發布時間：2022-05-17 10:55:01
開篇：寫作不僅是一種記錄，更是一種創造，它讓我們能夠捕捉那些稍縱即逝的靈感，將它們永久地定格在紙上。下面是小編精心整理的1篇航空發動機論文，希望這些內容能成為您創作過程中的良師益友，陪伴您不斷探索和進步。
一、多媒體教學之優勢
航空發動機強度計算作為專業必修課，從航空發動機中抽象出葉片、盤等結構，建立模型，開展結構的應力計算和強度分析，較為艱澀、枯燥，采用傳統的板書教學模式，教師對于說明復雜的零部件結構和受載形式往往力不從心，此外，傳統的教學方法還受到課堂板書時間、教學語言、課堂紀律等不利因素影響，從而影響學生聽課的積極性，教學的進度和教學的質量。與板書教學相比，教師使用多媒體課件時，學生往往會表現出較大的興趣。據有關調查統計，同樣的內容，視聽結合記憶效果比只憑看提高40%，多媒體教學正是實現視聽結合的有效手段。因此，在發動機強度計算的教學過程中，采取多媒體輔助教學可以達到提高教學效率、吸引學生專注度、加深學生理解力等積極的作用。多媒體教學是指通過計算機把多媒體的符號、文字、公式、圖像、聲音、動畫等各個要素按教學要求進行有機組合，并采用投影屏幕的形式顯示出來，結合教師的講解和引導達到合理教學過程的目的。多媒體教案與傳統書面教案相比，更加美觀、生動。對于發動機強度計算這類具有內容抽象而又復雜的課程，具有明顯的教學效果。多媒體教學與傳統教學方式相比具有以下優點。
1.多媒體教學具有生動、形象、具體可感的特點，可以解決板書不易表達的內容，抽象問題直觀化，創建生動的表象。
2.多媒體教學集聲音、影響、圖片、文字、動畫于一體，能夠充分調動學生的感官系統，極大提高學生的課堂學習興趣和專注度，激發學生學習的主動性，活躍課堂氣氛。
3.多媒體教學具有知識容量大、信息量多等特點，提高單位時間授課信息量，有利于學生拓寬知識視野。
4.多媒體教學事先組織好的教學內容，有利于節約教師板書時間，使得教師更加靈活地控制教學節奏、設計教學過程、提高教學效率，同時降低教師上課的強度，避免重復板書這種機械的體力勞動。
二、多媒體教學的注意事項
隨著微機和多媒體技術的發展和普及，多媒體教學正逐步取代傳統的教學方式，有數據統計顯示高等教育80%以上的老師已經視多媒體為必不可少的教學工具。然而，多媒體教學只是一種教學手段，如何合理地使用多媒體技術提高教學質量一直是眾多教師所關注的重點。
（一）多媒體教學具有眾多優勢，但是使用不當，會存在以下問題
1.教師過多依賴多媒體教件，照本宣科，忽略課前備課，對講課內容不熟悉。多媒體課件中已經事先設計好講課的文字、圖片和公式等內容，容易導致教師輕視課前備課，導致在課堂上對所講授內容不熟悉。
2.采用他人多媒體課件，生搬硬套，缺少教師作為教學主體對課程的思考?，F在多數課程都采用了多媒體課件，教師也可能通過很多途徑獲得相關課程的多媒體課件，直接使用他人課件就可能導致教師缺乏對所授課程的積極思考和講課方式的精心設計。
3.多媒體教件成為教師講解演示的工具，缺少師生之間的互動，會導致學生過于被動地接受知識，甚至缺乏學習的興趣。
4.多媒體教件華而不實，分散學生注意力。多媒體教件可以穿插聲音、影像、圖片，建立一個豐富多彩的立體課堂。但是，多媒體教件也同時可能存在過度使用聲、光、影，從而沖淡教學的主要內容，同時分散同學的注意力。
5.多媒體教件的優點之一是知識容量大、信息量多，然而使用不當也會使得這一優點變成缺點。單頁信息量大，重點不突出，也可能導致授課速度過快的缺點。
（二）教師在多媒體教學的過程中，有必要注意以下幾點，才能更好地發揮多媒體教學的優勢
1.使用多媒體課件，應在課前對多媒體課件和教材充分熟悉，對內容了然于胸，并合理板書，引起學生積極性，發揮教師在教學過程中的主導作用。
2.多媒體課件中，注意課程內容的貫穿和表達。多媒體課件的內容安排要站在學生的角度來思考，每幅畫面的出現要符合學生的學習思維習慣。如：逐條顯示畫面的信息，做好前后承接，圖形配以一定的關鍵文字進行說明，公式的推導要像寫板書一樣逐條出現。
3.教師和學生同為主體，互動教學。避免教師在上面不停地講，學生在下面沉默地聽。在多媒體課件設計過程中，要實現分步提示，要適時地拋出問題，引導學生跟著教師的思路走，引導和指導學生主動學習，對學生的疑難問題及時反饋、及時解決。
4.畫面簡潔，只顯示相關信息。要重視心理學中的有意注意和無意注意規律，減少在課件中與教學內容無關系的圖像、音樂、動畫等，否則會使學生把更多的無意注意放在畫面和音樂上，無法專心于真正需要他們關注的教學內容，教學效果大打折扣。因此，不要在多媒體課件上使用不必要的圖像或動畫裝飾。
5.課件上的信息要簡單、準確、明了，突出重點，避免把整段文字搬上屏幕，導致學生來不及看，引起厭煩情緒。講課注意節奏，快慢結合，對于內容簡單的要加快節奏，重點、難點要慢講，從而加深學生對所學知識的理解與消化。由此可見，雖然多媒體教學有著傳統教學不可比擬的優點，合理運用多媒體手段可以提高教學效果，但是多媒體教學并非是改善教學效果的唯一途徑和手段，不能因為其優點而完全拋棄板書等傳統教學手段。更為理智的做法是針對不同的教學內容，采取與之相應的教學手段，綜合利用各種教學方式，取長補短，相輔相成，從而達到提高教學效果的最終目的。
三、《航空發動機強度計算》課程中多媒體教學與傳統教學相結合
雖然多媒體教學具有傳統教學所不具備的種種優點，但是多媒體也存在著不少弊端。在教學過程中，不能獨重多媒體，應該根據課程的類型、章節的內容，選擇合適的教學方法，將傳統教學方法和多媒體教學方法有機地融合起來，揚長避短，達到更好的教學效果。航空發動機強度計算這門課程，具有理論性、實踐性、綜合性都很強的特點，由于研究對象結構、載荷復雜，力學分析概念抽象，公式推導繁復復雜，如果只是依靠多媒體教學方法，向學生“填鴨式”地傳授知識，而不注重學生的反映和接受程度，導致學生感受不到刺激和興奮，不利于創新能力的培養。因此，針對航空發動機強度計算這門課程，從具體的發動機結構抽象到計算模型時，就應該充分發揮多媒體教學方式的長處，給出足夠的實際結構圖片資料，加深學生對實際結構的理解，以便于下一步建立計算模型。建立計算模型之后，具體的計算公式的推導，可以采取多媒體課件分步驟展示的方法，按推導步驟依次展示推導過程。在公式推導的過程中，教師可以根據學生在課堂中接受情況進行板書輔助，以加深學生的印象，促進理解。同時，在教學過程中教師在使用多媒體教學過程中有時會突然而至的靈感，卻往往無法立刻加到多媒體課件中，這時板書就能起到很好的輔助作用，而且在板書的過程中，教師往往能夠帶領學生一起思考，起到多媒體課件難以達到的效果。在進行板書的過程中，要充分提高板書表現的藝術性，從而調動學生的視覺和思維興趣，比如主要板書顏色的選擇，注意多選擇鮮艷的顏色，更能吸引學生的注意力；在色彩搭配上也可以進行選擇，做到重要內容和次要內容顏色不同，概念和應用不同。其次，字跡清晰，現在很多老師經常提筆忘字，而且字跡潦草，自然不能吸引學生；最后，板書時要做到圖表、字符規范，這樣才能起到教師的表率作用。在強度分析結果的講解過程中，涉及到結構的應力分布、變形和破壞過程的講解，則應充分發揮多媒體教學的長處，采用圖片和動畫等手段，實現圖文并茂的演示和講解，加深學生的印象，形成較為深刻的直觀認識。
作者:徐穎單位:南京航空航天大學
《航空精密制造技術》2017年第1期
【摘要】航空發動機喘振是一種特殊情況，對飛機的正常飛行危害性極大。因此，需要加強航空發動機喘振問題的分析研究，尋求合理的解決對策排除故障。本文主要分析喘振對發動機性能帶來的影響，從多種角度來探究發動機喘振現象出現的主要原因，可能對飛機帶來的影響和危害，通過提升發動機喘振監控，盡可能避免喘振現象出現，確保發動機正常運行。
【關鍵詞】航空;發動機;喘振;氣流分離
喘振是一種航空發動機在使用中較為特殊的情況，當發動機嚴重偏離設計工作狀態，壓氣機前后流通能力不匹配時就會出現葉片邊界的流動分離現象，甚至轉變為旋轉失速直至喘振狀態。壓氣機存在兩種形式的失速:一種為單個葉片失速，另一種為旋轉失速。最常見的是旋轉失速，這種失速由某些只包含少量葉片失速槽道形成的區域組成，并且沿著轉子的絕對轉動方向以小于轉子的轉速轉動。軸流壓氣機發生旋轉失速之前往往先出現轉子葉尖失速。失速可以是突發的，也可以是漸進的，可以有多個失速氣團，這些氣團可能覆蓋部分或全部葉高，而且一個失速氣團可能覆蓋多個葉片。喘振就是全部壓縮系統不穩定并且在此期間通過整個壓氣機的平均流量發生脈動的流動狀態。喘振這種特殊情況的出現，表明發動機工作狀態發生波動，氣流時斷時續，內部壓力明顯增加。如果飛機在正常飛行中，發動機出現喘振現象，燃氣溫度迅速升高，發動機轉速下降，嚴重情況下可能導致發動機停止運行。
1喘振機理分析
對航空發動機喘振的研究是通過在發動機上安裝傳感器，來獲取發動機運行時的相關信號，并分析信號的特征參數，判斷發動機是否發生喘振。通常選取風扇及壓氣機出口總壓作為喘振檢測的征兆信號。當風扇發生喘振時，風扇出口和壓氣機出口總壓下降，排氣溫度急劇上升，推力迅速下降，發動機轉速下降。當壓氣機發生喘振時，風扇出口總壓上升，壓氣機出口總壓下降。由于喘振特征明顯，通常采用限制值判斷對喘振進行在線監控，將轉速、各傳感器測點脈動壓力值實時錄入相應軟件，實現對喘振的快速有效判斷。
2發動機穩定性研究
當前在發動機設計中，關于喘振的研究主要集中在喘振裕度和流場研究中，其中喘振裕度是對喘振發生可能性的衡量標準，是影響發動機能否穩定工作的關鍵因素。在設計階段，設計工作中的指導思想則是通過合理的設計來提高喘振裕度。通過計算流體力學方法研究可調靜子葉片對壓氣機部分轉速下喘振裕度的影響，選取最優可調靜子葉片安裝角，使喘振裕度最大化。
3喘振預防措施
為避免喘振現象發生，應做好防喘和消喘工作。防喘最常用的方法有壓氣機放氣和可調進口導葉。自噴氣發動機問世以來，壓氣機放氣一直是在發動機起動和加速期間避免發生喘振的最經常采用的辦法。放氣位置可設在壓氣機出口或在中間級的位置。可調進口導葉通過減小進氣攻角使喘振線移動，在低攻角下喘振發生于較低的流量系數值。其他防喘方法還有可調靜子及改變轉子葉片的安裝角。消喘系統增加了壓氣機不穩定工作的信號檢測裝置，當發動機發生喘振時，綜合調節器通過傳遞來的電信號，減小進氣道流通面積，切斷主燃燒室的供油，使導流葉片轉動，迅速消除喘振。消喘系統在部件實驗上已經取得了相當大的成功，可以預見，消喘系統將在發動機整機試驗中廣泛應用。
4結論
航空發動機喘振是關系到發動機能否穩定工作的重要因素，嚴重影響飛行安全，為避免安全事故的出現，應著重對發動機結構優化設計，選擇合理的控制對策，避免發動機喘振現象出現。隨著消喘技術的深入研究和應用，航空發動機的喘振問題將會得到很好的解決。
作者：劉卓 單位：中國航發沈陽發動機研究所
摘要：工作分解結構（WBS）是項目任務分工、資源配置、進度計劃編制及風險控制等工作開展的前提。工作分解結構的形成過程就是把項目目標和任務分解成較小的、能夠管理的組成部分。文章分析了WBS在航空發動機研制中的應用，結合民用航空發動機驗證機研制流程，定義了WBS分解模型，給出了基于產品結構樹的WBS結構表達，建立了WBS構建流程。
關鍵詞：工作分解結構；航空發動機；研制流程；信息化；驗證機
工作分解結構是以最終可交付成果為導向的工作目標/任務層級分解，用于確定項目工作范圍、項目全生命周期內所有技術間的接口關系以及項目技術狀態基線，是項目計劃、成本、預算、質量、人力資源、溝通和風險分析的基礎。它可以將研制工作分解為一系列相對獨立、內容單一、易于管控的工作單元，能把各工作單元在研制中的地位與構成直觀地表示出來，是研制計劃編制的基礎和依據。早在20世紀80年代中期，美國國防部就已經將WBS應用于許多國防項目上，并成為了項目管理的“標準語言”，WBS可以說是工程項目管理的起點，在復雜產品研制中得到了廣泛的應用。2016年，國家十三五規劃將航空發動機列入百大工程之首，這表明國家對航空發動機的重視。劉大響院士說，從狹義上講，航空發動機是飛機的動力裝置；從廣義上講，它也是國家航空產業乃至整個制造業的助推器。此外，國際航空動力的發展也對我國航空發動機設計技術提出了更高的要求，鑒于航空發動機研制的高技術性、高復雜性，驗證機研制應運而生。驗證機指產品在工程研制立項之前，用于驗證功能、性能、總體方案可行性、各部件/系統的匹配性以及初步的耐久性和可靠性等而開發的試驗研究性發動機。文章以驗證機研制項目研制工作內容為對象，結合驗證機研制特點，提出基于PBS的WBS層次關系分解模型，探索其分解方法、編碼規則、表達方式和構建流程，并在此基礎上引入信息化手段，這對于促進研制項目科學高效管理、降低研制風險具有重要意義。
1工作分解結構的作用
工作分解結構是項目管理工作的基礎及優秀內容，它將項目工作按照一定的邏輯關系自上而下逐級分解為工作單元、工作包、工作作業（活動），它清晰地定義了項目工作的全貌，描述了項目工作內容，工作分解結構每向下分解一級就意味著對項目工作更詳細的定義。一般當工作分解結構分解至工作包層面時，項目經理便可針對工作包安排進度、估算成本和實施監控，從而實現對項目工作的規劃、管理和控制。當工作分解結構分解至工作作業（活動）層面時，項目一線人員便可針對活動安排每天的工作事項，可以有計劃地實現項目工作包的執行。
2工作分解結構構建過程中的難點
如前所述，工作越向下分解，項目經理對工作的規劃管理和執行控制就越有力，然而，顆粒度過細的分解又會帶來新的問題，它會造成管理成本的增加、資源利用率低以及工作效率降低。如何合理確定工作分解的顆粒度（即工作包的大小），是工作分解過程中應該關注的重要問題。在項目管理過程中，往往傾向于通過項目的關鍵節點（即里程碑節點）來控制整個研發過程，對交付物的管控也主要是通過對各里程碑節點的交付物進行管理，對項目全生命周期的控制主要體現為對工作包結果的管控。而沒有對節點前各工作包之間的輸入輸出關系進行有效管理和控制，往往會出現項目管理單位對項目的管控力度不及工作包所屬責任單位的管控力度的問題。這就造成了項目管理過程中存在各責任單位僅關心所屬工作包任務，各工作包之間的匹配協調得不到有效解決，無法實現對項目全生命周期管理，無法及時有效識別風險，進而影響整個項目的進程。航空發動機驗證機研制屬于大型復雜項目，國家投入巨大，國際上一般采用主承制商—供應商管理模式進行項目管控，涉及國內外供應商眾多，如何通過工作結構分解實現對項目全生命周期管理，并有效控制項目風險，對航空發動機驗證機研制項目管理來說具有重大的意義。此外，工作分解存在遺漏、工作分解結構編制無規范、編制效率低下也是工作分解結構構建過程中經常發生的問題。文章將結合驗證機研制流程，針對如何合理確定工作分解顆粒度和如何通過工作分解實現對項目全生命周期管理，淺析工作分解的流程及關鍵點，并結合信息化管理，以期更好地發揮工作分解結構在驗證機研制項目管理中的作用。
3驗證機研制WBS分解及關鍵點
3.1驗證機研制階段劃分
驗證機研制分為需求分析和定義、概念設計、初步設計、詳細設計以及制造和試驗驗證五個階段。驗證機研制各階段可以定義為里程碑節點，各階段交付物即為里程碑節點交付物。以驗證機設計工作為例，各階段的主要交付物可以細分為需求文檔和設計定義文檔兩大類。需求文檔體現所有利益相關方對驗證機研制項目的需求，可分為內部要求和外部要求。內部要求主要來自已有基礎和經驗以及公司的發展規劃等；外部要求主要來自客戶（市場）、政府、適航規章及相關法律法規等。設計定義文檔是根據需求文檔進行相應的科研工作后得到的驗證機各層次上的研制結果（例如設計報告等）。在各個階段內部，各個層面上的需求文檔和設計定義文檔都需要進行對比，以確定研制結果能夠滿足各方要求。在各研制階段間，前一個階段的輸出結果往往會對下一個階段設計工作的開展產生影響。
3.2驗證機研制各階段要素及WBS編制流程
驗證機研制程序中明確驗證機各階段要素有關鍵輸入、工作內容和輸出三部分，創建工作分解結構同樣需明確項目的輸入（項目范圍說明書、需求文件和過程資源）、分解工具與技術和輸出，經比對分析，建立了驗證機各階段要素同工作分解結構創建所需要素之間的對應關系。在介紹了研制各階段要素同WBS創建要素的關系之后，現對WBS創建過程進行詳細描述，后通過各要素之間的關系映射，分析如何建立基于驗證機研制各階段要素的WBS，以期能完整分解驗證機研制項目各階段任務。
3.3基于驗證機研制流程（研制各階段要素）的WBS分解結構
復雜產品的研制一般會劃分為若干個具有里程碑意義的研制階段（以驗證機為例，見圖1所劃分的五個階段），建立以驗證機研制流程為主線、以產品結構樹為輔線的工作分解結構，可以依據研制階段建立邏輯嚴密的輸入輸出關系，從而為計劃的編制奠定基礎。
3.3.1研制階段—WBS映射矩陣。映射矩陣是對項目分解形成的工作包在最終WBS中所呈現狀態（顯示or不顯示）的描述。依據專家經驗，通過對某個研制階段的通用活動進行判斷，確定出該工作包在最終的WBS中是否顯示，呈現狀態用1和0表示，從而形成研制階段—WBS映射矩陣。這項工作必須由項目管理人員（項目管理單位人員）和設計人員（工作包所屬責任單位人員）共同完成，這樣才能確保每個研制階段的工作活動得到充分確認。映射矩陣的形式如表1所示。WBS各工作包之間的關系主要依靠不同研制階段要素同WBS創建所需要素之間的對應關系及產品結構樹來確定，因此建立研制階段的映射矩陣，并在此基礎上借助產品結構樹，就可以通過映射規則快速地將WBS建立起來。
3.3.2驗證機產品結構樹模型。產品結構樹包含了所有實現產品功能的硬件和軟件，以全環燃燒室為例，可分為機匣組件、火焰筒組件、噴嘴組件、點火組件/標準件等部分，各部分又按照零組件進行進一步分解，最后按工作工序分解至可工作的層面。
3.3.3基于研制階段和產品結構樹的工作分解流程：
第一，確定工作分解結構的輸入。（1）確定項目范圍。項目范圍說明詳細描述項目的可交付成果，從研制階段要素同工作分解結構所需要素的對應關系可以看出，本內容即驗證機研制各階段的工作內容，以需求分析和定義階段為例，工作內容為：針對客戶（政府、飛機制造商和航空公司）對驗證機以及大型客機發動機的要求，參考適航規章和已有基礎、經驗，結合公司能力發展規劃，開展驗證機研制需求論證工作，提出驗證機的設計約束和邊界條件，完成項目建議書的編制。經分析，項目范圍為完成驗證機研制需求論證。（2）明確需求文件，梳理項目資源。需求文件描述各種單一需求如何轉化并滿足與項目相關的業務需求。驗證機研制需求分析和定義階段的需求源自客戶的需求，項目資源指國家和公司戰略，所以在需求分析和定義階段，分析航空公司需求、民航局適航規章、國家發展戰略及公司發展規劃，是明確需求文件，并將其轉化為項目業務需求的必要手段，從而建立起WBS約束條件。
第二，選擇工作分解形式。工作分解可以根據項目特點采用不同分解形式，比如：可以把項目各研制階段作為分解的第一層；可以把項目主要交付成果作為分解的第一層；也可以按PBS，把產品主要組成部分作為分解的第一層；還可以把子項目作為分解的第一層等。文章結合驗證機研制特點，將項目研制各階段作為分解的第一層。第二層分解基于研制階段—WBS映射模型分析，確定出在映射矩陣中節點為1的維度，并在WBS中顯性化。第三層分解基于產品結構樹進行分解，最后按照各零件不同的設計活動、加工工序和試驗活動，完成工作包的下一層分解。當將工作包分解至可預算、可分配、可安排進度、可以獨立完成、有明確的交付物時即完成了項目的工作結構分解。此外，在工作分解時，應合理控制每個工作包的顆粒度及各工作包之間顆粒度的均衡。同時，為確保工作分解沒有遺漏，在完成工作結構分解之后，應通過把工作分解結構底層的所有工作逐層向上匯總的方式進行檢查。最后還應檢查各工作包之間的邏輯關系是否合理。工作分解結構一般可以采用列表式、組織結構圖式、魚骨圖式等方式，文章采用組織結構圖示進行表達。
第三，獲得工作分解結構的輸出。通過對項目進行工作分解，將復雜的項目逐步分解為比較簡單的過程（分解至活動、作業），讓原來不可控的一些事情變得清晰可控，同時便于分工、計算經費、計劃制定和構型管理等，并且還應滿足企業設備、技術、人員等資源需求以及項目經費渠道、用戶及市場變化等約束。
4工作分解結構與信息技術的融合
項目的工作結構分解是項目管理和計劃制定的基礎，是制定進度計劃、資源需求計劃、風險管理計劃及計劃變更的依據，同時也是確定項目技術狀態基線的依據。因此，在復雜產品項目管理中，引入信息化手段，提高WBS編制效率，通過管理系統之間的聯合，實現信息共享，資源優化，提高管理效率。為更好地使得工作分解結構與信息技術融合，需做到以下三點：（1）建立工作分解結構碼，對工作分解結構中的每一活動用標準化的標識標記，通過標識唯一確定該活動在工作分解結構中的位置和隸屬關系，便于計算機對WBS進行識別和檢索；（2）引入MSProject等工具作為WBS編制輔助手段，采用縮進式進行編制；（3）對WBS中各屬性進行定義，統一WBS語言。
5結語
全面、徹底的工作分解結構在復雜產品研制過程中具有重要意義。文章基于研制流程，結合產品結構樹，提出了工作分解結構方法。通過驗證機各階段要素同工作分解結構創建所需要素關聯，研制階段—WBS映射規則及產品分解結構，描述了WBS建立流程及關鍵點，并通過WBS與信息化的融合，實現了項目全生命周期管理，提高了項目管理效率。文中所提到的方法在驗證機研制項目及計劃管理中得到了應用，并取得了良好的效果。
作者：高文杰 單位：中國航發商用航空發動機有限責任公司
摘要：本文主要介紹了自動檢測技術在航空發動機方面的應用，以及國內外所涌現的最新理論和最新技術。自動檢測技術是現在各種行業所必需，應用于軍事、工業等過程控制的信號測量等方面，是高科技軍事現代工業實現全面自動化的重要基礎，航空發動機故障診斷技術是實現航空發動機視情維修的重要一環，在航空發動機的設計、生產、使用和維護中起著非常重要的指導作用。
關鍵詞：自動檢測技術；航空發動機；狀態監控；故障診斷
0引言
自動檢測技術的基本任務是獲得有用的信息，檢測流程主要借助測試儀器、測試系統，通過對測試點增加傳感器，從而取得有用的信號來求解系統中問題。檢測技術屬于信息科學，是信息技術的支柱。在航空發動機中，自動檢測技術主要應用在狀態監控和故障診斷方面。
1自動檢測技術在航空發動機狀態監控方面的應用
現代航空發動機采用先進的全權限數字電子控制系統，系統采用分段控制的，以控制發動機不同的工作狀態，比如起動控制器主要控制發動機的起動過程，轉速控制器主要使發動機轉速保持在油門桿所對應的轉速范圍內，這就需要扭矩傳感器為其提供信號；加力控制器控制發動機的加力接通和加力狀態，氣壓高度調節器根據飛行高度的變化修正供油量來保證發動機不富油。這些控制也都需要傳感器為其提供信號與信息，各傳感器接替工作，協同工作。
2自動檢測技術在發動機故障診斷方面的應用
2.1基于信號處理的自動檢測方法
基于信號處理的自動檢測方法主要在故障診斷中使用小波變換分析技術，主要體現在：運用小波變換進行信號分析來診斷故障，包括脈沖響應函數的小波變換檢測信號的突變、利用觀測信號的小波變換進行故障診斷、利用脈沖響應函數的小波變換進行故障診斷、利用小波變換去噪，提取故障特征和利用小波變換分析噪聲特征進行故障診斷；利用小波變換提取故障特征進行故障的分類和識別；利用小波網絡進行故障診斷。
2.2基于模型自動檢測方法
模型就是把表征航空發動機實際系統本質的部分的信息壓縮成有用的描述形式，模型可以模擬實際系統的行為而不用描述其機械結構。航空發動機數學模型應用廣泛，它是控制、故障診斷和預測的基礎。主要包括部件法模型和試驗模型。
2.2.1部件法模型在航空發動機故障診斷中的應用
基于部件法的發動機數學建模是較為常用的一種建模方法。建立發動機非線性數學模型的基本思路是：由已知的發動機各部件的特性，從發動機進口到尾噴管，根據氣動熱力學原理逐一建立氣體流動過程與熱力過程方程；根據發動機流量平衡、壓力平衡和功率平衡等平衡關系，獲得發動機共同工作聯立方程組，通過聯合求解這一非線性動、靜態平衡方程組，進而獲得發動機的各相關截面、各工作狀態的相關參數量值，部件法模型精度高，可用于航空發動機在線診斷和故障征兆的預測，用于預報發動機控制系統的各個變量。
2.2.2試驗法的航空發動機模型在故障診斷中的應用
試驗法是基于發動機試驗數據進行處理，獲取它的特性，從而得到數學模型的方法。該方法不必深入理解發動機的機理，但卻必須擬定合理的試驗以獲取試車數據。通過大量的試驗數據及系統辨識方法獲取模型的技術，得到模型性再通過類比迭代試車曲線使之完全擬合。系統辨識的方法可分為經典類和和現代兩大類。經典辨識方法包括時域法、頻域響應法?，F代辨識方法包括最小二乘法、極大似然法、隨機逼近法、相關辨識法。2.2.3發動機故障診斷專家系統在航空發動機自動檢測方法故障診斷專家系統在航空發動機故障診斷方面已取得了不少的成果，如葉片故障診斷專家系統、磨損故障診斷專家系統。所謂專家系統其實就是一個維護設備，該設備包括知識庫、數據庫、推理機、解釋系統和數據融合系統。
3檢測技術在航空發動機方面的創新
3.1航空發動機性能自動測試技術
實現這種技術應用了模糊處理技術、人工智能、圖形圖像處理技術和抗干擾技術。自動測試技術為適應現代航空發動機性能測試要求，改進目前航空發動機性能測試現狀，對應用模糊集合理論實現發動機狀態模糊識別是這種技術的重點，實踐證實該測試方法狀態識別率高、用人少、精度高,提高了一線部隊機務保障能力。
3.2先進內窺技術與發動機故障檢測內窺技術
多年來一直在航空發動機的維護中發揮著重要的作用，不管是高涵道渦輪風扇發動機還是低涵道的軍用渦扇，其主要組成均為風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪及附件系統。航空發動機工作在高溫、高壓和高轉速的狀態下，因此其故障多發部位也多集中在這三高狀態下的高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪中。發動機的關鍵部件如主氣流通道部件、高壓壓氣機、高、低壓渦輪的各級輪盤及葉片、燃油噴嘴、燃燒室等都是不易拆卸且檢驗可達性較差的零部件，對這些零部件的檢查與監測工作都是通過內窺技術完成的，未來的內窺技術主要體現在先進的軟硬件綜合和集成技術。以及基于物聯網的網絡技術中。因此，內窺技術一直在航空發動機的維護中發揮著重要的作用。
4結論
自動檢測技術的優秀內容是信號的檢測，也就是傳感器的應用，而傳感器是“能夠感受規定的被側量并按一定的規律轉換成可用輸出信號的期間或者裝置”，起著過程檢測信息與轉換信息的重要作用，航空發動機方面更是應用甚廣，從油量的檢測到力矩檢測，再到轉速，再到溫度，壓力，位移等等，都需要傳感器為控制提供相應的信號。所以在航空控制方面傳感器的故障診斷尤為重要。在故障診斷方面，自動檢測技術也發揮著理論上的支持。
作者：呂偉 單位：中航工業西安航空計算技術研究所西安
1煤油動力性能的理論分析
有關二沖程火花點火發動機數值模擬的物理和數學模型參看文獻［6］和［7］。下面對煤油動力性能進行理論分析。煤油動力性能的影響與混合氣的熱值、分子變更系數等因素有關。2．1煤油與汽油理論混合氣的熱值由于燃料在發動機中是以混合氣的形式進行燃燒的，因此混合氣的熱值對發動機動力性能的影響最為直接。混合氣熱值的計算式為:煤油理論混合氣熱值為汽油理論混合氣熱值的98.9%，因此，如果兩種燃料都在理論混合氣下工作，在同樣的條件下以煤油為燃料時動力性能下降1.1%。2．2分子變更系數的影響煤油發動機可以根據分子變更系數研究新燃料對動力性的影響。對于點燃式發動機燃燒前吸入的充量應考慮燃油蒸汽的摩爾數1/mT，燃燒前的混合氣量為燃燒后工質的數量為根據式(9)代入具體值可得汽油燃料替換煤油燃料后循環功比原來增加了0.1144%，由此可見，燃用煤油與燃用汽油相比，分子變更系數稍微增大，因此循環功稍微增大，對發動機的動力性影響不大。
2爆震預測模型
本文爆震預測模型的計算基于DouaudandEyzat公式，計算方程如下:式中，τ為累積時間;T為累積時間積分;P為預先反應速率乘數;ON為辛烷值;p為氣缸瞬時壓力;A為活化能乘數;TU為未燃氣體瞬時溫度;IVC為缸內末端混合氣體壓縮起始角;thkn為爆震開始的曲軸轉角。在GT－Power爆震預測模型中，模型的輸出為爆震指數KI、爆震起始曲軸轉角和爆震強度。爆震強度是指在爆震開始時氣缸內未燃氣體的質量分數。爆震指數定義如下:式中，KI為爆震指數;A為爆震指數乘數;km為爆震開始時缸內未燃混合氣的質量百分比;VTDC為上止點氣缸的體積;VI為爆震時氣缸的體積;Ta為活化溫度(6000K);為等價比。爆震指數KI(或爆震強度km)越大，發動機爆震的傾向越大。
3工作循環數值模型的建立
本文對原型汽油機進行了臺架測試試驗，獲取了標定工況下發動機缸內壓力示功圖、總功率及燃油消耗率等重要試驗數據，為發動機建模及驗證模型準確性提供了基礎。表1為原型汽油機主要技術參數。由于發動機的結構比較復雜，為了便于建模，把發動機結構抽象為缸體、進氣系統和排氣系統3個部分，如圖1所示。本文結合利用GT－Power軟件提供的模型模塊，以及根據實際需要利用用戶自定義模塊功能，建立完整的簧片閥進氣式二沖程火花點火發動機的性能數值計算模型。首先立原型汽油機工作循環整機數值計算模型，通過缸內壓力、總功率及燃油消耗率等指標驗證該模型的精確性，使模型模擬精度達到實際要求。然后在較精確建立原型汽油發動機數值模型的基礎上，對煤油的物性數據進行設置，建立煤油發動機數值模型并進行數值模擬計算。圖2為建立的原型汽油機GT－Power仿真計算模型，空氣自進氣邊界經過濾清器、進氣道、簧片閥進入曲軸箱，再經掃氣道進入氣缸;氣缸內燃燒后的高溫廢氣經過排氣道、排氣管排出到排氣邊界。缸內壓力示功圖是驗證發動機模型正確的重要參考依據，圖3所示為原型汽油發動機標定轉速n=6300r/min下缸內壓力示功圖的數值計算和試驗結果對比曲線，計算值和試驗結果比較吻合，誤差在允許的范圍之內。圖4是發動機數值計算出的有效輸出功率和實測功率的比較曲線，圖5為發動機有效燃油消耗率與轉速的變化曲線。從圖中可以看出在整個轉速范圍內模擬計算結果與試驗實測結果之間的變化規律基本一致?？紤]到在建模過程中使用了各種簡化條件和假設，以及測試儀器本身的測量誤差，計算結果與發動機實際工作狀態之間必然存在一些差異，但相對誤差都在5%以內，表明所建發動機工作循環數值模型能較準確地模擬原型二沖程汽油發動機，滿足后續性能預測及優化的需要，因此，可以應用該模型對發動機的工作過程進行研究及變參數計算。替換航空煤油燃料后，由于燃料的理化特性發生變化，需要對GT－Power數值模型中的噴油燃料模塊進行燃料物性數據的設置。在GT－Power軟件中，燃料的設置主要包括液態燃料及其蒸汽燃料的理化特性。本文使用InjAF－Ra-tioConn燃料噴射模塊為整個發動機數值模型提供燃油噴射，有關燃油噴射參數及燃料物性數據的設置均在InjAF－RatioConn中進行。該模塊需要輸入的參數有空燃比、燃油特性及燃油蒸發比例等。在燃料物性設置完成后進行數值計算，可以分析煤油發動機性能的變化。
4煤油發動機變參數性能及爆震分析
4．1壓縮比壓縮比是影響煤油發動機爆震的一個重要參數。原機壓縮比為9.5，在該值的左右范圍內取適當的值進行研究。在全負荷工況下其它參數不變的情況下，選取［7，11.5］區間段10個不同壓縮比(步長為0.5)進行工作過程模擬計算，研究壓縮比對煤油發動機爆震的影響。從圖6看出，隨著壓縮比的增大，煤油燃料和汽油燃料發動機的爆震指數逐漸增大，并且隨著壓縮比的增大未燃區平均溫度升高，如圖7所示，因此發動機的爆震傾向增大［6］。從圖8和圖9可看出，煤油燃料發生爆震的起始曲軸轉角先于汽油燃料，煤油燃料發生爆震的末端氣體的質量分數大于汽油燃料，由此可見煤油燃料在壓縮比相同的情況下爆震傾向加大。
4．2點火提前角點火提前角對煤油發動機的爆震有著重要的影響。本文點火提前角分別選?。郏?0，－35］區間內的6個點(步長為5deg)進行數值計算，分析不同點火提前角對發動機性能的影響。如圖10所示，隨著點火提前角的增大，兩種燃料發動機的爆震指數逐漸增大，爆震傾向加大。當點火提前角為－30deg時，繼續增大則爆震指數逐漸減小，爆震傾向減小。過大的點火提前角使得火焰中心形成到未燃混合氣自燃所需的時間減小，有使爆震增強的趨勢。隨著點火提前角的繼續增加，缸內壓力曲線上壓力值偏離壓縮曲線到最大燃燒壓力出現的時間減小，即火焰中心形成到正?；鹧鎮鞑サ秸麄€燒室所需的時間減小，有使爆震減小的趨勢。對圖10所示曲線，當點火提前角大于－30deg時前者起決定作用，當點火提前角小于－30deg時后者起決定作用。圖11～圖13曲線表明相同點火提前角時煤油燃料爆震傾向加大。
4．3空燃比發動機的空燃比也會對煤油發動機的爆震產生影響。在全負荷下轉速為6000r/min工況對發動機進行工作過程數值計算，原型機空燃比為14.5，選?。?1.5，16.5］區間段的5個空燃比(步長為0.5)，本文所建數值模型通過變化噴射燃油量來改變空燃比。如圖14中所示，發動機的爆震指數隨著空燃比的增大是先增大后減小，當空燃比在理想空燃比附近時，爆震指數最大，爆震趨勢最強。即混合氣過稀或過濃爆震的趨勢和強度減小。當空燃比在理想空燃比附近時，燃料充分燃燒，使得燃燒溫度提升，而燃燒溫度提高會造成發動機溫度提升，容易爆震。較稀的燃料空氣混合比，即稀混合氣可以起到抑制爆震的作用，這與Gruden等研究的結論相吻合［8］。根據自燃機理分析，引起這種結果的原因主要有兩個［9］:一是混合氣的變稀降低了末端氣體中燃油的濃度，即使在相同的壓力溫度條件下也不會輕易發生自燃;二是燃油的減少使得缸內最高燃燒溫度和壓力降低，從而改善了爆震發生的必要條件。較濃的燃料空氣混合比將使尾氣的自燃點火延遲時間增加，也會使燃燒較不完全，產生的熱量較少，使得燃燒最后的溫度降低，減少爆震的發生，但也導致燃料用量增加，熱效率下降，同時降低發動機的扭矩。從圖15可看出，原型機替換煤油燃料發生爆震時的空燃比小于汽油燃料，在空燃比為11時即開始發生爆震(汽油燃料為12.5)，并且兩種燃料發生爆震的起始曲軸轉角隨著空燃比的增大變化不大，在相同的空燃比時煤油燃料發生爆震的起始曲軸轉角先于汽油燃料。從圖16看出，在空燃比相同的情況下，煤油燃料發生爆震的末端氣體的質量分數大于汽油燃料，由此可見煤油燃料在空燃比相同的情況下比汽油燃料較易發生爆震。
5結論
1)通過改變模型中的壓縮比、空燃比、點火提前角、進氣壓力、進氣溫度等主要工作參數對發動機進行數值計算，分析主要結構參數和調整參數對煤油發動機性能的影響情況，為煤油發動機的參數優化匹配提供依據。2)通過仿真分析表明，所研究汽油發動機替換航空煤油發動機后對發動機性能影響差別不大，但是從安全的角度，燃燒煤油在航空軍事領域意義明顯。圖16發生爆震的末端混合氣質量分數隨空燃比的變化曲線3)替換航空煤油后發動機爆震傾向增大。所以小型沖程汽油發動機燃用航空煤油燃料時爆震特性的研究尤為重要。
作者：陳林林魏民祥單位：聊城大學機械與汽車工程學院南京航空航天大學能源與動力學院
摘要：隨著人們生活水平的提高，交通運輸業也逐漸的發展起來。人們為了追求更高的生活質量，不斷的改進交通運輸的發展。航空運輸作為人們選用最多的交通方式關于航空發動機機械系統技術的分析也得到了人們的普遍的關注。本文基于對航空發動機運行原理的分析，以探求航空運輸業的更好地發展。
關鍵詞：航空；發動機；機械系統
航空發動機機械系統是一個極其復雜的系統，是在多種條件共同作用下產生的。發動機作為整個飛機中最為重要的部分，其整體機械系統的運行對于航空運輸業的發展來說具有相當大的影響。
一、航空運輸
航空作為當前人們出行選擇的最主要的方式，因其自身的優勢受到眾多青睞。航空運輸很少會受到自然條件的限制，在運輸速度上更是所有交通運輸中最快的，并且其收費的標準是根據運輸的距離決定的，因此經濟價值也相對較高。關于航空發動機的機械系統主要由傳動、潤滑、密封和軸承四部分構成，整個運輸系統較為復雜。國內在這一方面的研究相對薄弱，因此在機械設備的安裝、使用及維修方面出現的問題比較得多。為了進一步的解決這一問題，我們將對這四個運行系統進行一一的分析。
二、航空發動機機械系統
（一）傳動系統
傳動系統的研究一直都是航空發動機進一步的發展的關鍵，當前國內的傳動系統整體的發展趨勢是在保證高速、重載的基礎上，之間的減小傳動系統的體積與重量并盡可能地提高使用壽命減少運行成本。國外的傳動系統發展的比較的快速，在齒輪轉動技術的發展之下對于傳動系統的噪音、振動等都有所研究。并通過實驗，可以準確的預測出齒輪的運行壽命，在盡可能保障經濟性能的基礎上滿足各種使用的要求。在十一五計劃的推動下，國內也進一步的擁有了較為先進的設計分析軟件，并且根據不同的型號制定了不同的運行方案和設計準則。
（二）潤滑系統
潤滑系統的設計涉及到許多的邊緣性的難度較大的學科，并且權威的理論比較的少。但隨著航空事業的發展對于潤滑系統有了更高的追求，因此國外的航空公司率先做出了研究，經過數十年的研究取得了部分的成果。關于發動機潤滑系統的防火，驅動等都逐漸的應用到航空發動機中。當然國內也進行了深刻的研究，關于通過新的設計提升通風器分離和滑油泵的工作效率方面，通過減小燃油附件的體積，進一步的減少附件機匣的傳動的齒輪數從而減少發動機機匣外輪廓的尺寸，以實現發動機的高速運轉，達到潤滑系統各個部件的輕量化。
（三）密封技術
密封無論是對于軍用航空還是民用航空的發動機來說都同樣的重要，在現行的密封技術使用之下基本上可以滿足當前的軍用、民用航空發動機的使用。但新一代的航空發動機密封技術則面臨著新的挑戰，為了實現航空事業的迅速發展。要將密封和潤滑的發動機空氣系統結合起來，尤其是注意基礎設施的研究，要實現不同密封件之間的最佳的配對。在發動機性能的提升方面，隨著刷式密封等接觸式氣路密封的大量應用，發動機的效率得到了大大的提升。當前國內已經有專業的公司對其進行生產，并且以初具規模，因此要對刷式密封加以推廣不斷的提高航空發動機的性能。
（四）主軸承軸
在軸承的設計上，大都采用與支撐結構一體化的專用軸承，將軸承與發動機設計到一起在保證軸承的基本功能之上減輕發動機的重量。通過大量的實驗數據分析，對于不同材料的軸承的使用時效進行對比，選取最為合適的材料來進行軸承的制作，通常軸承的運行壽命高于其他設計的運行壽命。在軸承的應用上，發動機的設計聯合軸承的研發，共同的制定了較為完整的軸承使用規范，為整個航空事業的發動機軸承建立了相應的數據庫。雙方技術在不斷的融合當中，在進行設計的過程中充分的考慮工作環境的合理性，減少其他的系統運行帶給軸承的傷害。在對軸承進行設計安裝時要根據設計人員給出的初始條件進行積極地溝通，站在雙方共贏的基礎上將軸承設計的更為合理。在軸承基礎研究上，根據軸承運行中的損傷與再次進行工作的表面殘余應力進行了大量的實驗，通過各種材料的疲勞的使用極限進一步的豐富了軸承應用的理論。并且通過對材料表面的強化，增加軸承的使用強度，方便軸承在滑油污染較為嚴重的條件下，延長其使用壽命。
（五）機械系統研制中的方法
1、注重細節的設計將起樣中的倒角、光度、擰緊力度等都一一的進行規范化的設置。在施工的過程中嚴格按照設計示意圖進行施工，杜絕一切不科學的操作，進一步的完善航空發動機的運行。2、基礎實驗的應用在軸承和齒輪等的供油、軸承的抗污染程度及密封性摩擦實驗等方面要進一步的重視起實驗的數據，不斷的進行數據的積累，實現更加科學化的發動機系統設計。3、專業化的設計機械系統的各個方面有專業的團隊進行操作，面對不同的航空發動機的不同的實際情況，成立相應的研究小組，將發動機運行中的問題進行統一的處理，更好的實現發動機運行的合理化。4、主導性設計將輕量化、簡潔化等要求進行深入的落實，設計部門要在設計時將所有的條件都考慮在內。在進行零部件的制作是要將具體的要求提供給制造廠，將生產的發動機附件的有效率大大的提升。5、集成化發展潤滑系統等與多個零部件之間都存在有聯系，要逐漸的實現一體化的設計。將更多的功能集中到更小的空間內，減輕整個發動機的重量，提高發動機運行的穩定性。6、多種技術的融合航空運輸研究的專家也是其他領域內的王者，一般新的研究項目都是從航空開始的，不斷的細化到各個領域。這就要求在航空技術發展的今天，將更多相關領域的技術都引入到航空發展上，不斷的提高航空發動機技術的專業性。
三、總結
航空發電機的機械系統有許多的子系統構成，涉及的范圍也比較的復雜。在當前的技術發展之下，面臨的既是機遇又是挑戰，我們要從實際出發用數據說話，將航空事業的發展提高到一個新的階段。綜上所述，航空發動機機械系統的設計要更加的注重基礎方面的設計，同時積極地與其他的行業進行學習，將適合航空發展的技術不斷的應用起來，實現航空事業更好的發展。
作者:高奇 單位:東方航空技術有限公司
摘要：進入新世紀以來，多領域技術都得到了巨大的發展，特別是隨著交通運輸業的進步，大型民用飛機開始成為交通運輸的主力軍，因而各國開始更加重視大型飛機的研制，航空業也開始成為衡量一個國家綜合國力的重要標準。而大型飛機研發的重點以及優秀技術便是發動機技術。隨著民用航空業的發展，民用航空飛機優秀技術———發動機技術也發展飛速，其中復材葉片已經逐步在多種民機型號中得以應用。
關鍵詞：民用航空；復合材料；發動機；風扇葉片
過去飛機發動機葉片主要采用金屬以及合金，隨著新材料出現，復合材料開始被應用于航空發動機葉片，與金屬材料相比，其具有低重、低噪、高效的優勢，并且復材葉片數量更少，能夠有效抗震顫、損傷，并且在抗鳥撞性上也更加優越，滿足了現代民航適航需要。因而復材葉片開始受到世界各大發動機廠商的關注，并逐步得以推廣應用。
1復合材料葉片的應用
復材葉片制造技術主要有預浸料/壓模技術和3-DWOVEN/RTM技術。采用預浸料/模壓技術的代表有GE90、GEnx、TRENT1000及TRENTXWB發動機的復合材料風扇葉片，而LEAP-X發動機復合材料風扇葉片采用3D-WOVEN/RTM技術成型。
1.1預浸料/模壓成型葉片
采用該種復材葉片的代表主要有GE90發動機和GEnx發動機（美國GE），此外羅?羅公司也在進行相關研發。（1）GE90發動機。該型號發動機為GE公司上世紀九十年代所研發的特大推力發動機，是國外應用于民航最早使用復材葉片的發動機之一。該發動機復材葉片使用了預浸料/模壓成形技術，葉片從內至外逐漸減薄，葉尖厚度最薄。并且在葉身涂有防腐涂層（聚氨酯），葉背采用一般涂層，前緣包邊采用鈦合金材料，從而提高葉片鳥撞抗性。為防止復合材料在運行中分層，在葉片后緣以及葉尖處采用纖維縫合技術予以加固。葉根榫頭為三角燕尾形，其表面涂有耐磨材料以降低榫頭摩擦系數。GE90所采用的復材葉片為22片，相比較于鈦合金空心葉片，復材葉片質量更輕，強度更高。經過十余年的運行，證明了復合材料風扇葉片適用于具有嚴格要求的商業飛行的需要。（2）GEnx發動機。該發動機所應用的復材葉片材料以及模壓成型工藝，同GE90相比變化不大，在此基礎上GEnx對GE90的復材葉片的結構設計進行了優化。GEnx主要采用了第3代GE復合材料，外形也類似GE90-115B發動機，但由于使用了新一代三元流設計，葉片數減為18片，總質量進一步降低。葉片尖部以及前緣使用鈦合金護套，并在葉片榫根部位，增加了耐磨襯墊，便于后期維護檢修。（3）隨著復合材料在民航發動機中的應用，英國羅?羅公司也開始將目光從鈦合金葉片上轉移到復材葉片。其同GKN集團正共同進行碳纖維增強復材葉片的研發，該葉片同鈦合金葉片同樣薄，并且在量產、成本以及魯棒性上均符合民航發動機標準。目前這種碳纖維風扇葉片已經完成了包括葉片飛出、鳥撞試驗在內的地面試驗。
1.23-DWOVEN/RTM成型復材葉片
對于風扇葉片中等推力發動機提出的強度要求更高，因而Snecma公司在CFM56系列發動機研發中，在LEAP-X中將會應用碳纖維對復合材料進行增強。相比較于GEnx以及GE90，所采用的碳纖維薄層鋪設技術不同，Snecma公司在LEAP發動機葉片的制造中所采用的RTM工藝，是將碳纖維進行預先編制，在樹脂注入以及葉片高壓成型之前，碳纖維便已經成為3-DWOVEN結構。Snecma公司在復材葉片的制造上委托了AEC公司，由于AEC公司生產制造自動化程度相對較高，因而其制備三維編制預制體并完成整個葉片的制造僅需要24小時。同CFM56（CFM公司）發動機相比，LEAP發動機葉片成型采用了3-DWOVEN/RTM技術，前者結構上采用了更多的技術，而后者采用復合材料，有效減輕了發動機重量，提高了燃油效率，降低了排放量和發動機噪聲。目前，LEAP-X發動機已經開始得到中國多種旅客機的關注，未來將會逐步在中國普及推廣。
2復材葉片的發展趨勢
因復合材料的低密度、高比強度、高比剛度，能有效降低油耗、噪音，采用復合材料葉片已成為民用航空發動機的發展趨勢。制約復合材料葉片大規模應用的關鍵因素是預制體制備、復材成型技術等。
2.1預制體制備
復材葉片制造的難點之一是制備預制體。國外常用的預制體制備方法有兩種：一種是選用IM7/8551-7和IM7/M91作為預浸料并采用激光定位手工/自動化成型技術制備，適用于制備大推力、大葉盤直徑渦扇發動機的風扇葉片預制體；另一種是對IM7碳纖維進行預浸漬處理，通過3D-WOVEN/RTM自動化技術成型，主要用于制備小推力渦扇發動機風扇葉片的預制體。以往采用激光定位輔助+手工鋪疊的技術進行預制體制造，而GKN公司開發了自動化絲束鋪放設備（簡稱AFP）可實現預制體的自動化成型。羅?羅公司在研制TNENT系列發動機復合材料風扇葉片時使用了GKN公司的自動化纖維絲束鋪放設備，實現了復材葉片預制體的自動化成型，并運用超聲刀對預制體進行切割。Snecma公司率先提出了無余量預制體成型技術、預制體預變形技術以及高度自動化的預制體制備技術。Snecma公司的3DW/RTM成型風扇葉片預制體技術可降低傳統二維風扇葉片的分層缺陷產生的可能性，讓葉片頂部更薄、根部更厚；經紗連續的變截面成型技術提高預制體的承載能力；采用高壓水射流對預制體進行無余量切割。
2.2成型技術RTM
注射成型以及模壓是目前國際上流行的復材葉片成型技術，雖然兩者在技術上具有一定的差異性，但均可稱為閉模成型技術。渦扇發動機的葉片扭轉大且為雙曲面，其結構形式相對復雜，常規的成型技術無法滿足葉片加工精度，而閉模成型技術的成型精度高，能夠很好的滿足渦扇發動機對于葉片制造的需求，因而其逐步成為目前復材葉片成型的主流技術。隨著技術的逐步發展，目前國外開始利用復合材料模具代替金屬模具，以此保證生產加工中模具和零件能夠保持一致的熱膨脹系數，進而獲得更高的零件尺寸精度。此外，復材葉片成型加工技術開始引入數字仿真模擬技術，從而在技術研究前期對成形工藝進行方向性指導，在研制過程中合理規避風險，縮短研制周期，降低研制成本。
3結束語
復合材料以其優越的特性開始成為民航發動機葉片的主流材料，并且隨著技術的發展，復材發動機葉片的制造效率更高，自動化程度也更先進。在未來高精度、可靠性、一致性會成為復材葉片生產研發的主要方向。我國自主研發的大型民用客機中也開始應用商用發動機，這為我國復材葉片的研發制造提供了一個契機，雖然目前復合材料在我國航空發動機制造中還處于初始應用階段，復材葉片的制造業僅在起步階段，但在我國技術人員的努力下，我國自主研發的應用復材葉片的渦扇發動機必然會在世界航空領域占據一席之地。
作者:廖煥文 單位:上海中航商用航空發動機制造有限責任公司
一、簡要敘述航空發動機設計和研發過程中的質量管理的概念
質量控制在字面上的解釋就是為了保障產品的質量而進行或者實施的一些辦法和活動。質量管理最主要的方式就是對設計研發的結果進行監督和控制，能夠有效的保障設計和研發的結果達到相關行業的標準或者是國家相關的標準，這種方法是提高設計航空發動機的一種切實可行的辦法和途徑。本文闡述的質量管理有一個非常明確的對象，就是航空發動機設計研發的全過程。質量管理的最終目的就是有效的防止或者預防產品在設計研發和制造過程中可能存在的隱患或者缺陷。質量管理就是應用相關的技術辦法或者其他的方法規避設計和生產過程中的質量問題，最大限度的保障航空發動機的質量和品質。質量管理在貫穿航空發動機的設計研發全過程的同時，還會涉及到產品在研發過程中的成本問題和質量問題及進度問題。好的質量控制就是要把握住設計和研發提升質量的根本問題，只有這樣質量控制工作才能夠事半功倍。本文通過實際的工作經驗出發，通過闡述質量灌流體系的建立過程中的相關內容來對質量管理工作作更加深入的介紹。在質量管理工作進行的過程中，如何細化質量的管理過程才能夠有效的保障航空發動機的設計質量和生產質量。在航空發動機的設計研發過程中，通常會發現很多的技術問題和技術失誤，這種情況下就只有將質量管理應用到研發和設計之中，這樣才能夠有效的保障設計和研發的正確性和科學性。質量管理工作的質量直接的影響著航空發動機設計和研發的質量，也間接的影響了發動機的制造質量。航空發動機事業的發展和創新需要技術的革新和研發的革新，更加的需要質量管理工作的幫助。
二、簡要敘述航空發動機設計和研發過程中，細化質量管理和提升設計研發質量的具體方法
關于航空發動機設計和研發過程中，細化質量管理和提升設計研發質量的具體方法的闡述和分析，本文主要從四個方面進行闡述。第一個方面是在航空發動機設計研發過程中查找可以細化的工作方法。第二個方面是在航空發動機設計研發過程中的過程細化控制方法。第三個方面是在航空發動機設計研發過程中的技術狀態管理方法。第四個方面是在航空發動機設計研發過程中的質量管理平臺的建設和應用。下面進行詳細的闡述和分析。
（1）方法一：在航空發動機設計研發過程中查找可以細化的工作方法。我們經過專業的質量管理人員的介入和參與，能夠有效的收集和細化設計研發過程中的相關參數和數據，我們要想辦法細化相關參數的查找方法，適當的補充質量管理和質量控制的方法。我們可以將相關的重要參數和數據作為一種特殊的資料進行特殊保存，這樣就會有效的節省參數的查找時間，保障了保存數據的唯一性和科學性。提升了設計和研發的質量和效率，有效的糾正了設計和研發過程中的瑕疵和失誤，達到產品質量管理工作的作用和目的。
（2）方法二：在航空發動機設計研發過程中的過程細化控制方法。關于在航空發動機設計研發過程中的過程細化控制方法的闡述和分析，本文主要從兩個方面進行闡述。第一個方面是在航空發動機設計研發過程中過程控制出現的問題。第二個方面是在航空發動機設計研發過程中的過程控制具體方法。下面進行詳細的分析和闡述。①闡述在航空發動機設計研發過程中過程控制出現的問題。關于航空發動機設計研發中出現的問題，主要有四個問題。第一個問題是在設計研發的過程中對于設計文件和設計圖紙沒有有效的控制和管理。第二個問題是設計過程中的相關數據沒有能夠有效的跟進或者求解，導致了設計的相關重要數據沒有源頭，給設計的引用造成了困難。第三個問題是設計過程中的數據沒有有效的大范圍的共享，讓設計處于一種不交流的狀態。第四個問題是設計過程中的相關數據的統計相率過低，對于產品的升級創新不利。②闡述在航空發動機設計研發過程中的過程控制具體方法。根據存在的問題，有效利用計算機網絡平臺，設計開發出工作輸出管理系統、外場跟飛信息管理、現場問題處理管理系統，作為過程控制的細化手段，實現科研過程中工作輸出、外場跟飛、現場問題處理過程記錄和控制，并且實現資源共享，創造良好的溝通渠道。③方法三：在航空發動機設計研發過程中的技術狀態管理方法。技術狀態是指在技術文件中規定的并在產品中達到的物理特性和功能特性。技術狀態管理是應用技術和行政管理手段對產品技術狀態進行標識、控制、審核和紀實的活動。④方法四：在航空發動機設計研發過程中的質量管理平臺的建設和應用。實踐證明，質量控制細化有利于產品質量的提高。但要實現在更大范圍內對發動機設計工作的質量控制方法進行細化以全面提高設計質量，作為基層質量管理人員，首先應該更加深刻學習理解質量管理體系包含的具體要求，才能更好的運用管理方法指導科研工作。
作者:李英偉 單位:中航工業沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司
一、簡要敘述航空發動機設計和研發過程中的質量管理的概念
質量控制在字面上的解釋就是為了保障產品的質量而進行或者實施的一些辦法和活動。質量管理最主要的方式就是對設計研發的結果進行監督和控制，能夠有效的保障設計和研發的結果達到相關行業的標準或者是國家相關的標準，這種方法是提高設計航空發動機的一種切實可行的辦法和途徑。本文闡述的質量管理有一個非常明確的對象，就是航空發動機設計研發的全過程。質量管理的最終目的就是有效的防止或者預防產品在設計研發和制造過程中可能存在的隱患或者缺陷。質量管理就是應用相關的技術辦法或者其他的方法規避設計和生產過程中的質量問題，最大限度的保障航空發動機的質量和品質。質量管理在貫穿航空發動機的設計研發全過程的同時，還會涉及到產品在研發過程中的成本問題和質量問題及進度問題。好的質量控制就是要把握住設計和研發提升質量的根本問題，只有這樣質量控制工作才能夠事半功倍。本文通過實際的工作經驗出發，通過闡述質量灌流體系的建立過程中的相關內容來對質量管理工作作更加深入的介紹。在質量管理工作進行的過程中，如何細化質量的管理過程才能夠有效的保障航空發動機的設計質量和生產質量。在航空發動機的設計研發過程中，通常會發現很多的技術問題和技術失誤，這種情況下就只有將質量管理應用到研發和設計之中，這樣才能夠有效的保障設計和研發的正確性和科學性。質量管理工作的質量直接的影響著航空發動機設計和研發的質量，也間接的影響了發動機的制造質量。航空發動機事業的發展和創新需要技術的革新和研發的革新，更加的需要質量管理工作的幫助。
二、簡要敘述航空發動機設計和研發過程中，細化質量管理和提升設計研發質量的具體方法
關于航空發動機設計和研發過程中，細化質量管理和提升設計研發質量的具體方法的闡述和分析，本文主要從四個方面進行闡述。第一個方面是在航空發動機設計研發過程中查找可以細化的工作方法。第二個方面是在航空發動機設計研發過程中的過程細化控制方法。第三個方面是在航空發動機設計研發過程中的技術狀態管理方法。第四個方面是在航空發動機設計研發過程中的質量管理平臺的建設和應用。下面進行詳細的闡述和分析。
（1）方法一：在航空發動機設計研發過程中查找可以細化的工作方法。我們經過專業的質量管理人員的介入和參與，能夠有效的收集和細化設計研發過程中的相關參數和數據，我們要想辦法細化相關參數的查找方法，適當的補充質量管理和質量控制的方法。我們可以將相關的重要參數和數據作為一種特殊的資料進行特殊保存，這樣就會有效的節省參數的查找時間，保障了保存數據的唯一性和科學性。提升了設計和研發的質量和效率，有效的糾正了設計和研發過程中的瑕疵和失誤，達到產品質量管理工作的作用和目的。
（2）方法二：在航空發動機設計研發過程中的過程細化控制方法。關于在航空發動機設計研發過程中的過程細化控制方法的闡述和分析，本文主要從兩個方面進行闡述。第一個方面是在航空發動機設計研發過程中過程控制出現的問題。第二個方面是在航空發動機設計研發過程中的過程控制具體方法。下面進行詳細的分析和闡述。①闡述在航空發動機設計研發過程中過程控制出現的問題。關于航空發動機設計研發中出現的問題，主要有四個問題。第一個問題是在設計研發的過程中對于設計文件和設計圖紙沒有有效的控制和管理。第二個問題是設計過程中的相關數據沒有能夠有效的跟進或者求解，導致了設計的相關重要數據沒有源頭，給設計的引用造成了困難。第三個問題是設計過程中的數據沒有有效的大范圍的共享，讓設計處于一種不交流的狀態。第四個問題是設計過程中的相關數據的統計相率過低，對于產品的升級創新不利。②闡述在航空發動機設計研發過程中的過程控制具體方法。根據存在的問題，有效利用計算機網絡平臺，設計開發出工作輸出管理系統、外場跟飛信息管理、現場問題處理管理系統，作為過程控制的細化手段，實現科研過程中工作輸出、外場跟飛、現場問題處理過程記錄和控制，并且實現資源共享，創造良好的溝通渠道。③方法三：在航空發動機設計研發過程中的技術狀態管理方法。技術狀態是指在技術文件中規定的并在產品中達到的物理特性和功能特性。技術狀態管理是應用技術和行政管理手段對產品技術狀態進行標識、控制、審核和紀實的活動。④方法四：在航空發動機設計研發過程中的質量管理平臺的建設和應用。實踐證明，質量控制細化有利于產品質量的提高。但要實現在更大范圍內對發動機設計工作的質量控制方法進行細化以全面提高設計質量，作為基層質量管理人員，首先應該更加深刻學習理解質量管理體系包含的具體要求，才能更好的運用管理方法指導科研工作。
作者:李英偉 單位:中航工業沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司
盤軸類轉動件的使用條件苛刻，因此在采用焊接工藝進行連接時，對焊接質量提出了更高的要求。用于焊接式盤軸類轉動件的焊接技術除了要滿足變形小、無氧化、高強度以及高的焊接尺寸精度等要求外，還應針對商用航空發動機長壽命、高可靠性的特點，保證高的工藝質量穩定性要求。目前，電子束焊和慣性摩擦焊是商用航空發動機盤軸類轉動件進行連接采用的主要焊接工藝。本文介紹了電子束焊和慣性摩擦焊工藝在盤軸類轉動件的應用情況，并分析、對比了焊接工藝及焊接接頭的組織與性能。
1盤軸類轉動件中的主要焊接工藝
電子束焊和慣性摩擦焊在國內外先進航空發動機盤軸類轉動件中已經有比較成熟的應用，采用上述焊接工藝進行連接的盤軸類轉動件主要有：風扇盤、壓氣機盤/轂筒、渦輪盤軸組件。表1列出了電子束焊和慣性摩擦焊在國外先進商用航空發動機盤軸類轉動件中的應用情況。由表1可知，國外在進行先進航空發動機盤軸類轉動件的焊接工藝設計時，對電子束焊和慣性摩擦焊這兩種焊接方法有不同的選擇。其中，GE公司最先對轉動件采用慣性摩擦焊，其發動機中絕大部分轉動件，包括風扇盤、壓氣機轉子、渦輪盤軸組件等采用慣性摩擦焊；R.R.公司主要采用電子束焊，但隨著壓氣機壓比及出口溫度的增加，同時壓氣機末級盤采用粉末合金，R.R.公司也開始選用慣性摩擦焊，并建立了2000t的慣性摩擦焊生產線，在Trent1000發動機高壓壓氣機轉子、渦輪后短軸和渦輪盤轉子組件上均采用了慣性摩擦焊；P&W公司對使用溫度較低的轉子部件主要采用電子束焊。
2盤軸類轉動件的焊接工藝性分析
材料的可焊性是焊接工藝性分析最重要的考慮因素，針對盤軸類轉動件中常用的材料，包括Ti17、IN718等，其電子束焊和慣性摩擦焊的可焊性均較好，可以獲得滿足設計需求的焊接接頭。但是，隨著新型高溫合金、粉末合金（如U720Li、Rene'88DT、RR1000等）在轉動件中的逐步應用，尤其對于異種材料的轉動件，電子束焊工藝難以獲得滿意的焊接接頭，主要原因是：（1）新型高溫合金中，含有高體積百分比的γ'強化相，成分復雜，熔焊時容易形成結晶裂紋、熱影響區液化裂紋和應變時效裂紋，而且這一問題隨著γ'相含量的增加而趨嚴重；（2）異種材料之間的焊接由于組織、熔點、熱導率、熱膨脹系數等的差異，在熔焊過程中會引起某些化學成分的擴散，造成組織偏析，并可能產生較大的熱應力，造成裂紋等缺陷；（3）由晶界液化而產生的微裂紋難以避免，而且難以通過無損檢測方法檢查出來。慣性摩擦焊的焊接過程是固相焊接，很好地避免了熔化焊過程中產生的裂紋問題和質量檢測問題，因此，針對高溫盤軸類轉動件的同種/異種新型高溫合金的連接，慣性摩擦焊成為目前唯一可行的方法。正是由于在Trent1000發動機中應用了RR1000粉末高溫合金這種新型高溫合金，R.R.公司采用了慣性摩擦焊工藝連接盤軸類轉動件。另外，在先進航空發動機盤軸類轉動件的結構設計中，為了實現減重和降低成本的目的，異種材料的焊接，尤其是新型高溫合金的異種材料連接，成為航空發動機中盤軸類轉動件之間進行連接的新形式。GE公司已將異種材料的慣性摩擦焊應用于GE90發動機的盤軸類轉動件中，該發動機壓氣機8~10級轂筒中，既有IN718與Rene'88DT異種材料的焊接，也有Rene'88DT同種材料的焊接。R.R.公司也對U720Li、RR1000新型高溫合金相關同種材料以及異種材料的慣性摩擦焊工藝進行了研究。可以看出，對于普通的鈦合金、高溫合金等盤軸類轉動件的焊接，采用電子束焊或慣性摩擦焊都是可行的焊接方法。但針對新型高溫合金，尤其是新型高溫合金異種材料之間的連接，慣性摩擦焊是目前實現轉動件焊接唯一可行的方法。
3電子束焊和慣性摩擦焊接頭的組織與性能對比
電子束焊和慣性摩擦焊的焊接機理不同：電子束焊是熔化焊接，而慣性摩擦焊是固態焊接。因此，兩種焊接工藝對焊接接頭的組織狀態、晶粒大小和接頭性能也會產生不同的影響。
3.1鈦合金焊接接頭的組織與性能對比
航空發動機盤軸類轉動件常用的鈦合金主要為Ti-6Al-4V、Ti17、Ti6246、Ti6242等，其主要應用的盤軸類轉動件為風扇盤和壓氣機低溫端。對于鈦合金，采用電子束焊和慣性摩擦焊兩種方法獲得的接頭組織不同，但接頭性能差別不大。以轉動件中常用的α-β型Ti17合金為例，其電子束焊接頭的焊縫區顯微組織中β相基體上分布著細長針狀α相，β晶粒尺寸為50μm~120μm；熱影響區顯微組織與母材組織一致，平均晶粒尺寸約為180μm[1]。慣性摩擦焊接頭為細晶的鍛造組織，熱影響區組織為α+β相，并且β相呈針狀均勻分布在α相的基體上，與母材組織相同，焊縫組織為細小的等軸晶，晶粒度小于母材[2]。Ti17合金的電子束焊和慣性摩擦焊的接頭組織相差較小，其接頭性能也差別不大：Ti17合金電子束焊接頭的抗拉強度和缺口敏感性均高于母材；其慣性摩擦焊接頭強度稍高于或等于母材強度，塑形略低于母材，接頭疲勞性能與母材相當。因此，在航空發動機鈦合金盤軸類轉動件焊接結構中，電子束焊和慣性摩擦焊的應用均非常廣泛。
3.2高溫合金焊接接頭的組織與性能對比
在商用航空發動機盤軸類轉動件中，應用最為成熟的高溫合金是IN718合金，隨著航空發動機壓比的提高，對盤軸類轉動件的使用溫度和性能提出了更高要求，因此，新型高溫合金U720Li、Rene'88DT、RR1000等成為高壓壓氣機高溫端的重要材料。
3.2.1同種高溫合金的電子束焊和慣性摩擦焊
（1）IN718合金。針對成熟盤軸類轉動件中的IN718合金，國內外分別對其電子束焊和慣性摩擦焊接頭的組織和性能進行了系統深入的研究。在焊接過程中，電子束焊的焊縫區的溫度達到母材的熔化溫度（約1300℃），因此，電子束焊接頭的組織會發生較大的變化；慣性摩擦焊焊縫則是在強大的摩擦壓力和扭矩的聯合作用下形成的，熱變形金屬的動態再結晶過程進行得相當劇烈而充分，其晶粒組織呈細小均勻的等軸晶特征，同時由于焊接時間很短，致使動態再結晶過程充分而動態回復不足，最終得到細晶和超細晶組織。一般來說，在IN718合金母材晶粒度相同的情況下，電子束焊接頭為粗大的鑄造枝晶組織，晶粒會達到20μm~30μm，而慣性摩擦焊的焊縫組織為鍛態組織，晶粒度為10μm~20μm。另外，電子束焊接頭的熱影響區在焊接過程中的溫度一般會達到700℃~1200℃，即熱影響區處于熱處理狀態，晶粒長大使其成為接頭的最薄弱環節；而慣性摩擦焊熱影響區很小，且不存在晶粒長大現象，因此對焊接接頭性能無明顯影響。由于焊接接頭的組織差別較大，IN718合金在采用不同焊接方法后，其性能也有較大區別。電子束焊接頭由于組織粗大，通常其拉伸性能、斷裂性能、高溫斷裂韌度均低于母材[3-5]。而IN718合金在慣性摩擦焊過程中γ'強化相在鄰近焊縫處溶解，并不會發生沉淀，其接頭的組織仍是與母材相同的鍛態組織，同時晶粒度與母材相近，因此，其接頭的強度、塑性、顯微硬度和高溫持久性能一般接近甚至高于母材[6-7]。可見，IN718合金的電子束焊和慣性摩擦焊接頭在組織上存在較大差異，電子束焊接頭的粗大組織造成其接頭性能低于母材，而慣性摩擦焊接頭的細晶組織使得其性能接近甚至高于母材。（2）新型高溫合金。由于電子束焊是熔化焊過程，而新型高溫合金（U720Li、Rene'88DT、RR1000）中γ'強化相的體積百分比比較高，因此在電子束焊的熔化過程中容易產生各種裂紋缺陷，而慣性摩擦焊過程是固相焊接，通過發生塑性變形和流動進行連接，不會產生熔化，因此不會產生電子束焊接出現的缺陷問題。MTU公司開展多年的粉末冶金高溫合金慣性摩擦焊工藝研究，研究結果表明：慣性摩擦焊是焊接粉末高溫合金的最佳工藝方法，其中Udimet700、Waspaloy、IN100和Rene'95粉末高溫合金焊接接頭的力學性能接近母材或與母材等強。近幾年，國外先進航空發動機公司針對盤軸類轉動件的設計需求，聯合各高校對U720Li、RR1000、Rene'88DT、IN718等高溫合金同種材料之間的慣性摩擦焊進行了廣泛的研究。研究表明：U720Li、RR1000高溫合金在進行慣性摩擦焊時，由于發生溶解的γ'強化相在冷卻過程中發生大量沉淀，使得其在熱影響區的硬度和屈服強度較高[8]。在國內，針對新型粉末高溫合金FGH96的慣性摩擦焊工藝尚處于研究階段。目前的研究結果表明，FGH96慣性摩擦焊接頭的拉伸曲線與母材基本相同；焊接接頭常溫拉伸的斷裂位置在接頭熱影響區細晶組織和粗晶組織的結合處，其斷裂方式為韌性斷裂[9]。
3.2.2異種高溫合金的電子束焊和慣性摩擦焊
為了追求高的壓氣機效率，先進航空發動機的壓氣機末級已開始采用新型高溫合金、粉末合金，因此異種材料的焊接結構成為必要的結構形式。在先進航空發動機盤軸類轉動件中，異種高溫合金之間的連接主要涉及到IN718合金和新型高溫合金之間進行的連接。由于新型高溫合金中γ'強化相的體積百分比較高，成分復雜，異種材料之間的組織和物理性能方面存在較大差異，電子束焊可焊性較差，缺陷不易檢測，接頭性能不能滿足設計需求，因此，針對異種高溫合金轉動件，慣性摩擦焊成為唯一可行的焊接方法。從國外的研究結果中可以看出，U720Li+IN718、RR1000+IN718異種材料之間的慣性摩擦焊可焊性良好，其焊縫中無微小孔洞、微小裂紋和明顯的擴散現象[10]。U720Li+IN718慣性摩擦焊接頭性能一般高于較弱的母材，低于較強的母材，例如：其焊接接頭的屈服強度、650℃的疲勞性能高于較弱的母材IN718，低于U720Li；650℃的延伸率高于U720Li，低于IN718[11]。RR1000+IN718慣性摩擦焊接頭在焊后熱處理后，硬度高于IN718和RR1000母材，但由于晶界的氧化，裂紋的擴展速率較母材高[12]。
4圍繞商用航空發動機盤軸類轉動件需開展的焊接工藝研究
電子束焊和慣性摩擦焊作為商用航空發動機盤軸類轉動件制造的重要焊接工藝，已經成功應用于國外多種先進商用航空發動機型號，同時，國外不斷開展對新材料和新結構焊接工藝的研究，積累了大量試驗數據。國內在這方面仍存在較大的差距，不能完全滿足商用航空發動機的研制需求，需要從以下兩個方面進行系統研究。（1）新材料/新結構焊接工藝的研究。隨著國內大客發動機研制項目的開展，盤軸類轉動件需要采用新材料和新結構以滿足商用航空發動機長壽命、高可靠性和低成本等設計要求。但由于國內針對新材料和新結構的焊接技術研究基礎較為薄弱，因此需要盡快針對新材料（如新型鈦合金、高溫合金、粉末合金）開展相關焊接工藝研究，包括可焊性研究、組織與性能研究、焊前/焊后熱處理制度研究等。（2）焊接接頭性能數據的測試。盤軸類轉動件的載荷條件嚴苛，根據商用航空發動機盤軸類轉動件的使用條件，主要對焊接接頭的以下性能，包括拉伸、沖擊、扭轉、蠕變、持久、疲勞等性能有明確要求，并且需要通過對焊接接頭進行斷裂韌性、裂紋擴展等性能的分析，對焊接結構進行壽命預測。國內目前針對盤軸類轉動件焊接接頭的性能數據測試不充分，需要系統地進行接頭性能數據的測試，為焊接結構的設計提供數據支持。
5結束語
電子束焊和慣性摩擦焊作為商用航空發動機盤軸類轉動件制造的重要工藝，已經成功應用于國外多種先進商用航空發動機型號。隨著我國大客發動機研制項目的展開，對盤軸類轉動件的焊接工藝提出了長壽命、高可靠性等更高的要求，尤其是新材料在大客發動機轉動件中的應用，需要加快焊接技術的研究，實現焊接技術在大客發動機盤軸類轉動件中的工程化應用。
作者:張露 韓秀峰 王倫 單位:中航商用航空發動機有限責任公司
本文作者：尹正楊海成工作單位：西北工業大學
發動機裝配技術狀態數據模型的概念
針對航空發動機型號，現有的PDM技術已經可以較好的對其進行技術狀態管理。由于實際裝配中，單臺航空發動機技術狀態強調可追溯性，即對于每一臺發動機在排故、維修、大修時需要明確其裝配技術狀態歷史，就必須對單臺發動機進行裝配技術狀態管理。進行單臺發動機裝配技術狀態管理的基礎是結構化的數據模型，裝配環境下的技術狀態數據可以分為三大部分：物料信息、工藝信息與檢驗信息。這里的物料信息是指產品基本信息及組成產品的各種零/組/部件的信息；工藝信息是指裝配各級物料節點所執行的工藝/工序/工步的信息；檢驗信息是指執行裝配的關鍵項進行檢驗，具體表現為相對應的檢驗項的規定值與實際值。物料信息、工藝信息、檢驗信息都可表示為樹形結構。它們間也具有復雜的對應關系，其中包括：工藝與部件或組件對應、檢驗表與工藝對應、檢驗項與工序對應、子檢驗項與工步對應等。由于航空發動機的多裝多試的特點，單臺發動機在其生命周期的多次裝配中會頻繁的發生物料信息、工藝信息和檢驗信息的改變，集中表現在由于串換件、壽命件的到期等，發生各級物料（部件/組件/零件）的變化；由于采用不同版次的工藝、針對個別發動機裝配下發的技術文件、技術通知、工藝更改單等會產生工藝信息的變化；物料或工藝信息改變同時也伴隨產生了檢驗信息的變化。因此單臺發動機的裝配技術狀態不僅與同型號同批次的其他發動機的技術狀態不同，在其生命周期內本身的技術狀態也隨時間變化。所以，航空發動機裝配技術狀態數據模型必須包含兩個方面，從空間上說，要用盡可能用簡單的模型表示出錯綜復雜的物料、工藝、檢驗信息的對應關系；從時間上說，要準確地刻畫出發動機裝配技術狀態隨時間變化的情況。
應用舉例
該模型已經應用于“航空發動機裝配現場綜合管理系統”，裝配技術狀態管理是它的一個重要功能?，F以某航空發動機為例，在它的產品制造和應用階段，已經歷過新機一裝、新機二裝、第一次維修的維修一裝、第一次維修二裝，共四次裝配，其間伴隨著該發動機物料、工藝和檢驗信息的改變，用本文所提模型記錄了每次的裝配技術狀態。通過關于時間的查詢，可由記錄模型得到發動機的技術狀態快照，快照反映了距此前最近一次裝配結束時單臺發動機的物料、工藝和檢驗信息。圖5上半部分反映了該發動機裝配技術狀態沿時間軸的演變，下半部分三行分別反映了三個時間點發動機物料狀態，工藝狀態、檢驗狀態。
本文作者：趙小勇工作單位：中國民航飛行學院四川綿陽民航飛行學院
為了保證飛行安全并同時提高營運的經濟性，本文簡要從航空汽油的基本知識、活塞發動機飛機在不同飛行階段中燃油使用技巧和幾種常見的不正常燃燒工作情況下的處置方法和程序進行分析和介紹。
1航空汽油的概念
目前，所使用的航空燃料主要有兩大類：航空汽油和航空煤油，分別適用不同類型的飛機發動機，航空汽油是用在活塞式航空發動機的燃料。
1.1航空汽油的辛烷值
燃料當中，有一種抗爆性很強的燃料，叫異辛烷，將它的辛烷值規定為100，還有一種抗爆性很弱的燃料，叫正庚烷，辛烷值規定為0。將這兩種燃料按不同的容積比例混合，這些燃料就具有不同的抗爆性。辛烷數是指混合燃料中異辛烷所占容積的百分數。航空汽油的辛烷值是由試驗比較法確定的。將被測定的汽油和上述按某種比例混合燃料的余氣系數調整到1，如果它們都使用同一臺發動機在相同的壓縮比下發生爆震，就說明兩種燃料的抗震性相同，混合燃料的辛烷數就定為被測定汽油的辛烷值。余氣系數為1的混合氣相對于發動機來說，是相對貧油的范圍，因此，辛烷值可以表示發動機貧油時的抗爆性。
1.2航空汽油的級數
航空汽油富油時燃料的抗爆性是用級數來表示的。將被測定汽油和純異辛烷分別作為同一臺增壓發動機的燃料，將兩種燃料混合氣的余氣系數都調整到0.6，增加進氣壓力，直到發動機剛發生爆震時記下汽缸的平均指示壓力。若發動機用純異辛烷工作，記得的平均指示壓力為20kgf/cm2；若發動機用被測汽油工作時，平均指示壓力為26kgf/cm2，那么該汽油的級數為：26/20×100=130。從以上介紹中，可以看出辛烷數和級數越高的航空汽油抗爆性越好。但我們在使用中必按發動機的要求加相應標號的燃油，以保證正常工作。
2活塞式發動機飛行過程中的燃油管理
2.1飛機啟動
對于冷發啟動的發動機，由于溫度低，燃油的汽化質量較差，啟動前注油時應當適當地多注一些燃油。在熱發下，發動機機艙溫度較高，管路中的燃油易汽化并進入進氣總管。因此，可能需要稍微“加注”一些燃油以便使噴嘴管路有油，并使發動機在開始轉動后能夠繼續運轉。2.2地面滑行在地面小轉速滑行時，我們一般采用適當將混合比調貧油的辦法，以避免火花塞被污染。
2.3起飛
發動機大轉速工作狀態，一般用于飛機起飛、爬升和復飛。此時，余氣系數應為最大功率余氣系數，一般設置為0.85左右。既可以保證發動機輸出較大功率，同時較為富油的混合氣也可防止發動機過熱。當發動機在最大功率狀態下工作時，單位時間產生熱量最多，發動機溫度很高；同時發動機各機件承受的負荷也最大。因此，起飛工作狀態連續工作時間一般不能超過5分鐘。
2.4爬升
飛機爬升階段一般采用最大連續工作狀態。下面，以賽斯納（CESSNA）172為例，介紹活塞式發動機飛機在爬升過程中如何獲取最好的爬升性能。為了獲得性能、對外可視度以及發動機冷卻的最佳組合，正常的航路爬升應以襟翼收上位、全油門以及大于最佳爬升率速度5～10節的速度進行。密度高度低于3000英尺，混合比應使用全富油，密度高度超過3000英尺時應調貧油，以獲得更平穩的運轉或最大轉速。要獲得最大爬升率，使用最佳爬升率速度。速度低于最大爬升率速度的爬升應在短時間內進行，以便改善發動機的冷卻。
2.5巡航
為了保證巡航飛機的航程和續航時間，此時發動機功率通常選擇較小，一般為額定功率的30%～75%。對具體發動機而言，在巡航功率設置上，發動機制造商都有其推薦的進氣壓力和轉速值。在實際巡航時，當發動機的巡航功率設置好后，根據飛行的實際需要，還可通過發動機混合比桿設置發動機的最佳功率狀態或最佳經濟狀態，以進一步發揮發動機的性能，具體方法見各飛機的《飛行手冊》。除了功率設定以外，恰當的調貧油技巧也有助于增大航程。為了實現所推薦的燃油消耗，應使用排氣溫度（EGT）指示器來對混合比調貧油，在最高排氣溫度時，可以提供最佳燃油經濟性。
2.6下降階段與進近著陸階段
飛機的下降階段與進近著陸階段一般都采用小轉速或慢車狀態。發動機小轉速或慢車狀態工作時，混合氣較為富油，發動機溫度較低，電嘴容易積炭；同時發動機工作的穩定性較差。所以，應適當調貧油或盡可能縮短該狀態的使用時間。
2.7關于轉換油箱供油
對于無交輸供油裝置的燃油系統，巡航飛行時應交叉左、右油箱的燃油，不能在一側油箱的燃油用完后再轉換到另一側的油箱，這樣極易造成供油中斷。裝有電動增壓泵的還應將打開以保證供油穩定。在起飛、著陸階段或低空飛行時，不要進行不必要的油箱轉換，轉換時，有電動泵的應該打開電動泵。
3常見的不正常燃燒和工作情況以及處置方法
3.1爆震
在一定條件下，汽缸內混合氣的正常燃燒遭到破壞而在未燃混合氣的局部出現具有爆炸性的燃燒，叫做爆震燃燒，簡稱爆震。我們可以通過以下現象來判斷爆震的產生：A.發動機內出現不規則的金屬敲擊聲，這是由爆震沖擊氣缸內部組件所致。B.排氣總管周期性的冒黑煙。C.發動機劇烈振動工作不穩定。D.發動機功率顯著減小，轉速下降。E.缸局部溫度急劇升高，活塞氣門等機件過熱或燒毀。如果發動機一旦發生爆震，應果斷采取措施。首先,把變矩桿前推，使其變小矩，減輕螺旋槳負荷，加大發動機轉速，其次，后拉油門桿，減小進氣壓力，這樣混合氣的充填量減小，降低了壓縮氣體的溫度與壓力；再次，加強發動機散熱，通過這些措施可減弱或消除爆震。如果發動機被嚴重損害，不能繼續正常工作時，應果斷進行迫降。
3.2早燃
壓縮過程中，如果在電嘴跳火以前，混合氣的溫度已達到著火溫度，混合氣就會自行燃燒。這種發生在點火以前的自燃現象，叫做早燃。引起發動機早燃的原因主要是汽缸頭溫度過高和汽缸內部積炭。早燃發生后，發動機功率減小，經濟型性變差。對多氣缸發動機，如果某些汽缸發生早燃，因曲拐機構受力不均勻，會引起發動機強烈振動。若發動機在小轉速時發生早燃，此時曲軸轉動慣性較小，過大的燃氣壓力將會引起曲軸倒轉，損壞機件。從早燃發生的特點來看，對于剛停車的熱發動機，不能隨意扳動螺旋槳。因為此時發動機汽缸頭溫度還很高，如果扳動螺旋槳，汽缸中殘余的混合氣受壓縮后可能自燃，使螺旋槳轉動起來，有傷人的危險。
3.3過貧油燃燒
如果混合氣的余氣系數a>1.1，則為過貧油燃燒。過貧油燃燒時的現象：A.發動機功率減小，經濟性變差。B.汽缸頭溫度降低。C.發動機振動。D.排氣管發出短促而尖銳的聲音。E.汽化器回火。防止過貧油燃燒，除了正確調整貧富油設置以外，還應注意發動機在低溫條件下啟動時，由于溫度低，汽油不易汽化，混合氣容易過貧油，易回火，所以發動機低溫啟動注油應稍多些。一旦發生汽化器回火，應立即前推油門桿開大節氣門，使進氣氣體流速增加，將火焰吸入汽缸，消除回火。
3.4過富油燃燒
如果混合氣的余氣系數a<0.6，則為過富油燃燒。混合氣過富油燃燒的現象是發動機功率減小，經濟性變差，汽缸頭溫度降低。過富油混合氣也存在混合不均，富油程度不一致。最終使汽缸內燃氣壓力大小不等，也會引起發動機振動。但過富油燃燒與過貧油燃燒比較，過富油燃燒也有其不同的現象：A.汽缸內部積炭，使發動機功率減小，經濟性變差，嚴重時還會導致發動機故障。B.排氣管冒黑煙和“放炮”。防止過富油燃燒，除了正確調整貧富油設置以外，還應注意在飛行中，若收油門過猛，此時節氣門迅速關小，空氣量驟然減少，而燃油量因系統慣性使其減小滯后，容易造成暫時的混合氣過富油，而發生排氣管“放炮”現象。所以操縱油門要柔和。
4結語
燃油管理與航空安全有著非常密切的關系，良好的燃油管理能使發動機穩定、可靠地工作，并能充分發揮發動機性能和保證飛行安全。作為飛行員，嚴格按照要求進行燃油管理和正確應對各種因燃油管理出現特情是不可或缺的飛行技能之一。因此，對燃油管理進行充分的學習和訓練是保證飛行安全的基礎。
本文作者：孫野宗學文李滌塵工作單位：西安交通大學機械制造系統工程國家重點實驗室
快速成型(RP)是20世紀80年代產生的一種先進制造技術，其成型原理是利用CAD模型的分層數據信息，進行分層制造并層層累積來制作零件。該技術的最大特點是成型速度快，不受零件復雜程度制約，形狀越復雜，越能體現出該技術的優越性［1］?？焖偕拌T技術結合了快速成型和砂型鑄造，該技術利用光固化成型(SL)制作出樹脂件模具，代替傳統木?；蚪饘倌?，通過填砂制芯得到砂型/芯，最后組合砂型，合箱澆注得到金屬鑄件?？焖偕拌T技術能充分發揮快速成型技術的復雜形狀制造、成型周期短、成型精度高，以及砂型鑄造的制造成本低、工藝靈活性大、材料適用種類廣泛的特點，通過快速制模結合砂型鑄造實現更換材料的目的，大大提高了復雜鑄件生產效率并獲得高精度的鑄件，為快速響應市場需求奠定了基礎［2］。
1快速砂型鑄造工藝流程
1.1鑄件工藝分析及參數設計本文涉及某小型航空發動機的鋁合金部件———缸體的快速砂鑄工藝研究。其三維數模如圖1。最大外形尺寸為114mm×114mm×88mm，主要壁厚約6.5mm，散熱片結構的平均壁厚為1.5mm。其外形結構較為復雜，關鍵尺寸(缸體內圓直徑、總高)精度要求達到CT6以內。同時要求鑄件特別是關鍵部位不允許有裂紋、縮松、縮孔、夾雜等缺陷。考慮到散熱片結構的平均厚度很薄，且鑄件質量要求高，同時結合鑄件的外形結構及鋁合金的流動性、凝固方式、氣孔傾向等特點，決定采用低壓底注式澆注的方法，并在鑄件的底部設置4個圓柱澆口。同時確定一些鑄造工藝參數，包括：鑄造收縮率、工藝余量、最小鑄出孔及槽、鑄造圓角等。參數的確定過程：零件中的螺孔大徑為5mm，通孔直徑8.5mm，根據文獻［3］，決定將螺孔及通孔設定為不鑄出孔。缸體頂端及底端平面要與其他零件裝配以形成燃燒室，故參照GB/T6414-1999，確定其加工余量為2mm。缸體內壁要與活塞裝配，以同樣的方法選定加工余量為2mm。另外，一般生產中鋁合金鑄造收縮率為0.8%~1.0%，此缸體主要壁厚是6.5mm，且存在大量壁厚為1.5mm的散熱片結構，故最終選擇收縮率為
2分模設計
首先對零件分模并設計出該鑄件對應的砂型。經綜合考慮零件的形狀結構，選擇了多向開模，利用PRO/E設計出對應的砂型如圖2。砂型共分為6部分，包括4個側砂型及底座和頂蓋各1個。結合砂型數模，再設計出對應的快速成型樹脂件模具(即母模)以及填砂制芯所用的芯盒，如圖3及圖4。2.3樹脂件模具及芯盒制作將設計好的樹脂件模具的CAD模型導出成STL格式，再導入Magics軟件進一步處理，包括加工位置的擺放、抽殼、加支撐等。全部處理完后將數據傳輸到快速成型機上進行加工制作。制作完成的樹脂件，還需經過清洗、打磨等后處理才能投入使用。通常在制作樹脂件時，為了降低成本，減少樹脂的消耗，都會對制件進行抽殼處理。本例中需要注意的是，考慮到該零件存在大量薄壁散熱片結構，其樹脂件模具在脫模時會受到較大的脫模力，所以對其強度有較高要求，故未對模具進行抽殼處理。同時，選擇好合適的材料，將設計好的芯盒板(如圖4中所示)圖紙交予廠家進行加工制作。2.4砂型/芯制作將樹脂模具、芯盒組裝好，在其工作表面均勻涂刷一層脫模劑并待其晾干。按一定比例向混砂機中加入原砂、呋喃樹脂及固化劑，攪拌均勻后向芯盒中填砂。最后使用刮板將芯盒頂部冒出的樹脂砂壓實、刮平，并用長釘或卡片在適當位置扎出排氣孔(槽)。把握好開模時間，待型砂固化后，開模取出砂芯。最后給砂型工作面均勻噴(刷)涂一層砂型鑄造用涂料，降低其表面粗糙度，以提高鑄件的表面質量［4］。制作所得的砂芯如圖5。2.5澆注實驗將處理完的砂芯與事先制作好的樹脂砂澆道進行組合，再放入砂箱中，周圍填滿粘土砂并夯實。隨后將整個砂箱吊裝到低壓澆注設備上，進行澆注。選擇鋁合金材料為ZL101A，澆注溫度710℃，經歷升液、充型、增壓和保壓等幾個階段共195s時間，澆注完成。待冷卻到室溫后，開箱取出鑄件。
3鑄件澆注缺陷控制
3.1澆不足缺陷及初步改進第1次澆注所得的鑄件存在較明顯的缺陷，主要是散熱片結構出現澆不足。缺陷位置表面光亮平滑，首先想到的原因是，由于樹脂砂透氣性差且發氣量高，而該組砂型本身沒有設計專門的排氣通道，所以澆注時產生了憋氣。提出的解決辦法是，在填砂制芯過程中，于4個側砂芯壁上開出厚度2~3mm的連通型腔的排氣槽。3.2澆注模擬及澆注工藝的進一步改進為保險起見，我們還使用鑄造模擬軟件ProCAST對缸體的澆注過程進行了模擬，所設置的邊界條件盡量與實際情況相吻合。圖6(b)顯示了缸體充型的過程。由于所設置的澆口的位置關系，見圖6(a)，散熱片結構的邊沿部分總是4角先充滿，中間部位最后充滿。因而想到，缺陷不僅僅是因為憋氣造成，還可能是因為金屬液充型能力較差或冷卻時間過早，散熱片的邊沿中部還未充滿時，金屬液就已經冷卻凝固了。針對此情況，改進了原有的澆口，使之成為2條長條形澆口加兩個圓柱澆口的形式，如圖6(c)。同時使用ProCAST再次模擬該情況下的充型過程如圖6(d)?？梢钥吹缴崞Y構的4角部分和邊沿中部幾乎同時充滿，消除了前后時間間隔，而且改進后的澆口能大大減小金屬液的充型阻力。另外，我們還將這次的澆注溫度提高到720℃，并適當增加澆注各階段的壓力。澆注后的結果如圖7?？梢钥吹剑舜蔚蔫T件散熱片結構全部充型成功。
4鑄件精度控制及其尺寸精度評價
4.1鑄件精度控制總結多次填砂造型及澆注實驗，得出一些可能導致鑄件精度誤差的因素，并提出相應對策以減小鑄件的精度偏差。這些因素包括：①SL模具制造誤差；②SL模具與芯盒之間固定不牢靠；③芯盒本身的變形及加工誤差；④砂型/芯組合裝配誤差。首先，受光固化成型機理的影響，成型出的制件的水平表面可能出現較大的翹曲變形。為了保證鑄件的精度，在進行加工位置擺放時，應盡力避免樹脂件的上述表面處于水平位置。其次，要盡量保證SL模具與芯盒之間的定位可靠性。因此，采用了模具與芯盒之間的銷孔定位加螺釘緊固的方式。本例選擇了不易變形且表面質量好的有機玻璃板制作芯盒。同時，應嚴格控制板材在各個方向上的尺寸精度，要求板材的加工尺寸精度在±0.1mm以內。最后，要確保砂型/芯之間的組合裝配精度。采用了砂型之間臺階定位的方法。即砂型上的突出部分對應凹進部分。而砂型上的臺階正是由圖4所示的芯盒側板上的缺口所形成的。4.2鑄件尺寸精度評價為評價快速砂鑄工藝所能達到的精度水平，對這批缸體鑄件共5件進行了關鍵尺寸的測量分析。具體步驟是：①用游標卡尺測量鑄件上選定的關鍵尺寸，每個尺寸測量3次取平均值；②將測量均值與設計值比較，得到誤差；③對照GB/T6414-1999中的鑄件公差等級表找出對應的公差等級；④統計公差等級及其數量，分析結果。對選定的6項關鍵尺寸進行測量分析，所得結果統計后如圖8?？梢钥吹?，80%的尺寸都在CT7以內，且沒有超過CT9的尺寸，這與傳統砂型鑄造(小批量或單件生產、手工造型)所能達到的CT10~CT12相比，精度有很大的提高。
5總結
借助快速砂鑄工藝實現了對復雜形狀缸體零件的快速開發試制。除了介紹該鋁合金缸體的快速砂鑄工藝過程外，還提出并解決了兩個關鍵問題，即鑄件精度控制和鑄件缺陷控制。對應措施可以總結為以下幾條：①制作樹脂件模具時盡量避免將重要表面水平放置；②保證模具與芯盒之間可靠的定位；③保證有機玻璃板芯盒的尺寸精度；④砂型/砂芯組合時要精準到位；⑤使用先進的數值模擬手段來預測可能出現的鑄造缺陷并對工藝方案加以改進。
本文作者：侯敏杰劉冬根工作單位：航空發動機高空模擬航空科技重點實驗室
0引言
航空發動機的氣動熱力學問題、機械系統問題、匹配性問題及控制規律問題等都必須通過高空臺模擬試驗進行充分的調試、驗證。高空臺是能在地面模擬航空發動機的空中工作環境條件，并獲取發動機高空性能/特性的大型試驗設備，是先進航空發動機自主研制必不可少的一種關鍵設備。一個沒有高空臺的國家，是不可能獨立自主地研制出先進高性能航空發動機的。隨著我國航空工業的蓬勃發展和航空發動機重大專項設立的順利推進，對高空臺的試驗能力和高空模擬試驗技術都提出了更高的要求。
1高空臺的戰略地位與重要作用
高空臺是國家戰略性資源，高空模擬是自主研制先進航空發動機必不可少的重要手段和工具，一個國家的高空模擬能力和技術水平已成為該國自主研制先進航空發動機能力和水平的一個重要標志。
1.1高空臺是先進航空發動機研制不可或缺的重要手段和工具航空動力是集合了復雜氣動、熱力、結構和控制的高技術產品。由于航空動力技術的復雜性和研制的高風險性，特別是工作范圍的不斷擴大和設計指標的日益提高，包括概念研究在內的航空動力發展的每一個環節都離不開廣泛而深入的研究與試驗。目前，航空渦噴/渦扇發動機的飛行高度已達25～30km、最大飛行速度已達2.5～3.0倍聲速，而且對機動性的要求也愈來愈高。這不僅使發動機的工作參數隨飛行條件變化而急劇改變，而且發動機的部件性能、工作穩定性、共同工作特性、燃燒特性等也明顯地受到飛行條件變化的影響。特別是高空低速、高空高速和低空高速條件下的發動機工作特性，已經與地面狀態的性能大不相同，不能僅靠普通地面試車臺上的臺架試驗結果通過傳統的相似換算方法得到，而必須通過模擬真實空中工作環境條件下的試驗來確定。另外，空中風車起動特性、燃燒室的穩定燃燒特性和點火特性、低雷諾數條件下的發動機工作穩定性等試驗，在地面臺上難以做到，需要在高空臺上進行。據統計，一種新型發動機研制，需要占用3～4個高空艙，進行2000～4000小時甚至更多的高空模擬試驗。航空發動機需要在高空模擬試車臺上驗證及解決的問題可分為：氣動熱力學、機械系統、匹配性和控制規律等四大類。在整機試驗中，各種問題的耦合使航空發動機高空模擬試驗更具復雜性。在高空臺上調試、驗證、探索發動機改進改型方案須有詳細的部件特性的支持，以及整機仿真技術的支持，才能有效地提高高空模擬試驗結果的置信度，而且整機仿真技術可以彌補高空臺的試驗缺陷或不足。在新型發動機的研制過程中，航空發動機高空模擬試驗很重要，其相關的高空模擬試驗技術支撐則更重要。通過合理、充分地安排航空發動機高空臺試驗，能夠優化各部件空中匹配性能，確定空中工作包線，并大幅降低試驗經費、大大縮短研發周期。高空臺作為重要的獲取空中工作參數以驗證發動機部件匹配性能的地面設備，集設計、制造工藝、控制、測試、試驗等多項工業技術和發動機技術于一身，具有不可替代的地位。
1.2高空模擬試驗是航空發動機性能調試與技術攻關的最有效途徑航空發動機研制是一個設計與試驗的反復迭代過程。一臺新型發動機的研制需要數千小時的空中性能調試試驗。理論上說，該試驗既可以在高空臺上進行，也可以在飛行臺上進行，還可以直接在原型飛機上進行飛行試驗。但最有效的調試手段是高空臺試驗。首先，從飛機及其發動機的研制來看，通常要優先啟動發動機的研究工作，因而新型發動機的研制過程中沒有原型飛機可用。即使是飛機型號牽引主導的發動機研制項目，也不會有成熟可靠的原型機來進行高空性能調試試驗。其次，用運輸機或轟炸機改裝的飛行臺是發動機研制中的重要調試手段之一，但一般僅限于飛行高度低于11km、飛行馬赫數一般低于0.85的范圍；飛行臺遠不能滿足飛行高度為25～30km、飛行速度為2.5～3.0倍聲速的高性能發動機的性能調試需求。再者，地面高空模擬試驗相對于空中飛行試驗而言，參數測試能力、試驗安全性和試驗條件控制方面具有獨特的優勢，對發動機性能調試與技術攻關也非常關鍵。英國人曾統計過，發動機高空臺性能試驗一個月的工作量，相當于飛行試驗300次起降，而高空模擬試驗的每小時費用約為飛行試驗費用的1/30～1/6。
1.3先進航空發動機的關鍵部件研發需要進行深入的高空模擬試驗不僅在航空發動機的研制過程中需要大量的整機高空模擬試驗，而且其部件的研發也要依賴于高空臺，例如，加力燃燒室和優秀機的研發通常就需要在高空臺上進行大量的研究試驗。因為對于關鍵部件的高空特性，不能僅通過理論計算和普通試驗來解決，而要建設專門的高空試驗設備，其投資基本與一座高空臺相當，因而通常會將此類試驗安排在高空臺上進行。據國外經驗介紹，成功地發展一個高性能的加力燃燒室，一般要在高空飛行狀態下進行2000小時左右的全尺寸加力燃燒室試驗。
1.4航空發動機先進設計方法的有效性驗證與新型航空動力研究都離不開高空試驗當前，虛擬設計方法與仿真試驗技術在優化試驗方案和縮短試驗周期方面取得了較好的效果，但這些先進方法和技術的開發與升級離不開大量的試驗結果的支持，其有效性和應用范圍的驗證也離不開真實工作環境條件下的試驗驗證。為了滿足飛機技術指標不斷提升的要求，當前非傳統新型航空動力的研發正如火如荼的進行著，尤其是飛行速度為3～5倍聲速的飛行器動力的研究。而這些動力裝置的研究，如用于鄰近空間高超聲速飛行器的渦輪沖壓組合動力的研究，不僅要進行深入廣泛的動力高空模擬試驗，而且還要求在考慮飛行器與動力相互作用影響下的高空模擬試驗，以及飛行器與動力一體化的高空模擬試驗?？梢院敛豢鋸埖卣f，高空模擬試驗測試的技術水平與能力決定了高超聲速飛行器動力研究的進程。
2高空臺的發展現狀
自20世紀30年代世界首個高空臺建成以來，其試驗測試能力與試驗測試技術隨發動機發展而不斷提升。當前世界上建有幾十個高空模擬試驗研究基地，有近百個高空試驗艙。
2.1國外高空臺發展現狀
美國的高空臺和高空艙數量占世界總數的一半以上。在高空模擬能力絕對占優的情況下，為適應進氣道/發動機的相容性能問題和大涵道比渦扇發動機研制的高空性能/特性試驗問題，不惜耗費6.5億美元于20世紀80年代中后期建成了氣源裝機功率達450MW的巨型高空臺ASTF。俄羅斯的高空模擬試驗研究中心現有兩個高空模擬試驗基地、5個在用高空艙。俄羅斯早在20世紀90年代就著手籌建10m直徑的巨型高空艙，以適應先進航空發動機研發的高空試驗需求，其設備規模和試驗能力僅次于美國，是歐洲最大的航空發動機試驗基地。另外，英、法等國也有較為完備的高空模擬能力。不僅如此，日本、韓國和印度等國，隨著經濟實力的提升和發動機的自主研發，也于上世紀末和本世紀初開始建高空臺。這些國家在不斷提升高空臺硬件能力的同時，更加大對高空模擬試驗技術的研究。一方面探索新的試驗與測試方法，開發新的試驗科目，廣泛使用和融入數值仿真技術；另一方面優化資源整合，比如美國于20世紀90年代將主要的高空模擬試驗基地歸入阿諾德工程發展中心（AEDC），使其高空模擬設備能力和技術水平遙居世界第一。總體上說，高空模擬試驗技術，已從單純追求發動機性能的高空性能試驗、功能試驗階段，發展到追求綜合高性能航空發動機的性能功能試驗、適用性試驗、耐久性試驗、數字化與仿真試驗、自動化與智能化試驗等。
2.2我國高空臺發展現狀
我國于1965年開始高空模擬試驗基地的自主建設工作，于1995年竣工并投入使用。我國高空模擬試驗基地占地400畝、總裝機功率220MW，其設備能力與水平居亞洲第一、世界第五。當前有4個高空艙，其直徑分別為3.7m、3.0m、3.0m和2.0m，可承擔海平面標準大氣靜止條件下空氣流量120kg/s的渦噴、渦扇、渦軸、渦槳發動機的高空模擬試驗，主要包括：高空校準試驗、性能試驗、功能試驗、功率/推力瞬變試驗、加力通/斷試驗、進氣壓力畸變試驗、空中起動試驗、高空風車特性試驗、進氣加溫加壓試驗、高原/高溫/低溫起動試驗等。高空模擬試驗技術的研究與發展，源于發動機的研發需求。我國十分重視高空模擬試驗與測試方法的研究，尤其是自1997年成立航空發動機高空模擬航空科技重點實驗室以來，高空模擬試驗技術的水平有了顯著的提升，建立并完善了渦噴發動機高空模擬試驗規范，解決了渦軸發動機和大流量收擴噴管渦扇發動機高空模擬試驗的關鍵技術難題。我國當前的高空模擬技術研究主要在性能/功能試驗和適用性試驗技術方面，與美、俄的同類技術相比還有差距。
3我國高空臺與高空模擬技術的發展方向
隨著我國的航空發動機由測繪仿制向自主研制的轉變，尤其是由航空大國向航空強國的轉變，以及航空發動機重大科技專項的設立工作順利推進，對高空模擬試驗的技術和能力提出了新的要求，也為高空臺的發展創造了新的機遇。
3.1我國高空臺的發展要求
為適應國內發動機研究的整機試驗條件保障需求，急需開展以下幾方面的高空臺能力的建設工作：渦噴、渦扇發動機高空模擬試驗能力建設；渦軸、渦槳發動機高空模擬試驗能力建設；大涵道比發動機高空模擬試驗能力建設；自由射流試驗能力建設；組合動力發動機高空模擬試驗能力建設；航空發動機氣動穩定性綜合評定試驗能力建設；加力燃燒室/主燃燒室高空模擬試驗能力建設；輔助動力以及其他附件高空模擬試驗能力建設。通過上述高空臺能力的綜合評估與建設，形成配套國內航空發動機與鄰近空間飛行器動力自主研發需要的高空模擬設備，打造國際知名、世界一流的我國高空模擬試驗基地。
3.2我國高空模擬技術的發展方向
航空發動機高空模擬航空科技重點實驗室，經過15年的建設和發展，突破了多項高空模擬試驗關鍵技術，形成了一系列較為成熟的高空模擬試驗方法、測試方法與數據處理評定方法。為更好地適應當前國內航空發動機蓬勃發展和向航空強國發展的發動機高空模擬試驗需要，迫切需要加大和深化以下幾方面的高空臺能力研究與建設工作。1）高空臺飛行環境模擬技術高空臺進氣壓力/溫度模擬技術；高空臺排氣環境模擬技術；高原、高溫、低溫起動環境模擬技術；進氣畸變及其他特殊要求使用條件模擬技術；自由射流高空模擬試驗技術。2）高空模擬試驗測試計量技術推力/功率測量與校準技術；燃油流量測量與校準技術；空氣流量測量與校準技術；動溫/動壓測量與校準技術。3）發動機試驗評定與仿真技術發動機性能試驗評定技術；發動機功能試驗評定技術；發動機與高空臺建模與數值仿真技術；地面臺、高空臺、飛行臺相關性。4）進氣道/發動機匹配試驗技術進氣壓力畸變試驗與評定技術；進氣溫度畸變試驗與評定技術；進氣溫度-壓力組合畸變試驗與評定技術；進氣道與發動機聯合試驗技術；降穩因子分析與試驗驗證技術。通過對上述高空模擬試驗關鍵技術的研究，形成配套國內航空動力高空模擬試驗的技術和方法體系，可為國內先進航空動力的自主研發提供技術條件保障與支持。
4結束語
航空發動機固有的高復雜性和風險性，加之飛機戰技指標不斷提高，使得先進航空發動機研制仍然離不開大量試驗的支持，高空臺和高空模擬試驗已成為當今航空發動機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決定著航空發動機的研制水平。為此，要真正突破飛機“心臟病”這個瓶頸，切實做好航空發動機的堅強后盾與技術后方，必須加強高空模擬試驗能力建設和高空模擬試驗技術研究，為我國在役、在研和預研發動機試驗提供完備的技術支持。
1發動機介紹
據國際民航組織統計，在1988—1993年的6年間，由于發動機起火、發動機葉片出現故障、發動機脫離機翼等而發生的飛行事故多達34起。及時地監測和診斷系統故障可以有效避免事故的發生，以保證飛機的飛行平安。
本文圍繞發動機健康管理，從故障診斷、故障猜測、性能評估和狀態監控4個方面，闡述了航空發動機健康管理技術發展的目前狀況和趨向。
2故障診斷技術
航空發動機故障診斷技術的發展經歷了3個階段。目前所處的智能診斷階段，以知識處理為優秀，信號處理、建模處理和知識處理相融合。隨著計算機、人工智能技術的發展，各種診斷算法得到了深入探究和廣泛應用。
2．1遺傳算法
航空發動機結構復雜、工作條件多變，故障機理和故障原因復雜，故障和征兆之間沒有明顯關系，各類故障的特征參數也不完全相同。采用數學解析方法和試驗方法有時無法解決某些新問題。而遺傳算法具有較高的并行處理信息和求解非線性新問題的能力，能夠解決在尋優過程中輕易碰到的局部極小值新問題。
基于遺傳算法的故障診斷技術通常采用概率因果模型得到發動機故障征兆和故障成因之間的關系，然后通過在遺傳過程中所采用的選擇、交叉、變異等自然選擇方式，實現對發動機故障的分類和診斷，可以縮短診斷時間、提高診斷效率、減少運算量，在復雜故障診斷中具有良好的應用前景。
2．2小波分析和支持向量機技術
小波分析是1種先進的非線性分析方法，是通過比較在分解小波后的不同頻帶內信號盒維數的大小及其變化，來反映信號的不規則度和復雜度，刻畫信號的非平穩性。航空發動機在發生故障時，常出現非線性等動力學特性，振動信號具有非平穩性。因此，小波分析可以有效地解決航空發動機故障診斷中的振動新問題。
支持向量機技術是專門針對小樣本條件下的機器學習新問題而建立的新型學習機制，能有效解決小樣本、高維數據和非線性新問題，可以消除由樣本數目不足帶來的過學習新問題，克服了神經網絡中的合理結構難以確定和存在局部極小點的缺陷，具有較強的泛化能力和抗干擾能力。航空發動機各類故障樣本通常難以獲得，屬于小樣本、非線性新問題，因此，支持向量機技術在故障分類和狀態識別中得到了有效應用引。
2．3粗糙集理論
在發動機故障診斷中，經常要處理高維的海量數據，同時會碰到先驗性知識不能滿足發動機診斷要求等新問題。概率論和模糊集等方法對此無能為力；而粗糙集理論可以解決這些新問題。
3故障猜測技術
3．1神經網絡猜測技術
人工神經網絡具有逼近任意非線性函數的能力和較強的泛化能力，在多變量猜測領域顯示出了巨大的潛力和突出的優勢。如猜測發動機復雜磨損的趨向，充分考慮多種因素(加油、補油、換油和非等間隔等)，在實施多變量猜測方案時，采用神經網絡建立多變量猜測模型，能夠解決非等間隔的受加油因素影響的油樣分析數據的建模和猜測新問題。
3．2時序分析猜測技術
時序分析理論是對1個平穩的時間序列，通過建立線性時序模型，以測量數據和偏離量為基礎，進行多次擬合以確定加權系數，代人線性時序模型，進而進行猜測。影響航空發動機滑油成分含量的因素很多，包括發動機使用時問、取樣時發動機的狀態、發動機的磁堵、發動機的維修狀況、滑油的更換等。因此，可以采用時序分析理論，根據已有歷史數據，建立線性時序模型來猜測滑油成分含量，并和實際測量數據進行比較，從而確定是否需要維護發動機。
4性能評估技術
4．1粗糙集綜合評估技術
發動機被監測參數較多，各參數所反映的發動機性能重要程度無法確切得知，因此很難合理確定各參數的權重系數。可以用粗糙集理論中屬性的重要性來確定發動機各項參評性能因素的綜合評判權重系數，最后進行權值化處理，得到各參評發動機性能參數的權值。該方法有效克服了傳統定權方法的主觀性，使評價結果更具客觀性，提高了綜合評判的準確性和有效性。
4．2層次分析(AHP)評估技術
發動機健康評估屬于多目標決策新問題，需要運用系統工程理論的綜合評估法。層次分析法是1種靈活、簡便的多目標、多準則的決策分析方法。它將定量和定性分析相結合，把1個復雜的新問題按一定原則分而治之；根據新問題的性質和總目標，將新問題分解為不同的組成因素，并按照因素間的相互影響以及隸屬關系，將各因素按不同層次組合，建立遞階層次結構模型。最終把系統分析歸結為最低層(如指標層)相對于最高層(目標層)的相對重要性權值的確定或相對優劣的排序新問題，從而為決策方案的選擇提供依據。
4．3多元聯合熵評估技術
多元聯合熵變是1個狀態函數，只要系統狀態一定，相應熵值就可確定。由于發動機系統和外界的能量交換不為零，加之各子系統的無序性，因此系統總熵的增減可以預示演變方向是良性的還是惡性的。通過計算發動機的熵值來判定發動機的性能狀態，從而達到評估的目的。采用該理論對發動機的性能進行分析，其變化規律和浴盆曲線非常相似引。
4．4卡爾曼濾波評估技術
卡爾曼濾波器作為1種參數估計方法被廣泛應用于發動機性能評估中。它通過含有測量噪聲的發動機可測輸出偏差量，估計性能蛻化量。卡爾曼濾波器在無傳感器測量偏差時能準確診斷發動機的性能。但是，假如傳感器存在測量偏差，僅僅依靠卡爾曼濾波器就無法得到正確的診斷結果。該技術經常和遺傳算法等相結合，通過優化計算找出存在測量偏差的傳感器，確定其偏差，并最終消除測量偏差對性能評估的影響。
5狀態監控技術
開展發動機狀態監控，可做到對故障早期發現、早期診斷和早期排除。發動機狀態監測技術在對壽命、振動、性能的狀態監測中得到了廣泛應用。
5．1神經網絡監控技術
在實際工作中，對發動機氣動熱力參數的監視是發動機狀態監視的重點。通過對這些參數未來值的猜測，可以了解發動機性能衰退及故障情況。過程神經網絡在解決這類新問題時具有獨特的優勢，在發動機狀態監視的起動熱力參數猜測中得到了應用，并取得了很好的效果。
5．2基于混沌理論和遺傳算法的監控技術
利用混沌變量所具有的特征，可以將混沌狀態的變量引人航空發動機各參數權值的尋優方式中。利用遺傳算法和發動機實際工作(正常和故障時)數據，能夠自動生成發動機各被監測參數的權系數，也可得到表征發動機性能的綜合指數值。
6遠程診斷和監控技術
航空發動機遠程診斷系統是全球信息化的產物，也是航空發動機故障診斷領域的一個重要發展方向。系統能縮短收集設備狀態、故障信息和診斷排故的時間，能有效地提高故障診斷的效率和精度，有利于航空公司的飛行管理，提高發動機維護水平和運行經濟性。
在國內，南京航空航天大學、裝備指揮技術學院、海軍航空工程大學等在此方面進行了的探究。南京航空航天大學探究了發動機遠程故障診斷的關鍵技術，提出了發動機遠程故障診斷的體系結構，給出了診斷設備網絡化設計的COM組件技術、遠程故障診斷專家系統和協同診斷工作環境的技術方案。采用COM組件技術和網絡數據庫技術，實現了在Web服務器上進行知識的存儲和推理。如圖1所示。還于2001年，提出了基于WEB的航空發動機故障遠程診斷的C／S和B／S模式下的系統模型，將WWW信息檢索技術、數據庫技術和故障診斷技術相結合，跨地域地將發動機使用單位及基層技術部門、生產廠商、管理部門、科研院所以及航空維修企業組織起來，共享診斷專家知識和各種專用監測診斷設備。其關鍵技術主要包括：基于Intemet的跨地域遠程協作架構技術、網絡環境下的診斷技術、計算機協同工作技術、中心站點及企業站點開放平臺的保障技術、共享信息的標準化和規范化技術等。
裝備指揮技術學院于2003年提出了以故障智能診斷和維修中心為優秀的三位一體的廣域維修保障體系。
海軍航空工程大學開發的基于Intemet和www的遠程診斷系統，主要由分布于各地的航空發動機監測現場、局域網Intranet和Intemet、遠程診斷中心和各診斷專家組成。系統主要完成發動機狀態的在線監測、離線監測、大量信息數據的處理和傳輸，并完成診斷請求和反饋診斷結果。
但是，目前提出和開發的遠程診斷系統大多數還只停留在試驗室探究階段，還存在以下的新問題：
(1)將ACARS的飛行中無線傳輸信息用于實時故障診斷；
(2)基于CORBA的并行遠程故障診斷專家系統技術；
(3)將知識挖掘技術應用于遠程故障診斷專家系統，完善知識庫。
7發動機健康管理技術發展趨向
7．1粗糙集診斷技術
反映發動機性能的大部分參數具有模糊性和連續性，而粗糙集只能解決離散的數據新問題，因此和其他理論和方法相結合是粗糙集診斷技術發展的趨向。
7．2故障猜測技術
故障猜測技術探究需要解決的新問題提前猜測故障發生的部位和等級以及發生的時問，在故障發生之前就排除。
7．3引入基于網格技術的分布式維修環境
網格技術的探究始于20世紀9O年代，是新1代信息處理設施，如圖2所示。
網格的最大優點在于能夠實現資源共享和人員協作。這一明顯優點使得越來越多的系統嘗試使用網格技術來構建所需的分布式環境。RR公司等單位和團體正在探究基于網格技術的分布式飛行器維護環境(DAME)，這是1個應用網格技術解決飛行器發動機故障診斷、預告和維護的示范項目。
7．4遠程診斷和監測技術實現實用化
發動機遠程診斷和監測技術實用化是實現實時診斷、監測的必然要求，具體表現在：(1)現場采集結果需要進行進一步的分析；(2)小公司需要借助大公司的技術資源；(3)需要借助專家的經驗；(4)需要得到發動機或有關零部件廠商的技術支持。
8結束語
發動機的健康是保證飛機飛行平安和機隊按時出勤的根本條件。隨著人們對航空平安關注程度的日益增強以及計算機技術的飛速發展，發動機健康管理的新技術、新方法取得了較大的進展。
