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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、、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途径和手段，不能因为其优点而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；，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:关于航空发动机健康管理技术进展及趋势
论文关键词：健康管理技术 故障诊断 故障预测 性能评估 状态监控 航空发动机
论文摘要：综述了航空发动机健康管理技术的近期进展，并指出了其发展趋势。
1引言
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，以保障飞机的飞行安全。
本文围绕发动机健康管理，从故障诊断、故障预测、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现状和趋势。
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研究和广泛应用。
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，故障与征兆之间没有明显关系，各类故障的特征参数也不相同。采用数学解析方法和试验方法有时无法解决某些问题。而遗传算法具有较高的并行处理信息和求解非线性问题的能力，能够解决在寻优过程中容易遇到的局部极小值问题。
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、高维数据和非线性问题，可以消除由样本数目不足带来的过学习问题，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，常常要处理高维的海量数据，同时会遇到先验性知识不能满足发动机诊断要求等问题。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问题。
3故障预测技术
3．1神经网络预测技术
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，在多变量预测领域显示出了巨大的潜力和突出的优势。如预测发动机复杂磨损的趋势，充分考虑多种因素(加油、补油、换油和非等间隔等)，在实施多变量预测方案时，采用神经网络建立多变量预测模型，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预测问题。
3．2时序分析预测技术
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，以测量数据与偏离量为基础，进行多次拟合以确定加权系数，代人线性时序模型，进而进行预测。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预测滑油成分含量，并与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，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。它将定量与定性分析相结合，把1个复杂的问题按一定原则分而治之；根据问题的性质和总目标，将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低层(如指标层)相对于较高层(目标层)的相对重要性权值的确定或相对优劣的排序问题，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。由于发动机系统与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断发动机的性能状态，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诊断发动机的性能。但是，如果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。该技术常常与遗传算法等相结合，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预测，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预测中得到了应用，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点，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远程诊断与监控技术
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、故障信息与诊断排故的时间，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研究。南京航空航天大学研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、共享信息的标准化与规范化技术等。
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与传输，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研究阶段，还存在以下的问题：
(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势
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问题，因此与其他理论和方法相结合是粗糙集诊断技术发展的趋势。
7．2故障预测技术
故障预测技术研究需要解决的问题提前预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
网格技术的研究始于20世纪9O年代，是新1代信息处理设施，如图2所示。
网格的较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研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、预报和维护的示范项目。
7．4远程诊断与监测技术实现实用化
发动机远程诊断与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
发动机的健康是保障飞机飞行安全和机队按时出勤的根本条件。随着人们对航空安全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。
航空发动机论文:航空发动机研究和发展投资规律探讨
摘要：文章给出了航空发动机研究和发展经费的一般投资规律，研究了美国综合高性能涡轮发动机技术计划和多用途、经济可承受的先进涡轮发动机计划的投资情况，可为我国航空发动机项目制定投资策略和控制经费提供一定参考。
关键词：发动机；投资；航空
航空发动机项目技术难度大、周期长、费用高、风险大，目前国外能独立研制先进航空发动机的国家只有美国、英国、法国和俄罗斯等少数几个国家。这些国家长期以来高度重视航空发动机技术的研究和发展，投入大量资金，通过连续不断的实施先进技术预先研究和验证计划，为其占据经验丰富地位奠定了坚实基础。
1航空发动机研究和发展经费的分类及基本规律
航空领域研究和发展经费一般分为基础研究、应用研究和（产品）发展三大类，不同国家会根据实际情况进行调整或者细分。美国对研究和发展经费的分类和管理较为系统和成熟，将研究和发展经费细分为7类：6.1基础研究、6.2应用研究、6.3先期技术开发、6.4先期部件开发和样机、6.5系统研制与验证、6.6科研管理保障、6.7作战系统开发。其中，6.1类～6.3类不针对特定型号，属于技术基础工作（相当于我国的预研）；6.4类、6.5类、6.7类针对特定型号，属于型号发展工作；6.6类则贯穿采办的全寿命周期。从投资规模来看，美、英、法、俄等航空均衡发展国家一直以来非常重视在航空发动机技术研究和发展方面的经费投入。据统计，航空发动机的研究和发展经费占航空研究和发展总经费的25%左右。英国、法国航空发动机工业产值在国内生产总值的比例分别为0.5%和0.3%，航空发动机研究和发展经费在国内生产总值中的比例分别为0.08%、0.06%。通用电气公司、普惠公司、罗罗公司和斯奈克玛公司每年在航空发动机研究和发展方面的投入在10亿美元上下。美国军方每年在航空发动机研究和发展方面的投入大约为15亿美元。从投资渠道来看，美国政府每年投资约800亿美元的研究和发展费用，其中有百亿美元的费用用于航空，一般由政府和工业界提供，比例大致为3:1。在政府提供的费用中，90%以上由国防部和NASA两家提供，其余由运输部和能源部提供。NASA面向民用航空发动机，其经费约占NASA全部航空经费的1/3，大部分用于与工业部门签订的合同上，用于本身完成计划的费用和对大学的资助不到总费用的20%。国防部面向军用航空发动机，其经费约占国防部全部航空经费的20%以上，其中6.1类研究经费中55%委托给高校，25%委托给工业部门，军内研究只占20%，6.2类～6.4类则更多的委托给工业部门。工业部门的科研工作在全美占有重要地位，大约3/4的研究和发展工作是由工业部门完成的，这里吸纳了全国60%以上的研究和发展总经费，其资金来源主要有三个：①自筹资金。一般占销售额的6%～8%，大致与政府投入资金相当；②政府委托的各类研究和发展合同资金。研究成果属于政府，用于其他盈利项目时要偿还部分资金；③独立研究和发展资金。从研制和采购合同中提出一部分资金用于改进技术能力，但必须按比例搭配一部分自筹资金。从投资分类来看，国外不针对特定型号的发动机预研经费占全部发动机研究和发展费用的30%～35%。据美国多年的航空发动机各类经费统计，6.1类、6.2类、6.3类、6.4类、6.5类、6.7类每年经费的比例大致为：3%～4%：10%～12%：10%～12%：10%～12%：30%：30%。其中前三类的比例比较稳定，后三类的比例随新型号的上马而有较大的变化。
2航空发动机研究和发展计划的投资情况
在国外已实施的航空发动机预先研究计划中，美国综合高性能涡轮发动机技术计划、美国多用途、经济可承受的先进涡轮发动机计划、欧洲先进核心军用发动机计划是其中的典型代表。据统计，IHPTET计划从1988年开始到2005年基本完成，经历18年，耗资约50亿美元，平均每年约为3亿美元；VAATE计划的投资水平与IHPTET计划相当，从2006年到2017年，计划投资37亿美元，平均每年3亿多美元；ACME计划是英国和欧洲投资最多，规模较大的一个军用发动机技术发展计划，估计每年投资为1亿欧元。以下重点对美国IHPTET/VAATE计划的投资情况作进一步分析。IHPTET计划和VAATE计划是两个接续性的计划，参于IHPTET计划的主要有国防预研局（DARPA）、陆军、海军、空军、NASA和6家航空发动机公司（艾利逊先进技术发展公司、联信发动机公司、通用电气公司、普惠公司、特里达因公司和威廉斯公司），参与VAATE计划的主要是美国陆军、空军、海军、DARPA、NASA和6家航空发动机公司（通用电气公司、霍尼韦尔公司、普惠公司、罗罗公司、威廉斯公司和特里达因公司），3家飞机机体制造商（波音公司、洛克希德•马丁公司、诺斯罗普•格鲁门公司）也参加了该计划，另外该计划还新增了国防部办公室（OSD）和能源部（DOE）。两个计划的投资渠道一致。根据美国1999年～2011年国防预算报告，空军方面与IHPTET/VAATE计划相关的投资项目有四个：①PE0601102F国防学科研究；②PE0602203F航空航天推进。主要是其中的3048（燃油和润滑）、3066（涡轮发动机技术）两个子项目；③PE0603202F航空航天推进分系统综合。仅有一个668A（飞机推进分系统综合）子项目；④PE0603216F航空航天推进和动力技术。主要包括其中的2480（航空航天燃油和大气推进）、4921（飞机推进分系统综合，2002年668A取消后产生）、681B（先进涡轮发动机燃气发生器）三个子项目。陆军和海军也是IHPTET/VAATE计划的重要承担方，陆军以涡轴/涡桨发动机的研究为主，每年获得国家投资千万美元上下，占合同份额的25%～50%；海军主要参与联合涡轮先进燃气发生器（JTAGG）的研究，每年获得投资约为700万美元，此外还有一些其他研究和发展工作，投资额在0.3亿美元上下。据美国1997年～2007年国防预算报告，陆军在IHPTET/VAATE计划上的投资项目主要是PE0602211A航空技术（A47B）和PE0603003A航空发动机验证机（D447），海军在IHPTET/VAATE计划上的投资项目主要是PE0602114N航空推进技术、PE0602234N航空材料和PE0603236NIHPTET验证机（R2951）。除空、陆、海军以外，国防预研局、NASA参加了IHPTET计划，国防预研局、NASA、国防部办公室、能源部参加了VAATE计划。工业部门在航空发动机研究和发展方面的投资一般按照发动机销售额的百分比提取。IHPTET计划一开始，就约定了政府拨款和工业部门投资约各占一半。根据以上渠道分析和相关数字统计，可以得到IHPTET/VAATE计划的投资强度情况：①IHPTET/VAATE计划在1995年～2009年累计投资约为53.79亿美元，平均每年投资额为3.59亿美元；②IHPTET/VAATE计划在1995年～2008年的投资基本保持稳定，在3～4亿美元；由于VAATE计划提前结束，2009年的经费出现了攀升，达到4.5亿美元；③1996年～2000年，IHPTET计划第二阶段总共投资17.08亿美元，平均每年为3.42亿美元，年度投资变化比较平稳；2001年～2005年，IHPTET计划第三阶段总共投资17.54亿美元，平均每年为3.51亿美元，年度投资呈波浪形，2002年出现了波峰；2006年～2009年，VAATE计划及时阶段总共投资15.52亿美元，平均每年为3.88亿美元，年度投资呈斜线形，连年递增；④美国IHPTET/VAATE计划每年在空军、陆军、海军、NASA以及政府其他部门的投资基本上保持着比较稳定的比例关系，大致为34%：2%：11%：18%：7%；工业部门的投资大约占到总投资的28%。
3结束语
文章以美国为例，重点讨论了国外航空发动机研究和发展经费的管理方式和投资规律，但这只能反映国外航空发动机投资管理的冰山一角。因此，要解析国外航空发动机的投资现状，还有待于更深一步的研究。
作者:吴静敏 单位:中国航空工业发展研究中心
航空发动机论文:航空发动机滑油系统污染防控
摘要：本文分析了航空发动机滑油系统油液污染的危害和污染原因，针对飞机维修特点制定发动机滑油系统的污染防控措施，旨在使飞机在维修过程中控制发动机滑油系统污染源、发现和消除污染物，保障发动机工作安全、。
关键词：发动机;维护;滑油系统;污染防控
一、引言
近年来，因飞机油液系统污染导致的飞行事故、事故征候和较大故障已严重危及飞行安全，油液系统污染的防控工作已成为飞机维护中的重要工作。滑油系统是保障飞机发动机正常工作的重要系统之一，其主要功能是保障发动机摩擦件的润滑和散热，一旦滑油系统出现故障，将引起轴承等重要部件损坏而造成严重事故。因此增强发动机滑油系统的污染防控，分析滑油系统污染的危害及其原因，制定污染防控措施，对飞机维修企业确保发动机正常使用，保障飞机飞行安全具有十分重要的意义。
二、污染的危害
滑油系统污染是指系统内部零件磨损、老化等产生的金属屑、淤渣和从外部进入的尘埃、沙粒等固体颗粒物，当滑油中存有相当数量的杂质，从而影响滑油润滑和散热效果，加速轴承、齿轮等运动零件磨损，缩短寿命。滑油中的水分会引起金属零件表面锈蚀，使滑油挥发，加速氧化分解，生成沉淀和腐蚀性物质，进一步降低润滑性能、恶化润滑效果。在发动机使用过程中，常见的污染故障主要有传动部件异常磨损、振动异常、抱轴、腐蚀、滑油消耗量异常、滑油量异常增加或减少、滑油温度高、滑油压力异常、滑油变黑或有异味、滑油中串入燃油等，这些故障对发动机的正常工作产生严重影响，造成发动机振动大、卡滞、失效等现象的发生，严重时将会导致发动机抱轴；滑油腐蚀性过大将造成发动机附件机匣等腐蚀，导致发动机结构性故障。
三、产生污染的原因
1、金属屑污染
航空发动机传动零件表面磨损产生的铜、铁、锡等金属屑是造成滑油污染的一个重要因素。金属屑产生的原因是由于使用维护中机件磨损、拆装损伤和外部侵入物所致，如维护中机件未经清洗或虽经清洗但未清洗干净而残留在机件和系统中，体积大于系统过滤器通道的金属屑则沉淀在滑油滤、磁塞等部位，或存留在系统中滑油流动的死区危害机件。同时金属屑体积小于过滤器通道的则随滑油流动，当含量大于一定数量和粒度大于一定值时，直接影响发动机工作性能，直接反映发动机工作环境的污染程度。
2、人为性污染
人为性污染主要发生在使用维护过程中的滑油系统污染。产生的原因是由于维护人员对滑油的清洁度重视不够，防控措施不当或未落实防控措施，如维护的机件内部污染度不达标，未用清洁擦拭机件外表面或发动机部位，加油口未清洗、擦拭，拆除滑油系统附件后断开的导管、接头和部件等未及时包扎，连接口不清洁或清洗不达标等，均可产生人为侵入物污染滑油系统。
3、水分污染
水分是滑油中最常见的液体污染物，对滑油系统的危害很大。滑油系统中的水分主要来自维护时工作环境中的水分，维护操作中接触性水分侵入。如滑油箱加油口残存的冷凝水分，附着在滑油加油设备的接触性残存水分等均易进入滑油系统，成为滑油系统水污染的来源。使用维护中的环境湿度控制和避免操作时水分接触尤为重要。
四、污染防控的措施
1、滑油光谱监控
滑油光谱分析是应用最早的油液监控技术，主要功能是根据滑油中各种磨粒元素浓度的变化状况判断机件磨损程度，根据磨粒元素成分判断磨损部位，因此利用滑油光谱分析仪，可对发动机滑油维修中和试车产生的Fe、Al、Cu、Cr、Ag、Ti、Mg等金属元素进行监控。滑油光谱分析的关键在于油样的获取和检测分析的性。其中油样获取非常关键，必须从设计的取样点取样，或从系统沉淀物位置取样，按照使用维护时的取样方法、取样时机、取样量等取样，另外取样信息、分析结果记录、归档和污染防控信息传递流程和管理也十分重要。目前滑油光谱分析技术已在航空发动机滑油系统污染监控中广泛地应用，虽技术比较成熟，但对滑油光谱分析还应引起重视。针对在实际使用过程中出现滑油光谱结果超出监控指标时，应采取以下措施：（1）重要磨损元素浓度超过警告值或增长率异常值时，重新采样验证确认后，进行铁谱分析，综合分析大磨粒监控结果，并按照要求检查滑油滤、磁塞、（热）金属屑信号器，检查振动值、高低压转子惯性运转时间以及轴承噪音值等。若发现有指标不符合规定，应暂停使用，由发动机专业维修厂家排查原因，消除污染物。若未发现不符合规定指标，列入监控使用，监控5个飞行日。（2）对因滑油光谱监控数据超过规定指标列入监控使用的发动机，应在每个起落后采样进行滑油光谱分析、铁谱分析和磨粒检测，同时进行轴承检查，监控发动机振动值的变化趋势，发现异常时发动机暂停使用。（3）对列入监控使用的发动机，在监控周期内，滑油铁谱分析、磨粒检测、轴承检查和发动机振动值未超过规定指标时，发动机恢复正常使用。（4）滑油光谱监控出现以下情况，若外场无法排除故障时，发动机暂停使用：铁、铜元素浓度超过异常值时；铁、铜元素浓度超过警告值且浓度增长率超过异常值时；其它重要磨损元素浓度超过异常值和增长率异常值时。（5）参考元素浓度超过异常值或者因腐蚀造成镁元素浓度超过异常值，而发动机无其他故障征兆时，可更换滑油后继续正常使用。
2、磨粒检测
根据发动机滑油需进行磨粒检测的时机，使用自动磨粒检测仪，严格按照磨粒监控指标（参见表1）对磨粒的数量、类型和尺寸分布等情况进行检测。进行磨粒检测时，当发现检测数据超出指标时，应将检测结果和“航空发动机滑油光谱故障诊断专家系统”的诊断建议通知使用单位。使用单位应结合发动机实际状态，采取措施综合分析确定发动机能否继续使用，主要采取以下几项措施。（1）当滑油磨粒检测数据超标时，应首先重新采样检测验证。（2）新品或翻修发动机装机使用25h内，磨粒检测数据首次超过规定指标时，确认发动机其他监控参数和发动机性能参数正常时，可更换滑油后正常使用，以排除发动机磨合的影响因素。（3）确认磨粒浓度超过警告值时，进行铁谱分析，检查发动机滑油滤、磁塞、（热）金属屑信号器、轴承工作状态及相关发动机监控参数，如检查结果异常，发动机应暂停使用；若检查结果正常，列入监控使用，监控5个飞行日。监控期间，每个起落采样进行磨粒检测、光谱分析、铁谱分析，同时进行轴承检查，监控发动机振动值的变化趋势，发现异常时发动机暂停使用。（4）确认磨粒浓度超过异常值时，发动机应暂停使用，查找原因并排除污染源后使用。（5）当确认滑油污染度等级超过规定指标，而其它磨粒浓度数据正常，滑油光谱分析铁、铜元素浓度及浓度增长率正常时，可更换滑油并清洗滑油系统。发动机换新滑油，试车后，重新采样检测正常，发动机可继续使用，若仍异常，发动机暂停使用，再查找超标原因。（6）发动机滑油系统排故时，可从发动机附件机匣放油口采样进行磨粒检测、光谱和铁谱分析，与滑油箱放油口采样检测数据对比，以定性分析故障。
3、滑油污染度控制
滑油的污染度控制除对滑油油液中的固体颗粒污染度进行检测外，还应采取以下几个方面实的控制措施：（1）采购具有合格生成资质企业生产的滑油，确保滑油的污染度从源头上能够可控。（2）加强发动机滑油的入厂检验。采购的滑油应严格进行入厂取样化验。（3）在滑油使用过程中，除定期对滑油加油设备中滑油的污染度进行检测外，按检测时机要求对装机使用发动机滑油的污染度进行控制。从发动机滑油箱和飞附机匣采样，检测滑油的固体颗粒污染度。（4）滑油采样时必须使用统一采购的洁净塑料瓶；采样前应先使用清洁毛刷蘸洁净的洗涤汽油对各放油口进行清洁，并放出一定量的滑油后再进行采样，确保油样不被污染；采样后在采样瓶上详细登记飞机号、发动机号、采样日期和时间、采样部位、采样原因等信息，确保油样受控，便于追溯。（5）人是油液污染防控中最重要因素，所有参与滑油油液采购、储存和使用的人员都应受控。对从事发动机滑油系统、工艺装备安装、清洗、试验和维护人员，均应经过防污染专业培训。操作者双手应无污物，着清洁工作服和帽子，不许戴易脱落纤维或污浊手套，滑油采样应由专职检验员进行。
4、理化指标监控
滑油理化指标监控目的是检验滑油的品质以及界定滑油使用恶化极限，确定滑油品质或者决定能否继续使用。使用的发动机主要应按照滑油箱油量异常增加，滑油油样颜色突然变深、变浅或目视有杂质，滑油压力摆动或滑油压力超过规定且无法确定故障原因，发动机无滑油渗漏情况下出现滑油消耗量大或滑油箱液面低等状况时，进行发动机滑油的理化监控。
五、结束语
飞机维修企业在滑油污染防控中的主要任务是：对飞机维修期间的发动机按规定的周期和时机，通过滑油光谱分析、磨粒检测、污染度检测等对发动机滑油系统的污染实施防控，及时发现和预报故障，保障飞行安全。由于滑油系统污染防控涉及制造、使用和维修等各个阶段和环节，因此必须从各环节细节做起，扎实地落实防控措施，保障发动机滑油系统工作和安全使用。
作者:刘宏臣 单位:石家庄海山实业发展总公司
航空发动机论文:航空发动机结构与强度课程设计思考
一、航空发动机构造与强度课程设计的作用
对于飞行器动力工程的学生，航空发动机构造与强度的课程设计显得尤为重要。课程设计的重要性主要体现在航空发动机构造和强度课程的特点。实践性是航空发动机构造与强度课程最显著的特点。本课程研究的是实际发动机的结构及其强度，从表面上看，内容简单、易懂，理论性、系统性不强。但是要学生自己分析，则往往无从下手，特别是碰到实际的结构分析、结构设计更是束手无策。因此，通过课程设计这个教学环节，完成航空发动机某一结构的设计，起到加深对课堂教学内容的理解，实现理论向实践的转化，巩固理论知识的重要作用。航空发动机构造与强度课程的第二个重要特点是多学科综合的特点。实际的航空发动机结构是一个容纳多学科的、相互渗透的、具体的统一体，一个发动机具体结构的诞生是多学科综合的结果。即使一个简单的叶片结构设计都涉及到气体动力学、传热学、弹性力学、疲劳与断裂力学、有限元分析方法等等。因此本课程的教材涉及的内容多，知识面广，几乎包括了所学过的所有课程。总体上看显得内容繁杂，没有系统性和规律性。这给学生的学习带来了困难。而在完成课程设计的过程中，学生需要综合运用《航空发动机构造》、《航空发动机强度计算》等专业课程以及《弹性力学》、《有限元分析方法》、《机械制图》等专业基础课程的知识，需要查阅国家标准、材料手册等相关资料。因此，航空发动机构造与强度课程设计作为航空发动机构造与强度课程的后续教学环节，起到了提高学生综合运用相关专业课程的能力、加深对航空发动机构造的与强度认识和理解的重要作用。综上所述可知，课程设计作为大学实践教学环节的组成部分，是实现理论与实践相结合的重要环节。而航空发动机构造与强度课程设计，由于航空发动机构造与强度课程的实践性和多学科性的特点，其课程设计对于提高学生的综合运用学科的能力以及加深对课程的认识和理解尤为重要。
二、工科相关课程设计的研究进展
美国麻省理工学院提出了高等工科教育要“回归工程实践”的教育理念。在《中共中央国务院关于深化教育改革推进素质教育的决定》中，明确提出以培养学生的创新精神和实践能力为实施素质教育的重点。清华大学老教授容文盛指出课程设计作为大学某一课程的综合性教学实践环节，它不仅仅是理论教学的辅助环节，而是培养学生必不可少的组成部分。因此，如何更好地开展课程设计实现培养高素质人才的目标成为各大高校教师积极探索和思考的问题。西南交通大学的鲁汉清教授提出要发挥课程设计的优势提高学生的综合素质和能力，在课程设计中要注意处理好以下几个关系：
（1）人文素质和工程素质的关系。工程素质是工科学生课程设计培养的主要目标，鲁教授提出工程素质是与人文素质不可分割的，借助课程设计，树立起学生老实做人、严谨治学的思想，为工程素质的培养打下良好的基础。
（2）知识、能力与素质教育的关系。鲁教授提出在课程设计的过程中可以通过以下两个途径促进学生的知识、能力与素质教育的协调发展：及时，设计题目的设置向产品设计的方向靠拢，让学生接受真实产品设计的完整过程的训练和熏陶。第二，计算机模拟和实物讲解相结合，计算机模拟的较大优点是可以进行设计结果的快速仿真分析，实物讲解可以直观地提供设计结果。课程设计可以充分利用这两种方法的优点，从中培养学生动手（计算机操作与实物组装）能力。东南大学开设的“数字系统课程设计”作为东南大学开放式、因材施教培养学生创新思维的成功范例其教学方式非常值得借鉴。首先通过具体案例讲授相关知识、设计方法和项目实施管理的要求。随后选题，要求学生自主构思设计项目，激发学生的自主创新意识，教师通过2周的时间与学生交流确定课题项目。在项目的实施阶段，老师通过多种形式答疑。在项目完成后，学生撰写项目设计总结包，针对课程设计项目实践过程中如选题背景意义、项目设计规划、核心问题分析、解决思路、理论计算仿真、得失分析展望等主要问题对课题进行总结。最终进行验收答辩。整个过程，授课、研究、讨论、设计和实践紧密结合。除此以外，课程设计的综合化和规范化也值得指导老师的注意。课程设计的目的是对学生进行阶段性知识从理论向实际应用进行训练，实现理论联系实际、向实践能力转化的初步训练，因此课程设计的内容应具有一定的综合性。同时为了保障课程设计的教学效果，应当明确课程设计具体任务，制定明确的课程设计教学大纲。课程设计题目及内容的深度、广度和难易度要适当，注重理论联系实际。
三、航空发动机构造与强度课程设计教改思考
首先，教改重点之一改革设计内容，注重学生素质培养。现有的两种课程设计内容各有弊端，以部件为对象开展课程设计不足之一在于：工作量较大，学生难以保质保量完成，导致最终敷衍了事；以零件为对象开展课程设计不足之一在于：课程任务量较小，任务相似，而且不利于学生加深对航空发动机构造的整体认识和综合知识运用能力的提高。这两种设计内容共同的不足之处在于学生发挥创造性的空间较小，不利于学生综合素质的培养。拟采用分组的形式按部件给定课程设计任务。以航空发动机的转子部件设计为目标，高、低压气机及高、低压涡轮组件进行分组设计，按照小组的形式进行课程设计。对于给定的部件，要求分工明确，即任务分析、资料查阅、设计、分析、绘图、答辩、设计资料整理等工作由项目小组长指定或抽签确定，保障每个同学在项目的工作过程中从事不同的工作。其次，改革设计手段，加强计算机技术的应用。随着计算机科学技术的迅猛发展，计算机CAD/CAM/CAE等工程设计软件以及ANSYS、ABAQUS等有限元分析软件已经成为航空发动机设计人员不可或缺的设计工具，Excel、MATLAB和origin等数据处理和图表绘制软件也成为工程时必须掌握的工具软件。在课程设计中鼓励学生运用各种工程软件，使设计过程从二维的纸面跃入三维的空间，使学生更加深入理解设计的内涵，增强学生的设计想象力，有利于克服学生空间想象力不足和缺乏工程实践经验的不足，对于提高学生积极性，加深学生对实体结构的认识具有重要的作用。此外，在课程设计中提供计算机应用的实践机会，使学生的计算机知识与专业知识相结合，有利于提高学生的综合能力。第三个研究的重点在于编写课程设计指导书。对于大多数的本科学生而言，初次面对工程性、实践性较强的课程设计的题目，往往无从下手，因此制定课程设计指导书对于学生尽快进入设计状态，提高课程设计教学效果具有很大的作用。同时在指导书中明确课程设计的总结报告格式与要求、课程设计评定方式，同学们可以根据课程设计指导书明确课程设计的目的和要求，以提高课程设计的规范性。
作者：徐颖 单位：南京航空航天大学
航空发动机论文:航空发动机机械加工工艺规程分析
摘要：传统技术和加工工艺早已无法满足现当代航空发动机的设计需求，对现代化航空发动机机械加工工艺规程研究也至关重要。本文通过对航空发动机零部件加工工艺规程进行研究，以期为同行提供些许参考。
关键词：航空发动机；机械加工工艺；规程研究
1航空发动机零部件加工工艺规程现状分析
传统的机械加工工艺流程简单、步骤简略，加工效率低下，这才远远落后于国外。因此，这些只拥有简单加工工艺技术的人员，自然无法指导航空发动机加工工艺。以下对我国对航空发动机机械加工的现状作一个简单分析。
1.1加工前的准备工作分析
航空发动机的机械操作人员，在准备机械加工前应该首先要熟悉工序图，然后按照工序图准备工艺设备和装备的工作程序，从而保障后续加工工作更加顺利。但我国目前的航空发动机加工规程根本就没有这样完善的流程和设施，以至于工作人员在工作过程中没有明确的指导，从而无法让工作经验和设备条件等相匹配。久而久之，航空发动机加工事业的质量就会大大降低[1]。1.2航空发动机零部件安装过程分析在航空发动机机械加工过程中，安装、压紧、矫正的操作方法是否合理，在整个加工过程中是极为重要的。为了让零件以及夹具能够圆满安装，那么首先应该保障机床工作台的中心和零件的横截面是否垂直，以及轴心线和旋转中心是否一致。但是事实上，我国绝大多数工厂对这种细节问题的重视程度远远不够。安装之前只是对照粗糙的工序草图进行粗略的安装，如此一来便对那些尺寸大、加工容易变形的零部件较难实施。其组装加工起来的机械质量，就更加无法得到保障。
1.3航空发动机机械加工过程分析
航空发动机在加工切削过程中，工作人员一定要按照二维视图的工序图对照尺寸编号进行加工。且不同的加工就会有不同的对应工序。如果是普通的切削加工工序，那么工人应当根据自己的工作经验来安排这次的零件表面加工顺序和切削参数。如果是数控加工，那么数控编程员就应该根据自己的习惯经验来进行工作。当然，由于在现实加工过程中，数控编程员的技术掌握的局限性和思维的惯性，将会导致在安排零件表面的加工顺序时，忽略零件构造的差异以及切削对零件加工变形的影响[2]。
2航空发动机加工工艺改进方法
在航空发动机机械加工工艺规程中，一个工序通常会有两个或两个以上的加工表面，而同样一个加工表面可以通过不同的加工方法进行加工。但不同的加工方法所花费的成本、消耗的时间，甚至是所得到的加工质量等都各不相同。尤其是那些精密零件的加工表面，往往要通过无数次的加工才能够达到高质量的要求。所以，工序图中，应该细化到去标明每一个加工切削次数、顺序以及走到方向。等将这些都确定好了后，再确定零件的加工过程和周期。在如此细化的安排下，才能降低加工的成本、提高加工的质量。
3统筹航空发动机零件夹具安装工作
1）首先，将机床工作台和垫盘底部的毛刺擦洗干净。然后再把垫盘放到机床台上，再将垫盘中心径和端面跳动值矫正端正。2）用油石来清除夹具表面的毛刺并拧紧螺栓，让垫盘跟夹具相互关联起来。3）将零件及夹具表面的污垢清除干净，然后再将零件安装到夹具之上，并把零件内孔断面数值矫正。4）将零件固定。
4优化航空发动机加工工艺流程
跟普通的加工相比，航空发动机机械加工的复杂化和特殊化更为明显一些。用品质的工艺模板创造品质工艺，则可以提高航空发动机的工艺设计效率，并让编制工艺的难度大大降低。
5完善航空发动机工序信息
早日完善航空发动机工序信息资源，有利于航空发动机流程的有序运行。参照的工序图不仅要注明刀具号码，还应该根据专用刀具详细填写刀具的信息资源，并描画出刀具的尺寸和装配图。同时还应该建立基础的工艺数据库、以便能够实现工序信息资源的共享。并通过航空发动机机械加工工艺现实情况，以标准化的加工体系来达到加工过程规范化[3]。
6科学使用三维加工图
由于航空设备随着航空技术的发展，数量越来越多，自然加工的工序要求也越来越高。从设计复杂、度加工逐渐过渡到程序控制。如果仍然使用以前传统的二维视图，那么将会很难辨别各种零件及部件的精细度。所以，好使用三维视图才能达到更好的辨认。
7结束语
我国近年在加工工作上的规模总体来说还是欠发展的，与国际先进工艺规程差距还是较大的。因此，为了我国航空事业能够稳健而顺利的发展，我国政府和相关企业应该注重对这方面技术的研究和质量的保障，引进国外先进技术进行优化和管理。
作者：秦芃 范程程 单位：西安航空学院
航空发动机论文:航空发动机整流器加工工艺研究
摘要：整流器是航空发动机压气机静子的重要部件，其制造精度直接影响压气机的工作性能和效率。针对小型压气机整流器整体加工非常困难的问题，一般采用真空钎焊后再机械加工成形，本文对焊接式航空发动机整流器加工工艺进行研究，制定了合理的工艺路线，并对单个叶片加工、叶片组装及修配、叶片真空钎焊等工艺进行研究，加工出了合格的零件。
关键词：航空发动机整流器；叶片加工；真空钎焊
整流器是航空发动机压气机静子的重要部件，其制造精度直接影响压气机的工作性能和效率。整流器加工主要有如下3种方式：1）由单个叶片直接安装或点焊在静子机匣获得；2）整体加工成形；3）由单个静子叶片焊接成形。在大型航空发动机结构设计中，整流器加工往往选用前2种方式。大型航空发动机具有直径大、相邻叶片空间敞开性好等特点，加工制造也比较容易；然而，对于小型发动机而言，整流器直径小、各叶片紧密排列，空间敞开性差，整体加工非常困难，小型发动机压气机整流器一般选择真空钎焊成型。本文针对焊接式航空发动机整流器加工工艺进行分析研究。
1整流器工艺分析
某发动机整流器三维模型如图1所示。整流器材料为马氏体不锈钢。该整流器叶片弯，扭较大，刀具可达性差，采用整体加工只能使用直径为2mm的铣刀，刀具长径比大、刚度差，加工效率极其低下。考虑零件加工工艺性，该整流器静子叶片采用单件加工，然后通过真空钎焊焊接成整环。焊接后，该整流器内流道不再采用机械加工，其精度由焊接保障；整流器主要安装表面精度等级为7级，焊接后由机械加工保障。
2加工工艺研究
根据整流器静子叶片的结构特点、焊接要求及加工精度等，设计加工工艺方案如下：加工单个静子叶片拼装点焊叶片真空钎焊磨基准车内外止口内孔喷石墨涂层车涂层铣定位槽切分去毛刺、清洗。经实践证明，该方案可行有效。
2．1单个叶片加工
该整流器为双支点结构，静子叶片焊接后形成内外环。在单个静子叶片加工时，需要将叶片的叶型及内流道、内外环钎焊接合面加工到最终尺寸，其余留有1mm加工余量（在钎焊后组合加工成形）。单个叶片余量分布示意图如图2所示。叶片毛坯为方料，叶片加工工艺方案如下：铣加工超声波探伤表面超声波探伤磨加工定位基准面数控铣加工叶型抛光叶片线切割叶片榫头去毛刺荧光检查。叶片由四轴加工中心加工而成，装夹方式为一夹一顶［1］。叶片应用CimatronE11．0软件编程，采用3＋1定轴开粗和四轴联动绕铣的方式加工成形。加工成形的单个叶片经三坐标检测合格。
2．2叶片组装及修配
2．2．1组装工装设计单个叶片加工后需要进行组装，以便于后续真空钎焊。根据整流器叶片结构特点，叶片组装工装应既满足叶片拼装装夹定位，又能有效避免叶片拼装时的过定位问题。组装工装如图3所示。在设计工装时，利用工装内止口与叶片榫头外圆配合定位，工装内止口为主要定位基准，图3中L根据叶片尺寸及其精度而定。工装内止口与叶片榫头外圆采用0．01～0．03mm的间隙配合，该配合既能满足叶片流道拼装精度要求，又便于装配与拆卸。另外，整流器静子叶片的钎焊接头与轴向定位面不成直角分布，为使叶片在工装夹具中位置，需要根据缘板（钎焊接头面）的角度制作角向定位块，角向定位工装的使用示意图如图4所示。在拼装时，需要用该角向定位块与叶片角向进行比对。当角度不对应时应修正拼装叶片的角度。该套专用工装的使用，不仅能保障叶片的定位和拼装质量，也大大提高了该类整流器叶片的拼装效率。2．2．2叶片的点焊及修配由于整流器叶片是单件加工成形，叶片加工一致性较差，在组装时应根据实际情况进行修配。在拼装叶片时，应先试装全部叶片，分析试装结果后进行修配。修配后叶片缘板应具有0．03～0．1mm的钎焊间隙。拼装完成后，在叶片缘板间加塞铜皮，以提升拼装接头间隙的均匀性。叶片拼装完成后，采用氩弧焊点焊的方式将叶片进行固定，便于后续叶片的真空钎焊。采用对称焊接方法进行焊接，焊后变形量能得到有效控制。焊疤的大小应控制在2～4mm，过大的焊疤会影响后续的钎焊质量及机械加工质量；反之，容易开裂，对钎焊不利，需要补焊。对于开裂的焊缝应进行补焊。
2．3叶片真空钎焊
钎焊是采用比母材熔点低的金属材料做钎料，将焊件和钎料加垫到高于钎料熔点，低于母材融化温度，利用液态钎料润湿母材，填充接头间隙，并与母材相互扩散实现连接焊件的方法。［2］叶片钎焊在真空热处理炉中进行，钎料为HB－Ni82CrSiB。真空钎焊前先对零件进行清洗［3］，对钎焊缝间隙进行复查验证，按HB／Z309要求，内外流道接合面处刷膏状钎料，并作防溅、防流处置，然后采用防变形工装将零件压紧。按照真空钎焊工艺说明书进行钎焊，确定真空钎焊参数时，应考虑真空钎焊对零件力学性能的影响［4］。钎焊后应对焊缝进行100％着色检查。由于静子叶片拼装后流道面不齐整，钎焊钎料不容易填充整个焊接接头，会造成焊接后对焊缝的理化检查不合格，形成假废品现象，应注意区分。焊缝不合格时应进行补焊，一般补焊次数不超过2次；补焊时钎焊温度比第1次钎焊时低10～20℃［5］。钎焊后应在规定时间内进行回火，去除钎焊应力，并满足零件的力学性能。
2．4后续机械加工
钎焊完成后，先采用磨削方式加工基准面，然后在车床上将内外环精车到最终尺寸。车削时应注意控制进刀量，防止刀具断刀伤到叶片。车削完成后进行喷涂涂层、车涂层、铣定位槽和切分等工序。切分时沿焊缝进行切分，由于焊缝与零件端面具有一定的角度，需要做专用工装，并对零件进行压紧，防止零件切断掉落时被钼丝刮伤。最终形成的零件如图5所示。
3结语
本文对焊接式航空发动机整流器加工工艺进行了研究，制定了合理的工艺路线，并对单个叶片加工、叶片组装及修配以及叶片真空钎焊等工艺进行了研究，加工出了合格的零件。单个叶片加工时需要叶片的叶型及内流道、内外环钎焊接合面加工到最终尺寸，其余留有1mm加工余量。设计的叶片拼装定位工装，定位，有效地控制了叶片钎焊后内流道的错位量，使其符合设计要求，提高了整流器的焊接质量。采用合理的叶片组装及修配方法，提高了叶片拼装效率和拼装质量。
作者：王福东 陆明 徐知方 张为民 单位：中国航发四川燃气涡轮研究院
航空发动机论文:航空发动机小零件的数字化管理
【摘要】本文阐述了航空发动机型号研制中小零件标准化的实践过程和经验，提出了通过编制型号标准件标准实现小零件的通用化和系列化设计，逐步建立和完善发动机专业标准件体系，促进标准件关键工艺问题的研究攻关和重要试验方法的设计与改进。同时提出了标准件资源管理的数字化解决方案，从而促进标准贯彻应用和型号数字化研制。
【关键词】航空发动机；小零件标准化；型号标准；标准件库
0引言
标准件在航空武器装备中是通用化和系列化程度要求较高的零件，不仅影响产品结构强度、寿命，也对产品减重、提高产品性、维修性、安全性等方面起着重要作用，是衡量武器装备“三化”水平的重要指标之一。目前，航空发动机行业标准件的关键问题是没有形成系列化标准体系，现有行业级以上标准不能满足新一动机设计选用需求，需要发展航空发动机专用标准件标准，满足设计和生产单位的需求，进而提高型号小零件标准化水平和标准件质量。
1小零件设计应用情况分析
为整合多方资源，优化设计生产的协调管理，缩短研制周期，新一代航空发动机启用了协同研发模式。发动机行业标准件本来就基础薄弱，大量具有通用特征小零件图在企业内部流通，无法形成规模效益，技术水平参差不齐，这种研发模式在运行不成熟的初期更加限制了全机小零件通用化水平，小零件标准化问题成为发动机研发过程中的突出问题。
1.1小零件应用现状分析
1）标准化程度低：以某型发动机我所承研部分设计出图情况为例，小零件设计图样有908个图号，单台共计9737件，其中各级标准件76种，单台共计1454件，仅占全部小零件的14.9%。
2）专用化设计：目前通用小零件图样结构型式、尺寸规格和材料选用品种繁多，设计技术要素不统一，例如，橡胶密封圈材料有5080、FS6265、FX-2、FX-4等，很多材料沿用老机型，寿命达不到产品贮存期要求，耐高压和耐高温密封性不满足要求，需要经常更换。
3）重复设计：小零件设计主责单位基本根据单元体划分，资源分散，依托于型号按类别进行独立图样的设计与管理，各专业室沟通和资源共享渠道不畅，图纸间存在大量无用差异，重复设计问题严重，一方面造成很大的设计与管理上的资源浪费，另一方面不利于工厂组织生产。
4）借用件比重大：在型号研制过程中，不同型号之间小零件的借用现象比较普遍，造成借用小零件的管理在不同程度上存在着交叉，为其技术状态的跟踪和协调管理带来麻烦。
1.2国外先进发动机的小零件应用现状
国外先进发动机标准件体系较为完善，在CFM56系列发动机中研制中采用了大量的AMS、AS、MS等行业级以上标准，并以此为基础，配套了200多种结构尺寸标准，其成套性和协调性较好。以CFM56-7B发动机为例，其小零件构成情况，小零件的标准化率高达62.5％。小零件标准化已成为目前我国航空发动机研制的一个突出问题，为适应新一动机的研制需求，需加快全机小零件通用化、系列化、规范化研究进程，逐步建成并完善发动机标准件体系。在行业级以上小零件标准体系不健全的情况下，依托型号研制，以现有小零件设计生产经验为基础，借鉴国外先进标准，统筹规划编制型号小零件标准，实现技术、设备、人力等方面的资源整合与共享，有序推进全机小零件标准化，从而达到提高发动机的研制水平、降低发动机型号研发与生产成本、缩短研制周期的目的。
2型号小零件标准化实践
2.1实施规划
结合型号研制需求，分析梳理型号小零件设计图样数据，优化系列，压缩品种，淘汰老材料，对标准件品种规格进行整合，初步确定标准项目。经过多轮分析迭代，核查上级标准过滤已有标准项目，剔除通用性不强的标准项目，合并可优化整合的标准项目，积极开展技术创新，提出新型标准件标准项目，在平衡适用性、先进性和经济性基础上统筹制定型号小零件标准化实施方案。
2.2实践过程
2.2.1标准编制原则
为了保障协同研发模式下标准的可操作性和标准件的质量，型号标准件标准的编制按如下原则开展：
1）压缩规格品种，整合设计资源；
2）基于上级标准统一结构要素，避免未经优化的尺寸罗列，从标准的角度和要求出发，以满足设计使用为目的，经过充分的试验验证，优化小零件标准参数尺寸和规格系列；
3）技术要求标准从国家军用标准和航空行业标准中选择，已有标准不满足要求时补充编制配套型号标准件技术条件标准；
4）有分歧的技术要素的确定要经过充分的试验验证，同时积累试验数据。
2.2.2关键问题攻关
1）优化系列，压缩规格品种按照型号标准件标准编制实施方案，在保障满足设计、安装、使用需求的基础上，对某型发动机研制中小零件的结构要素进行归类优化，压缩材料品种。
2）关键技术要求和性能指标确定结合目前型号小零件设计实际情况，参考国外先进标准和技术，对小零件技术要素进行标准化，对性能指标进行科学的理论设计；缺少设计依据时，参考先进标准，结合小零件设计使用经验，提出初步指标设计原则和方法，经过验证和改进迭代后，形成标准件技术要求的性能指标。
3）小零件关键工艺改进在标准讨论和标准件鉴定试验中重点关注标准件螺纹镀银技术、自锁螺母材料热处理与收口参数的关系、5次加温加载试验不合格、螺纹粘接、螺栓螺母分解过程中由于粘接导致的螺栓断裂等问题，以及自锁螺母锁紧性能不能满足高温振动试验要求的相关工艺问题，控制标准件按规范要求达标生产。
4）关键试验方法改进提高5次加温5次加载试验、扳拧试验等关键试验的试验精度，参考国外标准，确定切实可行的试验方法，统一试验夹具和流程。
2.3标准件资源的数字化管理
新的小零件设计管理模式在应用实施过程中必然会受到传统的设计思维和工作流程的制约，为了促进标准贯彻和应用，同时利于型号数字化设计的开展，基于型号标准件标准资源开发标准件库管理平台，为标准的使用提出数字化解决方案。标准件库基于Teamcenter2007创建，在UGNX中调用运行，利用该系统对型号标准件模型进行统一管理和维护，以方便设计使用为目的，数据库定制有以下特点：
1）数据时效性强，加载方便，模型即调即用；
2）客户端界面设计科学合理，结构化管理资源，信息引导性强，实用性远远优于文档性目录。
3）解析标准的主要技术要素，实现了合理的数字化解决方案，重新整合几何和非几何参数，提高信息识读性和浏览效率；
4）实现面向标准件技术要素的搜索，执行跨标准参数化搜索，融合标准间界限，提高查询效率和设计效率。
3结论
编制型号专用小零件标准并提出标准资源管理的数字化解决方案，首先变革了小零件设计管理模式，满足了新一动机研制需要；其次促进了标准件工艺关键问题的研究攻关和重要试验方法的设计与改进，从而提高标准件质量；，以此为基础实现行业标准件体系的的逐步建立健全，填补国内航空发动机行业空白。
作者：郑冬梅 季江宁 单位：沈阳发动机设计研究所
航空发动机论文:航空发动机故障诊断方法及测试流程
摘要：航空发动机是飞机最重要的组成部分，是一种高度复杂和精密的热力机械，作为航空业的主要组成，素有“工业之花”的称誉。因为航空发动机是飞机的动力来源，因此在飞行过程中一旦发动机产生故障会严重影响飞机的系统运行及飞行安全。文章中通过对航空发动机故障诊断方式进行介绍，其中主要包括信号诊断和智能检测诊断。文中系统的对航空发动机故障诊断流程进行阐述，明确航空发动机故障后应该如何进行操作，以保障飞机系统的顺利运行。
关键词：航空发动机；故障诊断；测试
前言
目前我国航空发动机可以分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压发动机等。航空发动机具有结构高度复杂、零件多的特点。因此，在日常的运行中需要对发动机进行诊断和维护。对于发动机产生故障监测需要具有专业的、系统的诊断及工作流程，才能保障航空发动机的正常运行。同时航空发动机测试设备需要在耐高温、高压、高负荷等极端环境下测试发动机性能。由此不难看出，航空发动机的故障诊断及测试流程的重要性。
1航空发动机故障诊断方法
1.1信号诊断方法
信号诊断是航空发动机故障诊断的主要方式，主要是建立I/O信号模型，通过信号幅度，信号频率等对航空发动机进行故障诊断。在航空发动机信号故障诊断中可以PCA分析法对故障进行分析[1]。PCA信号诊断方法主要是通过将实际信号与标准信号进行对比诊断，通过与参照信号数据之间的对比差异来显示当前航空发动机中是否存在问题。具体分析方法为：首先，建立正常航空发动机状态下的PCA数据模型[2]。其次，当航空发动机产生故障时信号与数据模型对比产生异常，在将航空发动机故障信息通过数据总线传出。，通过PCA数据分析，分析航空发动机产生故障的部位。信号诊断中还可以采用小波变换诊断方式对故障进行诊断。小波变换诊断方式主要是通过信号波动进行诊断，将产生非稳定状态下的小波动转换为数据信号，在通过输入变换端中的异常部位检查波段中异常点的位置，从而对故障点进行诊断。此外，在信号诊断中还可以采用δ算子分析法对航空发动机故障进行诊断[3]。此方法主要是利用δ算子在特定的空间内构造出的最小投影向量集的方式进行诊断，其中特定空间主要是指Hibert空间。通过将完整的格形的滤波器，将误差向量与首位元素之间进行残差的比较。同时应用降噪技术的配合来实现故障噪音敏感检测，从而诊断航空发动机故障发生点。
1.2智能检测方法
智能检测方式主要是依靠当前智能操作系统对航空发动机故障进行诊断，其主要优点在于使用人工智能可以更加的对故障部位进行确定，提高诊断度。智能检测方式主要依据以下三种方法进行故障诊断：及时，模糊伦理智能分析法。模糊伦理智能分析法主要是通过在特定的环境下，进行精度确定，从而给出的一种非线性函数诊断。通过事先对故障征兆和故障类型等进行模型的建立，将故障征兆与故障类型之间的原因与现实的结果进行关系建立，通过二者之间的模糊关系建立一种非线性函数关系。根据航空发动机领域中的相关特点和常识特点进行人工智能问题推导，最终诊断出故障的来源及故障原因。第二，神经网络诊断。神经网络诊断主要是指一种基于网络神经的智能化诊断技术。一般采用计算机能力较高的测试系统对故障进行排查，通过计算机中高速的数据演算功能将航空发动机中可能或存在的问题进行分析，最终将故障进行总结。由于是利用智能化人工神经网络进行诊断，因此被称之为神经网络诊断。第三，粗糙集模型诊断。粗糙集模型诊断主要使用数学计算手段进行演算和诊断。由于此种诊断方式不需要事先对航空发动机故障经验进行模型建立，因此被称之为粗糙模糊诊断。此种诊断方式主要是通过RS理论进行的一种简化故障维度系数的诊断方式。通过将航空发动机故障诊断进行最小范围内的缩进，最终进行诊断的一种程序。
2航空发动机故障测试流程
航空发动机的故障测试的具体流程为：首先，确定该种航空发动机的型号及总体诊断方案；其次，对其进行测试诊断，其中包括使用维护要求分析和保障性分析两种方式，分别从以上两种诊断中进行测试，最终确定测试方法和测试设备。根据发动机FMECA分析将发动机故障数据进行分类。将以上两种诊断的结果与航空发动机故障诊断方法分析相结合，从而进行综合性分析，最终却定发动机故障诊断方法及测试流程。根据航空发动机故障测试流程进行分析发现，航空发动机的故障主要存在以下三种类型：及时类，功能失效及性能衰退故障。此类故障主要是由于发动机转速、摆动、喘振、温度产生故障。因此，在检测中可以根据实时监控和系统采集的信息进行分析。通过航空发动机的总温度、转子速度和燃油量等进行最终确定，将故障方位进行隔离，从而进行维护。第二类，航空发动机内部检测与地面内部检测系统故障。此类航空发动机的故障主要是由于发动机内部风扇部位的转子叶片产生裂痕、风扇部件转子叶片叶身掉落及高压气机转子叶片裂痕等。在对此类故障进行分析的过程中发现由于内部发动机内部结构损伤导致无法完成自动检测，需要进行人工检测。根据航空发动机故障测试流程，最终确定检测方式为，使用孔探仪对故障部位进行检测，或者使用超声波检测和磁力探伤检测等方式对发动机特定的机构内部进行检测[4]。第三类，航空发动机无法进行内部检测和地面检测。产生此种故障的主要原因为发动机内部的中央传动机构受损。可能由于腐蚀、磨损等原因，从而造成发动机无法进行自动检测。根据航空发动机故障测试流程，最终确定检测方式为，使用分解设备、探伤设备和装配设备对发动机进行分解，更换部分零件，重新进行组装。
3航空发动机测试系统设计要求
在对航空发动机故障诊断及测试系统进行设计中应该注意以下几点设计要求：及时，对于自测系统中的数据集设备应固定在一个具体的单元模版中，从而方便进行检测；第二，对于测试点的设定，应该使用或建立更加快捷、方便的测试工具和测试设备，从而方便发动机内外部的联系，便于智能检测和人工检测；第三，设定具体的数据库和自动测定原件或电子控制系统等。通过电子设备和电子程序的设定，定期对航空发动机内部进行诊断，及时进行故障检测、故障隔离、故障警报等，提高发动机的运行效率。第四，对发动机涡轮系统、数控系统等进行数据参数的设定及调整，从而进一步完善航空发动机测试系统。
4结束语
由于航空发动机的复杂性，在对航空发动机故障进行检测和诊断中需要更精准的检测率。因此，在进行航空发动机故障诊断方法和测试流程设定的过程中需做到精益求精，不断优化航空发动机的测试方法与流程，以提升发动机测试率，在飞机科研与生产过程中极为关键。
作者：龚川森 杜小阳 刘建辉 单位：中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司试飞厂
航空发动机论文:航空发动机健康管理系统的检测
【摘要】介绍当前航空发动机健康管理系统的发展背景以及现状，以及对航空发动机健康管理系统的检测方法进行了简单的介绍。并提出了航空发动机健康管理系统所面临的压力，以及对未来发展趋势的展望。
【关键词】航空发动机；健康管理系统
作者简介：王润伟(1986.11—)，男，汉族，云南昆明人，助理工程师，主要研究方向：民用航空器维修技术及工效设计、评估
1前言
随着航空发动机的性能和复杂程序的持续增加，灾害性天气不可预测性，航空发动机所面临的稳定性，经济性，性等问题浮出水面。严格进行实地监测，采用诊断系统进行故障分析尽可能地避免飞行事故的发生，以保障飞机的稳定运行以及乘客的安全。随着科学技术的不断发展，发动机的监测系统也跟着完善起来，从控制系统中脱离出来，为了应对安全的需要，成立了独立的发动机健康管理系统。发动机是飞机的“心脏”，是飞机的重要系统，其任何“疾病”都可能会影响飞行安全，甚至带来灾难性的后果。因此，民航行业视发动机的安全保障为重中之重。随着各航空公司飞机机队规模的快速扩张，各航空公司不可避免地面临多种型号飞机和多地域运行所带来的安全保障问题；加之，目前在保障发动机安全使用方面国内航空公司过多地依赖各OEM厂家提供的技术保障服务，使得航空公司正逐渐削弱或丧失已建立起来的安全保障监控技术能力，若航空公司自身不研发具有独立自主产权的监控技术，一旦将来由于某种原因导致OEM的服务中断，则飞机的安全运行将无法得到保障。因此，实现发动机的集中高效管理，保持并提高发动机安全保障能力，从行业发展的长远来看显得尤为重要。实现此目标只能通过科技创新，研发具有自主知识产权的飞机发动机安全保障系统平台，增强我国航空公司的自我保障能力。
2航空发动机状态诊断
统计资料表明，发动机故障在所有的飞机里，资源耗费高，效率低，而且与发动机有关的零部件维修费用相当高。因些建立一个有经济实用的发动机健康管理系统是有必要的。最初的航空发动机健康管理系统很简单，是依照发动机工作时的参数来断送发动机的老化程度，再根据老化程度进行发动机的维护。随着民用航空的日益广泛，竞争也越来越激烈，降低发动机的维护成本已经势在必行。由此，发动机健康管理技术在这种双重压力下渐渐发展起来。健康管理系统能够在较大的基础上检测出发动机零部件的健康状况，并做好及时维护修理，避免发动机在飞机飞行时间出现意外而无法正常工作，减少因发动机事故带来的经济损失和人员伤害。
3健康管理系统的检测方法
当一台新的发动机在工作时，发动机里面的各零部件都会在不同程序上有一定的损耗。随着使用时间的增加，其部件的与当初的性能差距越来越远，直到停止工作。在一些情况中，发动机是由于外力因素而损伤，或者损耗严重。而发动机健康管理系统就起到一个监督的作用，如遇到发动机损耗或者停止工作的状态时进行修复应急或者报警。
3.1振动频率分析
发动机的振动分析分为两种，一种是整体突发性增强，另一种是在某个阶段频率大。前者一般是发动机已出现故障，后者可能是零部件损坏。振动问题是航空发动机和传动系统研制及使用中常见而不容易解决的难题，涉及到设计、制造、材料、环境、使用等方面。为了从根本上解决航空发动机的振动控制难题，通过长期深入的理论和实验研究，重点实验室在航空发动机振动控制、发动机状态监测和健康管理等几个关键领域取得了较大的突破，解决了现代中小型航空发动机因转速高、重量轻、结构复杂、尺寸效应明显等带来的设计和试验难度增大等难题。
3.2使用寿命监控
这项监控是对发动机以及其部件使用时长的监控。发动机在工作时承受着巨大的机械和热应力，一旦罢工将会造成很大的灾难，破坏性及其强大。这些损伤是在发动机常期工作以及与空气的氧化，还有使用的环境造成的。
4发展与挑战
当下较大的问题是民用航空发动机健康管理系统虽然相对较完善了，但是当其预警时，航空人员对其的可信度仍持质疑态度。其次，由健康管理系统传输到工作总台的数据量非常大，怎么样从这些数据中高速而有效的分析出来结果，和相应的故障问题，仍是一个很艰难的任务。
5结语
航空发动机健康管理系统主要是通过对发动机和各部件的工作状态进行监督和检测，而对于在这一线上的工作人员，维护发动机对他们来说责任重大，他们可以根据检测结果提前做好维护，以避免灾害性事故的发生，并且可以提高经济性和安全性。健康管理系统的最终目的是为了降低维护费用，以达到经济安全的效果。为满足未来需要，发动机健康管理系统在设计上必须首先解决几个问题是：高成本、设计复杂度，以及由于关键部件燃油冷却导致的物理限制问题。基于耐高温技术的设备，为减少电子器件的燃油冷却需要提供了可能。分布式结构和构造模块，能够为研发人员提供通用、灵活和可伸缩的模块组和提高经济性。新的健康管理技术也将为先进控制律的使用提供机会，以解决下一代推进系统控制面临的问题和挑战。
作者：王润伟 单位：云南经济管理学院
航空发动机论文:航空发动机构造教学模式研究
摘要：利用Prezi灵活的表现形式和基于云端的独特优势，构建创新性的航空发动机构造教学模式。通过资源整合和多教学方法的融合，利用Prezi缩放式界面的展示特点，优化授课过程，提高教学质量。
关键词：Prezi；民航发动机；教学；
一、引言
作为一款云端的演示文档制作软件，Prezi以可任意放缩的画布作为展示平台，利用常规界面操作功效来创建非线性的演示效果，在呈现具有时空逻辑顺序、并列关系、或需要微观把握事物细节的教学内容时具有独特优势[1]。由于其同步功能，可通过多终端（Web网页端、Windows和Mac桌面端、iPad和iPhone移动端等）创建、编辑文稿，相较传统演示软件，具备更便携的云功能[2]。航空发动机构造作为民航特色专业课程，内容涉及民航发动机及其主要部件和工作系统的组成等，涵盖知识面广泛，各要素之间联系紧密[3]。针对民航发动机技术先进、结构复杂的特点，基于对课程特点和授课过程的分析，将Prezi应用于航空发动机构造教学活动，利用Prezi对教学内容得天独厚的表现优势，可有效优化教学过程。
二、深入剖析课程特点，建立全新演示模式
航空发动机构造课程综合性强，内容包括民航发动机整体结构、主要部件组成与构造、主要系统组成与工作过程等，具有研究对象结构复杂、涉及面广、教学容量大、知识点零散等特点。传统授课方式一般通过Powerpoin（tPPT）演示软件，结合发动机构造简图或实物图片以及文字表述实现。目前，这一教学模式已经比较成熟，但是其线性的思维方式和表现手法同时成为限制教师和学生发散思维的瓶颈。而现实条件的局限，例如报废发动机的稀缺与分解性，图片讲解的断层性，PPT讲解的静态和线性等，也严重影响了课堂教学品质。Prezi可以建立基于思维导图的创作模式，根据设计思路应用图形变大或变小，有节奏地展示细节内容或全局内容，对探究物体的结构十分有利。因此，作为以民航发动机结构为授课主体的课程，Prezi的加入必将为其注入新鲜的血液。航空发动机构造课程与Prezi的结合将产生传统课件不能企及的优势。民航发动机结构的复杂性决定在讲课的过程中经常需要在不同部件以及部件和整机之间进行切换，不同机型的同一部件也有其各自的结构特点，而发动机设计与制造的传承与发展也凸显了课程与时俱进的鲜明特点，这些内容都可以利用Prezi丰富的表现形式加以呈现。因此，这种结合所衍生出的全新的演示模式可把复杂的发动机结构形象地展现在学生面前，加之合理的教学设计和灵活的演示方法，将知识点提取和串联，较大程度地真实还原发动机构造和工作系统，又可跳脱于图片与视频课件的不性，提高学生同时把握整体和细节的学习能力。
三、基于Prezi功能实现和特点，形成无缝切换式授课方式
在分析Prezi对教学内容展示特性和航空发动机课程特点的基础上，选择可以充分显示其优势的教学内容，整合课程现有资源作为演示对象，完成基于Prezi无限画布的页面布局。同时，可融合Prezi和多种教学方法，进行有效的教学设计，并在课堂教学环节加以应用和完善。Prezi的演示实质上是在幕布上的引导性创作，通过不设限制的思维拓展，可使想法之间的联系更加明确清晰。文档内容可以根据演示思路的需要进行元素与路径的变换，流畅的操作方式避免了突兀的转换感。这一独特优势反映在教学中，就是可以方便地对需要微观把握事物细节、需要重点强调或引起学生关注的教学内容进行演示，并流畅地描述各种顺序和关系。这一点恰好契合航空发动机构造课程的建设需要和特点。目前，Prezi已经可以支持几乎所有的常用格式，如图片、pdf文件、flash文件、excel表格、视频和声音文件等。因此，可以将现有教学资源，尤其是基于Cortona3D的电子样机[4]，在Prezi中进行有效的规划与整理，通过合理的布局完成对特定内容的阐述和诠释。经过不断探索，交互式教学法、比较教学法、案例教学法、基于问题的教学法等已经在不同教学内容的课程教学环节得到了成功应用，将基于Prezi教学演示系统与授课过程进行融合，并通过Prezi强大的演示功能将上述教学方法进行灵活的展现，可最终形成由整体到局部、由局部到整体的粗细融合的无缝切换式授课方式。
四、结束语
将Prezi应用于教学活动，是航空发动机构造课程改革的尝试和创新。利用其海量信息的展示能力，整合已有文本、图片、视频、电子样机等教学资源；利用其丰富的组织和表现形式，将各种教学方法进行有机融合；利用其缩放式用户界面的展示特点，培养学生系统化的思维模式。利用Prezi建立的全新多媒体教学演示系统代替传统教学演示系统，采用全新的教学方式来替代传统的平铺直叙式的教学方式，对引导学生思维、激发学生学习兴趣、提高教学效果可以起到必要的支撑作用。该教学模式亦可推广到其他相关课程教学中，对提高专业教学质量具有重要意义。
作者：张莹 胡国臣
航空发动机论文:航空发动机流型辨识
航空发动机轴承腔是发动机主轴支承的重要部件，其润滑设计和换热分析有赖于对轴承腔中润滑介质流动特性的理解。航空发动机轴承腔中，高速旋转的轴承内圈与保持架将环下流出的润滑油以油滴的形式甩向轴承腔内壁并形成腔壁油膜，并以油滴、油膜和腔内气体共同作用的形式，在轴承腔中形成了复杂的两相流动状态［1-4］。轴承腔油气两相介质的流动分布状态称为流型。依据流型进行轴承腔油气两相润滑研究因其能够在严格理论指导下进行而具有较高分析精度和效率，故而近年来为人们所重视。基于流型的轴承腔油气两相润滑问题研究的一个基础工作是流型判断，其中通过试验以判断流型特征参数的差异确定流型，是十分有效的技术。国内外有关航空发动机轴承腔油气两相流动的研究已有不少。但从流型角度研究轴承腔油气两相介质物理特性以及有关流型判断研究的工作尚不是很多。Wu等对油气两相泡状流动和均相流动进行了研究［5，6］，但研究的目的还是提出特定两相流动的分析方法，流型种类是事先确定的，另外泡状流动也并不是发动机轴承腔油气两相流动的主要流型。文献［7］基于DNA编码和混沌神经网络技术提出油气两相流型判断方法，但由于数据多来自于管道两相流动试验，故无论是针对的流型类别还是流型判断适用性都难以应用于发动机轴承腔的场合。文献［8］以润滑介质压力和速度为特征参数探讨了描述流型差异的可能性，但从结果来看，所选定的特征参数在数值上的差异尚不足于明晰地辨识轴承腔油气两相流型类别。基于上述研究状况，本文针对发动机轴承腔中主要出现的两种油气两相流型，以数值有大差异、试验获取简易以及在较宽结构与工况条件下的鲁棒性为原则，通过数值分析与相关试验，提出了辨识轴承腔油气两相流型的特征参数。本文研究对于基于流型揭示轴承腔油气两相介质流动物理本质、支持航空发动机轴承腔润滑和换热设计工作，是十分有意义的工作。
1轴承腔中两种油气两相流动模型的数学描述均相流动和含油滴气/液分层流动是航空发动机轴承腔中最常出现的油气两相流动形式。油气两相均相流动是在腔内壁面油膜厚度较薄、油膜流动速度较低情况下，将滑油和腔内空气均匀化处理的流动类型。当腔内壁面油膜厚度较厚、油膜流动速度较高时，需要考虑油气界面上的能量交换作用，故而出现油气“分层”的处理方式，油滴同时散布在空气中，此乃含油滴气/液分层流动形式提出的工程基础。描述油气均相流动的控制方程有连续方程和动量守恒方程，其表达式分别为ρt+V(ρU)=0(1)(ρU)t+•(ρUU)=－p+μ•(U+(U)T)+S(2)上两式中，ρ和μ分别是油气均相密度和动力粘度，且有ρ=γlρl+γgρg和μ=γlμl+γgμg。其中γ是体积分数，下标l和g分别代表滑油相和气相;U是介质流速;p是介质压力;S是源项;t是时间;是散度符号。描述含油滴气/液分层流动的控制方程同样有连续方程和动量守恒方程，其表达式分别为(γkμk(Uk+(Uk)T))+Sk+Dk(4)上两式中，下标k=l、g分别代表滑油相和气相;Dk表示在油气两相界面作用力中占主导地位的界面阻力，两相界面阻力的计算公式为［9］Dg=－Dl=CDρAgl|Ul－Ug|(Ul－Ug)(5)式中，CD是量纲阻力系数;Agl是两相界面密度，其表达式为Agl=|γl|(6)气相对油滴的界面阻力为［9］Dl=CDρlAll|Ug－Ul|(Ug－Ul)(7)若用dl表示油滴平均直径，油滴与气相的界面密度All为All=6γldl(8)
2轴承腔油气两相流动的数值模型
2.1轴承腔结构及流体介质物理特性分析中采用的轴承腔结构如图1所示［1］，图中坐标为圆柱坐标。转轴(含套筒)半径rsh=62mm，轴承腔高度h=28mm，宽度b=20mm;轴承腔排气和排油口直径=17mm。1-轴承内圈;2-滚动体;3-轴承外圈;4-轴承腔;5-轴承支撑件;6-腔壁;7-端盖;8-套筒;9-密封件;10-转轴图1轴承腔结构及坐标示意介质的物理特性为:气体密度ρg=2.923kg/m3，滑油密度ρl=954kg/m3;气体动力粘度μg=1.837×10－5kg/(m•s)，润滑油动力粘度μl=0.0095kg/(m•s);润滑油表面张力系数σl=0.036N/m。
2.2计算条件及方法
计算中将滑油和空气均视为定常、不可压缩、粘性牛顿流体，且油气两相与外界无热量交换。润滑介质的初始压力和速度均为零。分析中在进油口和进气口分别施加质量进口边界条件，其进口边界的湍流参数可以根据质量进口边界计算得到;在排油口和排气口分别施加压力出口边界条件，相对压力为零，且将出口设置为开放形式;流固界面上采用无滑移壁面边界条件，壁面附近湍流参数由壁面函数法确定。分析是在表1所示的工况范围内进行的，根据文献［1，2］中试验结果，确定适用两种油气两相流动模型的工况条件。数值分析在商业软件ANSYSCFX平台上进行。利用单元划分软件Gambit对轴承腔油气两相流场进行单元划分，采用SIMPLE方法求解连续方程、动量方程和湍流方程并用代数多重网格法(AMG)进行计算加速。流体的湍流特性采用SSTk-ω模型描述。计算分为500个时间步进行，收敛标准为1.0×10－4，守恒收敛标准为0.03。表1轴承腔油气两相流动数值模拟的工况条件流型工况进油量ml/kg•s－1转轴转速n/r•min－1进气量mg/kg•s－1均相流动0.00713500～145000.010.005～0.009140000.01含油滴气/液分层流动0.0536000～120000.010.053～0.1120000.013轴承腔油气两相流型的特征参数根据分析结果提出了用体积含油率γl和无量纲速度u珔作为辨识两相流型的特征参数，其表达式为u珔=60u2πrshn(9)式中，u是润滑介质的圆周速度。以轴承腔中部z=10mm、θ=135°位置上的特征参数作为讨论对象，并考虑到试验测量的简便，故更关注于特征参数在腔壁附近的变化规律。
3.近腔壁附近的γl和u珔在若干工况条件下的分布情况如图2所示。根据有关腔壁油膜厚度和速度的相关试验工况［1，2］，均相流动和含油滴气/液分层流动的工况条件是不一样的，图中的均相流动工况条件为:进油量ml=0.007kg/s，进气量mg=0.01kg/s，转子转速n=14000r/min;含油滴颗粒气/液分层流动的工况条件为:进油量ml=0.053kg/s，进气量mg=0.01kg/s，转子转速n=12000r/min。图2表明在接近腔壁附近，两种流型下的体积含油率γl和无量纲速度u珔均彼此之间有较大差异，从而为均相流动和含油滴气/液分层流动流型的辨识提供了可能。较之均相流动含油滴气/液分层流动的体积含油率γl要大得多，原因在于此种流动状态下有壁面油膜存在，在壁面油膜内部γl值接近于1。均相流动因含油率低而有较高的介质流动速度，且在接近静止腔壁时有一个速度突降;而在含油滴气/液分层流动情况下，此时的无量纲速度描述的是油膜流动速度，故而速度小得多且变化平缓。
4流型特征参数的鲁棒性分析流型特征参数的辨识能力是否会因为工况条件不同而有所弱化甚至消失，亦即流型特征参数的鲁棒性对于特征参数是否能在较宽工况范围行使流型辨识职能是十分重要的。为此探讨近腔壁附近(=89.7mm处)γl和u珔随工况参数变化的情况，以分析特征参数γl和u珔的鲁棒性。图3和图4分别给出了两种流型下体积含油率γl和无量纲速度u珔随着进油量和转轴转速变化的情况。显然，进油量和转轴转速对两种流型的γl基本上没有影响，亦即γl作为流型辨识特征参数的鲁棒性很好。某些工况条件对两种流型的u珔有一定影响，但注意到两种流型的u珔数值差距较大，这一影响尚不足于造成辨识的困难，因此u珔作为流型辨识特征参数的鲁棒性也是很好的。
5结论
体积含油率和无量纲速度可以作为辨识均相流动与含油滴气/液分层流动这两种航空发动机轴承腔中主要两相流动形式的特征参数，并且具有较好的鲁棒性。试验中在腔壁附近合理布置测试位置，就可以通过测量出的体积含油率和无量纲速度的明显差异，做出轴承腔中出现均相流动或含油滴气/液分层流动的判断。
航空发动机论文:鉴于FPGA航空发动机控制器设计及运用
当前航空发动机FADEC系统均采用集中式电子控制器，控制器内部的核心处理器大都采用冯?诺依曼体系结构或其改进体系，例如:TI公司的C2000系列、Motorola公司的68系列、Freescale的PowerPC系列等。基于冯?诺依曼体系结构处理器的计算资源高度集中在内核的几个硬件电路上，指令在程序计数器的引导下串行运行［1］。
在这种计算资源高度集中的串行处理器上开发控制软件时，存在以下问题:①当代FADEC系统集成了包括发动机控制、PHM(prognosticandheathmanagement，预测和健康管理)、总线通信、BIT(builtintest，机内自测试)等复杂功能［2－3］，为了保障这些功能的实时性，必须在软件层次对处理器有限的I/O和计算资源进行高度的实时性优化［4］，这样软件开发、验证的难度极大;②在处理器中运行的软件代码之间是高度关联的，设计定型后，任意局部的软件修改都可能导致很大一部分系统软件的重新验证，这些验证可能需要额外的硬件在回路测试和机载测试，导致系统后期的升级、维护成本急剧增加［2］;③系统软件和硬件是高度关联的，是针对特定的发动机定制的，可重用性差，在设计新的FADEC系统时，大部分系统软件必须重新编写、验证，这降低了开发效率，增加了开发成本［2，5］。
相对基于冯?诺依曼体系结构的处理器，具有可重构特性的FPGA的较大特点是计算资源的分布配置和并行运行，这使得FPGA特别适合处理并行实时任务［6］。可编程的片上硬件电路资源，可以根据用户需求配置成不同的功能，极大地增加了系统设计的灵活性。在FPGA的并行和可重构特性基础上发展起来的SOPC(systemonaprogrammablechip，片上可编程系统)技术可以将嵌入式处理器系统、接口系统、硬件协处理器、DSP系统、数字通信系统、存储电路以及普通数字电路等，在单一FPGA中实现。IP(intellectualproperty，知识产权)复用的设计理念和软/硬件协同的设计方法使SOPC技术的实施变得非常容易，主流FP-GA开发软件都支持SOPC系统级设计。FPGA的这些技术特点使其在复杂系统实时控制领域得到了大量成功应用，例如:欧洲FADECInternational公司近期型FADEC系统中的数字逻辑功能均采用FPGA实现;美国IAC公司基于FPGA设计了F117(C-17动力)发动机的PHM单元［7］;HenryB．Christophersen等人基于FPGA和DSP设计了无人机的飞行控制系统［8］;ZhengMinhui等人基于FPGA设计了直升机的神经网络控制器［9］;美国NI公司基于FPGA和PowerPC处理器开发了高性能的控制器快速原型开发平台CompactRIO，并采用图形编程的方式进行控制系统的软/硬件定制。在这种背景下，提出了一种基于FPGA的片内分布式航空发动机电子控制器设计方法。目的是克服当前集中式电子控制器设计时存在的软件高度定制、可重用性差、并行实时任务开发难度大、开发效率低等缺点，降低FADEC系统的全寿命周期费用。
1基于FPGA的片内分布式航空发动
机电子控制器硬件架构图1给出了基于FPGA的片内分布式航空发动机电子控制器(ADCIPC，aero-enginedistributedcontrollerinaprogrammablechip)的硬件架构，其片内结构和控制模式与分布式FADEC系统非常相似，包括通过同步数据总线互联的多个处理器和硬件电路模块，每个处理器都有独立的程序和数据存储器，可独立运行软件任务。ADCIPC中的两个高级处理器分别运行控制计划和PHM等高级任务，硬件协处理器用于加速处理器性能。基本型处理器与分布式FADEC系统中各个智能节点的功能类似，用于传感器数据采集、处理、冗余管理，执行机构小闭环控制及硬件自检测等低级任务。高级BIT逻辑模块实现电子控制器故障检测、隔离与通道切换等功能。OSP(overspeedprotection，超转保护逻辑)模块实时测量发动机转速，当发生超转事件时，快速、地实施保护动作。时钟发生逻辑产生控制各个功能模块同步工作的同步控制信号SC(决定控制步长)和总线时钟信号CLK(决定通信速率)。同步数据总线由SC、CLK和DB组成，实现各个功能模块间的数据通信。ADCIPC的具体实施需解决以下3个关键问题:FPGA内嵌处理器选型、硬件协处理器及同步数据总线设计，下面讨论关键问题的技术方案。
2ADCIPC实施的关键问题分析
2．1FPGA内嵌处理器性能分析
FPGA内嵌处理器分为硬核和软核两种，硬核直接固化在FPGA内部，例如:Xilinx公司Virtex-FXT系列FPGA内嵌的PowerPC处理器，Actel公司Cortex系列FPGA内嵌的ARM处理器。软核以IP形式提供，在需要时下载到FPGA内部，例如:Altera公司的NiosII软核处理器和Xilinx公司的MicroBlaze软核处理器。这几种硬核和软核处理器都可以根据需求定制外设，并支持嵌入式实时操作系统。表1(数据来自各供应商官方网站)列出了这几种处理器的峰值性能指标，测试基准程序为Dhrystonev2．1。由表1可知，PowerPC440处理器具有较高的性能，适合作为AD-CIPC中的高级处理器运行PHM和控制计划等高级任务，NiosII、ARM7、MicroBlaze处理器适合作为ADCIPC中的基本型处理器负责低级任务。
2．2基于FPGA的硬件协处理器性能分析
受面积、功耗、成本的限制，FPGA内嵌处理器的数值计算性能难以和专用高性能数字信号处理器相比。先进FADEC系统中的部分算法具有很高的峰值计算需求，例如:性能寻优控制中的优化算法，高稳定性发动机控制中的失速/喘振边界预测算法，模型基智能控制中机载自适应模型的矩阵计算、卡尔曼滤波、神经网络计算［10－11］等。这时可以基于FPGA设计硬件协处理器对关键软件代码进行加速，提高系统的峰值性能。国内外学者开展了大量基于FPGA的硬件协处理器研究，例如，GlennSteiner等人为Virtex-4FPGA内嵌的300MHzPowerPC处理器设计了纯硬件的浮点协处理器，使其性能等于或高于GHz级专用数字信号处理器的性能(数据来自Xilinx官方网站)。田翔等［12］人在Virtex-4FPGA中设计了双精度矩阵乘法协处理器，峰值性能达到3000MFLOPS。RonL．MoonII［13］将Matlab中的LegendrePseudospectral优化控制算法移植到FPGA中，极大地提高了实时性，推进了算法的工程应用。已有的理论研究表明神经网络在航空发动机控制、故障诊断、健康管理等领域有很大的应用潜力［10－11，14］。神经网络具有明显的并行计算特性，但在串行的冯?诺依曼机上实现难以保障实时性。专用神经网络芯片性能可以保障性能，但灵活性差。FPGA的并行结构和可重构特性使其十分适合作为神经网络的计算平台［6］，图2给出了在FPGA内部实现单个神经元的硬件结构。神经网络的FPGA实现需要在速度、精度和资源占用之间折中考虑，设计的关键问题是数据定标和非线性传递函数的实现。HoltJL等人［15］的研究表明16位定点数是保障神经网络计算能力的最小精度要求，而非线性函数一般采用查表或插值的方法实现［16］。表2给出了在各种不同计算平台下BP神经网络学习时每秒的权值更新速度，显然基于FPGA实现具有较高的性能。目前神经网络的FPGA实现方法还处于RTL(registertransferlevel，寄存器传输级)级别，开发效率低、难度大，在算法级直接进行神经网络的FPGA实现是目前的研究热点。
2．3同步数据总线需求分析
数据总线必须具有高性、时间确定性和足够的传输带宽。ADCIPC的数据总线是通过FPGA芯片内部的逻辑和布线资源构建的，其性取决于FP-GA芯片所采用的工艺等级和设计规范，本文主要研究总线协议和传输带宽需求。总线上的每个功能模块都包含一个总线控制器，图3是总线控制器的硬件功能框图，包括发送和接收FIFO、总线控制逻辑、时钟信号CLK、双向数据总线DB、同步控制信号SC。FIFO的宽度和深度由具体应用决定，时钟发生逻辑产生的CLK信号决定总线传输速率，SC信号决定控制步长，并决定总线数据传输的时间基准。总线以串行方式传递数据，即DB的宽度为1位。总线采用TTP(timetriggerprotocol，时间触发协议)模式，即在每个控制步长内各个功能模块按照预设的顺序，在固定的“时间槽”内完成数据传输，如图4所示。“时间槽”技术通过总线控制器内置的高精度定时器实现，该技术确保总线是时间确定性的，能有效地避免总线数据冲突。总线上的每个数据包都包含源地址和目的地址，如图4所示，这就像在共享总线上建立了虚拟的点对点通信链路，即“虚链路”。时间槽和虚链路技术使总线结构是开放式的，可以很容易在总线上添加或去除功能模块。此外，总线采用监听模式，即每个总线控制器都可以监听总线上的数据，但只接收自己需要的数据。
总线传输带宽需求取决于数据帧结构、控制步长、节点总数和控制系统的实时性要求［20］。某型涡扇发动机集中式FADEC系统每个控制步长的较大输入/输出数据量为33个字或528bit［20］。以此发动机为被控对象，当控制步长为20ms时，采用图4的数据传输格式(每个数据帧为30bit)，ADCIPC中总线的低带宽需求为49500bit/s。控制系统的延时主要由传感器输入延时、控制量计算延时、控制量输出延时组成，对于实时系统，这些延时应尽可能的小，否则会影响系统稳定性。为了将更多的时间留给控制量计算，将AD-CIPC中的总线数据传输时间控制在100μs内(图4中的Tsd+Tad)，则总线带宽需求为9.9Mbit/s，这在FPGA内部很容易实现。相对于控制量计算，健康管理需要更多的传感器数据、更高的信号采样速率，需要传输更多的数据到负责健康管理的高级处理器。但这些数据实时性要求较低，可以利用控制量输出后的总线空闲时间传输，如图4所示。本文提出的总线方案是具有时间触发、总线监听、双向同步传输特性的开放式串行数据总线，传输带宽高，能满足ADCIPC的需求。
3ADCIPC原理样机设计及试验验证
基于Altera公司的FPGA-EP2C35，设计了AD-CIPC的原理样机，重点验证多处理器系统构建、OSP模块和TTP总线功能。图5为原理样机的硬件功能框图，包含3个NiosII处理器模块和一个OSP模块，这4个模块之间通过本文设计的TTP总线互联。3个具有独立程序运行空间的NiosII处理器都基于SOPCBulider定制，其中一个是带浮点计算单元的快速型处理器NiosII-F，2个是基本型处理器NiosII-E1和NiosII-E2，3个处理器都集成高精度定时器、若干I/O及TTP总线接口，处理器主频都为100MHz。NiosII-E1进行传感器数据采集与处理，NiosII-F进行控制量计算，NiosII-E2进行执行机构小闭环控制。采用Verilog语言设计了OSP模块，该模块采用100MHz的基频信号对模拟的发动机转速信号(模拟信号频率为实际转速的30倍)进行测周，测量精度和灵敏度都为10ns，对应转速测量的灵敏度和精度都小于1r/min。采用Verilog语言设计了TTP总线控制器，设计传输速率为10Mb/s，收发FIFO大小都为16bit×8，数据帧格式与图4描述的一致。，对该原理样机的软、硬件系统进行了的仿真验证，将通过仿真验证的设计下载到FPGA-EP2C35上进行硬件运行验证，并采用嵌入式逻辑分析仪SignalTapII实时捕获FPGA内部数据码流。图6为通过SignalTapII捕获的一个控制步长内TTP总线上的数据码流和其他触发信号，0～1ms为传感器数据采集、处理时段，1～1.015ms为NiosII-E1处理器模块发送其他传感器数值时段，1．015～1.018ms为OSP模块发送转速值时段，如图6(a)所示。4帧传感器数据发送完成后，延时3个总线时钟周期，通过Re-ceive_sensordata_over信号触发NiosII-F处理器的接收数据中断服务程序。NiosII-F处理器根据接收到的传感器数值计算控制量，并在5～5.013ms进行控制量输出，如图6(b)所示。3帧控制量数据发送完成后，延时3个总线时钟周期，通过Receive_controldata_over信号触发NiosII-E2处理器模块的接收数据中断服务程序，NiosII-E2处理器根据接收到的控制量进行执行机构小闭环控制。图7为OSP模块实施超转保护动作的时序图，当转速超过10000r/min(对应转速信号发生模块输出频率大于5000Hz或者Frequency_out输出小于20000)时，OSP模块对保护信号“Engine_off”进行置位，保护信号响应时间小于200μs。
4结束语
研究结果表明，笔者提出的基于FPGA的片内分布式航空发动机电子控制器设计方法在目前的技术条件下可以实施。相对传统的集中式电子控制器，AD-CIPC具有以下优点:①控制器中的数据采集、控制算法、健康管理、执行机构小闭环控制等功能被分解到多个独立运行的处理器上用软件实现，高级BIT、超转保护、协处理器等功能采用硬件电路实现，这种软硬件协同设计方法极大地降低了并行实时任务的开发和验证难度;②控制器中各个软/硬件模块的功能相对独立，任何一个模块的修改并不影响其他模块的功能，这将降低系统的维护、升级费用;③控制器的架构是开放式的，可以很容易在总线上添加或者去除功能模块，已有的模块也具有很高的可重用性，这简化了新系统的设计过程。
这些优点能降低FADEC系统的全寿命周期费用，带来显著的经济效益。受FPGA-EP2C35内部的硬件资源限制，笔者没有为ADCIPC设计硬件协处理器，下一步将采用内嵌PowerPC硬核的XilinxVirtex-5FXT-FPGA设计ADCIPC，并为PowerPC处理器设计神经网络协处理器，为实施航空发动机MBC(model-basedcontrol，模型基控制)和PHM提供高性能的硬件平台。
航空发动机论文:航空发动机轴承故障问题探究
《航天员》2011年第2期
摘要：某航空发动机在生产过程中重复出现了轴承故障。为降低轴承的故障率，我们开展了对轴承故障问题的研究。将生产过程中常见轴承故障分为3类：轴承表面划伤、磕伤故障；轴承锈蚀故障；轴承试车后压坑、麻点故障。本文介绍这3类故障的形貌特点，为轴承故障的分析提供一定的思路；分析3类轴承故障产生的原因，针对性制定防护措施，达到降低轴承故障率的目标，减少经济损失，提高外场发动机使用性。
关键词：航空发动机；轴承故障；防护措施
某航空发动机在生产过程中重复性地出现轴承故障问题。轴承故障问题的发生，既增加发动机的质量成本、带来因轴承报废造成的额外工作费用，又耽误了发动机的交付进度，降低发动机及轴承外场使用的性。因此，有效降低轴承故障发生率非常重要。
1.常见轴承故障种类
将近些年生产过程中的轴承故障问题汇总梳理，根据轴承常见故障形貌特点将某航空发动机的轴承故障种类分为以下3类：轴承表面划伤、磕伤故障；轴承锈蚀故障；轴承试车后压坑、麻点故障。
（1）轴承表面划伤、磕伤故障轴承跑道出现异物拖动造成的规则性轴向长条划伤，一般伴有滚动体出现轴向旋转划伤出现，严重时具有一定深度。
（2）轴承锈蚀故障轴承跑道、滚动体表面形成坑状锈蚀或面积较大的浅表性腐蚀，锈蚀故障形貌一般呈点状或片状。
（3）轴承试车后压坑、麻点故障轴承压坑故障形貌一般为圆形凹坑，有集中发生特性，会出现大压坑边缘有小压坑的现象；麻点故障形貌为黑色细小点状凹坑，直径一般在0.2mm以下，有扩散发生特性，表面抛修后成纵深形分支状扩散。
2.轴承故障原因分析
经过资料的查阅比对，结合发动机结构特点，分析3类轴承故障的原因。
（1）轴承表面划伤、磕伤故障原因分析某航空发动机的轴承一般采用分体轴承，在装配过程中合套，而由于轴承的游隙非常小，在轴承装配过程中滚棒没有收到位，会造成轴承划伤；在大组件装配过程中的同轴度未对正，会造成轴承划伤；在轴承测量过程中，一些表面尖锐的测具与轴承工作面接触时，会造成轴承工作面划伤；另外，在轴承装配、保管过程中，也有可能与外物接触、磕碰，会造成轴承表面磕伤。
（2）锈蚀故障原因分析轴承材料属高碳钢，材料与水汽接触极易产生锈蚀现象，主要产生原因有如下两种。①日常轴承防锈管理存在问题。存放过程中轴承被空气氧化，产生锈蚀。②人手上汗液中含有水分与盐，在搬运或装配的过程中，若人手出汗或沾有非中性辅助材料时，接触轴承会发生电离反应，加速氧化作用，产生锈蚀。轴承的锈蚀故障一般在夏天湿度大时较严重。
（3）轴承试车后压坑、麻点故障原因分析结合发动机结构特点，产生轴承压坑、麻点故障的原因主要有锈蚀和异物压伤。①锈蚀当轴承发生锈蚀时，若未及时处理保持锈蚀状态，会导致锈蚀加深，形成麻点故障；若轻微锈蚀的轴承继续工作也会导致锈蚀处扩散形成麻点故障，一般此类麻点向轴承基体方向有较深的纵向延展。②异物压伤某型号航空发动机由于滑油系统的特点，可能在滑油系统中存在黑色异物，导致轴承工作时被压伤。黑色异物来源分为以下6类。
（a）封严面磨损掉落某型号航空发动机封严结构大部分采用的是空气封严，密封面为蜂窝或涂层，在工作中存在磨损脱落现象。蜂窝表面由电火花加工形成，存在金属材料融化后形成的颗粒与金属氧化物；涂层为金属或金属化合物粉末构成，磨损掉落后的脱落物硬度较高。
（b）空气系统的异物某型号航空发动机的部分空气系统机件，如导向叶片，在加工过程中使用吹沙工艺，砂粒容易形成残留。
（c）涂层加工过程切屑残留为保障封严环的同轴度，三支点、五支点轴承封严环为组合后加工，加工时虽然采取了一定的保护措施，但由于结构限制，涂层切屑易残留在滑油腔中。
（d）导管中存在砂粒导管加工过程折弯时采取填充物方式保持导管材料延展不产生局部凹下。12mm以下直径的导管采用灌入松香的方式，12mm以上直径的导管采用灌入砂子的方式。灌入砂子的导管在管路折弯后形成了部分区域有静电吸附作用，吸附少量沙子。导管加工完成后被静电吸附的沙子不易清除，进入滑油系统会造成轴承压伤。在管路与接头焊接后表面焊道处理时，采用砂纸打磨的方式也很容易造成砂纸中的金刚砂残留，而这部分金刚砂表面含有粘接剂，很难清除，容易造成管路内含有砂粒。
（e）机件内壁表面氧化物脱落也会造成滑油系统出现异物。
（f）轴承等机件存放、运输或装配过程中，有微小多余物掉落或空气中的大颗粒物吸附在机件表面，未及时清除。
3.轴承防护措施的制定
根据故障产生的原因，针对轴承表面划伤、磕伤故障，轴承锈蚀故障和轴承试车后压坑、麻点故障进行了相关控制工作。
（1）轴承表面划伤、磕伤故障防护为避免轴承表面划伤、磕伤故障的发生，在装配流程及轴承检测上尽量减少拆、合套的过程。对员工进行实际操作培训，提高员工轴承装配经验。在装配合套的过程中遇到卡滞情况不强行装配，将轴承轻轻旋转，使轴承内外套趋于平行，减少轴承的损伤程度；在轴承装配时，采用润滑脂将滚棒收起到位，避免装配过程中滚棒卡伤轴承；上部装配的部件与下部发动机均要用水平尺确定水平状态，在轴承将要接触时，下落速度要慢，采用手动吊装滑轮，便于明显感知装配状态。将与轴承配合的工装材料更换为环氧树脂，避免与轴承接触时划伤轴承。派制专用工装，专人管理轴承及与轴承相关的工装。
（2）轴承锈蚀故障防护日常轴承采取真空包装存放，避免原始包装不能实现与空气隔离。真空包装困难的已装配在组件上的轴承油封后尽量采取塑料袋包装，并放置防潮砂，确保小环境的空气干燥。在组件上放置时间较长的组件规定半年为期限，超过半年则将轴承分解进行油封管理。轴承操作过程中，工人必须带防汗的一次性绢布手套，有效地防护手上汗液对轴承的影响，同时一次性手套的使用还可以有效的避免二次污染。
（3）轴承试车后压坑、麻点故障防护加强对轴承锈蚀的防护，发现轴承出现锈蚀后及时处理，避免锈蚀扩大形成麻点故障。控制滑油系统清洁度，加强对油品清洁度等级的控制；对涉及轴承腔及滑油系统流路的机件进行充分冲洗，将残留在成附件壳体死腔内的机加残留金属屑冲洗干净；在装配或装配后运输发动机过程中，用堵头、堵盖或防尘罩隔离发动机与外界环境，避免在发动机试车过程中，有残留金属屑、沙粒等异物进入轴承腔内。
结语
对近些年生产过程中某航空发动机轴承故障问题的汇总梳理，明确了其常见的轴承故障种类。通过轴承故障原因分析，从轴承的入厂、存放、装配、运输和与轴承故障问题相关机件的清洗环节入手，针对性提出对策，进行某航空发动机轴承故障发生的防控。一方面，这些对策可为其他型号航空发动机的轴承故障防控做参考；另一方面，我们也要认知到，这些措施并不能杜绝某型号航空发动机轴承故障的发生，针对某型号航空发动机轴承故障防控措施仍然需要认真研究，任重而道远。
作者：张晗；郭桃都；韩大禹；金少博 单位：中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司
航空发动机论文:航空发动机机匣类零件的变形控制探讨
《航天员》2011年第2期
摘要：航空发动机和燃气轮机已被我国列入十三五重大专项，航空制造业的发展对我国建设强大的国防具有重大意义。机匣类零件作为航空发动机的重要组成部分，起到了包容、承力、连接的重要作用，其加工技术也是航空零部件制造中的一个难点。本文主要研究了航空发动机机匣类零件的加工制造，阐述了机匣类零件的加工难点和易产生的问题，结合了生产科研实践，着重研究并探讨了几种机匣类零件变形控制的方法。
关键词：航空发动机；机械加工；机匣类零件；变形控制
一、航空发动机机匣简介
航空发动机被誉为现代工业制造业皇冠上的明珠，其生产制造覆盖材料、冶金、机械加工、热处理、特种工艺等多项技术领域，是一个国家工业水平的体现，被誉为“国之重器”。航空发动机由进气道，低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷口等几大单元体组成。其中压气机、燃烧室、涡轮等核心部件又由机匣壳体、内环零件和叶片组成。机匣零件作为航空发动机上的重要零件，为整个发动机提供了一个封闭的空间，保障气流顺利进入，被压缩升压、充分燃烧、膨胀做功、排出后形成推力。机匣将航空发动机各个单元进行连接，形成整机；为控制系统、燃油系统、传动系统等搭建了一个互相连接的整体。航空发动机机匣按照结构可以分为整体机匣、对开机匣、异形机匣、附件机匣、带有整流直板的机匣几大类。机匣根据其使用部位不同，所用材料也不同，压气机部分工作温度较低，一般采用钛合金，涡轮部分由于气体经过燃烧室后温度大幅升高，一般采用高温合金进行制造。
二、航空发动机机匣制造难点
随着航空发动机设计的不断优化和使用指标的不断提高，新一代的航空发动机越来越追求高推重比和低油耗。这就要求各级零部件的重量尽可能的轻。故机匣类零件的壁厚一般都在1.5mm~3mm之间，而机匣类零件的直径大都在600mm~1000mm，属于大型薄壁类零件，因此在加工过程中极易产生变形，而且由于其使用功能的要求，往往具有复杂的构型和严格的尺寸及形位公差，在加工过程中不容易合格。同时航空发动机零件很多采用镍基高温合金制造，这种合金硬度高，不易加工，加之有时毛料余量大且不均匀，会在机加过程中产生大量的内应力，在后续的加工和存放过程中应力释放，导致零件变形，经常出现工序中检验合格但在精加工或最终检验时出现尺寸不合格的现象。
三、机匣类零件变形控制研究
1.增加去应力热处理工序
机匣类零件毛料多为圆环锻件，加工余量较大，原材料去除率往往高达80%以上，尤其是粗加工阶段，零件去除的余量是最多的，而粗加工要求尺寸精度较低，且采用的切削参数较大，刀具在切削时产生了大量的切削力，这就造成了零件内部产生了大量的内应力，而此时零件距离最终状态还有很多余量，零件刚性较好，这些内应力不能使零件产生变形，随着零件加工过程的深入，零件壁厚变得越来越薄，这时粗加工时产生的切削力逐渐释放出来而导致零件变形。因此，在粗加工之后，及时释放零件应力非常有必要。零件可以通过自然时效进行去应力，但是自然时效所需的周期很长，往往无法满足零件的生产进度。这时可以采取热处理的方式去消除零件的残余内应力。去应力热处理的温度较低，因此在整个热处理的过程中不会使金属组织发生相变，在零件的保温和逐渐冷却过程中，零件的内应力得到释放。去应力热处理之后，零件端面一般会产生1mm~1.5mm的变形，需要安排一道修基准工序将零件端面修平。值得注意的是，增加去应力热处理要充分考虑零件的变形量，否则零件变形过大，零件所剩加工余量小于零件的变形量会导致零件无法加工合格。
2.改进工装夹具
机匣类零件大多数为环形件，因此需要大量的车加工，在车床上典型的装夹方式有压紧，夹紧和涨紧。在进行粗车加工时零件往往采用四爪卡盘进行夹紧或涨紧，在精车加工中大多采用压紧的方式，相比较而言，压紧的方式不容易产生内应力，因此从消除内应力的角度考虑，在半精加工中还是尽可能多地采用压紧的方式。对于高度100mm以上，直径800mm以上，最小壁厚2mm以下的大型薄壁机匣往往需要采用在夹具上增加辅助支撑的方式来减少零件的加工变形。辅助支撑块多需要采用橡胶材料，有一定的硬度但又不会挤伤零件表面。辅助支撑大多需要至少8点以上进行支撑，8个支撑块均匀地分布在零件的圆周方向上。在使用时需要注意的是支撑力不能过大，否则会使零件产生变形，效果适得其反，为保障辅助支撑力恰到好处，可以先用百分表找正零件圆周，然后使用限力扳手移动一个辅助支撑块至零件表面，当百分表指针刚要变化时记录限力扳手所用的力，这样在移动其他辅助支撑块时使用同样的力就能达到支撑零件且零件不变形的状态，增加辅助支撑可以机匣最“薄弱”的结构上增加强度，减少零件在加工过程中的震动，让刀等现象，有效减少了机匣的变形。
3.优化走刀路线和加工余量分配
优化车加工的走刀路线对提升零件变形控制有较大作用。对于加工余量较大和易变形的零件可以采取多层走刀，不要将所有余量一次去除。车加工零件轮廓时不要采取单独加工完成零件一侧表面后再进行另一侧加工的方式，而是应采用内外表面交替去除余量的方式进行加工。在加工两个相邻表面时可以采取相对，相背的方式进行加工。工程师在编制数控程序时不能单纯地考虑工人加工和测量的方便，还要从全局考虑零件所承受的切削力的状态来安排走刀路线，将机匣的变形控制在最小程度。加工余量的分配在机匣加工中非常重要，好的余量分配可以使机匣的各个部分在整个加工过程中受力均匀，避免局部切削力过大而产生变形。零件的大部分余量去除都发生在粗车阶段，而粗车加工多采用普通机床设备进行加工，又要兼顾效率，所以粗车加工的型面设计地相对简单，但也要尽可能地接近零件最终轮廓表面以避免精加工余量过大，产生过多的切削力。还可以在粗车加工之后，精车加工之前加入半精车加工，将零件的轮廓形状加工出来。一般而言粗车留给半精车加工单边1mm~1.5mm余量，半精车留给精车单边0.5mm~1mm余量。
4.采用电化学加工去余量
电化学加工利用金属在电解液中的电化学阳极溶解去除金属表面材料。通过电化学加工去除余量的优点是没有切削力产生，因此零件不易产生变形和内应力。整个加工过程电极作为阴极，被加工零件作为阳极，工件和电极之间保持0.1mm~1mm的加工间隙，电解液不断以高速从间隙中流过，带走零件（阳极）溶解的产物，同时带走电流产生的热量。电化学加工加工范围较广，而且生产效率高，一般为传统机械加工的5~10倍。加工后的表面质量较好。电化学加工的精度低，多用于粗加工去余量，因其没有切削力，可以利用在薄壁机匣去余量加工，可有效消除由于切削力过大导致的机匣变形。该方法的缺点是设备资金投入较大，而且会产生污染，需要做好污染处理。
结语
机匣类零件变形控制是一个涉及到多种因素的复杂工程，需要从毛料材质、工艺路线、加工参数、零件装夹、热处理工艺等方面多重考虑。机匣变形的控制方法随着先进制造技术的不断发展也在不断增加和提升，无人干预加工，高速切削，新型刀具和更优化的数控编程方式的应用都能使得机匣的变形得到更好的控制。
