技术的发展方向

随着我国的航空发动机由测绘仿制向自主研制的转变，尤其是由航空大国向航空强国的转变，以及航空发动机重大科技专项的设立工作顺利推进，对高空模拟试验的技术和能力提出了新的要求，也为高空台的发展创造了新的机遇。

3.1我国高空台的发展要求

为适应国内发动机研究的整机试验条件保障需求，急需开展以下几方面的高空台能力的建设工作：涡喷、涡扇发动机高空模拟试验能力建设；涡轴、涡桨发动机高空模拟试验能力建设；大涵道比发动机高空模拟试验能力建设；自由射流试验能力建设；组合动力发动机高空模拟试验能力建设；航空发动机气动稳定性综合评定试验能力建设；加力燃烧室/主燃烧室高空模拟试验能力建设；辅助动力以及其他附件高空模拟试验能力建设。通过上述高空台能力的综合评估与建设，形成配套国内航空发动机与邻近空间飞行器动力自主研发需要的高空模拟设备，打造国际知名、世界一流的我国高空模拟试验基地。

3.2我国高空模拟技术的发展方向

航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，经过15年的建设和发展，突破了多项高空模拟试验关键技术，形成了一系列较为成熟的高空模拟试验方法、测试方法与数据处理评定方法。为更好地适应当前国内航空发动机蓬勃发展和向航空强国发展的发动机高空模拟试验需要，迫切需要加大和深化以下几方面的高空台能力研究与建设工作。1）高空台飞行环境模拟技术高空台进气压力/温度模拟技术；高空台排气环境模拟技术；高原、高温、低温起动环境模拟技术；进气畸变及其他特殊要求使用条件模拟技术；自由射流高空模拟试验技术。2）高空模拟试验测试计量技术推力/功率测量与校准技术；燃油流量测量与校准技术；空气流量测量与校准技术；动温/动压测量与校准技术。3）发动机试验评定与仿真技术发动机性能试验评定技术；发动机功能试验评定技术；发动机与高空台建模与数值仿真技术；地面台、高空台、飞行台相关性。4）进气道/发动机匹配试验技术进气压力畸变试验与评定技术；进气温度畸变试验与评定技术；进气温度-压力组合畸变试验与评定技术；进气道与发动机联合试验技术；降稳因子分析与试验验证技术。通过对上述高空模拟试验关键技术的研究，形成配套国内航空动力高空模拟试验的技术和方法体系，可为国内先进航空动力的自主研发提供技术条件保障与支持。

4结束语

航空发动机固有的高复杂性和风险性，加之飞机战技指标不断提高，使得先进航空发动机研制仍然离不开大量试验的支持，高空台和高空模拟试验已成为当今航空发动机自主研制必不可少的重要手段和工具，并在一定程度上反映和决定着航空发动机的研制水平。为此，要真正突破飞机“心脏病”这个瓶颈，切实做好航空发动机的坚强后盾与技术后方，必须加强高空模拟试验能力建设和高空模拟试验技术研究，为我国在役、在研和预研发动机试验提供完备的技术支持。

航空发动机论文:航空发动机健康监管科技发展以及走势

1发动机介绍

据国际民航组织统计，在1988—1993年的6年间，由于发动机起火、发动机叶片出现故障、发动机脱离机翼等而发生的飞行事故多达34起。及时地监测和诊断系统故障可以有效避免事故的发生，以保证飞机的飞行平安。

本文围绕发动机健康管理，从故障诊断、故障猜测、性能评估和状态监控4个方面，阐述了航空发动机健康管理技术发展的目前状况和趋向。

2故障诊断技术

航空发动机故障诊断技术的发展经历了3个阶段。目前所处的智能诊断阶段，以知识处理为核心，信号处理、建模处理和知识处理相融合。随着计算机、人工智能技术的发展，各种诊断算法得到了深入探究和广泛应用。

2．1遗传算法

航空发动机结构复杂、工作条件多变，故障机理和故障原因复杂，故障和征兆之间没有明显关系，各类故障的特征参数也不完全相同。采用数学解析方法和试验方法有时无法解决某些新问题。而遗传算法具有较高的并行处理信息和求解非线性新问题的能力，能够解决在寻优过程中轻易碰到的局部极小值新问题。

基于遗传算法的故障诊断技术通常采用概率因果模型得到发动机故障征兆和故障成因之间的关系，然后通过在遗传过程中所采用的选择、交叉、变异等自然选择方式，实现对发动机故障的分类和诊断，可以缩短诊断时间、提高诊断效率、减少运算量，在复杂故障诊断中具有良好的应用前景。

2．2小波分析和支持向量机技术

小波分析是1种先进的非线性分析方法，是通过比较在分解小波后的不同频带内信号盒维数的大小及其变化，来反映信号的不规则度和复杂度，刻画信号的非平稳性。航空发动机在发生故障时，常出现非线性等动力学特性，振动信号具有非平稳性。因此，小波分析可以有效地解决航空发动机故障诊断中的振动新问题。

支持向量机技术是专门针对小样本条件下的机器学习新问题而建立的新型学习机制，能有效解决小样本、高维数据和非线性新问题，可以消除由样本数目不足带来的过学习新问题，克服了神经网络中的合理结构难以确定和存在局部极小点的缺陷，具有较强的泛化能力和抗干扰能力。航空发动机各类故障样本通常难以获得，属于小样本、非线性新问题，因此，支持向量机技术在故障分类和状态识别中得到了有效应用引。

2．3粗糙集理论

在发动机故障诊断中，经常要处理高维的海量数据，同时会碰到先验性知识不能满足发动机诊断要求等新问题。概率论和模糊集等方法对此无能为力；而粗糙集理论可以解决这些新问题。

3故障猜测技术

3．1神经网络猜测技术

人工神经网络具有逼近任意非线性函数的能力和较强的泛化能力，在多变量猜测领域显示出了巨大的潜力和突出的优势。如猜测发动机复杂磨损的趋向，充分考虑多种因素(加油、补油、换油和非等间隔等)，在实施多变量猜测方案时，采用神经网络建立多变量猜测模型，能够解决非等间隔的受加油因素影响的油样分析数据的建模和猜测新问题。

3．2时序分析猜测技术

时序分析理论是对1个平稳的时间序列，通过建立线性时序模型，以测量数据和偏离量为基础，进行多次拟合以确定加权系数，代人线性时序模型，进而进行猜测。影响航空发动机滑油成分含量的因素很多，包括发动机使用时问、取样时发动机的状态、发动机的磁堵、发动机的维修状况、滑油的更换等。因此，可以采用时序分析理论，根据已有历史数据，建立线性时序模型来猜测滑油成分含量，并和实际测量数据进行比较，从而确定是否需要维护发动机。

4性能评估技术

4．1粗糙集综合评估技术

发动机被监测参数较多，各参数所反映的发动机性能重要程度无法确切得知，因此很难合理确定各参数的权重系数。可以用粗糙集理论中属性的重要性来确定发动机各项参评性能因素的综合评判权重系数，最后进行权值化处理，得到各参评发动机性能参数的权值。该方法有效克服了传统定权方法的主观性，使评价结果更具客观性，提高了综合评判的准确性和有效性。

4．2层次分析(AHP)评估技术

发动机健康评估属于多目标决策新问题，需要运用系统工程理论的综合评估法。层次分析法是1种灵活、简便的多目标、多准则的决策分析方法。它将定量和定性分析相结合，把1个复杂的新问题按一定原则分而治之；根据新问题的性质和总目标，将新问题分解为不同的组成因素，并按照因素间的相互影响以及隶属关系，将各因素按不同层次组合，建立递阶层次结构模型。最终把系统分析归结为最低层(如指标层)相对于最高层(目标层)的相对重要性权值的确定或相对优劣的排序新问题，从而为决策方案的选择提供依据。

4．3多元联合熵评估技术

多元联合熵变是1个状态函数，只要系统状态一定，相应熵值就可确定。由于发动机系统和外界的能量交换不为零，加之各子系统的无序性，因此系统总熵的增减可以预示演变方向是良性的还是恶性的。通过计算发动机的熵值来判定发动机的性能状态，从而达到评估的目的。采用该理论对发动机的性能进行分析，其变化规律和浴盆曲线非常相似引。

4．4卡尔曼滤波评估技术

卡尔曼滤波器作为1种参数估计方法被广泛应用于发动机性能评估中。它通过含有测量噪声的发动机可测输出偏差量，估计性能蜕化量。卡尔曼滤波器在无传感器测量偏差时能准确诊断发动机的性能。但是，假如传感器存在测量偏差，仅仅依靠卡尔曼滤波器就无法得到正确的诊断结果。该技术经常和遗传算法等相结合，通过优化计算找出存在测量偏差的传感器，确定其偏差，并最终消除测量偏差对性能评估的影响。

5状态监控技术

开展发动机状态监控，可做到对故障早期发现、早期诊断和早期排除。发动机状态监测技术在对寿命、振动、性能的状态监测中得到了广泛应用。

5．1神经网络监控技术

在实际工作中，对发动机气动热力参数的监视是发动机状态监视的重点。通过对这些参数未来值的猜测，可以了解发动机性能衰退及故障情况。过程神经网络在解决这类新问题时具有独特的优势，在发动机状态监视的起动热力参数猜测中得到了应用，并取得了很好的效果。

5．2基于混沌理论和遗传算法的监控技术

利用混沌变量所具有的特征，可以将混沌状态的变量引人航空发动机各参数权值的寻优方式中。利用遗传算法和发动机实际工作(正常和故障时)数据，能够自动生成发动机各被监测参数的权系数，也可得到表征发动机性能的综合指数值。

6远程诊断和监控技术

航空发动机远程诊断系统是全球信息化的产物，也是航空发动机故障诊断领域的一个重要发展方向。系统能缩短收集设备状态、故障信息和诊断排故的时间，能有效地提高故障诊断的效率和精度，有利于航空公司的飞行管理，提高发动机维护水平和运行经济性。

在国内，南京航空航天大学、装备指挥技术学院、海军航空工程大学等在此方面进行了的探究。南京航空航天大学探究了发动机远程故障诊断的关键技术，提出了发动机远程故障诊断的体系结构，给出了诊断设备网络化设计的COM组件技术、远程故障诊断专家系统和协同诊断工作环境的技术方案。采用COM组件技术和网络数据库技术，实现了在Web服务器上进行知识的存储和推理。如图1所示。还于2001年，提出了基于WEB的航空发动机故障远程诊断的C／S和B／S模式下的系统模型，将WWW信息检索技术、数据库技术和故障诊断技术相结合，跨地域地将发动机使用单位及基层技术部门、生产厂商、管理部门、科研院所以及航空维修企业组织起来，共享诊断专家知识和各种专用监测诊断设备。其关键技术主要包括：基于Intemet的跨地域远程协作架构技术、网络环境下的诊断技术、计算机协同工作技术、中心站点及企业站点开放平台的保障技术、共享信息的标准化和规范化技术等。

装备指挥技术学院于2003年提出了以故障智能诊断和维修中心为核心的三位一体的广域维修保障体系。

海军航空工程大学开发的基于Intemet和www的远程诊断系统，主要由分布于各地的航空发动机监测现场、局域网Intranet和Intemet、远程诊断中心和各诊断专家组成。系统主要完成发动机状态的在线监测、离线监测、大量信息数据的处理和传输，并完成诊断请求和反馈诊断结果。

但是，目前提出和开发的远程诊断系统大多数还只停留在试验室探究阶段，还存在以下的新问题：

(1)将ACARS的飞行中无线传输信息用于实时故障诊断；

(2)基于CORBA的并行远程故障诊断专家系统技术；

(3)将知识挖掘技术应用于远程故障诊断专家系统，完善知识库。

7发动机健康管理技术发展趋向

7．1粗糙集诊断技术

反映发动机性能的大部分参数具有模糊性和连续性，而粗糙集只能解决离散的数据新问题，因此和其他理论和方法相结合是粗糙集诊断技术发展的趋向。

7．2故障猜测技术

故障猜测技术探究需要解决的新问题提前猜测故障发生的部位和等级以及发生的时问，在故障发生之前就排除。

7．3引入基于网格技术的分布式维修环境

网格技术的探究始于20世纪9O年代，是新1代信息处理设施，如图2所示。

网格的最大优点在于能够实现资源共享和人员协作。这一明显优点使得越来越多的系统尝试使用网格技术来构建所需的分布式环境。RR公司等单位和团体正在探究基于网格技术的分布式飞行器维护环境(DAME)，这是1个应用网格技术解决飞行器发动机故障诊断、预告和维护的示范项目。

7．4远程诊断和监测技术实现实用化

发动机远程诊断和监测技术实用化是实现实时诊断、监测的必然要求，具体表现在：(1)现场采集结果需要进行进一步的分析；(2)小公司需要借助大公司的技术资源；(3)需要借助专家的经验；(4)需要得到发动机或有关零部件厂商的技术支持。

8结束语

发动机的健康是保证飞机飞行平安和机队按时出勤的根本条件。随着人们对航空平安关注程度的日益增强以及计算机技术的飞速发展，发动机健康管理的新技术、新方法取得了较大的进展。