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航空發動機論文:航空發動機強度計算多媒體教學論文
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。現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、、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途徑和手段，不能因為其優點而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；，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
航空發動機論文:關于航空發動機健康管理技術進展及趨勢
論文關鍵詞：健康管理技術 故障診斷 故障預測 性能評估 狀態監控 航空發動機
論文摘要：綜述了航空發動機健康管理技術的近期進展，并指出了其發展趨勢。
1引言
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，以保障飛機的飛行安全。
本文圍繞發動機健康管理，從故障診斷、故障預測、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現狀和趨勢。
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，以知識處理為核心，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研究和廣泛應用。
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，故障與征兆之間沒有明顯關系，各類故障的特征參數也不相同。采用數學解析方法和試驗方法有時無法解決某些問題。而遺傳算法具有較高的并行處理信息和求解非線性問題的能力，能夠解決在尋優過程中容易遇到的局部極小值問題。
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、高維數據和非線性問題，可以消除由樣本數目不足帶來的過學習問題，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，常常要處理高維的海量數據，同時會遇到先驗性知識不能滿足發動機診斷要求等問題。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問題。
3故障預測技術
3．1神經網絡預測技術
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，在多變量預測領域顯示出了巨大的潛力和突出的優勢。如預測發動機復雜磨損的趨勢，充分考慮多種因素(加油、補油、換油和非等間隔等)，在實施多變量預測方案時，采用神經網絡建立多變量預測模型，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預測問題。
3．2時序分析預測技術
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，以測量數據與偏離量為基礎，進行多次擬合以確定加權系數，代人線性時序模型，進而進行預測。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預測滑油成分含量，并與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，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。它將定量與定性分析相結合，把1個復雜的問題按一定原則分而治之；根據問題的性質和總目標，將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低層(如指標層)相對于較高層(目標層)的相對重要性權值的確定或相對優劣的排序問題，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。由于發動機系統與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斷發動機的性能狀態，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診斷發動機的性能。但是，如果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。該技術常常與遺傳算法等相結合，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預測，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預測中得到了應用，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點，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遠程診斷與監控技術
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、故障信息與診斷排故的時間，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研究。南京航空航天大學研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、共享信息的標準化與規范化技術等。
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核心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與傳輸，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研究階段，還存在以下的問題：
(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勢
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問題，因此與其他理論和方法相結合是粗糙集診斷技術發展的趨勢。
7．2故障預測技術
故障預測技術研究需要解決的問題提前預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
網格技術的研究始于20世紀9O年代，是新1代信息處理設施，如圖2所示。
網格的較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研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、預報和維護的示范項目。
7．4遠程診斷與監測技術實現實用化
發動機遠程診斷與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。
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發動機的健康是保障飛機飛行安全和機隊按時出勤的根本條件。隨著人們對航空安全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。
航空發動機論文:航空發動機研究和發展投資規律探討
摘要：文章給出了航空發動機研究和發展經費的一般投資規律，研究了美國綜合高性能渦輪發動機技術計劃和多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機計劃的投資情況，可為我國航空發動機項目制定投資策略和控制經費提供一定參考。
關鍵詞：發動機；投資；航空
航空發動機項目技術難度大、周期長、費用高、風險大，目前國外能獨立研制先進航空發動機的國家只有美國、英國、法國和俄羅斯等少數幾個國家。這些國家長期以來高度重視航空發動機技術的研究和發展，投入大量資金，通過連續不斷的實施先進技術預先研究和驗證計劃，為其占據經驗豐富地位奠定了堅實基礎。
1航空發動機研究和發展經費的分類及基本規律
航空領域研究和發展經費一般分為基礎研究、應用研究和（產品）發展三大類，不同國家會根據實際情況進行調整或者細分。美國對研究和發展經費的分類和管理較為系統和成熟，將研究和發展經費細分為7類：6.1基礎研究、6.2應用研究、6.3先期技術開發、6.4先期部件開發和樣機、6.5系統研制與驗證、6.6科研管理保障、6.7作戰系統開發。其中，6.1類～6.3類不針對特定型號，屬于技術基礎工作（相當于我國的預研）；6.4類、6.5類、6.7類針對特定型號，屬于型號發展工作；6.6類則貫穿采辦的全壽命周期。從投資規模來看，美、英、法、俄等航空均衡發展國家一直以來非常重視在航空發動機技術研究和發展方面的經費投入。據統計，航空發動機的研究和發展經費占航空研究和發展總經費的25%左右。英國、法國航空發動機工業產值在國內生產總值的比例分別為0.5%和0.3%，航空發動機研究和發展經費在國內生產總值中的比例分別為0.08%、0.06%。通用電氣公司、普惠公司、羅羅公司和斯奈克瑪公司每年在航空發動機研究和發展方面的投入在10億美元上下。美國軍方每年在航空發動機研究和發展方面的投入大約為15億美元。從投資渠道來看，美國政府每年投資約800億美元的研究和發展費用，其中有百億美元的費用用于航空，一般由政府和工業界提供，比例大致為3:1。在政府提供的費用中，90%以上由國防部和NASA兩家提供，其余由運輸部和能源部提供。NASA面向民用航空發動機，其經費約占NASA全部航空經費的1/3，大部分用于與工業部門簽訂的合同上，用于本身完成計劃的費用和對大學的資助不到總費用的20%。國防部面向軍用航空發動機，其經費約占國防部全部航空經費的20%以上，其中6.1類研究經費中55%委托給高校，25%委托給工業部門，軍內研究只占20%，6.2類～6.4類則更多的委托給工業部門。工業部門的科研工作在全美占有重要地位，大約3/4的研究和發展工作是由工業部門完成的，這里吸納了全國60%以上的研究和發展總經費，其資金來源主要有三個：①自籌資金。一般占銷售額的6%～8%，大致與政府投入資金相當；②政府委托的各類研究和發展合同資金。研究成果屬于政府，用于其他盈利項目時要償還部分資金；③獨立研究和發展資金。從研制和采購合同中提出一部分資金用于改進技術能力，但必須按比例搭配一部分自籌資金。從投資分類來看，國外不針對特定型號的發動機預研經費占全部發動機研究和發展費用的30%～35%。據美國多年的航空發動機各類經費統計，6.1類、6.2類、6.3類、6.4類、6.5類、6.7類每年經費的比例大致為：3%～4%：10%～12%：10%～12%：10%～12%：30%：30%。其中前三類的比例比較穩定，后三類的比例隨新型號的上馬而有較大的變化。
2航空發動機研究和發展計劃的投資情況
在國外已實施的航空發動機預先研究計劃中，美國綜合高性能渦輪發動機技術計劃、美國多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機計劃、歐洲先進核心軍用發動機計劃是其中的典型代表。據統計，IHPTET計劃從1988年開始到2005年基本完成，經歷18年，耗資約50億美元，平均每年約為3億美元；VAATE計劃的投資水平與IHPTET計劃相當，從2006年到2017年，計劃投資37億美元，平均每年3億多美元；ACME計劃是英國和歐洲投資最多，規模較大的一個軍用發動機技術發展計劃，估計每年投資為1億歐元。以下重點對美國IHPTET/VAATE計劃的投資情況作進一步分析。IHPTET計劃和VAATE計劃是兩個接續性的計劃，參于IHPTET計劃的主要有國防預研局（DARPA）、陸軍、海軍、空軍、NASA和6家航空發動機公司（艾利遜先進技術發展公司、聯信發動機公司、通用電氣公司、普惠公司、特里達因公司和威廉斯公司），參與VAATE計劃的主要是美國陸軍、空軍、海軍、DARPA、NASA和6家航空發動機公司（通用電氣公司、霍尼韋爾公司、普惠公司、羅羅公司、威廉斯公司和特里達因公司），3家飛機機體制造商（波音公司、洛克希德?馬丁公司、諾斯羅普?格魯門公司）也參加了該計劃，另外該計劃還新增了國防部辦公室（OSD）和能源部（DOE）。兩個計劃的投資渠道一致。根據美國1999年～2011年國防預算報告，空軍方面與IHPTET/VAATE計劃相關的投資項目有四個：①PE0601102F國防學科研究；②PE0602203F航空航天推進。主要是其中的3048（燃油和潤滑）、3066（渦輪發動機技術）兩個子項目；③PE0603202F航空航天推進分系統綜合。僅有一個668A（飛機推進分系統綜合）子項目；④PE0603216F航空航天推進和動力技術。主要包括其中的2480（航空航天燃油和大氣推進）、4921（飛機推進分系統綜合，2002年668A取消后產生）、681B（先進渦輪發動機燃氣發生器）三個子項目。陸軍和海軍也是IHPTET/VAATE計劃的重要承擔方，陸軍以渦軸/渦槳發動機的研究為主，每年獲得國家投資千萬美元上下，占合同份額的25%～50%；海軍主要參與聯合渦輪先進燃氣發生器（JTAGG）的研究，每年獲得投資約為700萬美元，此外還有一些其他研究和發展工作，投資額在0.3億美元上下。據美國1997年～2007年國防預算報告，陸軍在IHPTET/VAATE計劃上的投資項目主要是PE0602211A航空技術（A47B）和PE0603003A航空發動機驗證機（D447），海軍在IHPTET/VAATE計劃上的投資項目主要是PE0602114N航空推進技術、PE0602234N航空材料和PE0603236NIHPTET驗證機（R2951）。除空、陸、海軍以外，國防預研局、NASA參加了IHPTET計劃，國防預研局、NASA、國防部辦公室、能源部參加了VAATE計劃。工業部門在航空發動機研究和發展方面的投資一般按照發動機銷售額的百分比提取。IHPTET計劃一開始，就約定了政府撥款和工業部門投資約各占一半。根據以上渠道分析和相關數字統計，可以得到IHPTET/VAATE計劃的投資強度情況：①IHPTET/VAATE計劃在1995年～2009年累計投資約為53.79億美元，平均每年投資額為3.59億美元；②IHPTET/VAATE計劃在1995年～2008年的投資基本保持穩定，在3～4億美元；由于VAATE計劃提前結束，2009年的經費出現了攀升，達到4.5億美元；③1996年～2000年，IHPTET計劃第二階段總共投資17.08億美元，平均每年為3.42億美元，年度投資變化比較平穩；2001年～2005年，IHPTET計劃第三階段總共投資17.54億美元，平均每年為3.51億美元，年度投資呈波浪形，2002年出現了波峰；2006年～2009年，VAATE計劃及時階段總共投資15.52億美元，平均每年為3.88億美元，年度投資呈斜線形，連年遞增；④美國IHPTET/VAATE計劃每年在空軍、陸軍、海軍、NASA以及政府其他部門的投資基本上保持著比較穩定的比例關系，大致為34%：2%：11%：18%：7%；工業部門的投資大約占到總投資的28%。
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文章以美國為例，重點討論了國外航空發動機研究和發展經費的管理方式和投資規律，但這只能反映國外航空發動機投資管理的冰山一角。因此，要解析國外航空發動機的投資現狀，還有待于更深一步的研究。
作者:吳靜敏 單位:中國航空工業發展研究中心
航空發動機論文:航空發動機滑油系統污染防控
摘要：本文分析了航空發動機滑油系統油液污染的危害和污染原因，針對飛機維修特點制定發動機滑油系統的污染防控措施，旨在使飛機在維修過程中控制發動機滑油系統污染源、發現和消除污染物，保障發動機工作安全、。
關鍵詞：發動機;維護;滑油系統;污染防控
一、引言
近年來，因飛機油液系統污染導致的飛行事故、事故征候和較大故障已嚴重危及飛行安全，油液系統污染的防控工作已成為飛機維護中的重要工作。滑油系統是保障飛機發動機正常工作的重要系統之一，其主要功能是保障發動機摩擦件的潤滑和散熱，一旦滑油系統出現故障，將引起軸承等重要部件損壞而造成嚴重事故。因此增強發動機滑油系統的污染防控，分析滑油系統污染的危害及其原因，制定污染防控措施，對飛機維修企業確保發動機正常使用，保障飛機飛行安全具有十分重要的意義。
二、污染的危害
滑油系統污染是指系統內部零件磨損、老化等產生的金屬屑、淤渣和從外部進入的塵埃、沙粒等固體顆粒物，當滑油中存有相當數量的雜質，從而影響滑油潤滑和散熱效果，加速軸承、齒輪等運動零件磨損，縮短壽命。滑油中的水分會引起金屬零件表面銹蝕，使滑油揮發，加速氧化分解，生成沉淀和腐蝕性物質，進一步降低潤滑性能、惡化潤滑效果。在發動機使用過程中，常見的污染故障主要有傳動部件異常磨損、振動異常、抱軸、腐蝕、滑油消耗量異常、滑油量異常增加或減少、滑油溫度高、滑油壓力異常、滑油變黑或有異味、滑油中串入燃油等，這些故障對發動機的正常工作產生嚴重影響，造成發動機振動大、卡滯、失效等現象的發生，嚴重時將會導致發動機抱軸；滑油腐蝕性過大將造成發動機附件機匣等腐蝕，導致發動機結構性故障。
三、產生污染的原因
1、金屬屑污染
航空發動機傳動零件表面磨損產生的銅、鐵、錫等金屬屑是造成滑油污染的一個重要因素。金屬屑產生的原因是由于使用維護中機件磨損、拆裝損傷和外部侵入物所致，如維護中機件未經清洗或雖經清洗但未清洗干凈而殘留在機件和系統中，體積大于系統過濾器通道的金屬屑則沉淀在滑油濾、磁塞等部位，或存留在系統中滑油流動的死區危害機件。同時金屬屑體積小于過濾器通道的則隨滑油流動，當含量大于一定數量和粒度大于一定值時，直接影響發動機工作性能，直接反映發動機工作環境的污染程度。
2、人為性污染
人為性污染主要發生在使用維護過程中的滑油系統污染。產生的原因是由于維護人員對滑油的清潔度重視不夠，防控措施不當或未落實防控措施，如維護的機件內部污染度不達標，未用清潔擦拭機件外表面或發動機部位，加油口未清洗、擦拭，拆除滑油系統附件后斷開的導管、接頭和部件等未及時包扎，連接口不清潔或清洗不達標等，均可產生人為侵入物污染滑油系統。
3、水分污染
水分是滑油中最常見的液體污染物，對滑油系統的危害很大。滑油系統中的水分主要來自維護時工作環境中的水分，維護操作中接觸性水分侵入。如滑油箱加油口殘存的冷凝水分，附著在滑油加油設備的接觸性殘存水分等均易進入滑油系統，成為滑油系統水污染的來源。使用維護中的環境濕度控制和避免操作時水分接觸尤為重要。
四、污染防控的措施
1、滑油光譜監控
滑油光譜分析是應用最早的油液監控技術，主要功能是根據滑油中各種磨粒元素濃度的變化狀況判斷機件磨損程度，根據磨粒元素成分判斷磨損部位，因此利用滑油光譜分析儀，可對發動機滑油維修中和試車產生的Fe、Al、Cu、Cr、Ag、Ti、Mg等金屬元素進行監控。滑油光譜分析的關鍵在于油樣的獲取和檢測分析的性。其中油樣獲取非常關鍵，必須從設計的取樣點取樣，或從系統沉淀物位置取樣，按照使用維護時的取樣方法、取樣時機、取樣量等取樣，另外取樣信息、分析結果記錄、歸檔和污染防控信息傳遞流程和管理也十分重要。目前滑油光譜分析技術已在航空發動機滑油系統污染監控中廣泛地應用，雖技術比較成熟，但對滑油光譜分析還應引起重視。針對在實際使用過程中出現滑油光譜結果超出監控指標時，應采取以下措施：（1）重要磨損元素濃度超過警告值或增長率異常值時，重新采樣驗證確認后，進行鐵譜分析，綜合分析大磨粒監控結果，并按照要求檢查滑油濾、磁塞、（熱）金屬屑信號器，檢查振動值、高低壓轉子慣性運轉時間以及軸承噪音值等。若發現有指標不符合規定，應暫停使用，由發動機專業維修廠家排查原因，消除污染物。若未發現不符合規定指標，列入監控使用，監控5個飛行日。（2）對因滑油光譜監控數據超過規定指標列入監控使用的發動機，應在每個起落后采樣進行滑油光譜分析、鐵譜分析和磨粒檢測，同時進行軸承檢查，監控發動機振動值的變化趨勢，發現異常時發動機暫停使用。（3）對列入監控使用的發動機，在監控周期內，滑油鐵譜分析、磨粒檢測、軸承檢查和發動機振動值未超過規定指標時，發動機恢復正常使用。（4）滑油光譜監控出現以下情況，若外場無法排除故障時，發動機暫停使用：鐵、銅元素濃度超過異常值時；鐵、銅元素濃度超過警告值且濃度增長率超過異常值時；其它重要磨損元素濃度超過異常值和增長率異常值時。（5）參考元素濃度超過異常值或者因腐蝕造成鎂元素濃度超過異常值，而發動機無其他故障征兆時，可更換滑油后繼續正常使用。
2、磨粒檢測
根據發動機滑油需進行磨粒檢測的時機，使用自動磨粒檢測儀，嚴格按照磨粒監控指標（參見表1）對磨粒的數量、類型和尺寸分布等情況進行檢測。進行磨粒檢測時，當發現檢測數據超出指標時，應將檢測結果和“航空發動機滑油光譜故障診斷專家系統”的診斷建議通知使用單位。使用單位應結合發動機實際狀態，采取措施綜合分析確定發動機能否繼續使用，主要采取以下幾項措施。（1）當滑油磨粒檢測數據超標時，應首先重新采樣檢測驗證。（2）新品或翻修發動機裝機使用25h內，磨粒檢測數據首次超過規定指標時，確認發動機其他監控參數和發動機性能參數正常時，可更換滑油后正常使用，以排除發動機磨合的影響因素。（3）確認磨粒濃度超過警告值時，進行鐵譜分析，檢查發動機滑油濾、磁塞、（熱）金屬屑信號器、軸承工作狀態及相關發動機監控參數，如檢查結果異常，發動機應暫停使用；若檢查結果正常，列入監控使用，監控5個飛行日。監控期間，每個起落采樣進行磨粒檢測、光譜分析、鐵譜分析，同時進行軸承檢查，監控發動機振動值的變化趨勢，發現異常時發動機暫停使用。（4）確認磨粒濃度超過異常值時，發動機應暫停使用，查找原因并排除污染源后使用。（5）當確認滑油污染度等級超過規定指標，而其它磨粒濃度數據正常，滑油光譜分析鐵、銅元素濃度及濃度增長率正常時，可更換滑油并清洗滑油系統。發動機換新滑油，試車后，重新采樣檢測正常，發動機可繼續使用，若仍異常，發動機暫停使用，再查找超標原因。（6）發動機滑油系統排故時，可從發動機附件機匣放油口采樣進行磨粒檢測、光譜和鐵譜分析，與滑油箱放油口采樣檢測數據對比，以定性分析故障。
3、滑油污染度控制
滑油的污染度控制除對滑油油液中的固體顆粒污染度進行檢測外，還應采取以下幾個方面實的控制措施：（1）采購具有合格生成資質企業生產的滑油，確保滑油的污染度從源頭上能夠可控。（2）加強發動機滑油的入廠檢驗。采購的滑油應嚴格進行入廠取樣化驗。（3）在滑油使用過程中，除定期對滑油加油設備中滑油的污染度進行檢測外，按檢測時機要求對裝機使用發動機滑油的污染度進行控制。從發動機滑油箱和飛附機匣采樣，檢測滑油的固體顆粒污染度。（4）滑油采樣時必須使用統一采購的潔凈塑料瓶；采樣前應先使用清潔毛刷蘸潔凈的洗滌汽油對各放油口進行清潔，并放出一定量的滑油后再進行采樣，確保油樣不被污染；采樣后在采樣瓶上詳細登記飛機號、發動機號、采樣日期和時間、采樣部位、采樣原因等信息，確保油樣受控，便于追溯。（5）人是油液污染防控中最重要因素，所有參與滑油油液采購、儲存和使用的人員都應受控。對從事發動機滑油系統、工藝裝備安裝、清洗、試驗和維護人員，均應經過防污染專業培訓。操作者雙手應無污物，著清潔工作服和帽子，不許戴易脫落纖維或污濁手套，滑油采樣應由專職檢驗員進行。
4、理化指標監控
滑油理化指標監控目的是檢驗滑油的品質以及界定滑油使用惡化極限，確定滑油品質或者決定能否繼續使用。使用的發動機主要應按照滑油箱油量異常增加，滑油油樣顏色突然變深、變淺或目視有雜質，滑油壓力擺動或滑油壓力超過規定且無法確定故障原因，發動機無滑油滲漏情況下出現滑油消耗量大或滑油箱液面低等狀況時，進行發動機滑油的理化監控。
五、結束語
飛機維修企業在滑油污染防控中的主要任務是：對飛機維修期間的發動機按規定的周期和時機，通過滑油光譜分析、磨粒檢測、污染度檢測等對發動機滑油系統的污染實施防控，及時發現和預報故障，保障飛行安全。由于滑油系統污染防控涉及制造、使用和維修等各個階段和環節，因此必須從各環節細節做起，扎實地落實防控措施，保障發動機滑油系統工作和安全使用。
作者:劉宏臣 單位:石家莊海山實業發展總公司
航空發動機論文:航空發動機結構與強度課程設計思考
一、航空發動機構造與強度課程設計的作用
對于飛行器動力工程的學生，航空發動機構造與強度的課程設計顯得尤為重要。課程設計的重要性主要體現在航空發動機構造和強度課程的特點。實踐性是航空發動機構造與強度課程最顯著的特點。本課程研究的是實際發動機的結構及其強度，從表面上看，內容簡單、易懂，理論性、系統性不強。但是要學生自己分析，則往往無從下手，特別是碰到實際的結構分析、結構設計更是束手無策。因此，通過課程設計這個教學環節，完成航空發動機某一結構的設計，起到加深對課堂教學內容的理解，實現理論向實踐的轉化，鞏固理論知識的重要作用。航空發動機構造與強度課程的第二個重要特點是多學科綜合的特點。實際的航空發動機結構是一個容納多學科的、相互滲透的、具體的統一體，一個發動機具體結構的誕生是多學科綜合的結果。即使一個簡單的葉片結構設計都涉及到氣體動力學、傳熱學、彈性力學、疲勞與斷裂力學、有限元分析方法等等。因此本課程的教材涉及的內容多，知識面廣，幾乎包括了所學過的所有課程。總體上看顯得內容繁雜，沒有系統性和規律性。這給學生的學習帶來了困難。而在完成課程設計的過程中，學生需要綜合運用《航空發動機構造》、《航空發動機強度計算》等專業課程以及《彈性力學》、《有限元分析方法》、《機械制圖》等專業基礎課程的知識，需要查閱國家標準、材料手冊等相關資料。因此，航空發動機構造與強度課程設計作為航空發動機構造與強度課程的后續教學環節，起到了提高學生綜合運用相關專業課程的能力、加深對航空發動機構造的與強度認識和理解的重要作用。綜上所述可知，課程設計作為大學實踐教學環節的組成部分，是實現理論與實踐相結合的重要環節。而航空發動機構造與強度課程設計，由于航空發動機構造與強度課程的實踐性和多學科性的特點，其課程設計對于提高學生的綜合運用學科的能力以及加深對課程的認識和理解尤為重要。
二、工科相關課程設計的研究進展
美國麻省理工學院提出了高等工科教育要“回歸工程實踐”的教育理念。在《中共中央國務院關于深化教育改革推進素質教育的決定》中，明確提出以培養學生的創新精神和實踐能力為實施素質教育的重點。清華大學老教授容文盛指出課程設計作為大學某一課程的綜合性教學實踐環節，它不僅僅是理論教學的輔助環節，而是培養學生必不可少的組成部分。因此，如何更好地開展課程設計實現培養高素質人才的目標成為各大高校教師積極探索和思考的問題。西南交通大學的魯漢清教授提出要發揮課程設計的優勢提高學生的綜合素質和能力，在課程設計中要注意處理好以下幾個關系：
（1）人文素質和工程素質的關系。工程素質是工科學生課程設計培養的主要目標，魯教授提出工程素質是與人文素質不可分割的，借助課程設計，樹立起學生老實做人、嚴謹治學的思想，為工程素質的培養打下良好的基礎。
（2）知識、能力與素質教育的關系。魯教授提出在課程設計的過程中可以通過以下兩個途徑促進學生的知識、能力與素質教育的協調發展：及時，設計題目的設置向產品設計的方向靠攏，讓學生接受真實產品設計的完整過程的訓練和熏陶。第二，計算機模擬和實物講解相結合，計算機模擬的較大優點是可以進行設計結果的快速仿真分析，實物講解可以直觀地提供設計結果。課程設計可以充分利用這兩種方法的優點，從中培養學生動手（計算機操作與實物組裝）能力。東南大學開設的“數字系統課程設計”作為東南大學開放式、因材施教培養學生創新思維的成功范例其教學方式非常值得借鑒。首先通過具體案例講授相關知識、設計方法和項目實施管理的要求。隨后選題，要求學生自主構思設計項目，激發學生的自主創新意識，教師通過2周的時間與學生交流確定課題項目。在項目的實施階段，老師通過多種形式答疑。在項目完成后，學生撰寫項目設計總結包，針對課程設計項目實踐過程中如選題背景意義、項目設計規劃、核心問題分析、解決思路、理論計算仿真、得失分析展望等主要問題對課題進行總結。最終進行驗收答辯。整個過程，授課、研究、討論、設計和實踐緊密結合。除此以外，課程設計的綜合化和規范化也值得指導老師的注意。課程設計的目的是對學生進行階段性知識從理論向實際應用進行訓練，實現理論聯系實際、向實踐能力轉化的初步訓練，因此課程設計的內容應具有一定的綜合性。同時為了保障課程設計的教學效果，應當明確課程設計具體任務，制定明確的課程設計教學大綱。課程設計題目及內容的深度、廣度和難易度要適當，注重理論聯系實際。
三、航空發動機構造與強度課程設計教改思考
首先，教改重點之一改革設計內容，注重學生素質培養。現有的兩種課程設計內容各有弊端，以部件為對象開展課程設計不足之一在于：工作量較大，學生難以保質保量完成，導致最終敷衍了事；以零件為對象開展課程設計不足之一在于：課程任務量較小，任務相似，而且不利于學生加深對航空發動機構造的整體認識和綜合知識運用能力的提高。這兩種設計內容共同的不足之處在于學生發揮創造性的空間較小，不利于學生綜合素質的培養。擬采用分組的形式按部件給定課程設計任務。以航空發動機的轉子部件設計為目標，高、低壓氣機及高、低壓渦輪組件進行分組設計，按照小組的形式進行課程設計。對于給定的部件，要求分工明確，即任務分析、資料查閱、設計、分析、繪圖、答辯、設計資料整理等工作由項目小組長指定或抽簽確定，保障每個同學在項目的工作過程中從事不同的工作。其次，改革設計手段，加強計算機技術的應用。隨著計算機科學技術的迅猛發展，計算機CAD/CAM/CAE等工程設計軟件以及ANSYS、ABAQUS等有限元分析軟件已經成為航空發動機設計人員不可或缺的設計工具，Excel、MATLAB和origin等數據處理和圖表繪制軟件也成為工程時必須掌握的工具軟件。在課程設計中鼓勵學生運用各種工程軟件，使設計過程從二維的紙面躍入三維的空間，使學生更加深入理解設計的內涵，增強學生的設計想象力，有利于克服學生空間想象力不足和缺乏工程實踐經驗的不足，對于提高學生積極性，加深學生對實體結構的認識具有重要的作用。此外，在課程設計中提供計算機應用的實踐機會，使學生的計算機知識與專業知識相結合，有利于提高學生的綜合能力。第三個研究的重點在于編寫課程設計指導書。對于大多數的本科學生而言，初次面對工程性、實踐性較強的課程設計的題目，往往無從下手，因此制定課程設計指導書對于學生盡快進入設計狀態，提高課程設計教學效果具有很大的作用。同時在指導書中明確課程設計的總結報告格式與要求、課程設計評定方式，同學們可以根據課程設計指導書明確課程設計的目的和要求，以提高課程設計的規范性。
作者：徐穎 單位：南京航空航天大學
航空發動機論文:航空發動機機械加工工藝規程分析
摘要：傳統技術和加工工藝早已無法滿足現當代航空發動機的設計需求，對現代化航空發動機機械加工工藝規程研究也至關重要。本文通過對航空發動機零部件加工工藝規程進行研究，以期為同行提供些許參考。
關鍵詞：航空發動機；機械加工工藝；規程研究
1航空發動機零部件加工工藝規程現狀分析
傳統的機械加工工藝流程簡單、步驟簡略，加工效率低下，這才遠遠落后于國外。因此，這些只擁有簡單加工工藝技術的人員，自然無法指導航空發動機加工工藝。以下對我國對航空發動機機械加工的現狀作一個簡單分析。
1.1加工前的準備工作分析
航空發動機的機械操作人員，在準備機械加工前應該首先要熟悉工序圖，然后按照工序圖準備工藝設備和裝備的工作程序，從而保障后續加工工作更加順利。但我國目前的航空發動機加工規程根本就沒有這樣完善的流程和設施，以至于工作人員在工作過程中沒有明確的指導，從而無法讓工作經驗和設備條件等相匹配。久而久之，航空發動機加工事業的質量就會大大降低[1]。1.2航空發動機零部件安裝過程分析在航空發動機機械加工過程中，安裝、壓緊、矯正的操作方法是否合理，在整個加工過程中是極為重要的。為了讓零件以及夾具能夠圓滿安裝，那么首先應該保障機床工作臺的中心和零件的橫截面是否垂直，以及軸心線和旋轉中心是否一致。但是事實上，我國絕大多數工廠對這種細節問題的重視程度遠遠不夠。安裝之前只是對照粗糙的工序草圖進行粗略的安裝，如此一來便對那些尺寸大、加工容易變形的零部件較難實施。其組裝加工起來的機械質量，就更加無法得到保障。
1.3航空發動機機械加工過程分析
航空發動機在加工切削過程中，工作人員一定要按照二維視圖的工序圖對照尺寸編號進行加工。且不同的加工就會有不同的對應工序。如果是普通的切削加工工序，那么工人應當根據自己的工作經驗來安排這次的零件表面加工順序和切削參數。如果是數控加工，那么數控編程員就應該根據自己的習慣經驗來進行工作。當然，由于在現實加工過程中，數控編程員的技術掌握的局限性和思維的慣性，將會導致在安排零件表面的加工順序時，忽略零件構造的差異以及切削對零件加工變形的影響[2]。
2航空發動機加工工藝改進方法
在航空發動機機械加工工藝規程中，一個工序通常會有兩個或兩個以上的加工表面，而同樣一個加工表面可以通過不同的加工方法進行加工。但不同的加工方法所花費的成本、消耗的時間，甚至是所得到的加工質量等都各不相同。尤其是那些精密零件的加工表面，往往要通過無數次的加工才能夠達到高質量的要求。所以，工序圖中，應該細化到去標明每一個加工切削次數、順序以及走到方向。等將這些都確定好了后，再確定零件的加工過程和周期。在如此細化的安排下，才能降低加工的成本、提高加工的質量。
3統籌航空發動機零件夾具安裝工作
1）首先，將機床工作臺和墊盤底部的毛刺擦洗干凈。然后再把墊盤放到機床臺上，再將墊盤中心徑和端面跳動值矯正端正。2）用油石來清除夾具表面的毛刺并擰緊螺栓，讓墊盤跟夾具相互關聯起來。3）將零件及夾具表面的污垢清除干凈，然后再將零件安裝到夾具之上，并把零件內孔斷面數值矯正。4）將零件固定。
4優化航空發動機加工工藝流程
跟普通的加工相比，航空發動機機械加工的復雜化和特殊化更為明顯一些。用品質的工藝模板創造品質工藝，則可以提高航空發動機的工藝設計效率，并讓編制工藝的難度大大降低。
5完善航空發動機工序信息
早日完善航空發動機工序信息資源，有利于航空發動機流程的有序運行。參照的工序圖不僅要注明刀具號碼，還應該根據專用刀具詳細填寫刀具的信息資源，并描畫出刀具的尺寸和裝配圖。同時還應該建立基礎的工藝數據庫、以便能夠實現工序信息資源的共享。并通過航空發動機機械加工工藝現實情況，以標準化的加工體系來達到加工過程規范化[3]。
6科學使用三維加工圖
由于航空設備隨著航空技術的發展，數量越來越多，自然加工的工序要求也越來越高。從設計復雜、度加工逐漸過渡到程序控制。如果仍然使用以前傳統的二維視圖，那么將會很難辨別各種零件及部件的精細度。所以，好使用三維視圖才能達到更好的辨認。
7結束語
我國近年在加工工作上的規模總體來說還是欠發展的，與國際先進工藝規程差距還是較大的。因此，為了我國航空事業能夠穩健而順利的發展，我國政府和相關企業應該注重對這方面技術的研究和質量的保障，引進國外先進技術進行優化和管理。
作者：秦芃 范程程 單位：西安航空學院
航空發動機論文:航空發動機整流器加工工藝研究
摘要：整流器是航空發動機壓氣機靜子的重要部件，其制造精度直接影響壓氣機的工作性能和效率。針對小型壓氣機整流器整體加工非常困難的問題，一般采用真空釬焊后再機械加工成形，本文對焊接式航空發動機整流器加工工藝進行研究，制定了合理的工藝路線，并對單個葉片加工、葉片組裝及修配、葉片真空釬焊等工藝進行研究，加工出了合格的零件。
關鍵詞：航空發動機整流器；葉片加工；真空釬焊
整流器是航空發動機壓氣機靜子的重要部件，其制造精度直接影響壓氣機的工作性能和效率。整流器加工主要有如下3種方式：1）由單個葉片直接安裝或點焊在靜子機匣獲得；2）整體加工成形；3）由單個靜子葉片焊接成形。在大型航空發動機結構設計中，整流器加工往往選用前2種方式。大型航空發動機具有直徑大、相鄰葉片空間敞開性好等特點，加工制造也比較容易；然而，對于小型發動機而言，整流器直徑小、各葉片緊密排列，空間敞開性差，整體加工非常困難，小型發動機壓氣機整流器一般選擇真空釬焊成型。本文針對焊接式航空發動機整流器加工工藝進行分析研究。
1整流器工藝分析
某發動機整流器三維模型如圖1所示。整流器材料為馬氏體不銹鋼。該整流器葉片彎，扭較大，刀具可達性差，采用整體加工只能使用直徑為2mm的銑刀，刀具長徑比大、剛度差，加工效率極其低下。考慮零件加工工藝性，該整流器靜子葉片采用單件加工，然后通過真空釬焊焊接成整環。焊接后，該整流器內流道不再采用機械加工，其精度由焊接保障；整流器主要安裝表面精度等級為7級，焊接后由機械加工保障。
2加工工藝研究
根據整流器靜子葉片的結構特點、焊接要求及加工精度等，設計加工工藝方案如下：加工單個靜子葉片拼裝點焊葉片真空釬焊磨基準車內外止口內孔噴石墨涂層車涂層銑定位槽切分去毛刺、清洗。經實踐證明，該方案可行有效。
2．1單個葉片加工
該整流器為雙支點結構，靜子葉片焊接后形成內外環。在單個靜子葉片加工時，需要將葉片的葉型及內流道、內外環釬焊接合面加工到最終尺寸，其余留有1mm加工余量（在釬焊后組合加工成形）。單個葉片余量分布示意圖如圖2所示。葉片毛坯為方料，葉片加工工藝方案如下：銑加工超聲波探傷表面超聲波探傷磨加工定位基準面數控銑加工葉型拋光葉片線切割葉片榫頭去毛刺熒光檢查。葉片由四軸加工中心加工而成，裝夾方式為一夾一頂［1］。葉片應用CimatronE11．0軟件編程，采用3＋1定軸開粗和四軸聯動繞銑的方式加工成形。加工成形的單個葉片經三坐標檢測合格。
2．2葉片組裝及修配
2．2．1組裝工裝設計單個葉片加工后需要進行組裝，以便于后續真空釬焊。根據整流器葉片結構特點，葉片組裝工裝應既滿足葉片拼裝裝夾定位，又能有效避免葉片拼裝時的過定位問題。組裝工裝如圖3所示。在設計工裝時，利用工裝內止口與葉片榫頭外圓配合定位，工裝內止口為主要定位基準，圖3中L根據葉片尺寸及其精度而定。工裝內止口與葉片榫頭外圓采用0．01～0．03mm的間隙配合，該配合既能滿足葉片流道拼裝精度要求，又便于裝配與拆卸。另外，整流器靜子葉片的釬焊接頭與軸向定位面不成直角分布，為使葉片在工裝夾具中位置，需要根據緣板（釬焊接頭面）的角度制作角向定位塊，角向定位工裝的使用示意圖如圖4所示。在拼裝時，需要用該角向定位塊與葉片角向進行比對。當角度不對應時應修正拼裝葉片的角度。該套專用工裝的使用，不僅能保障葉片的定位和拼裝質量，也大大提高了該類整流器葉片的拼裝效率。2．2．2葉片的點焊及修配由于整流器葉片是單件加工成形，葉片加工一致性較差，在組裝時應根據實際情況進行修配。在拼裝葉片時，應先試裝全部葉片，分析試裝結果后進行修配。修配后葉片緣板應具有0．03～0．1mm的釬焊間隙。拼裝完成后，在葉片緣板間加塞銅皮，以提升拼裝接頭間隙的均勻性。葉片拼裝完成后，采用氬弧焊點焊的方式將葉片進行固定，便于后續葉片的真空釬焊。采用對稱焊接方法進行焊接，焊后變形量能得到有效控制。焊疤的大小應控制在2～4mm，過大的焊疤會影響后續的釬焊質量及機械加工質量；反之，容易開裂，對釬焊不利，需要補焊。對于開裂的焊縫應進行補焊。
2．3葉片真空釬焊
釬焊是采用比母材熔點低的金屬材料做釬料，將焊件和釬料加墊到高于釬料熔點，低于母材融化溫度，利用液態釬料潤濕母材，填充接頭間隙，并與母材相互擴散實現連接焊件的方法。［2］葉片釬焊在真空熱處理爐中進行，釬料為HB－Ni82CrSiB。真空釬焊前先對零件進行清洗［3］，對釬焊縫間隙進行復查驗證，按HB／Z309要求，內外流道接合面處刷膏狀釬料，并作防濺、防流處置，然后采用防變形工裝將零件壓緊。按照真空釬焊工藝說明書進行釬焊，確定真空釬焊參數時，應考慮真空釬焊對零件力學性能的影響［4］。釬焊后應對焊縫進行100％著色檢查。由于靜子葉片拼裝后流道面不齊整，釬焊釬料不容易填充整個焊接接頭，會造成焊接后對焊縫的理化檢查不合格，形成假廢品現象，應注意區分。焊縫不合格時應進行補焊，一般補焊次數不超過2次；補焊時釬焊溫度比第1次釬焊時低10～20℃［5］。釬焊后應在規定時間內進行回火，去除釬焊應力，并滿足零件的力學性能。
2．4后續機械加工
釬焊完成后，先采用磨削方式加工基準面，然后在車床上將內外環精車到最終尺寸。車削時應注意控制進刀量，防止刀具斷刀傷到葉片。車削完成后進行噴涂涂層、車涂層、銑定位槽和切分等工序。切分時沿焊縫進行切分，由于焊縫與零件端面具有一定的角度，需要做專用工裝，并對零件進行壓緊，防止零件切斷掉落時被鉬絲刮傷。最終形成的零件如圖5所示。
3結語
本文對焊接式航空發動機整流器加工工藝進行了研究，制定了合理的工藝路線，并對單個葉片加工、葉片組裝及修配以及葉片真空釬焊等工藝進行了研究，加工出了合格的零件。單個葉片加工時需要葉片的葉型及內流道、內外環釬焊接合面加工到最終尺寸，其余留有1mm加工余量。設計的葉片拼裝定位工裝，定位，有效地控制了葉片釬焊后內流道的錯位量，使其符合設計要求，提高了整流器的焊接質量。采用合理的葉片組裝及修配方法，提高了葉片拼裝效率和拼裝質量。
作者：王福東 陸明 徐知方 張為民 單位：中國航發四川燃氣渦輪研究院
航空發動機論文:航空發動機小零件的數字化管理
【摘要】本文闡述了航空發動機型號研制中小零件標準化的實踐過程和經驗，提出了通過編制型號標準件標準實現小零件的通用化和系列化設計，逐步建立和完善發動機專業標準件體系，促進標準件關鍵工藝問題的研究攻關和重要試驗方法的設計與改進。同時提出了標準件資源管理的數字化解決方案，從而促進標準貫徹應用和型號數字化研制。
【關鍵詞】航空發動機；小零件標準化；型號標準；標準件庫
0引言
標準件在航空武器裝備中是通用化和系列化程度要求較高的零件，不僅影響產品結構強度、壽命，也對產品減重、提高產品性、維修性、安全性等方面起著重要作用，是衡量武器裝備“三化”水平的重要指標之一。目前，航空發動機行業標準件的關鍵問題是沒有形成系列化標準體系，現有行業級以上標準不能滿足新一動機設計選用需求，需要發展航空發動機專用標準件標準，滿足設計和生產單位的需求，進而提高型號小零件標準化水平和標準件質量。
1小零件設計應用情況分析
為整合多方資源，優化設計生產的協調管理，縮短研制周期，新一代航空發動機啟用了協同研發模式。發動機行業標準件本來就基礎薄弱，大量具有通用特征小零件圖在企業內部流通，無法形成規模效益，技術水平參差不齊，這種研發模式在運行不成熟的初期更加限制了全機小零件通用化水平，小零件標準化問題成為發動機研發過程中的突出問題。
1.1小零件應用現狀分析
1）標準化程度低：以某型發動機我所承研部分設計出圖情況為例，小零件設計圖樣有908個圖號，單臺共計9737件，其中各級標準件76種，單臺共計1454件，僅占全部小零件的14.9%。
2）專用化設計：目前通用小零件圖樣結構型式、尺寸規格和材料選用品種繁多，設計技術要素不統一，例如，橡膠密封圈材料有5080、FS6265、FX-2、FX-4等，很多材料沿用老機型，壽命達不到產品貯存期要求，耐高壓和耐高溫密封性不滿足要求，需要經常更換。
3）重復設計：小零件設計主責單位基本根據單元體劃分，資源分散，依托于型號按類別進行獨立圖樣的設計與管理，各專業室溝通和資源共享渠道不暢，圖紙間存在大量無用差異，重復設計問題嚴重，一方面造成很大的設計與管理上的資源浪費，另一方面不利于工廠組織生產。
4）借用件比重大：在型號研制過程中，不同型號之間小零件的借用現象比較普遍，造成借用小零件的管理在不同程度上存在著交叉，為其技術狀態的跟蹤和協調管理帶來麻煩。
1.2國外先進發動機的小零件應用現狀
國外先進發動機標準件體系較為完善，在CFM56系列發動機中研制中采用了大量的AMS、AS、MS等行業級以上標準，并以此為基礎，配套了200多種結構尺寸標準，其成套性和協調性較好。以CFM56-7B發動機為例，其小零件構成情況，小零件的標準化率高達62.5％。小零件標準化已成為目前我國航空發動機研制的一個突出問題，為適應新一動機的研制需求，需加快全機小零件通用化、系列化、規范化研究進程，逐步建成并完善發動機標準件體系。在行業級以上小零件標準體系不健全的情況下，依托型號研制，以現有小零件設計生產經驗為基礎，借鑒國外先進標準，統籌規劃編制型號小零件標準，實現技術、設備、人力等方面的資源整合與共享，有序推進全機小零件標準化，從而達到提高發動機的研制水平、降低發動機型號研發與生產成本、縮短研制周期的目的。
2型號小零件標準化實踐
2.1實施規劃
結合型號研制需求，分析梳理型號小零件設計圖樣數據，優化系列，壓縮品種，淘汰老材料，對標準件品種規格進行整合，初步確定標準項目。經過多輪分析迭代，核查上級標準過濾已有標準項目，剔除通用性不強的標準項目，合并可優化整合的標準項目，積極開展技術創新，提出新型標準件標準項目，在平衡適用性、先進性和經濟性基礎上統籌制定型號小零件標準化實施方案。
2.2實踐過程
2.2.1標準編制原則
為了保障協同研發模式下標準的可操作性和標準件的質量，型號標準件標準的編制按如下原則開展：
1）壓縮規格品種，整合設計資源；
2）基于上級標準統一結構要素，避免未經優化的尺寸羅列，從標準的角度和要求出發，以滿足設計使用為目的，經過充分的試驗驗證，優化小零件標準參數尺寸和規格系列；
3）技術要求標準從國家軍用標準和航空行業標準中選擇，已有標準不滿足要求時補充編制配套型號標準件技術條件標準；
4）有分歧的技術要素的確定要經過充分的試驗驗證，同時積累試驗數據。
2.2.2關鍵問題攻關
1）優化系列，壓縮規格品種按照型號標準件標準編制實施方案，在保障滿足設計、安裝、使用需求的基礎上，對某型發動機研制中小零件的結構要素進行歸類優化，壓縮材料品種。
2）關鍵技術要求和性能指標確定結合目前型號小零件設計實際情況，參考國外先進標準和技術，對小零件技術要素進行標準化，對性能指標進行科學的理論設計；缺少設計依據時，參考先進標準，結合小零件設計使用經驗，提出初步指標設計原則和方法，經過驗證和改進迭代后，形成標準件技術要求的性能指標。
3）小零件關鍵工藝改進在標準討論和標準件鑒定試驗中重點關注標準件螺紋鍍銀技術、自鎖螺母材料熱處理與收口參數的關系、5次加溫加載試驗不合格、螺紋粘接、螺栓螺母分解過程中由于粘接導致的螺栓斷裂等問題，以及自鎖螺母鎖緊性能不能滿足高溫振動試驗要求的相關工藝問題，控制標準件按規范要求達標生產。
4）關鍵試驗方法改進提高5次加溫5次加載試驗、扳擰試驗等關鍵試驗的試驗精度，參考國外標準，確定切實可行的試驗方法，統一試驗夾具和流程。
2.3標準件資源的數字化管理
新的小零件設計管理模式在應用實施過程中必然會受到傳統的設計思維和工作流程的制約，為了促進標準貫徹和應用，同時利于型號數字化設計的開展，基于型號標準件標準資源開發標準件庫管理平臺，為標準的使用提出數字化解決方案。標準件庫基于Teamcenter2007創建，在UGNX中調用運行，利用該系統對型號標準件模型進行統一管理和維護，以方便設計使用為目的，數據庫定制有以下特點：
1）數據時效性強，加載方便，模型即調即用；
2）客戶端界面設計科學合理，結構化管理資源，信息引導性強，實用性遠遠優于文檔性目錄。
3）解析標準的主要技術要素，實現了合理的數字化解決方案，重新整合幾何和非幾何參數，提高信息識讀性和瀏覽效率；
4）實現面向標準件技術要素的搜索，執行跨標準參數化搜索，融合標準間界限，提高查詢效率和設計效率。
3結論
編制型號專用小零件標準并提出標準資源管理的數字化解決方案，首先變革了小零件設計管理模式，滿足了新一動機研制需要；其次促進了標準件工藝關鍵問題的研究攻關和重要試驗方法的設計與改進，從而提高標準件質量；，以此為基礎實現行業標準件體系的的逐步建立健全，填補國內航空發動機行業空白。
作者：鄭冬梅 季江寧 單位：沈陽發動機設計研究所
航空發動機論文:航空發動機故障診斷方法及測試流程
摘要：航空發動機是飛機最重要的組成部分，是一種高度復雜和精密的熱力機械，作為航空業的主要組成，素有“工業之花”的稱譽。因為航空發動機是飛機的動力來源，因此在飛行過程中一旦發動機產生故障會嚴重影響飛機的系統運行及飛行安全。文章中通過對航空發動機故障診斷方式進行介紹，其中主要包括信號診斷和智能檢測診斷。文中系統的對航空發動機故障診斷流程進行闡述，明確航空發動機故障后應該如何進行操作，以保障飛機系統的順利運行。
關鍵詞：航空發動機；故障診斷；測試
前言
目前我國航空發動機可以分為活塞式發動機、燃氣渦輪發動機、沖壓發動機等。航空發動機具有結構高度復雜、零件多的特點。因此，在日常的運行中需要對發動機進行診斷和維護。對于發動機產生故障監測需要具有專業的、系統的診斷及工作流程，才能保障航空發動機的正常運行。同時航空發動機測試設備需要在耐高溫、高壓、高負荷等極端環境下測試發動機性能。由此不難看出，航空發動機的故障診斷及測試流程的重要性。
1航空發動機故障診斷方法
1.1信號診斷方法
信號診斷是航空發動機故障診斷的主要方式，主要是建立I/O信號模型，通過信號幅度，信號頻率等對航空發動機進行故障診斷。在航空發動機信號故障診斷中可以PCA分析法對故障進行分析[1]。PCA信號診斷方法主要是通過將實際信號與標準信號進行對比診斷，通過與參照信號數據之間的對比差異來顯示當前航空發動機中是否存在問題。具體分析方法為：首先，建立正常航空發動機狀態下的PCA數據模型[2]。其次，當航空發動機產生故障時信號與數據模型對比產生異常，在將航空發動機故障信息通過數據總線傳出。，通過PCA數據分析，分析航空發動機產生故障的部位。信號診斷中還可以采用小波變換診斷方式對故障進行診斷。小波變換診斷方式主要是通過信號波動進行診斷，將產生非穩定狀態下的小波動轉換為數據信號，在通過輸入變換端中的異常部位檢查波段中異常點的位置，從而對故障點進行診斷。此外，在信號診斷中還可以采用δ算子分析法對航空發動機故障進行診斷[3]。此方法主要是利用δ算子在特定的空間內構造出的最小投影向量集的方式進行診斷，其中特定空間主要是指Hibert空間。通過將完整的格形的濾波器，將誤差向量與首位元素之間進行殘差的比較。同時應用降噪技術的配合來實現故障噪音敏感檢測，從而診斷航空發動機故障發生點。
1.2智能檢測方法
智能檢測方式主要是依靠當前智能操作系統對航空發動機故障進行診斷，其主要優點在于使用人工智能可以更加的對故障部位進行確定，提高診斷度。智能檢測方式主要依據以下三種方法進行故障診斷：及時，模糊倫理智能分析法。模糊倫理智能分析法主要是通過在特定的環境下，進行精度確定，從而給出的一種非線性函數診斷。通過事先對故障征兆和故障類型等進行模型的建立，將故障征兆與故障類型之間的原因與現實的結果進行關系建立，通過二者之間的模糊關系建立一種非線性函數關系。根據航空發動機領域中的相關特點和常識特點進行人工智能問題推導，最終診斷出故障的來源及故障原因。第二，神經網絡診斷。神經網絡診斷主要是指一種基于網絡神經的智能化診斷技術。一般采用計算機能力較高的測試系統對故障進行排查，通過計算機中高速的數據演算功能將航空發動機中可能或存在的問題進行分析，最終將故障進行總結。由于是利用智能化人工神經網絡進行診斷，因此被稱之為神經網絡診斷。第三，粗糙集模型診斷。粗糙集模型診斷主要使用數學計算手段進行演算和診斷。由于此種診斷方式不需要事先對航空發動機故障經驗進行模型建立，因此被稱之為粗糙模糊診斷。此種診斷方式主要是通過RS理論進行的一種簡化故障維度系數的診斷方式。通過將航空發動機故障診斷進行最小范圍內的縮進，最終進行診斷的一種程序。
2航空發動機故障測試流程
航空發動機的故障測試的具體流程為：首先，確定該種航空發動機的型號及總體診斷方案；其次，對其進行測試診斷，其中包括使用維護要求分析和保障性分析兩種方式，分別從以上兩種診斷中進行測試，最終確定測試方法和測試設備。根據發動機FMECA分析將發動機故障數據進行分類。將以上兩種診斷的結果與航空發動機故障診斷方法分析相結合，從而進行綜合性分析，最終卻定發動機故障診斷方法及測試流程。根據航空發動機故障測試流程進行分析發現，航空發動機的故障主要存在以下三種類型：及時類，功能失效及性能衰退故障。此類故障主要是由于發動機轉速、擺動、喘振、溫度產生故障。因此，在檢測中可以根據實時監控和系統采集的信息進行分析。通過航空發動機的總溫度、轉子速度和燃油量等進行最終確定，將故障方位進行隔離，從而進行維護。第二類，航空發動機內部檢測與地面內部檢測系統故障。此類航空發動機的故障主要是由于發動機內部風扇部位的轉子葉片產生裂痕、風扇部件轉子葉片葉身掉落及高壓氣機轉子葉片裂痕等。在對此類故障進行分析的過程中發現由于內部發動機內部結構損傷導致無法完成自動檢測，需要進行人工檢測。根據航空發動機故障測試流程，最終確定檢測方式為，使用孔探儀對故障部位進行檢測，或者使用超聲波檢測和磁力探傷檢測等方式對發動機特定的機構內部進行檢測[4]。第三類，航空發動機無法進行內部檢測和地面檢測。產生此種故障的主要原因為發動機內部的中央傳動機構受損。可能由于腐蝕、磨損等原因，從而造成發動機無法進行自動檢測。根據航空發動機故障測試流程，最終確定檢測方式為，使用分解設備、探傷設備和裝配設備對發動機進行分解，更換部分零件，重新進行組裝。
3航空發動機測試系統設計要求
在對航空發動機故障診斷及測試系統進行設計中應該注意以下幾點設計要求：及時，對于自測系統中的數據集設備應固定在一個具體的單元模版中，從而方便進行檢測；第二，對于測試點的設定，應該使用或建立更加快捷、方便的測試工具和測試設備，從而方便發動機內外部的聯系，便于智能檢測和人工檢測；第三，設定具體的數據庫和自動測定原件或電子控制系統等。通過電子設備和電子程序的設定，定期對航空發動機內部進行診斷，及時進行故障檢測、故障隔離、故障警報等，提高發動機的運行效率。第四，對發動機渦輪系統、數控系統等進行數據參數的設定及調整，從而進一步完善航空發動機測試系統。
4結束語
由于航空發動機的復雜性，在對航空發動機故障進行檢測和診斷中需要更精準的檢測率。因此，在進行航空發動機故障診斷方法和測試流程設定的過程中需做到精益求精，不斷優化航空發動機的測試方法與流程，以提升發動機測試率，在飛機科研與生產過程中極為關鍵。
作者：龔川森 杜小陽 劉建輝 單位：中航飛機股份有限公司漢中飛機分公司試飛廠
航空發動機論文:航空發動機健康管理系統的檢測
【摘要】介紹當前航空發動機健康管理系統的發展背景以及現狀，以及對航空發動機健康管理系統的檢測方法進行了簡單的介紹。并提出了航空發動機健康管理系統所面臨的壓力，以及對未來發展趨勢的展望。
【關鍵詞】航空發動機；健康管理系統
作者簡介：王潤偉(1986.11—)，男，漢族，云南昆明人，助理工程師，主要研究方向：民用航空器維修技術及工效設計、評估
1前言
隨著航空發動機的性能和復雜程序的持續增加，災害性天氣不可預測性，航空發動機所面臨的穩定性，經濟性，性等問題浮出水面。嚴格進行實地監測，采用診斷系統進行故障分析盡可能地避免飛行事故的發生，以保障飛機的穩定運行以及乘客的安全。隨著科學技術的不斷發展，發動機的監測系統也跟著完善起來，從控制系統中脫離出來，為了應對安全的需要，成立了獨立的發動機健康管理系統。發動機是飛機的“心臟”，是飛機的重要系統，其任何“疾病”都可能會影響飛行安全，甚至帶來災難性的后果。因此，民航行業視發動機的安全保障為重中之重。隨著各航空公司飛機機隊規模的快速擴張，各航空公司不可避免地面臨多種型號飛機和多地域運行所帶來的安全保障問題；加之，目前在保障發動機安全使用方面國內航空公司過多地依賴各OEM廠家提供的技術保障服務，使得航空公司正逐漸削弱或喪失已建立起來的安全保障監控技術能力，若航空公司自身不研發具有獨立自主產權的監控技術，一旦將來由于某種原因導致OEM的服務中斷，則飛機的安全運行將無法得到保障。因此，實現發動機的集中高效管理，保持并提高發動機安全保障能力，從行業發展的長遠來看顯得尤為重要。實現此目標只能通過科技創新，研發具有自主知識產權的飛機發動機安全保障系統平臺，增強我國航空公司的自我保障能力。
2航空發動機狀態診斷
統計資料表明，發動機故障在所有的飛機里，資源耗費高，效率低，而且與發動機有關的零部件維修費用相當高。因些建立一個有經濟實用的發動機健康管理系統是有必要的。最初的航空發動機健康管理系統很簡單，是依照發動機工作時的參數來斷送發動機的老化程度，再根據老化程度進行發動機的維護。隨著民用航空的日益廣泛，競爭也越來越激烈，降低發動機的維護成本已經勢在必行。由此，發動機健康管理技術在這種雙重壓力下漸漸發展起來。健康管理系統能夠在較大的基礎上檢測出發動機零部件的健康狀況，并做好及時維護修理，避免發動機在飛機飛行時間出現意外而無法正常工作，減少因發動機事故帶來的經濟損失和人員傷害。
3健康管理系統的檢測方法
當一臺新的發動機在工作時，發動機里面的各零部件都會在不同程序上有一定的損耗。隨著使用時間的增加，其部件的與當初的性能差距越來越遠，直到停止工作。在一些情況中，發動機是由于外力因素而損傷，或者損耗嚴重。而發動機健康管理系統就起到一個監督的作用，如遇到發動機損耗或者停止工作的狀態時進行修復應急或者報警。
3.1振動頻率分析
發動機的振動分析分為兩種，一種是整體突發性增強，另一種是在某個階段頻率大。前者一般是發動機已出現故障，后者可能是零部件損壞。振動問題是航空發動機和傳動系統研制及使用中常見而不容易解決的難題，涉及到設計、制造、材料、環境、使用等方面。為了從根本上解決航空發動機的振動控制難題，通過長期深入的理論和實驗研究，重點實驗室在航空發動機振動控制、發動機狀態監測和健康管理等幾個關鍵領域取得了較大的突破，解決了現代中小型航空發動機因轉速高、重量輕、結構復雜、尺寸效應明顯等帶來的設計和試驗難度增大等難題。
3.2使用壽命監控
這項監控是對發動機以及其部件使用時長的監控。發動機在工作時承受著巨大的機械和熱應力，一旦罷工將會造成很大的災難，破壞性及其強大。這些損傷是在發動機常期工作以及與空氣的氧化，還有使用的環境造成的。
4發展與挑戰
當下較大的問題是民用航空發動機健康管理系統雖然相對較完善了，但是當其預警時，航空人員對其的可信度仍持質疑態度。其次，由健康管理系統傳輸到工作總臺的數據量非常大，怎么樣從這些數據中高速而有效的分析出來結果，和相應的故障問題，仍是一個很艱難的任務。
5結語
航空發動機健康管理系統主要是通過對發動機和各部件的工作狀態進行監督和檢測，而對于在這一線上的工作人員，維護發動機對他們來說責任重大，他們可以根據檢測結果提前做好維護，以避免災害性事故的發生，并且可以提高經濟性和安全性。健康管理系統的最終目的是為了降低維護費用，以達到經濟安全的效果。為滿足未來需要，發動機健康管理系統在設計上必須首先解決幾個問題是：高成本、設計復雜度，以及由于關鍵部件燃油冷卻導致的物理限制問題。基于耐高溫技術的設備，為減少電子器件的燃油冷卻需要提供了可能。分布式結構和構造模塊，能夠為研發人員提供通用、靈活和可伸縮的模塊組和提高經濟性。新的健康管理技術也將為先進控制律的使用提供機會，以解決下一代推進系統控制面臨的問題和挑戰。
作者：王潤偉 單位：云南經濟管理學院
航空發動機論文:航空發動機構造教學模式研究
摘要：利用Prezi靈活的表現形式和基于云端的獨特優勢，構建創新性的航空發動機構造教學模式。通過資源整合和多教學方法的融合，利用Prezi縮放式界面的展示特點，優化授課過程，提高教學質量。
關鍵詞：Prezi；民航發動機；教學；
一、引言
作為一款云端的演示文檔制作軟件，Prezi以可任意放縮的畫布作為展示平臺，利用常規界面操作功效來創建非線性的演示效果，在呈現具有時空邏輯順序、并列關系、或需要微觀把握事物細節的教學內容時具有獨特優勢[1]。由于其同步功能，可通過多終端（Web網頁端、Windows和Mac桌面端、iPad和iPhone移動端等）創建、編輯文稿，相較傳統演示軟件，具備更便攜的云功能[2]。航空發動機構造作為民航特色專業課程，內容涉及民航發動機及其主要部件和工作系統的組成等，涵蓋知識面廣泛，各要素之間聯系緊密[3]。針對民航發動機技術先進、結構復雜的特點，基于對課程特點和授課過程的分析，將Prezi應用于航空發動機構造教學活動，利用Prezi對教學內容得天獨厚的表現優勢，可有效優化教學過程。
二、深入剖析課程特點，建立全新演示模式
航空發動機構造課程綜合性強，內容包括民航發動機整體結構、主要部件組成與構造、主要系統組成與工作過程等，具有研究對象結構復雜、涉及面廣、教學容量大、知識點零散等特點。傳統授課方式一般通過Powerpoin（tPPT）演示軟件，結合發動機構造簡圖或實物圖片以及文字表述實現。目前，這一教學模式已經比較成熟，但是其線性的思維方式和表現手法同時成為限制教師和學生發散思維的瓶頸。而現實條件的局限，例如報廢發動機的稀缺與分解性，圖片講解的斷層性，PPT講解的靜態和線性等，也嚴重影響了課堂教學品質。Prezi可以建立基于思維導圖的創作模式，根據設計思路應用圖形變大或變小，有節奏地展示細節內容或全局內容，對探究物體的結構十分有利。因此，作為以民航發動機結構為授課主體的課程，Prezi的加入必將為其注入新鮮的血液。航空發動機構造課程與Prezi的結合將產生傳統課件不能企及的優勢。民航發動機結構的復雜性決定在講課的過程中經常需要在不同部件以及部件和整機之間進行切換，不同機型的同一部件也有其各自的結構特點，而發動機設計與制造的傳承與發展也凸顯了課程與時俱進的鮮明特點，這些內容都可以利用Prezi豐富的表現形式加以呈現。因此，這種結合所衍生出的全新的演示模式可把復雜的發動機結構形象地展現在學生面前，加之合理的教學設計和靈活的演示方法，將知識點提取和串聯，較大程度地真實還原發動機構造和工作系統，又可跳脫于圖片與視頻課件的不性，提高學生同時把握整體和細節的學習能力。
三、基于Prezi功能實現和特點，形成無縫切換式授課方式
在分析Prezi對教學內容展示特性和航空發動機課程特點的基礎上，選擇可以充分顯示其優勢的教學內容，整合課程現有資源作為演示對象，完成基于Prezi無限畫布的頁面布局。同時，可融合Prezi和多種教學方法，進行有效的教學設計，并在課堂教學環節加以應用和完善。Prezi的演示實質上是在幕布上的引導性創作，通過不設限制的思維拓展，可使想法之間的聯系更加明確清晰。文檔內容可以根據演示思路的需要進行元素與路徑的變換，流暢的操作方式避免了突兀的轉換感。這一獨特優勢反映在教學中，就是可以方便地對需要微觀把握事物細節、需要重點強調或引起學生關注的教學內容進行演示，并流暢地描述各種順序和關系。這一點恰好契合航空發動機構造課程的建設需要和特點。目前，Prezi已經可以支持幾乎所有的常用格式，如圖片、pdf文件、flash文件、excel表格、視頻和聲音文件等。因此，可以將現有教學資源，尤其是基于Cortona3D的電子樣機[4]，在Prezi中進行有效的規劃與整理，通過合理的布局完成對特定內容的闡述和詮釋。經過不斷探索，交互式教學法、比較教學法、案例教學法、基于問題的教學法等已經在不同教學內容的課程教學環節得到了成功應用，將基于Prezi教學演示系統與授課過程進行融合，并通過Prezi強大的演示功能將上述教學方法進行靈活的展現，可最終形成由整體到局部、由局部到整體的粗細融合的無縫切換式授課方式。
四、結束語
將Prezi應用于教學活動，是航空發動機構造課程改革的嘗試和創新。利用其海量信息的展示能力，整合已有文本、圖片、視頻、電子樣機等教學資源；利用其豐富的組織和表現形式，將各種教學方法進行有機融合；利用其縮放式用戶界面的展示特點，培養學生系統化的思維模式。利用Prezi建立的全新多媒體教學演示系統代替傳統教學演示系統，采用全新的教學方式來替代傳統的平鋪直敘式的教學方式，對引導學生思維、激發學生學習興趣、提高教學效果可以起到必要的支撐作用。該教學模式亦可推廣到其他相關課程教學中，對提高專業教學質量具有重要意義。
作者：張瑩 胡國臣
航空發動機論文:航空發動機流型辨識
航空發動機軸承腔是發動機主軸支承的重要部件，其潤滑設計和換熱分析有賴于對軸承腔中潤滑介質流動特性的理解。航空發動機軸承腔中，高速旋轉的軸承內圈與保持架將環下流出的潤滑油以油滴的形式甩向軸承腔內壁并形成腔壁油膜，并以油滴、油膜和腔內氣體共同作用的形式，在軸承腔中形成了復雜的兩相流動狀態［1-4］。軸承腔油氣兩相介質的流動分布狀態稱為流型。依據流型進行軸承腔油氣兩相潤滑研究因其能夠在嚴格理論指導下進行而具有較高分析精度和效率，故而近年來為人們所重視。基于流型的軸承腔油氣兩相潤滑問題研究的一個基礎工作是流型判斷，其中通過試驗以判斷流型特征參數的差異確定流型，是十分有效的技術。國內外有關航空發動機軸承腔油氣兩相流動的研究已有不少。但從流型角度研究軸承腔油氣兩相介質物理特性以及有關流型判斷研究的工作尚不是很多。Wu等對油氣兩相泡狀流動和均相流動進行了研究［5，6］，但研究的目的還是提出特定兩相流動的分析方法，流型種類是事先確定的，另外泡狀流動也并不是發動機軸承腔油氣兩相流動的主要流型。文獻［7］基于DNA編碼和混沌神經網絡技術提出油氣兩相流型判斷方法，但由于數據多來自于管道兩相流動試驗，故無論是針對的流型類別還是流型判斷適用性都難以應用于發動機軸承腔的場合。文獻［8］以潤滑介質壓力和速度為特征參數探討了描述流型差異的可能性，但從結果來看，所選定的特征參數在數值上的差異尚不足于明晰地辨識軸承腔油氣兩相流型類別。基于上述研究狀況，本文針對發動機軸承腔中主要出現的兩種油氣兩相流型，以數值有大差異、試驗獲取簡易以及在較寬結構與工況條件下的魯棒性為原則，通過數值分析與相關試驗，提出了辨識軸承腔油氣兩相流型的特征參數。本文研究對于基于流型揭示軸承腔油氣兩相介質流動物理本質、支持航空發動機軸承腔潤滑和換熱設計工作，是十分有意義的工作。
1軸承腔中兩種油氣兩相流動模型的數學描述均相流動和含油滴氣/液分層流動是航空發動機軸承腔中最常出現的油氣兩相流動形式。油氣兩相均相流動是在腔內壁面油膜厚度較薄、油膜流動速度較低情況下，將滑油和腔內空氣均勻化處理的流動類型。當腔內壁面油膜厚度較厚、油膜流動速度較高時，需要考慮油氣界面上的能量交換作用，故而出現油氣“分層”的處理方式，油滴同時散布在空氣中，此乃含油滴氣/液分層流動形式提出的工程基礎。描述油氣均相流動的控制方程有連續方程和動量守恒方程，其表達式分別為ρt+V(ρU)=0(1)(ρU)t+?(ρUU)=－p+μ?(U+(U)T)+S(2)上兩式中，ρ和μ分別是油氣均相密度和動力粘度，且有ρ=γlρl+γgρg和μ=γlμl+γgμg。其中γ是體積分數，下標l和g分別代表滑油相和氣相;U是介質流速;p是介質壓力;S是源項;t是時間;是散度符號。描述含油滴氣/液分層流動的控制方程同樣有連續方程和動量守恒方程，其表達式分別為(γkμk(Uk+(Uk)T))+Sk+Dk(4)上兩式中，下標k=l、g分別代表滑油相和氣相;Dk表示在油氣兩相界面作用力中占主導地位的界面阻力，兩相界面阻力的計算公式為［9］Dg=－Dl=CDρAgl|Ul－Ug|(Ul－Ug)(5)式中，CD是量綱阻力系數;Agl是兩相界面密度，其表達式為Agl=|γl|(6)氣相對油滴的界面阻力為［9］Dl=CDρlAll|Ug－Ul|(Ug－Ul)(7)若用dl表示油滴平均直徑，油滴與氣相的界面密度All為All=6γldl(8)
2軸承腔油氣兩相流動的數值模型
2.1軸承腔結構及流體介質物理特性分析中采用的軸承腔結構如圖1所示［1］，圖中坐標為圓柱坐標。轉軸(含套筒)半徑rsh=62mm，軸承腔高度h=28mm，寬度b=20mm;軸承腔排氣和排油口直徑=17mm。1-軸承內圈;2-滾動體;3-軸承外圈;4-軸承腔;5-軸承支撐件;6-腔壁;7-端蓋;8-套筒;9-密封件;10-轉軸圖1軸承腔結構及坐標示意介質的物理特性為:氣體密度ρg=2.923kg/m3，滑油密度ρl=954kg/m3;氣體動力粘度μg=1.837×10－5kg/(m?s)，潤滑油動力粘度μl=0.0095kg/(m?s);潤滑油表面張力系數σl=0.036N/m。
2.2計算條件及方法
計算中將滑油和空氣均視為定常、不可壓縮、粘性牛頓流體，且油氣兩相與外界無熱量交換。潤滑介質的初始壓力和速度均為零。分析中在進油口和進氣口分別施加質量進口邊界條件，其進口邊界的湍流參數可以根據質量進口邊界計算得到;在排油口和排氣口分別施加壓力出口邊界條件，相對壓力為零，且將出口設置為開放形式;流固界面上采用無滑移壁面邊界條件，壁面附近湍流參數由壁面函數法確定。分析是在表1所示的工況范圍內進行的，根據文獻［1，2］中試驗結果，確定適用兩種油氣兩相流動模型的工況條件。數值分析在商業軟件ANSYSCFX平臺上進行。利用單元劃分軟件Gambit對軸承腔油氣兩相流場進行單元劃分，采用SIMPLE方法求解連續方程、動量方程和湍流方程并用代數多重網格法(AMG)進行計算加速。流體的湍流特性采用SSTk-ω模型描述。計算分為500個時間步進行，收斂標準為1.0×10－4，守恒收斂標準為0.03。表1軸承腔油氣兩相流動數值模擬的工況條件流型工況進油量ml/kg?s－1轉軸轉速n/r?min－1進氣量mg/kg?s－1均相流動0.00713500～145000.010.005～0.009140000.01含油滴氣/液分層流動0.0536000～120000.010.053～0.1120000.013軸承腔油氣兩相流型的特征參數根據分析結果提出了用體積含油率γl和無量綱速度u珔作為辨識兩相流型的特征參數，其表達式為u珔=60u2πrshn(9)式中，u是潤滑介質的圓周速度。以軸承腔中部z=10mm、θ=135°位置上的特征參數作為討論對象，并考慮到試驗測量的簡便，故更關注于特征參數在腔壁附近的變化規律。
3.近腔壁附近的γl和u珔在若干工況條件下的分布情況如圖2所示。根據有關腔壁油膜厚度和速度的相關試驗工況［1，2］，均相流動和含油滴氣/液分層流動的工況條件是不一樣的，圖中的均相流動工況條件為:進油量ml=0.007kg/s，進氣量mg=0.01kg/s，轉子轉速n=14000r/min;含油滴顆粒氣/液分層流動的工況條件為:進油量ml=0.053kg/s，進氣量mg=0.01kg/s，轉子轉速n=12000r/min。圖2表明在接近腔壁附近，兩種流型下的體積含油率γl和無量綱速度u珔均彼此之間有較大差異，從而為均相流動和含油滴氣/液分層流動流型的辨識提供了可能。較之均相流動含油滴氣/液分層流動的體積含油率γl要大得多，原因在于此種流動狀態下有壁面油膜存在，在壁面油膜內部γl值接近于1。均相流動因含油率低而有較高的介質流動速度，且在接近靜止腔壁時有一個速度突降;而在含油滴氣/液分層流動情況下，此時的無量綱速度描述的是油膜流動速度，故而速度小得多且變化平緩。
4流型特征參數的魯棒性分析流型特征參數的辨識能力是否會因為工況條件不同而有所弱化甚至消失，亦即流型特征參數的魯棒性對于特征參數是否能在較寬工況范圍行使流型辨識職能是十分重要的。為此探討近腔壁附近(=89.7mm處)γl和u珔隨工況參數變化的情況，以分析特征參數γl和u珔的魯棒性。圖3和圖4分別給出了兩種流型下體積含油率γl和無量綱速度u珔隨著進油量和轉軸轉速變化的情況。顯然，進油量和轉軸轉速對兩種流型的γl基本上沒有影響，亦即γl作為流型辨識特征參數的魯棒性很好。某些工況條件對兩種流型的u珔有一定影響，但注意到兩種流型的u珔數值差距較大，這一影響尚不足于造成辨識的困難，因此u珔作為流型辨識特征參數的魯棒性也是很好的。
5結論
體積含油率和無量綱速度可以作為辨識均相流動與含油滴氣/液分層流動這兩種航空發動機軸承腔中主要兩相流動形式的特征參數，并且具有較好的魯棒性。試驗中在腔壁附近合理布置測試位置，就可以通過測量出的體積含油率和無量綱速度的明顯差異，做出軸承腔中出現均相流動或含油滴氣/液分層流動的判斷。
航空發動機論文:鑒于FPGA航空發動機控制器設計及運用
當前航空發動機FADEC系統均采用集中式電子控制器，控制器內部的核心處理器大都采用馮?諾依曼體系結構或其改進體系，例如:TI公司的C2000系列、Motorola公司的68系列、Freescale的PowerPC系列等。基于馮?諾依曼體系結構處理器的計算資源高度集中在內核的幾個硬件電路上，指令在程序計數器的引導下串行運行［1］。
在這種計算資源高度集中的串行處理器上開發控制軟件時，存在以下問題:①當代FADEC系統集成了包括發動機控制、PHM(prognosticandheathmanagement，預測和健康管理)、總線通信、BIT(builtintest，機內自測試)等復雜功能［2－3］，為了保障這些功能的實時性，必須在軟件層次對處理器有限的I/O和計算資源進行高度的實時性優化［4］，這樣軟件開發、驗證的難度極大;②在處理器中運行的軟件代碼之間是高度關聯的，設計定型后，任意局部的軟件修改都可能導致很大一部分系統軟件的重新驗證，這些驗證可能需要額外的硬件在回路測試和機載測試，導致系統后期的升級、維護成本急劇增加［2］;③系統軟件和硬件是高度關聯的，是針對特定的發動機定制的，可重用性差，在設計新的FADEC系統時，大部分系統軟件必須重新編寫、驗證，這降低了開發效率，增加了開發成本［2，5］。
相對基于馮?諾依曼體系結構的處理器，具有可重構特性的FPGA的較大特點是計算資源的分布配置和并行運行，這使得FPGA特別適合處理并行實時任務［6］。可編程的片上硬件電路資源，可以根據用戶需求配置成不同的功能，極大地增加了系統設計的靈活性。在FPGA的并行和可重構特性基礎上發展起來的SOPC(systemonaprogrammablechip，片上可編程系統)技術可以將嵌入式處理器系統、接口系統、硬件協處理器、DSP系統、數字通信系統、存儲電路以及普通數字電路等，在單一FPGA中實現。IP(intellectualproperty，知識產權)復用的設計理念和軟/硬件協同的設計方法使SOPC技術的實施變得非常容易，主流FP-GA開發軟件都支持SOPC系統級設計。FPGA的這些技術特點使其在復雜系統實時控制領域得到了大量成功應用，例如:歐洲FADECInternational公司近期型FADEC系統中的數字邏輯功能均采用FPGA實現;美國IAC公司基于FPGA設計了F117(C-17動力)發動機的PHM單元［7］;HenryB．Christophersen等人基于FPGA和DSP設計了無人機的飛行控制系統［8］;ZhengMinhui等人基于FPGA設計了直升機的神經網絡控制器［9］;美國NI公司基于FPGA和PowerPC處理器開發了高性能的控制器快速原型開發平臺CompactRIO，并采用圖形編程的方式進行控制系統的軟/硬件定制。在這種背景下，提出了一種基于FPGA的片內分布式航空發動機電子控制器設計方法。目的是克服當前集中式電子控制器設計時存在的軟件高度定制、可重用性差、并行實時任務開發難度大、開發效率低等缺點，降低FADEC系統的全壽命周期費用。
1基于FPGA的片內分布式航空發動
機電子控制器硬件架構圖1給出了基于FPGA的片內分布式航空發動機電子控制器(ADCIPC，aero-enginedistributedcontrollerinaprogrammablechip)的硬件架構，其片內結構和控制模式與分布式FADEC系統非常相似，包括通過同步數據總線互聯的多個處理器和硬件電路模塊，每個處理器都有獨立的程序和數據存儲器，可獨立運行軟件任務。ADCIPC中的兩個高級處理器分別運行控制計劃和PHM等高級任務，硬件協處理器用于加速處理器性能。基本型處理器與分布式FADEC系統中各個智能節點的功能類似，用于傳感器數據采集、處理、冗余管理，執行機構小閉環控制及硬件自檢測等低級任務。高級BIT邏輯模塊實現電子控制器故障檢測、隔離與通道切換等功能。OSP(overspeedprotection，超轉保護邏輯)模塊實時測量發動機轉速，當發生超轉事件時，快速、地實施保護動作。時鐘發生邏輯產生控制各個功能模塊同步工作的同步控制信號SC(決定控制步長)和總線時鐘信號CLK(決定通信速率)。同步數據總線由SC、CLK和DB組成，實現各個功能模塊間的數據通信。ADCIPC的具體實施需解決以下3個關鍵問題:FPGA內嵌處理器選型、硬件協處理器及同步數據總線設計，下面討論關鍵問題的技術方案。
2ADCIPC實施的關鍵問題分析
2．1FPGA內嵌處理器性能分析
FPGA內嵌處理器分為硬核和軟核兩種，硬核直接固化在FPGA內部，例如:Xilinx公司Virtex-FXT系列FPGA內嵌的PowerPC處理器，Actel公司Cortex系列FPGA內嵌的ARM處理器。軟核以IP形式提供，在需要時下載到FPGA內部，例如:Altera公司的NiosII軟核處理器和Xilinx公司的MicroBlaze軟核處理器。這幾種硬核和軟核處理器都可以根據需求定制外設，并支持嵌入式實時操作系統。表1(數據來自各供應商官方網站)列出了這幾種處理器的峰值性能指標，測試基準程序為Dhrystonev2．1。由表1可知，PowerPC440處理器具有較高的性能，適合作為AD-CIPC中的高級處理器運行PHM和控制計劃等高級任務，NiosII、ARM7、MicroBlaze處理器適合作為ADCIPC中的基本型處理器負責低級任務。
2．2基于FPGA的硬件協處理器性能分析
受面積、功耗、成本的限制，FPGA內嵌處理器的數值計算性能難以和專用高性能數字信號處理器相比。先進FADEC系統中的部分算法具有很高的峰值計算需求，例如:性能尋優控制中的優化算法，高穩定性發動機控制中的失速/喘振邊界預測算法，模型基智能控制中機載自適應模型的矩陣計算、卡爾曼濾波、神經網絡計算［10－11］等。這時可以基于FPGA設計硬件協處理器對關鍵軟件代碼進行加速，提高系統的峰值性能。國內外學者開展了大量基于FPGA的硬件協處理器研究，例如，GlennSteiner等人為Virtex-4FPGA內嵌的300MHzPowerPC處理器設計了純硬件的浮點協處理器，使其性能等于或高于GHz級專用數字信號處理器的性能(數據來自Xilinx官方網站)。田翔等［12］人在Virtex-4FPGA中設計了雙精度矩陣乘法協處理器，峰值性能達到3000MFLOPS。RonL．MoonII［13］將Matlab中的LegendrePseudospectral優化控制算法移植到FPGA中，極大地提高了實時性，推進了算法的工程應用。已有的理論研究表明神經網絡在航空發動機控制、故障診斷、健康管理等領域有很大的應用潛力［10－11，14］。神經網絡具有明顯的并行計算特性，但在串行的馮?諾依曼機上實現難以保障實時性。專用神經網絡芯片性能可以保障性能，但靈活性差。FPGA的并行結構和可重構特性使其十分適合作為神經網絡的計算平臺［6］，圖2給出了在FPGA內部實現單個神經元的硬件結構。神經網絡的FPGA實現需要在速度、精度和資源占用之間折中考慮，設計的關鍵問題是數據定標和非線性傳遞函數的實現。HoltJL等人［15］的研究表明16位定點數是保障神經網絡計算能力的最小精度要求，而非線性函數一般采用查表或插值的方法實現［16］。表2給出了在各種不同計算平臺下BP神經網絡學習時每秒的權值更新速度，顯然基于FPGA實現具有較高的性能。目前神經網絡的FPGA實現方法還處于RTL(registertransferlevel，寄存器傳輸級)級別，開發效率低、難度大，在算法級直接進行神經網絡的FPGA實現是目前的研究熱點。
2．3同步數據總線需求分析
數據總線必須具有高性、時間確定性和足夠的傳輸帶寬。ADCIPC的數據總線是通過FPGA芯片內部的邏輯和布線資源構建的，其性取決于FP-GA芯片所采用的工藝等級和設計規范，本文主要研究總線協議和傳輸帶寬需求。總線上的每個功能模塊都包含一個總線控制器，圖3是總線控制器的硬件功能框圖，包括發送和接收FIFO、總線控制邏輯、時鐘信號CLK、雙向數據總線DB、同步控制信號SC。FIFO的寬度和深度由具體應用決定，時鐘發生邏輯產生的CLK信號決定總線傳輸速率，SC信號決定控制步長，并決定總線數據傳輸的時間基準。總線以串行方式傳遞數據，即DB的寬度為1位。總線采用TTP(timetriggerprotocol，時間觸發協議)模式，即在每個控制步長內各個功能模塊按照預設的順序，在固定的“時間槽”內完成數據傳輸，如圖4所示。“時間槽”技術通過總線控制器內置的高精度定時器實現，該技術確保總線是時間確定性的，能有效地避免總線數據沖突。總線上的每個數據包都包含源地址和目的地址，如圖4所示，這就像在共享總線上建立了虛擬的點對點通信鏈路，即“虛鏈路”。時間槽和虛鏈路技術使總線結構是開放式的，可以很容易在總線上添加或去除功能模塊。此外，總線采用監聽模式，即每個總線控制器都可以監聽總線上的數據，但只接收自己需要的數據。
總線傳輸帶寬需求取決于數據幀結構、控制步長、節點總數和控制系統的實時性要求［20］。某型渦扇發動機集中式FADEC系統每個控制步長的較大輸入/輸出數據量為33個字或528bit［20］。以此發動機為被控對象，當控制步長為20ms時，采用圖4的數據傳輸格式(每個數據幀為30bit)，ADCIPC中總線的低帶寬需求為49500bit/s。控制系統的延時主要由傳感器輸入延時、控制量計算延時、控制量輸出延時組成，對于實時系統，這些延時應盡可能的小，否則會影響系統穩定性。為了將更多的時間留給控制量計算，將AD-CIPC中的總線數據傳輸時間控制在100μs內(圖4中的Tsd+Tad)，則總線帶寬需求為9.9Mbit/s，這在FPGA內部很容易實現。相對于控制量計算，健康管理需要更多的傳感器數據、更高的信號采樣速率，需要傳輸更多的數據到負責健康管理的高級處理器。但這些數據實時性要求較低，可以利用控制量輸出后的總線空閑時間傳輸，如圖4所示。本文提出的總線方案是具有時間觸發、總線監聽、雙向同步傳輸特性的開放式串行數據總線，傳輸帶寬高，能滿足ADCIPC的需求。
3ADCIPC原理樣機設計及試驗驗證
基于Altera公司的FPGA-EP2C35，設計了AD-CIPC的原理樣機，重點驗證多處理器系統構建、OSP模塊和TTP總線功能。圖5為原理樣機的硬件功能框圖，包含3個NiosII處理器模塊和一個OSP模塊，這4個模塊之間通過本文設計的TTP總線互聯。3個具有獨立程序運行空間的NiosII處理器都基于SOPCBulider定制，其中一個是帶浮點計算單元的快速型處理器NiosII-F，2個是基本型處理器NiosII-E1和NiosII-E2，3個處理器都集成高精度定時器、若干I/O及TTP總線接口，處理器主頻都為100MHz。NiosII-E1進行傳感器數據采集與處理，NiosII-F進行控制量計算，NiosII-E2進行執行機構小閉環控制。采用Verilog語言設計了OSP模塊，該模塊采用100MHz的基頻信號對模擬的發動機轉速信號(模擬信號頻率為實際轉速的30倍)進行測周，測量精度和靈敏度都為10ns，對應轉速測量的靈敏度和精度都小于1r/min。采用Verilog語言設計了TTP總線控制器，設計傳輸速率為10Mb/s，收發FIFO大小都為16bit×8，數據幀格式與圖4描述的一致。，對該原理樣機的軟、硬件系統進行了的仿真驗證，將通過仿真驗證的設計下載到FPGA-EP2C35上進行硬件運行驗證，并采用嵌入式邏輯分析儀SignalTapII實時捕獲FPGA內部數據碼流。圖6為通過SignalTapII捕獲的一個控制步長內TTP總線上的數據碼流和其他觸發信號，0～1ms為傳感器數據采集、處理時段，1～1.015ms為NiosII-E1處理器模塊發送其他傳感器數值時段，1．015～1.018ms為OSP模塊發送轉速值時段，如圖6(a)所示。4幀傳感器數據發送完成后，延時3個總線時鐘周期，通過Re-ceive_sensordata_over信號觸發NiosII-F處理器的接收數據中斷服務程序。NiosII-F處理器根據接收到的傳感器數值計算控制量，并在5～5.013ms進行控制量輸出，如圖6(b)所示。3幀控制量數據發送完成后，延時3個總線時鐘周期，通過Receive_controldata_over信號觸發NiosII-E2處理器模塊的接收數據中斷服務程序，NiosII-E2處理器根據接收到的控制量進行執行機構小閉環控制。圖7為OSP模塊實施超轉保護動作的時序圖，當轉速超過10000r/min(對應轉速信號發生模塊輸出頻率大于5000Hz或者Frequency_out輸出小于20000)時，OSP模塊對保護信號“Engine_off”進行置位，保護信號響應時間小于200μs。
4結束語
研究結果表明，筆者提出的基于FPGA的片內分布式航空發動機電子控制器設計方法在目前的技術條件下可以實施。相對傳統的集中式電子控制器，AD-CIPC具有以下優點:①控制器中的數據采集、控制算法、健康管理、執行機構小閉環控制等功能被分解到多個獨立運行的處理器上用軟件實現，高級BIT、超轉保護、協處理器等功能采用硬件電路實現，這種軟硬件協同設計方法極大地降低了并行實時任務的開發和驗證難度;②控制器中各個軟/硬件模塊的功能相對獨立，任何一個模塊的修改并不影響其他模塊的功能，這將降低系統的維護、升級費用;③控制器的架構是開放式的，可以很容易在總線上添加或者去除功能模塊，已有的模塊也具有很高的可重用性，這簡化了新系統的設計過程。
這些優點能降低FADEC系統的全壽命周期費用，帶來顯著的經濟效益。受FPGA-EP2C35內部的硬件資源限制，筆者沒有為ADCIPC設計硬件協處理器，下一步將采用內嵌PowerPC硬核的XilinxVirtex-5FXT-FPGA設計ADCIPC，并為PowerPC處理器設計神經網絡協處理器，為實施航空發動機MBC(model-basedcontrol，模型基控制)和PHM提供高性能的硬件平臺。
航空發動機論文:航空發動機軸承故障問題探究
《航天員》2011年第2期
摘要：某航空發動機在生產過程中重復出現了軸承故障。為降低軸承的故障率，我們開展了對軸承故障問題的研究。將生產過程中常見軸承故障分為3類：軸承表面劃傷、磕傷故障；軸承銹蝕故障；軸承試車后壓坑、麻點故障。本文介紹這3類故障的形貌特點，為軸承故障的分析提供一定的思路；分析3類軸承故障產生的原因，針對性制定防護措施，達到降低軸承故障率的目標，減少經濟損失，提高外場發動機使用性。
關鍵詞：航空發動機；軸承故障；防護措施
某航空發動機在生產過程中重復性地出現軸承故障問題。軸承故障問題的發生，既增加發動機的質量成本、帶來因軸承報廢造成的額外工作費用，又耽誤了發動機的交付進度，降低發動機及軸承外場使用的性。因此，有效降低軸承故障發生率非常重要。
1.常見軸承故障種類
將近些年生產過程中的軸承故障問題匯總梳理，根據軸承常見故障形貌特點將某航空發動機的軸承故障種類分為以下3類：軸承表面劃傷、磕傷故障；軸承銹蝕故障；軸承試車后壓坑、麻點故障。
（1）軸承表面劃傷、磕傷故障軸承跑道出現異物拖動造成的規則性軸向長條劃傷，一般伴有滾動體出現軸向旋轉劃傷出現，嚴重時具有一定深度。
（2）軸承銹蝕故障軸承跑道、滾動體表面形成坑狀銹蝕或面積較大的淺表性腐蝕，銹蝕故障形貌一般呈點狀或片狀。
（3）軸承試車后壓坑、麻點故障軸承壓坑故障形貌一般為圓形凹坑，有集中發生特性，會出現大壓坑邊緣有小壓坑的現象；麻點故障形貌為黑色細小點狀凹坑，直徑一般在0.2mm以下，有擴散發生特性，表面拋修后成縱深形分支狀擴散。
2.軸承故障原因分析
經過資料的查閱比對，結合發動機結構特點，分析3類軸承故障的原因。
（1）軸承表面劃傷、磕傷故障原因分析某航空發動機的軸承一般采用分體軸承，在裝配過程中合套，而由于軸承的游隙非常小，在軸承裝配過程中滾棒沒有收到位，會造成軸承劃傷；在大組件裝配過程中的同軸度未對正，會造成軸承劃傷；在軸承測量過程中，一些表面尖銳的測具與軸承工作面接觸時，會造成軸承工作面劃傷；另外，在軸承裝配、保管過程中，也有可能與外物接觸、磕碰，會造成軸承表面磕傷。
（2）銹蝕故障原因分析軸承材料屬高碳鋼，材料與水汽接觸極易產生銹蝕現象，主要產生原因有如下兩種。①日常軸承防銹管理存在問題。存放過程中軸承被空氣氧化，產生銹蝕。②人手上汗液中含有水分與鹽，在搬運或裝配的過程中，若人手出汗或沾有非中性輔助材料時，接觸軸承會發生電離反應，加速氧化作用，產生銹蝕。軸承的銹蝕故障一般在夏天濕度大時較嚴重。
（3）軸承試車后壓坑、麻點故障原因分析結合發動機結構特點，產生軸承壓坑、麻點故障的原因主要有銹蝕和異物壓傷。①銹蝕當軸承發生銹蝕時，若未及時處理保持銹蝕狀態，會導致銹蝕加深，形成麻點故障；若輕微銹蝕的軸承繼續工作也會導致銹蝕處擴散形成麻點故障，一般此類麻點向軸承基體方向有較深的縱向延展。②異物壓傷某型號航空發動機由于滑油系統的特點，可能在滑油系統中存在黑色異物，導致軸承工作時被壓傷。黑色異物來源分為以下6類。
（a）封嚴面磨損掉落某型號航空發動機封嚴結構大部分采用的是空氣封嚴，密封面為蜂窩或涂層，在工作中存在磨損脫落現象。蜂窩表面由電火花加工形成，存在金屬材料融化后形成的顆粒與金屬氧化物；涂層為金屬或金屬化合物粉末構成，磨損掉落后的脫落物硬度較高。
（b）空氣系統的異物某型號航空發動機的部分空氣系統機件，如導向葉片，在加工過程中使用吹沙工藝，砂粒容易形成殘留。
（c）涂層加工過程切屑殘留為保障封嚴環的同軸度，三支點、五支點軸承封嚴環為組合后加工，加工時雖然采取了一定的保護措施，但由于結構限制，涂層切屑易殘留在滑油腔中。
（d）導管中存在砂粒導管加工過程折彎時采取填充物方式保持導管材料延展不產生局部凹下。12mm以下直徑的導管采用灌入松香的方式，12mm以上直徑的導管采用灌入砂子的方式。灌入砂子的導管在管路折彎后形成了部分區域有靜電吸附作用，吸附少量沙子。導管加工完成后被靜電吸附的沙子不易清除，進入滑油系統會造成軸承壓傷。在管路與接頭焊接后表面焊道處理時，采用砂紙打磨的方式也很容易造成砂紙中的金剛砂殘留，而這部分金剛砂表面含有粘接劑，很難清除，容易造成管路內含有砂粒。
（e）機件內壁表面氧化物脫落也會造成滑油系統出現異物。
（f）軸承等機件存放、運輸或裝配過程中，有微小多余物掉落或空氣中的大顆粒物吸附在機件表面，未及時清除。
3.軸承防護措施的制定
根據故障產生的原因，針對軸承表面劃傷、磕傷故障，軸承銹蝕故障和軸承試車后壓坑、麻點故障進行了相關控制工作。
（1）軸承表面劃傷、磕傷故障防護為避免軸承表面劃傷、磕傷故障的發生，在裝配流程及軸承檢測上盡量減少拆、合套的過程。對員工進行實際操作培訓，提高員工軸承裝配經驗。在裝配合套的過程中遇到卡滯情況不強行裝配，將軸承輕輕旋轉，使軸承內外套趨于平行，減少軸承的損傷程度；在軸承裝配時，采用潤滑脂將滾棒收起到位，避免裝配過程中滾棒卡傷軸承；上部裝配的部件與下部發動機均要用水平尺確定水平狀態，在軸承將要接觸時，下落速度要慢，采用手動吊裝滑輪，便于明顯感知裝配狀態。將與軸承配合的工裝材料更換為環氧樹脂，避免與軸承接觸時劃傷軸承。派制專用工裝，專人管理軸承及與軸承相關的工裝。
（2）軸承銹蝕故障防護日常軸承采取真空包裝存放，避免原始包裝不能實現與空氣隔離。真空包裝困難的已裝配在組件上的軸承油封后盡量采取塑料袋包裝，并放置防潮砂，確保小環境的空氣干燥。在組件上放置時間較長的組件規定半年為期限，超過半年則將軸承分解進行油封管理。軸承操作過程中，工人必須帶防汗的一次性絹布手套，有效地防護手上汗液對軸承的影響，同時一次性手套的使用還可以有效的避免二次污染。
（3）軸承試車后壓坑、麻點故障防護加強對軸承銹蝕的防護，發現軸承出現銹蝕后及時處理，避免銹蝕擴大形成麻點故障。控制滑油系統清潔度，加強對油品清潔度等級的控制；對涉及軸承腔及滑油系統流路的機件進行充分沖洗，將殘留在成附件殼體死腔內的機加殘留金屬屑沖洗干凈；在裝配或裝配后運輸發動機過程中，用堵頭、堵蓋或防塵罩隔離發動機與外界環境，避免在發動機試車過程中，有殘留金屬屑、沙粒等異物進入軸承腔內。
結語
對近些年生產過程中某航空發動機軸承故障問題的匯總梳理，明確了其常見的軸承故障種類。通過軸承故障原因分析，從軸承的入廠、存放、裝配、運輸和與軸承故障問題相關機件的清洗環節入手，針對性提出對策，進行某航空發動機軸承故障發生的防控。一方面，這些對策可為其他型號航空發動機的軸承故障防控做參考；另一方面，我們也要認知到，這些措施并不能杜絕某型號航空發動機軸承故障的發生，針對某型號航空發動機軸承故障防控措施仍然需要認真研究，任重而道遠。
作者：張晗；郭桃都；韓大禹；金少博 單位：中國航發沈陽黎明航空發動機有限責任公司
航空發動機論文:航空發動機機匣類零件的變形控制探討
《航天員》2011年第2期
摘要：航空發動機和燃氣輪機已被我國列入十三五重大專項，航空制造業的發展對我國建設強大的國防具有重大意義。機匣類零件作為航空發動機的重要組成部分，起到了包容、承力、連接的重要作用，其加工技術也是航空零部件制造中的一個難點。本文主要研究了航空發動機機匣類零件的加工制造，闡述了機匣類零件的加工難點和易產生的問題，結合了生產科研實踐，著重研究并探討了幾種機匣類零件變形控制的方法。
關鍵詞：航空發動機；機械加工；機匣類零件；變形控制
一、航空發動機機匣簡介
航空發動機被譽為現代工業制造業皇冠上的明珠，其生產制造覆蓋材料、冶金、機械加工、熱處理、特種工藝等多項技術領域，是一個國家工業水平的體現，被譽為“國之重器”。航空發動機由進氣道，低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、尾噴口等幾大單元體組成。其中壓氣機、燃燒室、渦輪等核心部件又由機匣殼體、內環零件和葉片組成。機匣零件作為航空發動機上的重要零件，為整個發動機提供了一個封閉的空間，保障氣流順利進入，被壓縮升壓、充分燃燒、膨脹做功、排出后形成推力。機匣將航空發動機各個單元進行連接，形成整機；為控制系統、燃油系統、傳動系統等搭建了一個互相連接的整體。航空發動機機匣按照結構可以分為整體機匣、對開機匣、異形機匣、附件機匣、帶有整流直板的機匣幾大類。機匣根據其使用部位不同，所用材料也不同，壓氣機部分工作溫度較低，一般采用鈦合金，渦輪部分由于氣體經過燃燒室后溫度大幅升高，一般采用高溫合金進行制造。
二、航空發動機機匣制造難點
隨著航空發動機設計的不斷優化和使用指標的不斷提高，新一代的航空發動機越來越追求高推重比和低油耗。這就要求各級零部件的重量盡可能的輕。故機匣類零件的壁厚一般都在1.5mm~3mm之間，而機匣類零件的直徑大都在600mm~1000mm，屬于大型薄壁類零件，因此在加工過程中極易產生變形，而且由于其使用功能的要求，往往具有復雜的構型和嚴格的尺寸及形位公差，在加工過程中不容易合格。同時航空發動機零件很多采用鎳基高溫合金制造，這種合金硬度高，不易加工，加之有時毛料余量大且不均勻，會在機加過程中產生大量的內應力，在后續的加工和存放過程中應力釋放，導致零件變形，經常出現工序中檢驗合格但在精加工或最終檢驗時出現尺寸不合格的現象。
三、機匣類零件變形控制研究
1.增加去應力熱處理工序
機匣類零件毛料多為圓環鍛件，加工余量較大，原材料去除率往往高達80%以上，尤其是粗加工階段，零件去除的余量是最多的，而粗加工要求尺寸精度較低，且采用的切削參數較大，刀具在切削時產生了大量的切削力，這就造成了零件內部產生了大量的內應力，而此時零件距離最終狀態還有很多余量，零件剛性較好，這些內應力不能使零件產生變形，隨著零件加工過程的深入，零件壁厚變得越來越薄，這時粗加工時產生的切削力逐漸釋放出來而導致零件變形。因此，在粗加工之后，及時釋放零件應力非常有必要。零件可以通過自然時效進行去應力，但是自然時效所需的周期很長，往往無法滿足零件的生產進度。這時可以采取熱處理的方式去消除零件的殘余內應力。去應力熱處理的溫度較低，因此在整個熱處理的過程中不會使金屬組織發生相變，在零件的保溫和逐漸冷卻過程中，零件的內應力得到釋放。去應力熱處理之后，零件端面一般會產生1mm~1.5mm的變形，需要安排一道修基準工序將零件端面修平。值得注意的是，增加去應力熱處理要充分考慮零件的變形量，否則零件變形過大，零件所剩加工余量小于零件的變形量會導致零件無法加工合格。
2.改進工裝夾具
機匣類零件大多數為環形件，因此需要大量的車加工，在車床上典型的裝夾方式有壓緊，夾緊和漲緊。在進行粗車加工時零件往往采用四爪卡盤進行夾緊或漲緊，在精車加工中大多采用壓緊的方式，相比較而言，壓緊的方式不容易產生內應力，因此從消除內應力的角度考慮，在半精加工中還是盡可能多地采用壓緊的方式。對于高度100mm以上，直徑800mm以上，最小壁厚2mm以下的大型薄壁機匣往往需要采用在夾具上增加輔助支撐的方式來減少零件的加工變形。輔助支撐塊多需要采用橡膠材料，有一定的硬度但又不會擠傷零件表面。輔助支撐大多需要至少8點以上進行支撐，8個支撐塊均勻地分布在零件的圓周方向上。在使用時需要注意的是支撐力不能過大，否則會使零件產生變形，效果適得其反，為保障輔助支撐力恰到好處，可以先用百分表找正零件圓周，然后使用限力扳手移動一個輔助支撐塊至零件表面，當百分表指針剛要變化時記錄限力扳手所用的力，這樣在移動其他輔助支撐塊時使用同樣的力就能達到支撐零件且零件不變形的狀態，增加輔助支撐可以機匣最“薄弱”的結構上增加強度，減少零件在加工過程中的震動，讓刀等現象，有效減少了機匣的變形。
3.優化走刀路線和加工余量分配
優化車加工的走刀路線對提升零件變形控制有較大作用。對于加工余量較大和易變形的零件可以采取多層走刀，不要將所有余量一次去除。車加工零件輪廓時不要采取單獨加工完成零件一側表面后再進行另一側加工的方式，而是應采用內外表面交替去除余量的方式進行加工。在加工兩個相鄰表面時可以采取相對，相背的方式進行加工。工程師在編制數控程序時不能單純地考慮工人加工和測量的方便，還要從全局考慮零件所承受的切削力的狀態來安排走刀路線，將機匣的變形控制在最小程度。加工余量的分配在機匣加工中非常重要，好的余量分配可以使機匣的各個部分在整個加工過程中受力均勻，避免局部切削力過大而產生變形。零件的大部分余量去除都發生在粗車階段，而粗車加工多采用普通機床設備進行加工，又要兼顧效率，所以粗車加工的型面設計地相對簡單，但也要盡可能地接近零件最終輪廓表面以避免精加工余量過大，產生過多的切削力。還可以在粗車加工之后，精車加工之前加入半精車加工，將零件的輪廓形狀加工出來。一般而言粗車留給半精車加工單邊1mm~1.5mm余量，半精車留給精車單邊0.5mm~1mm余量。
4.采用電化學加工去余量
電化學加工利用金屬在電解液中的電化學陽極溶解去除金屬表面材料。通過電化學加工去除余量的優點是沒有切削力產生，因此零件不易產生變形和內應力。整個加工過程電極作為陰極，被加工零件作為陽極，工件和電極之間保持0.1mm~1mm的加工間隙，電解液不斷以高速從間隙中流過，帶走零件（陽極）溶解的產物，同時帶走電流產生的熱量。電化學加工加工范圍較廣，而且生產效率高，一般為傳統機械加工的5~10倍。加工后的表面質量較好。電化學加工的精度低，多用于粗加工去余量，因其沒有切削力，可以利用在薄壁機匣去余量加工，可有效消除由于切削力過大導致的機匣變形。該方法的缺點是設備資金投入較大，而且會產生污染，需要做好污染處理。
結語
機匣類零件變形控制是一個涉及到多種因素的復雜工程，需要從毛料材質、工藝路線、加工參數、零件裝夾、熱處理工藝等方面多重考慮。機匣變形的控制方法隨著先進制造技術的不斷發展也在不斷增加和提升，無人干預加工，高速切削，新型刀具和更優化的數控編程方式的應用都能使得機匣的變形得到更好的控制。
