發(fā)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(chuàng)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(fā)動機論文，希望這些內(nèi)容能成為您創(chuàng)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(xué)之優(yōu)勢
航空發(fā)動機強度計算作為專業(yè)必修課，從航空發(fā)動機中抽象出葉片、盤等結(jié)構(gòu)，建立模型，開展結(jié)構(gòu)的應(yīng)力計算和強度分析，較為艱澀、枯燥，采用傳統(tǒng)的板書教學(xué)模式，教師對于說明復(fù)雜的零部件結(jié)構(gòu)和受載形式往往力不從心，此外，傳統(tǒng)的教學(xué)方法還受到課堂板書時間、教學(xué)語言、課堂紀(jì)律等不利因素影響，從而影響學(xué)生聽課的積極性，教學(xué)的進度和教學(xué)的質(zhì)量。與板書教學(xué)相比，教師使用多媒體課件時，學(xué)生往往會表現(xiàn)出較大的興趣。據(jù)有關(guān)調(diào)查統(tǒng)計，同樣的內(nèi)容，視聽結(jié)合記憶效果比只憑看提高40%，多媒體教學(xué)正是實現(xiàn)視聽結(jié)合的有效手段。因此，在發(fā)動機強度計算的教學(xué)過程中，采取多媒體輔助教學(xué)可以達到提高教學(xué)效率、吸引學(xué)生專注度、加深學(xué)生理解力等積極的作用。多媒體教學(xué)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(xué)要求進行有機組合，并采用投影屏幕的形式顯示出來，結(jié)合教師的講解和引導(dǎo)達到合理教學(xué)過程的目的。多媒體教案與傳統(tǒng)書面教案相比，更加美觀、生動。對于發(fā)動機強度計算這類具有內(nèi)容抽象而又復(fù)雜的課程，具有明顯的教學(xué)效果。多媒體教學(xué)與傳統(tǒng)教學(xué)方式相比具有以下優(yōu)點。
1.多媒體教學(xué)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(nèi)容，抽象問題直觀化，創(chuàng)建生動的表象。
2.多媒體教學(xué)集聲音、影響、圖片、文字、動畫于一體，能夠充分調(diào)動學(xué)生的感官系統(tǒng)，極大提高學(xué)生的課堂學(xué)習(xí)興趣和專注度，激發(fā)學(xué)生學(xué)習(xí)的主動性，活躍課堂氣氛。
3.多媒體教學(xué)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(xué)生拓寬知識視野。
4.多媒體教學(xué)事先組織好的教學(xué)內(nèi)容，有利于節(jié)約教師板書時間，使得教師更加靈活地控制教學(xué)節(jié)奏、設(shè)計教學(xué)過程、提高教學(xué)效率，同時降低教師上課的強度，避免重復(fù)板書這種機械的體力勞動。
二、多媒體教學(xué)的注意事項
隨著微機和多媒體技術(shù)的發(fā)展和普及，多媒體教學(xué)正逐步取代傳統(tǒng)的教學(xué)方式，有數(shù)據(jù)統(tǒng)計顯示高等教育80%以上的老師已經(jīng)視多媒體為必不可少的教學(xué)工具。然而，多媒體教學(xué)只是一種教學(xué)手段，如何合理地使用多媒體技術(shù)提高教學(xué)質(zhì)量一直是眾多教師所關(guān)注的重點。
（一）多媒體教學(xué)具有眾多優(yōu)勢，但是使用不當(dāng)，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(nèi)容不熟悉。多媒體課件中已經(jīng)事先設(shè)計好講課的文字、圖片和公式等內(nèi)容，容易導(dǎo)致教師輕視課前備課，導(dǎo)致在課堂上對所講授內(nèi)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(xué)主體對課程的思考。現(xiàn)在多數(shù)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(guān)課程的多媒體課件，直接使用他人課件就可能導(dǎo)致教師缺乏對所授課程的積極思考和講課方式的精心設(shè)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(dǎo)致學(xué)生過于被動地接受知識，甚至缺乏學(xué)習(xí)的興趣。
4.多媒體教件華而不實，分散學(xué)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(xué)的主要內(nèi)容，同時分散同學(xué)的注意力。
5.多媒體教件的優(yōu)點之一是知識容量大、信息量多，然而使用不當(dāng)也會使得這一優(yōu)點變成缺點。單頁信息量大，重點不突出，也可能導(dǎo)致授課速度過快的缺點。
（二）教師在多媒體教學(xué)的過程中，有必要注意以下幾點，才能更好地發(fā)揮多媒體教學(xué)的優(yōu)勢
1.使用多媒體課件，應(yīng)在課前對多媒體課件和教材充分熟悉，對內(nèi)容了然于胸，并合理板書，引起學(xué)生積極性，發(fā)揮教師在教學(xué)過程中的主導(dǎo)作用。
2.多媒體課件中，注意課程內(nèi)容的貫穿和表達。多媒體課件的內(nèi)容安排要站在學(xué)生的角度來思考，每幅畫面的出現(xiàn)要符合學(xué)生的學(xué)習(xí)思維習(xí)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(guān)鍵文字進行說明，公式的推導(dǎo)要像寫板書一樣逐條出現(xiàn)。
3.教師和學(xué)生同為主體，互動教學(xué)。避免教師在上面不停地講，學(xué)生在下面沉默地聽。在多媒體課件設(shè)計過程中，要實現(xiàn)分步提示，要適時地拋出問題，引導(dǎo)學(xué)生跟著教師的思路走，引導(dǎo)和指導(dǎo)學(xué)生主動學(xué)習(xí)，對學(xué)生的疑難問題及時反饋、及時解決。
4.畫面簡潔，只顯示相關(guān)信息。要重視心理學(xué)中的有意注意和無意注意規(guī)律，減少在課件中與教學(xué)內(nèi)容無關(guān)系的圖像、音樂、動畫等，否則會使學(xué)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(guān)注的教學(xué)內(nèi)容，教學(xué)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(zhǔn)確、明了，突出重點，避免把整段文字搬上屏幕，導(dǎo)致學(xué)生來不及看，引起厭煩情緒。講課注意節(jié)奏，快慢結(jié)合，對于內(nèi)容簡單的要加快節(jié)奏，重點、難點要慢講，從而加深學(xué)生對所學(xué)知識的理解與消化。由此可見，雖然多媒體教學(xué)有著傳統(tǒng)教學(xué)不可比擬的優(yōu)點，合理運用多媒體手段可以提高教學(xué)效果，但是多媒體教學(xué)并非是改善教學(xué)效果的唯一途徑和手段，不能因為其優(yōu)點而完全拋棄板書等傳統(tǒng)教學(xué)手段。更為理智的做法是針對不同的教學(xué)內(nèi)容，采取與之相應(yīng)的教學(xué)手段，綜合利用各種教學(xué)方式，取長補短，相輔相成，從而達到提高教學(xué)效果的最終目的。
三、《航空發(fā)動機強度計算》課程中多媒體教學(xué)與傳統(tǒng)教學(xué)相結(jié)合
雖然多媒體教學(xué)具有傳統(tǒng)教學(xué)所不具備的種種優(yōu)點，但是多媒體也存在著不少弊端。在教學(xué)過程中，不能獨重多媒體，應(yīng)該根據(jù)課程的類型、章節(jié)的內(nèi)容，選擇合適的教學(xué)方法，將傳統(tǒng)教學(xué)方法和多媒體教學(xué)方法有機地融合起來，揚長避短，達到更好的教學(xué)效果。航空發(fā)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(jié)構(gòu)、載荷復(fù)雜，力學(xué)分析概念抽象，公式推導(dǎo)繁復(fù)復(fù)雜，如果只是依靠多媒體教學(xué)方法，向?qū)W生“填鴨式”地傳授知識，而不注重學(xué)生的反映和接受程度，導(dǎo)致學(xué)生感受不到刺激和興奮，不利于創(chuàng)新能力的培養(yǎng)。因此，針對航空發(fā)動機強度計算這門課程，從具體的發(fā)動機結(jié)構(gòu)抽象到計算模型時，就應(yīng)該充分發(fā)揮多媒體教學(xué)方式的長處，給出足夠的實際結(jié)構(gòu)圖片資料，加深學(xué)生對實際結(jié)構(gòu)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(dǎo)，可以采取多媒體課件分步驟展示的方法，按推導(dǎo)步驟依次展示推導(dǎo)過程。在公式推導(dǎo)的過程中，教師可以根據(jù)學(xué)生在課堂中接受情況進行板書輔助，以加深學(xué)生的印象，促進理解。同時，在教學(xué)過程中教師在使用多媒體教學(xué)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(lǐng)學(xué)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(xiàn)的藝術(shù)性，從而調(diào)動學(xué)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(xué)生的注意力；在色彩搭配上也可以進行選擇，做到重要內(nèi)容和次要內(nèi)容顏色不同，概念和應(yīng)用不同。其次，字跡清晰，現(xiàn)在很多老師經(jīng)常提筆忘字，而且字跡潦草，自然不能吸引學(xué)生；最后，板書時要做到圖表、字符規(guī)范，這樣才能起到教師的表率作用。在強度分析結(jié)果的講解過程中，涉及到結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布、變形和破壞過程的講解，則應(yīng)充分發(fā)揮多媒體教學(xué)的長處，采用圖片和動畫等手段，實現(xiàn)圖文并茂的演示和講解，加深學(xué)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(xué)
《航空精密制造技術(shù)》2017年第1期
【摘要】航空發(fā)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(fā)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(fā)動機性能帶來的影響，從多種角度來探究發(fā)動機喘振現(xiàn)象出現(xiàn)的主要原因，可能對飛機帶來的影響和危害，通過提升發(fā)動機喘振監(jiān)控，盡可能避免喘振現(xiàn)象出現(xiàn)，確保發(fā)動機正常運行。
【關(guān)鍵詞】航空;發(fā)動機;喘振;氣流分離
喘振是一種航空發(fā)動機在使用中較為特殊的情況，當(dāng)發(fā)動機嚴(yán)重偏離設(shè)計工作狀態(tài)，壓氣機前后流通能力不匹配時就會出現(xiàn)葉片邊界的流動分離現(xiàn)象，甚至轉(zhuǎn)變?yōu)樾D(zhuǎn)失速直至喘振狀態(tài)。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(zhuǎn)失速。最常見的是旋轉(zhuǎn)失速，這種失速由某些只包含少量葉片失速槽道形成的區(qū)域組成，并且沿著轉(zhuǎn)子的絕對轉(zhuǎn)動方向以小于轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)動。軸流壓氣機發(fā)生旋轉(zhuǎn)失速之前往往先出現(xiàn)轉(zhuǎn)子葉尖失速。失速可以是突發(fā)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(tǒng)不穩(wěn)定并且在此期間通過整個壓氣機的平均流量發(fā)生脈動的流動狀態(tài)。喘振這種特殊情況的出現(xiàn)，表明發(fā)動機工作狀態(tài)發(fā)生波動，氣流時斷時續(xù)，內(nèi)部壓力明顯增加。如果飛機在正常飛行中，發(fā)動機出現(xiàn)喘振現(xiàn)象，燃氣溫度迅速升高，發(fā)動機轉(zhuǎn)速下降，嚴(yán)重情況下可能導(dǎo)致發(fā)動機停止運行。
1喘振機理分析
對航空發(fā)動機喘振的研究是通過在發(fā)動機上安裝傳感器，來獲取發(fā)動機運行時的相關(guān)信號，并分析信號的特征參數(shù)，判斷發(fā)動機是否發(fā)生喘振。通常選取風(fēng)扇及壓氣機出口總壓作為喘振檢測的征兆信號。當(dāng)風(fēng)扇發(fā)生喘振時，風(fēng)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(fā)動機轉(zhuǎn)速下降。當(dāng)壓氣機發(fā)生喘振時，風(fēng)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(jiān)控，將轉(zhuǎn)速、各傳感器測點脈動壓力值實時錄入相應(yīng)軟件，實現(xiàn)對喘振的快速有效判斷。
2發(fā)動機穩(wěn)定性研究
當(dāng)前在發(fā)動機設(shè)計中，關(guān)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(fā)生可能性的衡量標(biāo)準(zhǔn)，是影響發(fā)動機能否穩(wěn)定工作的關(guān)鍵因素。在設(shè)計階段，設(shè)計工作中的指導(dǎo)思想則是通過合理的設(shè)計來提高喘振裕度。通過計算流體力學(xué)方法研究可調(diào)靜子葉片對壓氣機部分轉(zhuǎn)速下喘振裕度的影響，選取最優(yōu)可調(diào)靜子葉片安裝角，使喘振裕度最大化。
3喘振預(yù)防措施
為避免喘振現(xiàn)象發(fā)生，應(yīng)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(diào)進口導(dǎo)葉。自噴氣發(fā)動機問世以來，壓氣機放氣一直是在發(fā)動機起動和加速期間避免發(fā)生喘振的最經(jīng)常采用的辦法。放氣位置可設(shè)在壓氣機出口或在中間級的位置。可調(diào)進口導(dǎo)葉通過減小進氣攻角使喘振線移動，在低攻角下喘振發(fā)生于較低的流量系數(shù)值。其他防喘方法還有可調(diào)靜子及改變轉(zhuǎn)子葉片的安裝角。消喘系統(tǒng)增加了壓氣機不穩(wěn)定工作的信號檢測裝置，當(dāng)發(fā)動機發(fā)生喘振時，綜合調(diào)節(jié)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(dǎo)流葉片轉(zhuǎn)動，迅速消除喘振。消喘系統(tǒng)在部件實驗上已經(jīng)取得了相當(dāng)大的成功，可以預(yù)見，消喘系統(tǒng)將在發(fā)動機整機試驗中廣泛應(yīng)用。
4結(jié)論
航空發(fā)動機喘振是關(guān)系到發(fā)動機能否穩(wěn)定工作的重要因素，嚴(yán)重影響飛行安全，為避免安全事故的出現(xiàn)，應(yīng)著重對發(fā)動機結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計，選擇合理的控制對策，避免發(fā)動機喘振現(xiàn)象出現(xiàn)。隨著消喘技術(shù)的深入研究和應(yīng)用，航空發(fā)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(fā)沈陽發(fā)動機研究所
摘要：工作分解結(jié)構(gòu)（WBS）是項目任務(wù)分工、資源配置、進度計劃編制及風(fēng)險控制等工作開展的前提。工作分解結(jié)構(gòu)的形成過程就是把項目目標(biāo)和任務(wù)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(fā)動機研制中的應(yīng)用，結(jié)合民用航空發(fā)動機驗證機研制流程，定義了WBS分解模型，給出了基于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹的WBS結(jié)構(gòu)表達，建立了WBS構(gòu)建流程。
關(guān)鍵詞：工作分解結(jié)構(gòu)；航空發(fā)動機；研制流程；信息化；驗證機
工作分解結(jié)構(gòu)是以最終可交付成果為導(dǎo)向的工作目標(biāo)/任務(wù)層級分解，用于確定項目工作范圍、項目全生命周期內(nèi)所有技術(shù)間的接口關(guān)系以及項目技術(shù)狀態(tài)基線，是項目計劃、成本、預(yù)算、質(zhì)量、人力資源、溝通和風(fēng)險分析的基礎(chǔ)。它可以將研制工作分解為一系列相對獨立、內(nèi)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(gòu)成直觀地表示出來，是研制計劃編制的基礎(chǔ)和依據(jù)。早在20世紀(jì)80年代中期，美國國防部就已經(jīng)將WBS應(yīng)用于許多國防項目上，并成為了項目管理的“標(biāo)準(zhǔn)語言”，WBS可以說是工程項目管理的起點，在復(fù)雜產(chǎn)品研制中得到了廣泛的應(yīng)用。2016年，國家十三五規(guī)劃將航空發(fā)動機列入百大工程之首，這表明國家對航空發(fā)動機的重視。劉大響院士說，從狹義上講，航空發(fā)動機是飛機的動力裝置；從廣義上講，它也是國家航空產(chǎn)業(yè)乃至整個制造業(yè)的助推器。此外，國際航空動力的發(fā)展也對我國航空發(fā)動機設(shè)計技術(shù)提出了更高的要求，鑒于航空發(fā)動機研制的高技術(shù)性、高復(fù)雜性，驗證機研制應(yīng)運而生。驗證機指產(chǎn)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(tǒng)的匹配性以及初步的耐久性和可靠性等而開發(fā)的試驗研究性發(fā)動機。文章以驗證機研制項目研制工作內(nèi)容為對象，結(jié)合驗證機研制特點，提出基于PBS的WBS層次關(guān)系分解模型，探索其分解方法、編碼規(guī)則、表達方式和構(gòu)建流程，并在此基礎(chǔ)上引入信息化手段，這對于促進研制項目科學(xué)高效管理、降低研制風(fēng)險具有重要意義。
1工作分解結(jié)構(gòu)的作用
工作分解結(jié)構(gòu)是項目管理工作的基礎(chǔ)及優(yōu)秀內(nèi)容，它將項目工作按照一定的邏輯關(guān)系自上而下逐級分解為工作單元、工作包、工作作業(yè)（活動），它清晰地定義了項目工作的全貌，描述了項目工作內(nèi)容，工作分解結(jié)構(gòu)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(dāng)工作分解結(jié)構(gòu)分解至工作包層面時，項目經(jīng)理便可針對工作包安排進度、估算成本和實施監(jiān)控，從而實現(xiàn)對項目工作的規(guī)劃、管理和控制。當(dāng)工作分解結(jié)構(gòu)分解至工作作業(yè)（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(xiàn)項目工作包的執(zhí)行。
2工作分解結(jié)構(gòu)構(gòu)建過程中的難點
如前所述，工作越向下分解，項目經(jīng)理對工作的規(guī)劃管理和執(zhí)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(yīng)該關(guān)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(guān)鍵節(jié)點（即里程碑節(jié)點）來控制整個研發(fā)過程，對交付物的管控也主要是通過對各里程碑節(jié)點的交付物進行管理，對項目全生命周期的控制主要體現(xiàn)為對工作包結(jié)果的管控。而沒有對節(jié)點前各工作包之間的輸入輸出關(guān)系進行有效管理和控制，往往會出現(xiàn)項目管理單位對項目的管控力度不及工作包所屬責(zé)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(zé)任單位僅關(guān)心所屬工作包任務(wù)，各工作包之間的匹配協(xié)調(diào)得不到有效解決，無法實現(xiàn)對項目全生命周期管理，無法及時有效識別風(fēng)險，進而影響整個項目的進程。航空發(fā)動機驗證機研制屬于大型復(fù)雜項目，國家投入巨大，國際上一般采用主承制商—供應(yīng)商管理模式進行項目管控，涉及國內(nèi)外供應(yīng)商眾多，如何通過工作結(jié)構(gòu)分解實現(xiàn)對項目全生命周期管理，并有效控制項目風(fēng)險，對航空發(fā)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(jié)構(gòu)編制無規(guī)范、編制效率低下也是工作分解結(jié)構(gòu)構(gòu)建過程中經(jīng)常發(fā)生的問題。文章將結(jié)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(xiàn)對項目全生命周期管理，淺析工作分解的流程及關(guān)鍵點，并結(jié)合信息化管理，以期更好地發(fā)揮工作分解結(jié)構(gòu)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(guān)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(shè)計、初步設(shè)計、詳細設(shè)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(jié)點，各階段交付物即為里程碑節(jié)點交付物。以驗證機設(shè)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(shè)計定義文檔兩大類。需求文檔體現(xiàn)所有利益相關(guān)方對驗證機研制項目的需求，可分為內(nèi)部要求和外部要求。內(nèi)部要求主要來自已有基礎(chǔ)和經(jīng)驗以及公司的發(fā)展規(guī)劃等；外部要求主要來自客戶（市場）、政府、適航規(guī)章及相關(guān)法律法規(guī)等。設(shè)計定義文檔是根據(jù)需求文檔進行相應(yīng)的科研工作后得到的驗證機各層次上的研制結(jié)果（例如設(shè)計報告等）。在各個階段內(nèi)部，各個層面上的需求文檔和設(shè)計定義文檔都需要進行對比，以確定研制結(jié)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(jié)果往往會對下一個階段設(shè)計工作的開展產(chǎn)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(guān)鍵輸入、工作內(nèi)容和輸出三部分，創(chuàng)建工作分解結(jié)構(gòu)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(shù)和輸出，經(jīng)比對分析，建立了驗證機各階段要素同工作分解結(jié)構(gòu)創(chuàng)建所需要素之間的對應(yīng)關(guān)系。在介紹了研制各階段要素同WBS創(chuàng)建要素的關(guān)系之后，現(xiàn)對WBS創(chuàng)建過程進行詳細描述，后通過各要素之間的關(guān)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(wù)。
3.3基于驗證機研制流程（研制各階段要素）的WBS分解結(jié)構(gòu)
復(fù)雜產(chǎn)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(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹為輔線的工作分解結(jié)構(gòu)，可以依據(jù)研制階段建立邏輯嚴(yán)密的輸入輸出關(guān)系，從而為計劃的編制奠定基礎(chǔ)。
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(xiàn)狀態(tài)（顯示or不顯示）的描述。依據(jù)專家經(jīng)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(xiàn)狀態(tài)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(shè)計人員（工作包所屬責(zé)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(guān)系主要依靠不同研制階段要素同WBS創(chuàng)建所需要素之間的對應(yīng)關(guān)系及產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹來確定，因此建立研制階段的映射矩陣，并在此基礎(chǔ)上借助產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹，就可以通過映射規(guī)則快速地將WBS建立起來。
3.3.2驗證機產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹模型。產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹包含了所有實現(xiàn)產(chǎn)品功能的硬件和軟件，以全環(huán)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(biāo)準(zhǔn)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(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹的工作分解流程：
第一，確定工作分解結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)所需要素的對應(yīng)關(guān)系可以看出，本內(nèi)容即驗證機研制各階段的工作內(nèi)容，以需求分析和定義階段為例，工作內(nèi)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(fā)動機的要求，參考適航規(guī)章和已有基礎(chǔ)、經(jīng)驗，結(jié)合公司能力發(fā)展規(guī)劃，開展驗證機研制需求論證工作，提出驗證機的設(shè)計約束和邊界條件，完成項目建議書的編制。經(jīng)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(zhuǎn)化并滿足與項目相關(guān)的業(yè)務(wù)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(zhàn)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(guī)章、國家發(fā)展戰(zhàn)略及公司發(fā)展規(guī)劃，是明確需求文件，并將其轉(zhuǎn)化為項目業(yè)務(wù)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(jù)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(chǎn)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(jié)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(jié)點為1的維度，并在WBS中顯性化。第三層分解基于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹進行分解，最后按照各零件不同的設(shè)計活動、加工工序和試驗活動，完成工作包的下一層分解。當(dāng)將工作包分解至可預(yù)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(jié)構(gòu)分解。此外，在工作分解時，應(yīng)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(jié)構(gòu)分解之后，應(yīng)通過把工作分解結(jié)構(gòu)底層的所有工作逐層向上匯總的方式進行檢查。最后還應(yīng)檢查各工作包之間的邏輯關(guān)系是否合理。工作分解結(jié)構(gòu)一般可以采用列表式、組織結(jié)構(gòu)圖式、魚骨圖式等方式，文章采用組織結(jié)構(gòu)圖示進行表達。
第三，獲得工作分解結(jié)構(gòu)的輸出。通過對項目進行工作分解，將復(fù)雜的項目逐步分解為比較簡單的過程（分解至活動、作業(yè)），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(jīng)費、計劃制定和構(gòu)型管理等，并且還應(yīng)滿足企業(yè)設(shè)備、技術(shù)、人員等資源需求以及項目經(jīng)費渠道、用戶及市場變化等約束。
4工作分解結(jié)構(gòu)與信息技術(shù)的融合
項目的工作結(jié)構(gòu)分解是項目管理和計劃制定的基礎(chǔ)，是制定進度計劃、資源需求計劃、風(fēng)險管理計劃及計劃變更的依據(jù)，同時也是確定項目技術(shù)狀態(tài)基線的依據(jù)。因此，在復(fù)雜產(chǎn)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(tǒng)之間的聯(lián)合，實現(xiàn)信息共享，資源優(yōu)化，提高管理效率。為更好地使得工作分解結(jié)構(gòu)與信息技術(shù)融合，需做到以下三點：（1）建立工作分解結(jié)構(gòu)碼，對工作分解結(jié)構(gòu)中的每一活動用標(biāo)準(zhǔn)化的標(biāo)識標(biāo)記，通過標(biāo)識唯一確定該活動在工作分解結(jié)構(gòu)中的位置和隸屬關(guān)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(tǒng)一WBS語言。
5結(jié)語
全面、徹底的工作分解結(jié)構(gòu)在復(fù)雜產(chǎn)品研制過程中具有重要意義。文章基于研制流程，結(jié)合產(chǎn)品結(jié)構(gòu)樹，提出了工作分解結(jié)構(gòu)方法。通過驗證機各階段要素同工作分解結(jié)構(gòu)創(chuàng)建所需要素關(guān)聯(lián)，研制階段—WBS映射規(guī)則及產(chǎn)品分解結(jié)構(gòu)，描述了WBS建立流程及關(guān)鍵點，并通過WBS與信息化的融合，實現(xiàn)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(yīng)用，并取得了良好的效果。
作者：高文杰 單位：中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司
摘要：本文主要介紹了自動檢測技術(shù)在航空發(fā)動機方面的應(yīng)用，以及國內(nèi)外所涌現(xiàn)的最新理論和最新技術(shù)。自動檢測技術(shù)是現(xiàn)在各種行業(yè)所必需，應(yīng)用于軍事、工業(yè)等過程控制的信號測量等方面，是高科技軍事現(xiàn)代工業(yè)實現(xiàn)全面自動化的重要基礎(chǔ)，航空發(fā)動機故障診斷技術(shù)是實現(xiàn)航空發(fā)動機視情維修的重要一環(huán)，在航空發(fā)動機的設(shè)計、生產(chǎn)、使用和維護中起著非常重要的指導(dǎo)作用。
關(guān)鍵詞：自動檢測技術(shù)；航空發(fā)動機；狀態(tài)監(jiān)控；故障診斷
0引言
自動檢測技術(shù)的基本任務(wù)是獲得有用的信息，檢測流程主要借助測試儀器、測試系統(tǒng)，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(tǒng)中問題。檢測技術(shù)屬于信息科學(xué)，是信息技術(shù)的支柱。在航空發(fā)動機中，自動檢測技術(shù)主要應(yīng)用在狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷方面。
1自動檢測技術(shù)在航空發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控方面的應(yīng)用
現(xiàn)代航空發(fā)動機采用先進的全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)，系統(tǒng)采用分段控制的，以控制發(fā)動機不同的工作狀態(tài)，比如起動控制器主要控制發(fā)動機的起動過程，轉(zhuǎn)速控制器主要使發(fā)動機轉(zhuǎn)速保持在油門桿所對應(yīng)的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，這就需要扭矩傳感器為其提供信號；加力控制器控制發(fā)動機的加力接通和加力狀態(tài)，氣壓高度調(diào)節(jié)器根據(jù)飛行高度的變化修正供油量來保證發(fā)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(xié)同工作。
2自動檢測技術(shù)在發(fā)動機故障診斷方面的應(yīng)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(shù)，主要體現(xiàn)在：運用小波變換進行信號分析來診斷故障，包括脈沖響應(yīng)函數(shù)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(yīng)函數(shù)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(wǎng)絡(luò)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(fā)動機實際系統(tǒng)本質(zhì)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(tǒng)的行為而不用描述其機械結(jié)構(gòu)。航空發(fā)動機數(shù)學(xué)模型應(yīng)用廣泛，它是控制、故障診斷和預(yù)測的基礎(chǔ)。主要包括部件法模型和試驗?zāi)Ｐ汀?
2.2.1部件法模型在航空發(fā)動機故障診斷中的應(yīng)用
基于部件法的發(fā)動機數(shù)學(xué)建模是較為常用的一種建模方法。建立發(fā)動機非線性數(shù)學(xué)模型的基本思路是：由已知的發(fā)動機各部件的特性，從發(fā)動機進口到尾噴管，根據(jù)氣動熱力學(xué)原理逐一建立氣體流動過程與熱力過程方程；根據(jù)發(fā)動機流量平衡、壓力平衡和功率平衡等平衡關(guān)系，獲得發(fā)動機共同工作聯(lián)立方程組，通過聯(lián)合求解這一非線性動、靜態(tài)平衡方程組，進而獲得發(fā)動機的各相關(guān)截面、各工作狀態(tài)的相關(guān)參數(shù)量值，部件法模型精度高，可用于航空發(fā)動機在線診斷和故障征兆的預(yù)測，用于預(yù)報發(fā)動機控制系統(tǒng)的各個變量。
2.2.2試驗法的航空發(fā)動機模型在故障診斷中的應(yīng)用
試驗法是基于發(fā)動機試驗數(shù)據(jù)進行處理，獲取它的特性，從而得到數(shù)學(xué)模型的方法。該方法不必深入理解發(fā)動機的機理，但卻必須擬定合理的試驗以獲取試車數(shù)據(jù)。通過大量的試驗數(shù)據(jù)及系統(tǒng)辨識方法獲取模型的技術(shù)，得到模型性再通過類比迭代試車曲線使之完全擬合。系統(tǒng)辨識的方法可分為經(jīng)典類和和現(xiàn)代兩大類。經(jīng)典辨識方法包括時域法、頻域響應(yīng)法。現(xiàn)代辨識方法包括最小二乘法、極大似然法、隨機逼近法、相關(guān)辨識法。2.2.3發(fā)動機故障診斷專家系統(tǒng)在航空發(fā)動機自動檢測方法故障診斷專家系統(tǒng)在航空發(fā)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(tǒng)、磨損故障診斷專家系統(tǒng)。所謂專家系統(tǒng)其實就是一個維護設(shè)備，該設(shè)備包括知識庫、數(shù)據(jù)庫、推理機、解釋系統(tǒng)和數(shù)據(jù)融合系統(tǒng)。
3檢測技術(shù)在航空發(fā)動機方面的創(chuàng)新
3.1航空發(fā)動機性能自動測試技術(shù)
實現(xiàn)這種技術(shù)應(yīng)用了模糊處理技術(shù)、人工智能、圖形圖像處理技術(shù)和抗干擾技術(shù)。自動測試技術(shù)為適應(yīng)現(xiàn)代航空發(fā)動機性能測試要求，改進目前航空發(fā)動機性能測試現(xiàn)狀，對應(yīng)用模糊集合理論實現(xiàn)發(fā)動機狀態(tài)模糊識別是這種技術(shù)的重點，實踐證實該測試方法狀態(tài)識別率高、用人少、精度高,提高了一線部隊機務(wù)保障能力。
3.2先進內(nèi)窺技術(shù)與發(fā)動機故障檢測內(nèi)窺技術(shù)
多年來一直在航空發(fā)動機的維護中發(fā)揮著重要的作用，不管是高涵道渦輪風(fēng)扇發(fā)動機還是低涵道的軍用渦扇，其主要組成均為風(fēng)扇、壓氣機、燃燒室、渦輪及附件系統(tǒng)。航空發(fā)動機工作在高溫、高壓和高轉(zhuǎn)速的狀態(tài)下，因此其故障多發(fā)部位也多集中在這三高狀態(tài)下的高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪中。發(fā)動機的關(guān)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(jiān)測工作都是通過內(nèi)窺技術(shù)完成的，未來的內(nèi)窺技術(shù)主要體現(xiàn)在先進的軟硬件綜合和集成技術(shù)。以及基于物聯(lián)網(wǎng)的網(wǎng)絡(luò)技術(shù)中。因此，內(nèi)窺技術(shù)一直在航空發(fā)動機的維護中發(fā)揮著重要的作用。
4結(jié)論
自動檢測技術(shù)的優(yōu)秀內(nèi)容是信號的檢測，也就是傳感器的應(yīng)用，而傳感器是“能夠感受規(guī)定的被側(cè)量并按一定的規(guī)律轉(zhuǎn)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(zhuǎn)換信息的重要作用，航空發(fā)動機方面更是應(yīng)用甚廣，從油量的檢測到力矩檢測，再到轉(zhuǎn)速，再到溫度，壓力，位移等等，都需要傳感器為控制提供相應(yīng)的信號。所以在航空控制方面?zhèn)鞲衅鞯墓收显\斷尤為重要。在故障診斷方面，自動檢測技術(shù)也發(fā)揮著理論上的支持。
作者：呂偉 單位：中航工業(yè)西安航空計算技術(shù)研究所西安
1煤油動力性能的理論分析
有關(guān)二沖程火花點火發(fā)動機數(shù)值模擬的物理和數(shù)學(xué)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(shù)等因素有關(guān)。2．1煤油與汽油理論混合氣的熱值由于燃料在發(fā)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(fā)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(shù)的影響煤油發(fā)動機可以根據(jù)分子變更系數(shù)研究新燃料對動力性的影響。對于點燃式發(fā)動機燃燒前吸入的充量應(yīng)考慮燃油蒸汽的摩爾數(shù)1/mT，燃燒前的混合氣量為燃燒后工質(zhì)的數(shù)量為根據(jù)式(9)代入具體值可得汽油燃料替換煤油燃料后循環(huán)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(shù)稍微增大，因此循環(huán)功稍微增大，對發(fā)動機的動力性影響不大。
2爆震預(yù)測模型
本文爆震預(yù)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(yù)先反應(yīng)速率乘數(shù);ON為辛烷值;p為氣缸瞬時壓力;A為活化能乘數(shù);TU為未燃氣體瞬時溫度;IVC為缸內(nèi)末端混合氣體壓縮起始角;thkn為爆震開始的曲軸轉(zhuǎn)角。在GT－Power爆震預(yù)測模型中，模型的輸出為爆震指數(shù)KI、爆震起始曲軸轉(zhuǎn)角和爆震強度。爆震強度是指在爆震開始時氣缸內(nèi)未燃氣體的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。爆震指數(shù)定義如下:式中，KI為爆震指數(shù);A為爆震指數(shù)乘數(shù);km為爆震開始時缸內(nèi)未燃混合氣的質(zhì)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(shù)KI(或爆震強度km)越大，發(fā)動機爆震的傾向越大。
3工作循環(huán)數(shù)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(biāo)定工況下發(fā)動機缸內(nèi)壓力示功圖、總功率及燃油消耗率等重要試驗數(shù)據(jù)，為發(fā)動機建模及驗證模型準(zhǔn)確性提供了基礎(chǔ)。表1為原型汽油機主要技術(shù)參數(shù)。由于發(fā)動機的結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，為了便于建模，把發(fā)動機結(jié)構(gòu)抽象為缸體、進氣系統(tǒng)和排氣系統(tǒng)3個部分，如圖1所示。本文結(jié)合利用GT－Power軟件提供的模型模塊，以及根據(jù)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(fā)動機的性能數(shù)值計算模型。首先立原型汽油機工作循環(huán)整機數(shù)值計算模型，通過缸內(nèi)壓力、總功率及燃油消耗率等指標(biāo)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(fā)動機數(shù)值模型的基礎(chǔ)上，對煤油的物性數(shù)據(jù)進行設(shè)置，建立煤油發(fā)動機數(shù)值模型并進行數(shù)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(jīng)過濾清器、進氣道、簧片閥進入曲軸箱，再經(jīng)掃氣道進入氣缸;氣缸內(nèi)燃燒后的高溫廢氣經(jīng)過排氣道、排氣管排出到排氣邊界。缸內(nèi)壓力示功圖是驗證發(fā)動機模型正確的重要參考依據(jù)，圖3所示為原型汽油發(fā)動機標(biāo)定轉(zhuǎn)速n=6300r/min下缸內(nèi)壓力示功圖的數(shù)值計算和試驗結(jié)果對比曲線，計算值和試驗結(jié)果比較吻合，誤差在允許的范圍之內(nèi)。圖4是發(fā)動機數(shù)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(fā)動機有效燃油消耗率與轉(zhuǎn)速的變化曲線。從圖中可以看出在整個轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)模擬計算結(jié)果與試驗實測結(jié)果之間的變化規(guī)律基本一致。考慮到在建模過程中使用了各種簡化條件和假設(shè)，以及測試儀器本身的測量誤差，計算結(jié)果與發(fā)動機實際工作狀態(tài)之間必然存在一些差異，但相對誤差都在5%以內(nèi)，表明所建發(fā)動機工作循環(huán)數(shù)值模型能較準(zhǔn)確地模擬原型二沖程汽油發(fā)動機，滿足后續(xù)性能預(yù)測及優(yōu)化的需要，因此，可以應(yīng)用該模型對發(fā)動機的工作過程進行研究及變參數(shù)計算。替換航空煤油燃料后，由于燃料的理化特性發(fā)生變化，需要對GT－Power數(shù)值模型中的噴油燃料模塊進行燃料物性數(shù)據(jù)的設(shè)置。在GT－Power軟件中，燃料的設(shè)置主要包括液態(tài)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(fā)動機數(shù)值模型提供燃油噴射，有關(guān)燃油噴射參數(shù)及燃料物性數(shù)據(jù)的設(shè)置均在InjAF－RatioConn中進行。該模塊需要輸入的參數(shù)有空燃比、燃油特性及燃油蒸發(fā)比例等。在燃料物性設(shè)置完成后進行數(shù)值計算，可以分析煤油發(fā)動機性能的變化。
4煤油發(fā)動機變參數(shù)性能及爆震分析
4．1壓縮比壓縮比是影響煤油發(fā)動機爆震的一個重要參數(shù)。原機壓縮比為9.5，在該值的左右范圍內(nèi)取適當(dāng)?shù)闹颠M行研究。在全負荷工況下其它參數(shù)不變的情況下，選取［7，11.5］區(qū)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(fā)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(fā)動機的爆震指數(shù)逐漸增大，并且隨著壓縮比的增大未燃區(qū)平均溫度升高，如圖7所示，因此發(fā)動機的爆震傾向增大［6］。從圖8和圖9可看出，煤油燃料發(fā)生爆震的起始曲軸轉(zhuǎn)角先于汽油燃料，煤油燃料發(fā)生爆震的末端氣體的質(zhì)量分?jǐn)?shù)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(fā)動機的爆震有著重要的影響。本文點火提前角分別選取［－10，－35］區(qū)間內(nèi)的6個點(步長為5deg)進行數(shù)值計算，分析不同點火提前角對發(fā)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(fā)動機的爆震指數(shù)逐漸增大，爆震傾向加大。當(dāng)點火提前角為－30deg時，繼續(xù)增大則爆震指數(shù)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(xù)增加，缸內(nèi)壓力曲線上壓力值偏離壓縮曲線到最大燃燒壓力出現(xiàn)的時間減小，即火焰中心形成到正常火焰?zhèn)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(dāng)點火提前角大于－30deg時前者起決定作用，當(dāng)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(fā)動機的空燃比也會對煤油發(fā)動機的爆震產(chǎn)生影響。在全負荷下轉(zhuǎn)速為6000r/min工況對發(fā)動機進行工作過程數(shù)值計算，原型機空燃比為14.5，選取［11.5，16.5］區(qū)間段的5個空燃比(步長為0.5)，本文所建數(shù)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(fā)動機的爆震指數(shù)隨著空燃比的增大是先增大后減小，當(dāng)空燃比在理想空燃比附近時，爆震指數(shù)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(dāng)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(fā)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(jié)論相吻合［8］。根據(jù)自燃機理分析，引起這種結(jié)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(fā)生自燃;二是燃油的減少使得缸內(nèi)最高燃燒溫度和壓力降低，從而改善了爆震發(fā)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(chǎn)生的熱量較少，使得燃燒最后的溫度降低，減少爆震的發(fā)生，但也導(dǎo)致燃料用量增加，熱效率下降，同時降低發(fā)動機的扭矩。從圖15可看出，原型機替換煤油燃料發(fā)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(fā)生爆震(汽油燃料為12.5)，并且兩種燃料發(fā)生爆震的起始曲軸轉(zhuǎn)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(fā)生爆震的起始曲軸轉(zhuǎn)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(fā)生爆震的末端氣體的質(zhì)量分?jǐn)?shù)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(fā)生爆震。
5結(jié)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(shù)對發(fā)動機進行數(shù)值計算，分析主要結(jié)構(gòu)參數(shù)和調(diào)整參數(shù)對煤油發(fā)動機性能的影響情況，為煤油發(fā)動機的參數(shù)優(yōu)化匹配提供依據(jù)。2)通過仿真分析表明，所研究汽油發(fā)動機替換航空煤油發(fā)動機后對發(fā)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(lǐng)域意義明顯。圖16發(fā)生爆震的末端混合氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)隨空燃比的變化曲線3)替換航空煤油后發(fā)動機爆震傾向增大。所以小型沖程汽油發(fā)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(xué)機械與汽車工程學(xué)院南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院
摘要：隨著人們生活水平的提高，交通運輸業(yè)也逐漸的發(fā)展起來。人們?yōu)榱俗非蟾叩纳钯|(zhì)量，不斷的改進交通運輸?shù)陌l(fā)展。航空運輸作為人們選用最多的交通方式關(guān)于航空發(fā)動機機械系統(tǒng)技術(shù)的分析也得到了人們的普遍的關(guān)注。本文基于對航空發(fā)動機運行原理的分析，以探求航空運輸業(yè)的更好地發(fā)展。
關(guān)鍵詞：航空；發(fā)動機；機械系統(tǒng)
航空發(fā)動機機械系統(tǒng)是一個極其復(fù)雜的系統(tǒng)，是在多種條件共同作用下產(chǎn)生的。發(fā)動機作為整個飛機中最為重要的部分，其整體機械系統(tǒng)的運行對于航空運輸業(yè)的發(fā)展來說具有相當(dāng)大的影響。
一、航空運輸
航空作為當(dāng)前人們出行選擇的最主要的方式，因其自身的優(yōu)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(biāo)準(zhǔn)是根據(jù)運輸?shù)木嚯x決定的，因此經(jīng)濟價值也相對較高。關(guān)于航空發(fā)動機的機械系統(tǒng)主要由傳動、潤滑、密封和軸承四部分構(gòu)成，整個運輸系統(tǒng)較為復(fù)雜。國內(nèi)在這一方面的研究相對薄弱，因此在機械設(shè)備的安裝、使用及維修方面出現(xiàn)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(tǒng)進行一一的分析。
二、航空發(fā)動機機械系統(tǒng)
（一）傳動系統(tǒng)
傳動系統(tǒng)的研究一直都是航空發(fā)動機進一步的發(fā)展的關(guān)鍵，當(dāng)前國內(nèi)的傳動系統(tǒng)整體的發(fā)展趨勢是在保證高速、重載的基礎(chǔ)上，之間的減小傳動系統(tǒng)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(tǒng)發(fā)展的比較的快速，在齒輪轉(zhuǎn)動技術(shù)的發(fā)展之下對于傳動系統(tǒng)的噪音、振動等都有所研究。并通過實驗，可以準(zhǔn)確的預(yù)測出齒輪的運行壽命，在盡可能保障經(jīng)濟性能的基礎(chǔ)上滿足各種使用的要求。在十一五計劃的推動下，國內(nèi)也進一步的擁有了較為先進的設(shè)計分析軟件，并且根據(jù)不同的型號制定了不同的運行方案和設(shè)計準(zhǔn)則。
（二）潤滑系統(tǒng)
潤滑系統(tǒng)的設(shè)計涉及到許多的邊緣性的難度較大的學(xué)科，并且權(quán)威的理論比較的少。但隨著航空事業(yè)的發(fā)展對于潤滑系統(tǒng)有了更高的追求，因此國外的航空公司率先做出了研究，經(jīng)過數(shù)十年的研究取得了部分的成果。關(guān)于發(fā)動機潤滑系統(tǒng)的防火，驅(qū)動等都逐漸的應(yīng)用到航空發(fā)動機中。當(dāng)然國內(nèi)也進行了深刻的研究，關(guān)于通過新的設(shè)計提升通風(fēng)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(shù)從而減少發(fā)動機機匣外輪廓的尺寸，以實現(xiàn)發(fā)動機的高速運轉(zhuǎn)，達到潤滑系統(tǒng)各個部件的輕量化。
（三）密封技術(shù)
密封無論是對于軍用航空還是民用航空的發(fā)動機來說都同樣的重要，在現(xiàn)行的密封技術(shù)使用之下基本上可以滿足當(dāng)前的軍用、民用航空發(fā)動機的使用。但新一代的航空發(fā)動機密封技術(shù)則面臨著新的挑戰(zhàn)，為了實現(xiàn)航空事業(yè)的迅速發(fā)展。要將密封和潤滑的發(fā)動機空氣系統(tǒng)結(jié)合起來，尤其是注意基礎(chǔ)設(shè)施的研究，要實現(xiàn)不同密封件之間的最佳的配對。在發(fā)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(yīng)用，發(fā)動機的效率得到了大大的提升。當(dāng)前國內(nèi)已經(jīng)有專業(yè)的公司對其進行生產(chǎn)，并且以初具規(guī)模，因此要對刷式密封加以推廣不斷的提高航空發(fā)動機的性能。
（四）主軸承軸
在軸承的設(shè)計上，大都采用與支撐結(jié)構(gòu)一體化的專用軸承，將軸承與發(fā)動機設(shè)計到一起在保證軸承的基本功能之上減輕發(fā)動機的重量。通過大量的實驗數(shù)據(jù)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(shè)計的運行壽命。在軸承的應(yīng)用上，發(fā)動機的設(shè)計聯(lián)合軸承的研發(fā)，共同的制定了較為完整的軸承使用規(guī)范，為整個航空事業(yè)的發(fā)動機軸承建立了相應(yīng)的數(shù)據(jù)庫。雙方技術(shù)在不斷的融合當(dāng)中，在進行設(shè)計的過程中充分的考慮工作環(huán)境的合理性，減少其他的系統(tǒng)運行帶給軸承的傷害。在對軸承進行設(shè)計安裝時要根據(jù)設(shè)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(chǔ)上將軸承設(shè)計的更為合理。在軸承基礎(chǔ)研究上，根據(jù)軸承運行中的損傷與再次進行工作的表面殘余應(yīng)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(yīng)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(yán)重的條件下，延長其使用壽命。
（五）機械系統(tǒng)研制中的方法
1、注重細節(jié)的設(shè)計將起樣中的倒角、光度、擰緊力度等都一一的進行規(guī)范化的設(shè)置。在施工的過程中嚴(yán)格按照設(shè)計示意圖進行施工，杜絕一切不科學(xué)的操作，進一步的完善航空發(fā)動機的運行。2、基礎(chǔ)實驗的應(yīng)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(shù)據(jù)，不斷的進行數(shù)據(jù)的積累，實現(xiàn)更加科學(xué)化的發(fā)動機系統(tǒng)設(shè)計。3、專業(yè)化的設(shè)計機械系統(tǒng)的各個方面有專業(yè)的團隊進行操作，面對不同的航空發(fā)動機的不同的實際情況，成立相應(yīng)的研究小組，將發(fā)動機運行中的問題進行統(tǒng)一的處理，更好的實現(xiàn)發(fā)動機運行的合理化。4、主導(dǎo)性設(shè)計將輕量化、簡潔化等要求進行深入的落實，設(shè)計部門要在設(shè)計時將所有的條件都考慮在內(nèi)。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(chǎn)的發(fā)動機附件的有效率大大的提升。5、集成化發(fā)展?jié)櫥到y(tǒng)等與多個零部件之間都存在有聯(lián)系，要逐漸的實現(xiàn)一體化的設(shè)計。將更多的功能集中到更小的空間內(nèi)，減輕整個發(fā)動機的重量，提高發(fā)動機運行的穩(wěn)定性。6、多種技術(shù)的融合航空運輸研究的專家也是其他領(lǐng)域內(nèi)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(lǐng)域。這就要求在航空技術(shù)發(fā)展的今天，將更多相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)都引入到航空發(fā)展上，不斷的提高航空發(fā)動機技術(shù)的專業(yè)性。
三、總結(jié)
航空發(fā)電機的機械系統(tǒng)有許多的子系統(tǒng)構(gòu)成，涉及的范圍也比較的復(fù)雜。在當(dāng)前的技術(shù)發(fā)展之下，面臨的既是機遇又是挑戰(zhàn)，我們要從實際出發(fā)用數(shù)據(jù)說話，將航空事業(yè)的發(fā)展提高到一個新的階段。綜上所述，航空發(fā)動機機械系統(tǒng)的設(shè)計要更加的注重基礎(chǔ)方面的設(shè)計，同時積極地與其他的行業(yè)進行學(xué)習(xí)，將適合航空發(fā)展的技術(shù)不斷的應(yīng)用起來，實現(xiàn)航空事業(yè)更好的發(fā)展。
作者:高奇 單位:東方航空技術(shù)有限公司
摘要：進入新世紀(jì)以來，多領(lǐng)域技術(shù)都得到了巨大的發(fā)展，特別是隨著交通運輸業(yè)的進步，大型民用飛機開始成為交通運輸?shù)闹髁姡蚨鲊_始更加重視大型飛機的研制，航空業(yè)也開始成為衡量一個國家綜合國力的重要標(biāo)準(zhǔn)。而大型飛機研發(fā)的重點以及優(yōu)秀技術(shù)便是發(fā)動機技術(shù)。隨著民用航空業(yè)的發(fā)展，民用航空飛機優(yōu)秀技術(shù)———發(fā)動機技術(shù)也發(fā)展飛速，其中復(fù)材葉片已經(jīng)逐步在多種民機型號中得以應(yīng)用。
關(guān)鍵詞：民用航空；復(fù)合材料；發(fā)動機；風(fēng)扇葉片
過去飛機發(fā)動機葉片主要采用金屬以及合金，隨著新材料出現(xiàn)，復(fù)合材料開始被應(yīng)用于航空發(fā)動機葉片，與金屬材料相比，其具有低重、低噪、高效的優(yōu)勢，并且復(fù)材葉片數(shù)量更少，能夠有效抗震顫、損傷，并且在抗鳥撞性上也更加優(yōu)越，滿足了現(xiàn)代民航適航需要。因而復(fù)材葉片開始受到世界各大發(fā)動機廠商的關(guān)注，并逐步得以推廣應(yīng)用。
1復(fù)合材料葉片的應(yīng)用
復(fù)材葉片制造技術(shù)主要有預(yù)浸料/壓模技術(shù)和3-DWOVEN/RTM技術(shù)。采用預(yù)浸料/模壓技術(shù)的代表有GE90、GEnx、TRENT1000及TRENTXWB發(fā)動機的復(fù)合材料風(fēng)扇葉片，而LEAP-X發(fā)動機復(fù)合材料風(fēng)扇葉片采用3D-WOVEN/RTM技術(shù)成型。
1.1預(yù)浸料/模壓成型葉片
采用該種復(fù)材葉片的代表主要有GE90發(fā)動機和GEnx發(fā)動機（美國GE），此外羅?羅公司也在進行相關(guān)研發(fā)。（1）GE90發(fā)動機。該型號發(fā)動機為GE公司上世紀(jì)九十年代所研發(fā)的特大推力發(fā)動機，是國外應(yīng)用于民航最早使用復(fù)材葉片的發(fā)動機之一。該發(fā)動機復(fù)材葉片使用了預(yù)浸料/模壓成形技術(shù)，葉片從內(nèi)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(fù)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(shù)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(shù)。GE90所采用的復(fù)材葉片為22片，相比較于鈦合金空心葉片，復(fù)材葉片質(zhì)量更輕，強度更高。經(jīng)過十余年的運行，證明了復(fù)合材料風(fēng)扇葉片適用于具有嚴(yán)格要求的商業(yè)飛行的需要。（2）GEnx發(fā)動機。該發(fā)動機所應(yīng)用的復(fù)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(chǔ)上GEnx對GE90的復(fù)材葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計進行了優(yōu)化。GEnx主要采用了第3代GE復(fù)合材料，外形也類似GE90-115B發(fā)動機，但由于使用了新一代三元流設(shè)計，葉片數(shù)減為18片，總質(zhì)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(fù)合材料在民航發(fā)動機中的應(yīng)用，英國羅?羅公司也開始將目光從鈦合金葉片上轉(zhuǎn)移到復(fù)材葉片。其同GKN集團正共同進行碳纖維增強復(fù)材葉片的研發(fā)，該葉片同鈦合金葉片同樣薄，并且在量產(chǎn)、成本以及魯棒性上均符合民航發(fā)動機標(biāo)準(zhǔn)。目前這種碳纖維風(fēng)扇葉片已經(jīng)完成了包括葉片飛出、鳥撞試驗在內(nèi)的地面試驗。
1.23-DWOVEN/RTM成型復(fù)材葉片
對于風(fēng)扇葉片中等推力發(fā)動機提出的強度要求更高，因而Snecma公司在CFM56系列發(fā)動機研發(fā)中，在LEAP-X中將會應(yīng)用碳纖維對復(fù)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(shè)技術(shù)不同，Snecma公司在LEAP發(fā)動機葉片的制造中所采用的RTM工藝，是將碳纖維進行預(yù)先編制，在樹脂注入以及葉片高壓成型之前，碳纖維便已經(jīng)成為3-DWOVEN結(jié)構(gòu)。Snecma公司在復(fù)材葉片的制造上委托了AEC公司，由于AEC公司生產(chǎn)制造自動化程度相對較高，因而其制備三維編制預(yù)制體并完成整個葉片的制造僅需要24小時。同CFM56（CFM公司）發(fā)動機相比，LEAP發(fā)動機葉片成型采用了3-DWOVEN/RTM技術(shù)，前者結(jié)構(gòu)上采用了更多的技術(shù)，而后者采用復(fù)合材料，有效減輕了發(fā)動機重量，提高了燃油效率，降低了排放量和發(fā)動機噪聲。目前，LEAP-X發(fā)動機已經(jīng)開始得到中國多種旅客機的關(guān)注，未來將會逐步在中國普及推廣。
2復(fù)材葉片的發(fā)展趨勢
因復(fù)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(fù)合材料葉片已成為民用航空發(fā)動機的發(fā)展趨勢。制約復(fù)合材料葉片大規(guī)模應(yīng)用的關(guān)鍵因素是預(yù)制體制備、復(fù)材成型技術(shù)等。
2.1預(yù)制體制備
復(fù)材葉片制造的難點之一是制備預(yù)制體。國外常用的預(yù)制體制備方法有兩種：一種是選用IM7/8551-7和IM7/M91作為預(yù)浸料并采用激光定位手工/自動化成型技術(shù)制備，適用于制備大推力、大葉盤直徑渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇葉片預(yù)制體；另一種是對IM7碳纖維進行預(yù)浸漬處理，通過3D-WOVEN/RTM自動化技術(shù)成型，主要用于制備小推力渦扇發(fā)動機風(fēng)扇葉片的預(yù)制體。以往采用激光定位輔助+手工鋪疊的技術(shù)進行預(yù)制體制造，而GKN公司開發(fā)了自動化絲束鋪放設(shè)備（簡稱AFP）可實現(xiàn)預(yù)制體的自動化成型。羅?羅公司在研制TNENT系列發(fā)動機復(fù)合材料風(fēng)扇葉片時使用了GKN公司的自動化纖維絲束鋪放設(shè)備，實現(xiàn)了復(fù)材葉片預(yù)制體的自動化成型，并運用超聲刀對預(yù)制體進行切割。Snecma公司率先提出了無余量預(yù)制體成型技術(shù)、預(yù)制體預(yù)變形技術(shù)以及高度自動化的預(yù)制體制備技術(shù)。Snecma公司的3DW/RTM成型風(fēng)扇葉片預(yù)制體技術(shù)可降低傳統(tǒng)二維風(fēng)扇葉片的分層缺陷產(chǎn)生的可能性，讓葉片頂部更薄、根部更厚；經(jīng)紗連續(xù)的變截面成型技術(shù)提高預(yù)制體的承載能力；采用高壓水射流對預(yù)制體進行無余量切割。
2.2成型技術(shù)RTM
注射成型以及模壓是目前國際上流行的復(fù)材葉片成型技術(shù)，雖然兩者在技術(shù)上具有一定的差異性，但均可稱為閉模成型技術(shù)。渦扇發(fā)動機的葉片扭轉(zhuǎn)大且為雙曲面，其結(jié)構(gòu)形式相對復(fù)雜，常規(guī)的成型技術(shù)無法滿足葉片加工精度，而閉模成型技術(shù)的成型精度高，能夠很好的滿足渦扇發(fā)動機對于葉片制造的需求，因而其逐步成為目前復(fù)材葉片成型的主流技術(shù)。隨著技術(shù)的逐步發(fā)展，目前國外開始利用復(fù)合材料模具代替金屬模具，以此保證生產(chǎn)加工中模具和零件能夠保持一致的熱膨脹系數(shù)，進而獲得更高的零件尺寸精度。此外，復(fù)材葉片成型加工技術(shù)開始引入數(shù)字仿真模擬技術(shù)，從而在技術(shù)研究前期對成形工藝進行方向性指導(dǎo)，在研制過程中合理規(guī)避風(fēng)險，縮短研制周期，降低研制成本。
3結(jié)束語
復(fù)合材料以其優(yōu)越的特性開始成為民航發(fā)動機葉片的主流材料，并且隨著技術(shù)的發(fā)展，復(fù)材發(fā)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(fù)材葉片生產(chǎn)研發(fā)的主要方向。我國自主研發(fā)的大型民用客機中也開始應(yīng)用商用發(fā)動機，這為我國復(fù)材葉片的研發(fā)制造提供了一個契機，雖然目前復(fù)合材料在我國航空發(fā)動機制造中還處于初始應(yīng)用階段，復(fù)材葉片的制造業(yè)僅在起步階段，但在我國技術(shù)人員的努力下，我國自主研發(fā)的應(yīng)用復(fù)材葉片的渦扇發(fā)動機必然會在世界航空領(lǐng)域占據(jù)一席之地。
作者:廖煥文 單位:上海中航商用航空發(fā)動機制造有限責(zé)任公司
一、簡要敘述航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)過程中的質(zhì)量管理的概念
質(zhì)量控制在字面上的解釋就是為了保障產(chǎn)品的質(zhì)量而進行或者實施的一些辦法和活動。質(zhì)量管理最主要的方式就是對設(shè)計研發(fā)的結(jié)果進行監(jiān)督和控制，能夠有效的保障設(shè)計和研發(fā)的結(jié)果達到相關(guān)行業(yè)的標(biāo)準(zhǔn)或者是國家相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)，這種方法是提高設(shè)計航空發(fā)動機的一種切實可行的辦法和途徑。本文闡述的質(zhì)量管理有一個非常明確的對象，就是航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)的全過程。質(zhì)量管理的最終目的就是有效的防止或者預(yù)防產(chǎn)品在設(shè)計研發(fā)和制造過程中可能存在的隱患或者缺陷。質(zhì)量管理就是應(yīng)用相關(guān)的技術(shù)辦法或者其他的方法規(guī)避設(shè)計和生產(chǎn)過程中的質(zhì)量問題，最大限度的保障航空發(fā)動機的質(zhì)量和品質(zhì)。質(zhì)量管理在貫穿航空發(fā)動機的設(shè)計研發(fā)全過程的同時，還會涉及到產(chǎn)品在研發(fā)過程中的成本問題和質(zhì)量問題及進度問題。好的質(zhì)量控制就是要把握住設(shè)計和研發(fā)提升質(zhì)量的根本問題，只有這樣質(zhì)量控制工作才能夠事半功倍。本文通過實際的工作經(jīng)驗出發(fā)，通過闡述質(zhì)量灌流體系的建立過程中的相關(guān)內(nèi)容來對質(zhì)量管理工作作更加深入的介紹。在質(zhì)量管理工作進行的過程中，如何細化質(zhì)量的管理過程才能夠有效的保障航空發(fā)動機的設(shè)計質(zhì)量和生產(chǎn)質(zhì)量。在航空發(fā)動機的設(shè)計研發(fā)過程中，通常會發(fā)現(xiàn)很多的技術(shù)問題和技術(shù)失誤，這種情況下就只有將質(zhì)量管理應(yīng)用到研發(fā)和設(shè)計之中，這樣才能夠有效的保障設(shè)計和研發(fā)的正確性和科學(xué)性。質(zhì)量管理工作的質(zhì)量直接的影響著航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)的質(zhì)量，也間接的影響了發(fā)動機的制造質(zhì)量。航空發(fā)動機事業(yè)的發(fā)展和創(chuàng)新需要技術(shù)的革新和研發(fā)的革新，更加的需要質(zhì)量管理工作的幫助。
二、簡要敘述航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)過程中，細化質(zhì)量管理和提升設(shè)計研發(fā)質(zhì)量的具體方法
關(guān)于航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)過程中，細化質(zhì)量管理和提升設(shè)計研發(fā)質(zhì)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(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中查找可以細化的工作方法。第二個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的過程細化控制方法。第三個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的技術(shù)狀態(tài)管理方法。第四個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的質(zhì)量管理平臺的建設(shè)和應(yīng)用。下面進行詳細的闡述和分析。
（1）方法一：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中查找可以細化的工作方法。我們經(jīng)過專業(yè)的質(zhì)量管理人員的介入和參與，能夠有效的收集和細化設(shè)計研發(fā)過程中的相關(guān)參數(shù)和數(shù)據(jù)，我們要想辦法細化相關(guān)參數(shù)的查找方法，適當(dāng)?shù)难a充質(zhì)量管理和質(zhì)量控制的方法。我們可以將相關(guān)的重要參數(shù)和數(shù)據(jù)作為一種特殊的資料進行特殊保存，這樣就會有效的節(jié)省參數(shù)的查找時間，保障了保存數(shù)據(jù)的唯一性和科學(xué)性。提升了設(shè)計和研發(fā)的質(zhì)量和效率，有效的糾正了設(shè)計和研發(fā)過程中的瑕疵和失誤，達到產(chǎn)品質(zhì)量管理工作的作用和目的。
（2）方法二：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的過程細化控制方法。關(guān)于在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)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(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中過程控制出現(xiàn)的問題。第二個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)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(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中過程控制出現(xiàn)的問題。關(guān)于航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)中出現(xiàn)的問題，主要有四個問題。第一個問題是在設(shè)計研發(fā)的過程中對于設(shè)計文件和設(shè)計圖紙沒有有效的控制和管理。第二個問題是設(shè)計過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)沒有能夠有效的跟進或者求解，導(dǎo)致了設(shè)計的相關(guān)重要數(shù)據(jù)沒有源頭，給設(shè)計的引用造成了困難。第三個問題是設(shè)計過程中的數(shù)據(jù)沒有有效的大范圍的共享，讓設(shè)計處于一種不交流的狀態(tài)。第四個問題是設(shè)計過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計相率過低，對于產(chǎn)品的升級創(chuàng)新不利。②闡述在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的過程控制具體方法。根據(jù)存在的問題，有效利用計算機網(wǎng)絡(luò)平臺，設(shè)計開發(fā)出工作輸出管理系統(tǒng)、外場跟飛信息管理、現(xiàn)場問題處理管理系統(tǒng)，作為過程控制的細化手段，實現(xiàn)科研過程中工作輸出、外場跟飛、現(xiàn)場問題處理過程記錄和控制，并且實現(xiàn)資源共享，創(chuàng)造良好的溝通渠道。③方法三：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的技術(shù)狀態(tài)管理方法。技術(shù)狀態(tài)是指在技術(shù)文件中規(guī)定的并在產(chǎn)品中達到的物理特性和功能特性。技術(shù)狀態(tài)管理是應(yīng)用技術(shù)和行政管理手段對產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)進行標(biāo)識、控制、審核和紀(jì)實的活動。④方法四：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的質(zhì)量管理平臺的建設(shè)和應(yīng)用。實踐證明，質(zhì)量控制細化有利于產(chǎn)品質(zhì)量的提高。但要實現(xiàn)在更大范圍內(nèi)對發(fā)動機設(shè)計工作的質(zhì)量控制方法進行細化以全面提高設(shè)計質(zhì)量，作為基層質(zhì)量管理人員，首先應(yīng)該更加深刻學(xué)習(xí)理解質(zhì)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(dǎo)科研工作。
作者:李英偉 單位:中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責(zé)任公司
一、簡要敘述航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)過程中的質(zhì)量管理的概念
質(zhì)量控制在字面上的解釋就是為了保障產(chǎn)品的質(zhì)量而進行或者實施的一些辦法和活動。質(zhì)量管理最主要的方式就是對設(shè)計研發(fā)的結(jié)果進行監(jiān)督和控制，能夠有效的保障設(shè)計和研發(fā)的結(jié)果達到相關(guān)行業(yè)的標(biāo)準(zhǔn)或者是國家相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)，這種方法是提高設(shè)計航空發(fā)動機的一種切實可行的辦法和途徑。本文闡述的質(zhì)量管理有一個非常明確的對象，就是航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)的全過程。質(zhì)量管理的最終目的就是有效的防止或者預(yù)防產(chǎn)品在設(shè)計研發(fā)和制造過程中可能存在的隱患或者缺陷。質(zhì)量管理就是應(yīng)用相關(guān)的技術(shù)辦法或者其他的方法規(guī)避設(shè)計和生產(chǎn)過程中的質(zhì)量問題，最大限度的保障航空發(fā)動機的質(zhì)量和品質(zhì)。質(zhì)量管理在貫穿航空發(fā)動機的設(shè)計研發(fā)全過程的同時，還會涉及到產(chǎn)品在研發(fā)過程中的成本問題和質(zhì)量問題及進度問題。好的質(zhì)量控制就是要把握住設(shè)計和研發(fā)提升質(zhì)量的根本問題，只有這樣質(zhì)量控制工作才能夠事半功倍。本文通過實際的工作經(jīng)驗出發(fā)，通過闡述質(zhì)量灌流體系的建立過程中的相關(guān)內(nèi)容來對質(zhì)量管理工作作更加深入的介紹。在質(zhì)量管理工作進行的過程中，如何細化質(zhì)量的管理過程才能夠有效的保障航空發(fā)動機的設(shè)計質(zhì)量和生產(chǎn)質(zhì)量。在航空發(fā)動機的設(shè)計研發(fā)過程中，通常會發(fā)現(xiàn)很多的技術(shù)問題和技術(shù)失誤，這種情況下就只有將質(zhì)量管理應(yīng)用到研發(fā)和設(shè)計之中，這樣才能夠有效的保障設(shè)計和研發(fā)的正確性和科學(xué)性。質(zhì)量管理工作的質(zhì)量直接的影響著航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)的質(zhì)量，也間接的影響了發(fā)動機的制造質(zhì)量。航空發(fā)動機事業(yè)的發(fā)展和創(chuàng)新需要技術(shù)的革新和研發(fā)的革新，更加的需要質(zhì)量管理工作的幫助。
二、簡要敘述航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)過程中，細化質(zhì)量管理和提升設(shè)計研發(fā)質(zhì)量的具體方法
關(guān)于航空發(fā)動機設(shè)計和研發(fā)過程中，細化質(zhì)量管理和提升設(shè)計研發(fā)質(zhì)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(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中查找可以細化的工作方法。第二個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的過程細化控制方法。第三個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的技術(shù)狀態(tài)管理方法。第四個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的質(zhì)量管理平臺的建設(shè)和應(yīng)用。下面進行詳細的闡述和分析。
（1）方法一：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中查找可以細化的工作方法。我們經(jīng)過專業(yè)的質(zhì)量管理人員的介入和參與，能夠有效的收集和細化設(shè)計研發(fā)過程中的相關(guān)參數(shù)和數(shù)據(jù)，我們要想辦法細化相關(guān)參數(shù)的查找方法，適當(dāng)?shù)难a充質(zhì)量管理和質(zhì)量控制的方法。我們可以將相關(guān)的重要參數(shù)和數(shù)據(jù)作為一種特殊的資料進行特殊保存，這樣就會有效的節(jié)省參數(shù)的查找時間，保障了保存數(shù)據(jù)的唯一性和科學(xué)性。提升了設(shè)計和研發(fā)的質(zhì)量和效率，有效的糾正了設(shè)計和研發(fā)過程中的瑕疵和失誤，達到產(chǎn)品質(zhì)量管理工作的作用和目的。
（2）方法二：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的過程細化控制方法。關(guān)于在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)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(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中過程控制出現(xiàn)的問題。第二個方面是在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)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(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中過程控制出現(xiàn)的問題。關(guān)于航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)中出現(xiàn)的問題，主要有四個問題。第一個問題是在設(shè)計研發(fā)的過程中對于設(shè)計文件和設(shè)計圖紙沒有有效的控制和管理。第二個問題是設(shè)計過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)沒有能夠有效的跟進或者求解，導(dǎo)致了設(shè)計的相關(guān)重要數(shù)據(jù)沒有源頭，給設(shè)計的引用造成了困難。第三個問題是設(shè)計過程中的數(shù)據(jù)沒有有效的大范圍的共享，讓設(shè)計處于一種不交流的狀態(tài)。第四個問題是設(shè)計過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計相率過低，對于產(chǎn)品的升級創(chuàng)新不利。②闡述在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的過程控制具體方法。根據(jù)存在的問題，有效利用計算機網(wǎng)絡(luò)平臺，設(shè)計開發(fā)出工作輸出管理系統(tǒng)、外場跟飛信息管理、現(xiàn)場問題處理管理系統(tǒng)，作為過程控制的細化手段，實現(xiàn)科研過程中工作輸出、外場跟飛、現(xiàn)場問題處理過程記錄和控制，并且實現(xiàn)資源共享，創(chuàng)造良好的溝通渠道。③方法三：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的技術(shù)狀態(tài)管理方法。技術(shù)狀態(tài)是指在技術(shù)文件中規(guī)定的并在產(chǎn)品中達到的物理特性和功能特性。技術(shù)狀態(tài)管理是應(yīng)用技術(shù)和行政管理手段對產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)進行標(biāo)識、控制、審核和紀(jì)實的活動。④方法四：在航空發(fā)動機設(shè)計研發(fā)過程中的質(zhì)量管理平臺的建設(shè)和應(yīng)用。實踐證明，質(zhì)量控制細化有利于產(chǎn)品質(zhì)量的提高。但要實現(xiàn)在更大范圍內(nèi)對發(fā)動機設(shè)計工作的質(zhì)量控制方法進行細化以全面提高設(shè)計質(zhì)量，作為基層質(zhì)量管理人員，首先應(yīng)該更加深刻學(xué)習(xí)理解質(zhì)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(dǎo)科研工作。
作者:李英偉 單位:中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責(zé)任公司
盤軸類轉(zhuǎn)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(zhì)量提出了更高的要求。用于焊接式盤軸類轉(zhuǎn)動件的焊接技術(shù)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(yīng)針對商用航空發(fā)動機長壽命、高可靠性的特點，保證高的工藝質(zhì)量穩(wěn)定性要求。目前，電子束焊和慣性摩擦焊是商用航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)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(zhuǎn)動件的應(yīng)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(zhuǎn)動件中的主要焊接工藝
電子束焊和慣性摩擦焊在國內(nèi)外先進航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件中已經(jīng)有比較成熟的應(yīng)用，采用上述焊接工藝進行連接的盤軸類轉(zhuǎn)動件主要有：風(fēng)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(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件中的應(yīng)用情況。由表1可知，國外在進行先進航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件的焊接工藝設(shè)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(zhuǎn)動件采用慣性摩擦焊，其發(fā)動機中絕大部分轉(zhuǎn)動件，包括風(fēng)扇盤、壓氣機轉(zhuǎn)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(chǎn)線，在Trent1000發(fā)動機高壓壓氣機轉(zhuǎn)子、渦輪后短軸和渦輪盤轉(zhuǎn)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(zhuǎn)子部件主要采用電子束焊。
2盤軸類轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(shè)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(zhuǎn)動件中的逐步應(yīng)用，尤其對于異種材料的轉(zhuǎn)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(fù)雜，熔焊時容易形成結(jié)晶裂紋、熱影響區(qū)液化裂紋和應(yīng)變時效裂紋，而且這一問題隨著γ'相含量的增加而趨嚴(yán)重；（2）異種材料之間的焊接由于組織、熔點、熱導(dǎo)率、熱膨脹系數(shù)等的差異，在熔焊過程中會引起某些化學(xué)成分的擴散，造成組織偏析，并可能產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力，造成裂紋等缺陷；（3）由晶界液化而產(chǎn)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(chǎn)生的裂紋問題和質(zhì)量檢測問題，因此，針對高溫盤軸類轉(zhuǎn)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(fā)動機中應(yīng)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(zhuǎn)動件。另外，在先進航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件的結(jié)構(gòu)設(shè)計中，為了實現(xiàn)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(fā)動機中盤軸類轉(zhuǎn)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(yīng)用于GE90發(fā)動機的盤軸類轉(zhuǎn)動件中，該發(fā)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(guān)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(zhuǎn)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(xiàn)轉(zhuǎn)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(tài)焊接。因此，兩種焊接工藝對焊接接頭的組織狀態(tài)、晶粒大小和接頭性能也會產(chǎn)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(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件常用的鈦合金主要為Ti-6Al-4V、Ti17、Ti6246、Ti6242等，其主要應(yīng)用的盤軸類轉(zhuǎn)動件為風(fēng)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(zhuǎn)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(qū)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(qū)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(qū)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(dāng)。因此，在航空發(fā)動機鈦合金盤軸類轉(zhuǎn)動件焊接結(jié)構(gòu)中，電子束焊和慣性摩擦焊的應(yīng)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(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件中，應(yīng)用最為成熟的高溫合金是IN718合金，隨著航空發(fā)動機壓比的提高，對盤軸類轉(zhuǎn)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(zhuǎn)動件中的IN718合金，國內(nèi)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(tǒng)深入的研究。在焊接過程中，電子束焊的焊縫區(qū)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(fā)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(lián)合作用下形成的，熱變形金屬的動態(tài)再結(jié)晶過程進行得相當(dāng)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(tài)再結(jié)晶過程充分而動態(tài)回復(fù)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(tài)組織，晶粒度為10μm~20μm。另外，電子束焊接頭的熱影響區(qū)在焊接過程中的溫度一般會達到700℃~1200℃，即熱影響區(qū)處于熱處理狀態(tài)，晶粒長大使其成為接頭的最薄弱環(huán)節(jié)；而慣性摩擦焊熱影響區(qū)很小，且不存在晶粒長大現(xiàn)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(qū)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(fā)生沉淀，其接頭的組織仍是與母材相同的鍛態(tài)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(chǎn)生各種裂紋缺陷，而慣性摩擦焊過程是固相焊接，通過發(fā)生塑性變形和流動進行連接，不會產(chǎn)生熔化，因此不會產(chǎn)生電子束焊接出現(xiàn)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(jié)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(xué)性能接近母材或與母材等強。近幾年，國外先進航空發(fā)動機公司針對盤軸類轉(zhuǎn)動件的設(shè)計需求，聯(lián)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(fā)生溶解的γ'強化相在冷卻過程中發(fā)生大量沉淀，使得其在熱影響區(qū)的硬度和屈服強度較高[8]。在國內(nèi)，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(jié)果表明，F(xiàn)GH96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(qū)細晶組織和粗晶組織的結(jié)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(fā)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(jié)構(gòu)成為必要的結(jié)構(gòu)形式。在先進航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)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(fù)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(shè)計需求，因此，針對異種高溫合金轉(zhuǎn)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(jié)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(xiàn)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(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)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(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件制造的重要焊接工藝，已經(jīng)成功應(yīng)用于國外多種先進商用航空發(fā)動機型號，同時，國外不斷開展對新材料和新結(jié)構(gòu)焊接工藝的研究，積累了大量試驗數(shù)據(jù)。國內(nèi)在這方面仍存在較大的差距，不能完全滿足商用航空發(fā)動機的研制需求，需要從以下兩個方面進行系統(tǒng)研究。（1）新材料/新結(jié)構(gòu)焊接工藝的研究。隨著國內(nèi)大客發(fā)動機研制項目的開展，盤軸類轉(zhuǎn)動件需要采用新材料和新結(jié)構(gòu)以滿足商用航空發(fā)動機長壽命、高可靠性和低成本等設(shè)計要求。但由于國內(nèi)針對新材料和新結(jié)構(gòu)的焊接技術(shù)研究基礎(chǔ)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(guān)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(shù)據(jù)的測試。盤軸類轉(zhuǎn)動件的載荷條件嚴(yán)苛，根據(jù)商用航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)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(zhuǎn)、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(jié)構(gòu)進行壽命預(yù)測。國內(nèi)目前針對盤軸類轉(zhuǎn)動件焊接接頭的性能數(shù)據(jù)測試不充分，需要系統(tǒng)地進行接頭性能數(shù)據(jù)的測試，為焊接結(jié)構(gòu)的設(shè)計提供數(shù)據(jù)支持。
5結(jié)束語
電子束焊和慣性摩擦焊作為商用航空發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件制造的重要工藝，已經(jīng)成功應(yīng)用于國外多種先進商用航空發(fā)動機型號。隨著我國大客發(fā)動機研制項目的展開，對盤軸類轉(zhuǎn)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(fā)動機轉(zhuǎn)動件中的應(yīng)用，需要加快焊接技術(shù)的研究，實現(xiàn)焊接技術(shù)在大客發(fā)動機盤軸類轉(zhuǎn)動件中的工程化應(yīng)用。
作者:張露 韓秀峰 王倫 單位:中航商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司
本文作者：尹正楊海成工作單位：西北工業(yè)大學(xué)
發(fā)動機裝配技術(shù)狀態(tài)數(shù)據(jù)模型的概念
針對航空發(fā)動機型號，現(xiàn)有的PDM技術(shù)已經(jīng)可以較好的對其進行技術(shù)狀態(tài)管理。由于實際裝配中，單臺航空發(fā)動機技術(shù)狀態(tài)強調(diào)可追溯性，即對于每一臺發(fā)動機在排故、維修、大修時需要明確其裝配技術(shù)狀態(tài)歷史，就必須對單臺發(fā)動機進行裝配技術(shù)狀態(tài)管理。進行單臺發(fā)動機裝配技術(shù)狀態(tài)管理的基礎(chǔ)是結(jié)構(gòu)化的數(shù)據(jù)模型，裝配環(huán)境下的技術(shù)狀態(tài)數(shù)據(jù)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(chǎn)品基本信息及組成產(chǎn)品的各種零/組/部件的信息；工藝信息是指裝配各級物料節(jié)點所執(zhí)行的工藝/工序/工步的信息；檢驗信息是指執(zhí)行裝配的關(guān)鍵項進行檢驗，具體表現(xiàn)為相對應(yīng)的檢驗項的規(guī)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(jié)構(gòu)。它們間也具有復(fù)雜的對應(yīng)關(guān)系，其中包括：工藝與部件或組件對應(yīng)、檢驗表與工藝對應(yīng)、檢驗項與工序?qū)?yīng)、子檢驗項與工步對應(yīng)等。由于航空發(fā)動機的多裝多試的特點，單臺發(fā)動機在其生命周期的多次裝配中會頻繁的發(fā)生物料信息、工藝信息和檢驗信息的改變，集中表現(xiàn)在由于串換件、壽命件的到期等，發(fā)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(fā)動機裝配下發(fā)的技術(shù)文件、技術(shù)通知、工藝更改單等會產(chǎn)生工藝信息的變化；物料或工藝信息改變同時也伴隨產(chǎn)生了檢驗信息的變化。因此單臺發(fā)動機的裝配技術(shù)狀態(tài)不僅與同型號同批次的其他發(fā)動機的技術(shù)狀態(tài)不同，在其生命周期內(nèi)本身的技術(shù)狀態(tài)也隨時間變化。所以，航空發(fā)動機裝配技術(shù)狀態(tài)數(shù)據(jù)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(fù)雜的物料、工藝、檢驗信息的對應(yīng)關(guān)系；從時間上說，要準(zhǔn)確地刻畫出發(fā)動機裝配技術(shù)狀態(tài)隨時間變化的情況。
應(yīng)用舉例
該模型已經(jīng)應(yīng)用于“航空發(fā)動機裝配現(xiàn)場綜合管理系統(tǒng)”，裝配技術(shù)狀態(tài)管理是它的一個重要功能。現(xiàn)以某航空發(fā)動機為例，在它的產(chǎn)品制造和應(yīng)用階段，已經(jīng)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(fā)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(shù)狀態(tài)。通過關(guān)于時間的查詢，可由記錄模型得到發(fā)動機的技術(shù)狀態(tài)快照，快照反映了距此前最近一次裝配結(jié)束時單臺發(fā)動機的物料、工藝和檢驗信息。圖5上半部分反映了該發(fā)動機裝配技術(shù)狀態(tài)沿時間軸的演變，下半部分三行分別反映了三個時間點發(fā)動機物料狀態(tài)，工藝狀態(tài)、檢驗狀態(tài)。
本文作者：趙小勇工作單位：中國民航飛行學(xué)院四川綿陽民航飛行學(xué)院
為了保證飛行安全并同時提高營運的經(jīng)濟性，本文簡要從航空汽油的基本知識、活塞發(fā)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(fā)動機，航空汽油是用在活塞式航空發(fā)動機的燃料。
1.1航空汽油的辛烷值
燃料當(dāng)中，有一種抗爆性很強的燃料，叫異辛烷，將它的辛烷值規(guī)定為100，還有一種抗爆性很弱的燃料，叫正庚烷，辛烷值規(guī)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(shù)是指混合燃料中異辛烷所占容積的百分?jǐn)?shù)。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(shù)調(diào)整到1，如果它們都使用同一臺發(fā)動機在相同的壓縮比下發(fā)生爆震，就說明兩種燃料的抗震性相同，混合燃料的辛烷數(shù)就定為被測定汽油的辛烷值。余氣系數(shù)為1的混合氣相對于發(fā)動機來說，是相對貧油的范圍，因此，辛烷值可以表示發(fā)動機貧油時的抗爆性。
1.2航空汽油的級數(shù)
航空汽油富油時燃料的抗爆性是用級數(shù)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(fā)動機的燃料，將兩種燃料混合氣的余氣系數(shù)都調(diào)整到0.6，增加進氣壓力，直到發(fā)動機剛發(fā)生爆震時記下汽缸的平均指示壓力。若發(fā)動機用純異辛烷工作，記得的平均指示壓力為20kgf/cm2；若發(fā)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(shù)為：26/20×100=130。從以上介紹中，可以看出辛烷數(shù)和級數(shù)越高的航空汽油抗爆性越好。但我們在使用中必按發(fā)動機的要求加相應(yīng)標(biāo)號的燃油，以保證正常工作。
2活塞式發(fā)動機飛行過程中的燃油管理
2.1飛機啟動
對于冷發(fā)啟動的發(fā)動機，由于溫度低，燃油的汽化質(zhì)量較差，啟動前注油時應(yīng)當(dāng)適當(dāng)?shù)囟嘧⒁恍┤加汀Ｔ跓岚l(fā)下，發(fā)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(fā)動機在開始轉(zhuǎn)動后能夠繼續(xù)運轉(zhuǎn)。2.2地面滑行在地面小轉(zhuǎn)速滑行時，我們一般采用適當(dāng)將混合比調(diào)貧油的辦法，以避免火花塞被污染。
2.3起飛
發(fā)動機大轉(zhuǎn)速工作狀態(tài)，一般用于飛機起飛、爬升和復(fù)飛。此時，余氣系數(shù)應(yīng)為最大功率余氣系數(shù)，一般設(shè)置為0.85左右。既可以保證發(fā)動機輸出較大功率，同時較為富油的混合氣也可防止發(fā)動機過熱。當(dāng)發(fā)動機在最大功率狀態(tài)下工作時，單位時間產(chǎn)生熱量最多，發(fā)動機溫度很高；同時發(fā)動機各機件承受的負荷也最大。因此，起飛工作狀態(tài)連續(xù)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(xù)工作狀態(tài)。下面，以賽斯納（CESSNA）172為例，介紹活塞式發(fā)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(fā)動機冷卻的最佳組合，正常的航路爬升應(yīng)以襟翼收上位、全油門以及大于最佳爬升率速度5～10節(jié)的速度進行。密度高度低于3000英尺，混合比應(yīng)使用全富油，密度高度超過3000英尺時應(yīng)調(diào)貧油，以獲得更平穩(wěn)的運轉(zhuǎn)或最大轉(zhuǎn)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(yīng)在短時間內(nèi)進行，以便改善發(fā)動機的冷卻。
2.5巡航
為了保證巡航飛機的航程和續(xù)航時間，此時發(fā)動機功率通常選擇較小，一般為額定功率的30%～75%。對具體發(fā)動機而言，在巡航功率設(shè)置上，發(fā)動機制造商都有其推薦的進氣壓力和轉(zhuǎn)速值。在實際巡航時，當(dāng)發(fā)動機的巡航功率設(shè)置好后，根據(jù)飛行的實際需要，還可通過發(fā)動機混合比桿設(shè)置發(fā)動機的最佳功率狀態(tài)或最佳經(jīng)濟狀態(tài)，以進一步發(fā)揮發(fā)動機的性能，具體方法見各飛機的《飛行手冊》。除了功率設(shè)定以外，恰當(dāng)?shù)恼{(diào)貧油技巧也有助于增大航程。為了實現(xiàn)所推薦的燃油消耗，應(yīng)使用排氣溫度（EGT）指示器來對混合比調(diào)貧油，在最高排氣溫度時，可以提供最佳燃油經(jīng)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(zhuǎn)速或慢車狀態(tài)。發(fā)動機小轉(zhuǎn)速或慢車狀態(tài)工作時，混合氣較為富油，發(fā)動機溫度較低，電嘴容易積炭；同時發(fā)動機工作的穩(wěn)定性較差。所以，應(yīng)適當(dāng)調(diào)貧油或盡可能縮短該狀態(tài)的使用時間。
2.7關(guān)于轉(zhuǎn)換油箱供油
對于無交輸供油裝置的燃油系統(tǒng)，巡航飛行時應(yīng)交叉左、右油箱的燃油，不能在一側(cè)油箱的燃油用完后再轉(zhuǎn)換到另一側(cè)的油箱，這樣極易造成供油中斷。裝有電動增壓泵的還應(yīng)將打開以保證供油穩(wěn)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(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換時，有電動泵的應(yīng)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(nèi)混合氣的正常燃燒遭到破壞而在未燃混合氣的局部出現(xiàn)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(xiàn)象來判斷爆震的產(chǎn)生：A.發(fā)動機內(nèi)出現(xiàn)不規(guī)則的金屬敲擊聲，這是由爆震沖擊氣缸內(nèi)部組件所致。B.排氣總管周期性的冒黑煙。C.發(fā)動機劇烈振動工作不穩(wěn)定。D.發(fā)動機功率顯著減小，轉(zhuǎn)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(fā)動機一旦發(fā)生爆震，應(yīng)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(fā)動機轉(zhuǎn)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(fā)動機散熱，通過這些措施可減弱或消除爆震。如果發(fā)動機被嚴(yán)重損害，不能繼續(xù)正常工作時，應(yīng)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(fā)生在點火以前的自燃現(xiàn)象，叫做早燃。引起發(fā)動機早燃的原因主要是汽缸頭溫度過高和汽缸內(nèi)部積炭。早燃發(fā)生后，發(fā)動機功率減小，經(jīng)濟型性變差。對多氣缸發(fā)動機，如果某些汽缸發(fā)生早燃，因曲拐機構(gòu)受力不均勻，會引起發(fā)動機強烈振動。若發(fā)動機在小轉(zhuǎn)速時發(fā)生早燃，此時曲軸轉(zhuǎn)動慣性較小，過大的燃氣壓力將會引起曲軸倒轉(zhuǎn)，損壞機件。從早燃發(fā)生的特點來看，對于剛停車的熱發(fā)動機，不能隨意扳動螺旋槳。因為此時發(fā)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(zhuǎn)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(shù)a>1.1，則為過貧油燃燒。過貧油燃燒時的現(xiàn)象：A.發(fā)動機功率減小，經(jīng)濟性變差。B.汽缸頭溫度降低。C.發(fā)動機振動。D.排氣管發(fā)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(diào)整貧富油設(shè)置以外，還應(yīng)注意發(fā)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(fā)動機低溫啟動注油應(yīng)稍多些。一旦發(fā)生汽化器回火，應(yīng)立即前推油門桿開大節(jié)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(shù)a<0.6，則為過富油燃燒。混合氣過富油燃燒的現(xiàn)象是發(fā)動機功率減小，經(jīng)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(nèi)燃氣壓力大小不等，也會引起發(fā)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(xiàn)象：A.汽缸內(nèi)部積炭，使發(fā)動機功率減小，經(jīng)濟性變差，嚴(yán)重時還會導(dǎo)致發(fā)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(diào)整貧富油設(shè)置以外，還應(yīng)注意在飛行中，若收油門過猛，此時節(jié)氣門迅速關(guān)小，空氣量驟然減少，而燃油量因系統(tǒng)慣性使其減小滯后，容易造成暫時的混合氣過富油，而發(fā)生排氣管“放炮”現(xiàn)象。所以操縱油門要柔和。
4結(jié)語
燃油管理與航空安全有著非常密切的關(guān)系，良好的燃油管理能使發(fā)動機穩(wěn)定、可靠地工作，并能充分發(fā)揮發(fā)動機性能和保證飛行安全。作為飛行員，嚴(yán)格按照要求進行燃油管理和正確應(yīng)對各種因燃油管理出現(xiàn)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(xué)習(xí)和訓(xùn)練是保證飛行安全的基礎(chǔ)。
本文作者：孫野宗學(xué)文李滌塵工作單位：西安交通大學(xué)機械制造系統(tǒng)工程國家重點實驗室
快速成型(RP)是20世紀(jì)80年代產(chǎn)生的一種先進制造技術(shù)，其成型原理是利用CAD模型的分層數(shù)據(jù)信息，進行分層制造并層層累積來制作零件。該技術(shù)的最大特點是成型速度快，不受零件復(fù)雜程度制約，形狀越復(fù)雜，越能體現(xiàn)出該技術(shù)的優(yōu)越性［1］。快速砂鑄技術(shù)結(jié)合了快速成型和砂型鑄造，該技術(shù)利用光固化成型(SL)制作出樹脂件模具，代替?zhèn)鹘y(tǒng)木模或金屬模，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。快速砂鑄技術(shù)能充分發(fā)揮快速成型技術(shù)的復(fù)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(jié)合砂型鑄造實現(xiàn)更換材料的目的，大大提高了復(fù)雜鑄件生產(chǎn)效率并獲得高精度的鑄件，為快速響應(yīng)市場需求奠定了基礎(chǔ)［2］。
1快速砂型鑄造工藝流程
1.1鑄件工藝分析及參數(shù)設(shè)計本文涉及某小型航空發(fā)動機的鋁合金部件———缸體的快速砂鑄工藝研究。其三維數(shù)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(jié)構(gòu)的平均壁厚為1.5mm。其外形結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，關(guān)鍵尺寸(缸體內(nèi)圓直徑、總高)精度要求達到CT6以內(nèi)。同時要求鑄件特別是關(guān)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(jié)構(gòu)的平均厚度很薄，且鑄件質(zhì)量要求高，同時結(jié)合鑄件的外形結(jié)構(gòu)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(shè)置4個圓柱澆口。同時確定一些鑄造工藝參數(shù)，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(shù)的確定過程：零件中的螺孔大徑為5mm，通孔直徑8.5mm，根據(jù)文獻［3］，決定將螺孔及通孔設(shè)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(nèi)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(chǎn)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(jié)構(gòu)，故最終選擇收縮率為
2分模設(shè)計
首先對零件分模并設(shè)計出該鑄件對應(yīng)的砂型。經(jīng)綜合考慮零件的形狀結(jié)構(gòu)，選擇了多向開模，利用PRO/E設(shè)計出對應(yīng)的砂型如圖2。砂型共分為6部分，包括4個側(cè)砂型及底座和頂蓋各1個。結(jié)合砂型數(shù)模，再設(shè)計出對應(yīng)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(shè)計好的樹脂件模具的CAD模型導(dǎo)出成STL格式，再導(dǎo)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(shù)據(jù)傳輸?shù)娇焖俪尚蜋C上進行加工制作。制作完成的樹脂件，還需經(jīng)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(jié)構(gòu)，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(shè)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(dāng)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(zhì)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(shè)備上，進行澆注。選擇鋁合金材料為ZL101A，澆注溫度710℃，經(jīng)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(jié)構(gòu)出現(xiàn)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(fā)氣量高，而該組砂型本身沒有設(shè)計專門的排氣通道，所以澆注時產(chǎn)生了憋氣。提出的解決辦法是，在填砂制芯過程中，于4個側(cè)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(shè)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(shè)置的澆口的位置關(guān)系，見圖6(a)，散熱片結(jié)構(gòu)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(jīng)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)。可以看到散熱片結(jié)構(gòu)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(dāng)增加澆注各階段的壓力。澆注后的結(jié)果如圖7。可以看到，此次的鑄件散熱片結(jié)構(gòu)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(jié)多次填砂造型及澆注實驗，得出一些可能導(dǎo)致鑄件精度誤差的因素，并提出相應(yīng)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(xiàn)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(yīng)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(zhì)量好的有機玻璃板制作芯盒。同時，應(yīng)嚴(yán)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(nèi)。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(yīng)凹進部分。而砂型上的臺階正是由圖4所示的芯盒側(cè)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(guān)鍵尺寸的測量分析。具體步驟是：①用游標(biāo)卡尺測量鑄件上選定的關(guān)鍵尺寸，每個尺寸測量3次取平均值；②將測量均值與設(shè)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(yīng)的公差等級；④統(tǒng)計公差等級及其數(shù)量，分析結(jié)果。對選定的6項關(guān)鍵尺寸進行測量分析，所得結(jié)果統(tǒng)計后如圖8。可以看到，80%的尺寸都在CT7以內(nèi)，且沒有超過CT9的尺寸，這與傳統(tǒng)砂型鑄造(小批量或單件生產(chǎn)、手工造型)所能達到的CT10~CT12相比，精度有很大的提高。
5總結(jié)
借助快速砂鑄工藝實現(xiàn)了對復(fù)雜形狀缸體零件的快速開發(fā)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(guān)鍵問題，即鑄件精度控制和鑄件缺陷控制。對應(yīng)措施可以總結(jié)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(zhǔn)到位；⑤使用先進的數(shù)值模擬手段來預(yù)測可能出現(xiàn)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(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室
0引言
航空發(fā)動機的氣動熱力學(xué)問題、機械系統(tǒng)問題、匹配性問題及控制規(guī)律問題等都必須通過高空臺模擬試驗進行充分的調(diào)試、驗證。高空臺是能在地面模擬航空發(fā)動機的空中工作環(huán)境條件，并獲取發(fā)動機高空性能/特性的大型試驗設(shè)備，是先進航空發(fā)動機自主研制必不可少的一種關(guān)鍵設(shè)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(fā)動機的。隨著我國航空工業(yè)的蓬勃發(fā)展和航空發(fā)動機重大專項設(shè)立的順利推進，對高空臺的試驗?zāi)芰透呖漳M試驗技術(shù)都提出了更高的要求。
1高空臺的戰(zhàn)略地位與重要作用
高空臺是國家戰(zhàn)略性資源，高空模擬是自主研制先進航空發(fā)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(shù)水平已成為該國自主研制先進航空發(fā)動機能力和水平的一個重要標(biāo)志。
1.1高空臺是先進航空發(fā)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(fù)雜氣動、熱力、結(jié)構(gòu)和控制的高技術(shù)產(chǎn)品。由于航空動力技術(shù)的復(fù)雜性和研制的高風(fēng)險性，特別是工作范圍的不斷擴大和設(shè)計指標(biāo)的日益提高，包括概念研究在內(nèi)的航空動力發(fā)展的每一個環(huán)節(jié)都離不開廣泛而深入的研究與試驗。目前，航空渦噴/渦扇發(fā)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(fā)動機的工作參數(shù)隨飛行條件變化而急劇改變，而且發(fā)動機的部件性能、工作穩(wěn)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(fā)動機工作特性，已經(jīng)與地面狀態(tài)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(jié)果通過傳統(tǒng)的相似換算方法得到，而必須通過模擬真實空中工作環(huán)境條件下的試驗來確定。另外，空中風(fēng)車起動特性、燃燒室的穩(wěn)定燃燒特性和點火特性、低雷諾數(shù)條件下的發(fā)動機工作穩(wěn)定性等試驗，在地面臺上難以做到，需要在高空臺上進行。據(jù)統(tǒng)計，一種新型發(fā)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(fā)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(xué)、機械系統(tǒng)、匹配性和控制規(guī)律等四大類。在整機試驗中，各種問題的耦合使航空發(fā)動機高空模擬試驗更具復(fù)雜性。在高空臺上調(diào)試、驗證、探索發(fā)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(shù)的支持，才能有效地提高高空模擬試驗結(jié)果的置信度，而且整機仿真技術(shù)可以彌補高空臺的試驗缺陷或不足。在新型發(fā)動機的研制過程中，航空發(fā)動機高空模擬試驗很重要，其相關(guān)的高空模擬試驗技術(shù)支撐則更重要。通過合理、充分地安排航空發(fā)動機高空臺試驗，能夠優(yōu)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(jīng)費、大大縮短研發(fā)周期。高空臺作為重要的獲取空中工作參數(shù)以驗證發(fā)動機部件匹配性能的地面設(shè)備，集設(shè)計、制造工藝、控制、測試、試驗等多項工業(yè)技術(shù)和發(fā)動機技術(shù)于一身，具有不可替代的地位。
1.2高空模擬試驗是航空發(fā)動機性能調(diào)試與技術(shù)攻關(guān)的最有效途徑航空發(fā)動機研制是一個設(shè)計與試驗的反復(fù)迭代過程。一臺新型發(fā)動機的研制需要數(shù)千小時的空中性能調(diào)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(diào)試手段是高空臺試驗。首先，從飛機及其發(fā)動機的研制來看，通常要優(yōu)先啟動發(fā)動機的研究工作，因而新型發(fā)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(dǎo)的發(fā)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(diào)試試驗。其次，用運輸機或轟炸機改裝的飛行臺是發(fā)動機研制中的重要調(diào)試手段之一，但一般僅限于飛行高度低于11km、飛行馬赫數(shù)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(fā)動機的性能調(diào)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(shù)測試能力、試驗安全性和試驗條件控制方面具有獨特的優(yōu)勢，對發(fā)動機性能調(diào)試與技術(shù)攻關(guān)也非常關(guān)鍵。英國人曾統(tǒng)計過，發(fā)動機高空臺性能試驗一個月的工作量，相當(dāng)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(fā)動機的關(guān)鍵部件研發(fā)需要進行深入的高空模擬試驗不僅在航空發(fā)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(fā)也要依賴于高空臺，例如，加力燃燒室和優(yōu)秀機的研發(fā)通常就需要在高空臺上進行大量的研究試驗。因為對于關(guān)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(shè)專門的高空試驗設(shè)備，其投資基本與一座高空臺相當(dāng)，因而通常會將此類試驗安排在高空臺上進行。據(jù)國外經(jīng)驗介紹，成功地發(fā)展一個高性能的加力燃燒室，一般要在高空飛行狀態(tài)下進行2000小時左右的全尺寸加力燃燒室試驗。
1.4航空發(fā)動機先進設(shè)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(dāng)前，虛擬設(shè)計方法與仿真試驗技術(shù)在優(yōu)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(shù)的開發(fā)與升級離不開大量的試驗結(jié)果的支持，其有效性和應(yīng)用范圍的驗證也離不開真實工作環(huán)境條件下的試驗驗證。為了滿足飛機技術(shù)指標(biāo)不斷提升的要求，當(dāng)前非傳統(tǒng)新型航空動力的研發(fā)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。可以毫不夸張地說，高空模擬試驗測試的技術(shù)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(fā)展現(xiàn)狀
自20世紀(jì)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(shù)隨發(fā)動機發(fā)展而不斷提升。當(dāng)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(fā)展現(xiàn)狀
美國的高空臺和高空艙數(shù)量占世界總數(shù)的一半以上。在高空模擬能力絕對占優(yōu)的情況下，為適應(yīng)進氣道/發(fā)動機的相容性能問題和大涵道比渦扇發(fā)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(jì)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(xiàn)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(jì)90年代就著手籌建10m直徑的巨型高空艙，以適應(yīng)先進航空發(fā)動機研發(fā)的高空試驗需求，其設(shè)備規(guī)模和試驗?zāi)芰H次于美國，是歐洲最大的航空發(fā)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(jīng)濟實力的提升和發(fā)動機的自主研發(fā)，也于上世紀(jì)末和本世紀(jì)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(shù)的研究。一方面探索新的試驗與測試方法，開發(fā)新的試驗科目，廣泛使用和融入數(shù)值仿真技術(shù)；另一方面優(yōu)化資源整合，比如美國于20世紀(jì)90年代將主要的高空模擬試驗基地歸入阿諾德工程發(fā)展中心（AEDC），使其高空模擬設(shè)備能力和技術(shù)水平遙居世界第一。總體上說，高空模擬試驗技術(shù)，已從單純追求發(fā)動機性能的高空性能試驗、功能試驗階段，發(fā)展到追求綜合高性能航空發(fā)動機的性能功能試驗、適用性試驗、耐久性試驗、數(shù)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(fā)展現(xiàn)狀
我國于1965年開始高空模擬試驗基地的自主建設(shè)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(shè)備能力與水平居亞洲第一、世界第五。當(dāng)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(dān)海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣靜止條件下空氣流量120kg/s的渦噴、渦扇、渦軸、渦槳發(fā)動機的高空模擬試驗，主要包括：高空校準(zhǔn)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(fēng)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(shù)的研究與發(fā)展，源于發(fā)動機的研發(fā)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(fā)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(shù)的水平有了顯著的提升，建立并完善了渦噴發(fā)動機高空模擬試驗規(guī)范，解決了渦軸發(fā)動機和大流量收擴噴管渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的關(guān)鍵技術(shù)難題。我國當(dāng)前的高空模擬技術(shù)研究主要在性能/功能試驗和適用性試驗技術(shù)方面，與美、俄的同類技術(shù)相比還有差距。
3我國高空臺與高空模擬技術(shù)的發(fā)展方向
隨著我國的航空發(fā)動機由測繪仿制向自主研制的轉(zhuǎn)變，尤其是由航空大國向航空強國的轉(zhuǎn)變，以及航空發(fā)動機重大科技專項的設(shè)立工作順利推進，對高空模擬試驗的技術(shù)和能力提出了新的要求，也為高空臺的發(fā)展創(chuàng)造了新的機遇。
3.1我國高空臺的發(fā)展要求
為適應(yīng)國內(nèi)發(fā)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(shè)工作：渦噴、渦扇發(fā)動機高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；渦軸、渦槳發(fā)動機高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；大涵道比發(fā)動機高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；自由射流試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；組合動力發(fā)動機高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；航空發(fā)動機氣動穩(wěn)定性綜合評定試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；加力燃燒室/主燃燒室高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)；輔助動力以及其他附件高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)。通過上述高空臺能力的綜合評估與建設(shè)，形成配套國內(nèi)航空發(fā)動機與鄰近空間飛行器動力自主研發(fā)需要的高空模擬設(shè)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(shù)的發(fā)展方向
航空發(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室，經(jīng)過15年的建設(shè)和發(fā)展，突破了多項高空模擬試驗關(guān)鍵技術(shù)，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(shù)據(jù)處理評定方法。為更好地適應(yīng)當(dāng)前國內(nèi)航空發(fā)動機蓬勃發(fā)展和向航空強國發(fā)展的發(fā)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(shè)工作。1）高空臺飛行環(huán)境模擬技術(shù)高空臺進氣壓力/溫度模擬技術(shù)；高空臺排氣環(huán)境模擬技術(shù)；高原、高溫、低溫起動環(huán)境模擬技術(shù)；進氣畸變及其他特殊要求使用條件模擬技術(shù)；自由射流高空模擬試驗技術(shù)。2）高空模擬試驗測試計量技術(shù)推力/功率測量與校準(zhǔn)技術(shù)；燃油流量測量與校準(zhǔn)技術(shù)；空氣流量測量與校準(zhǔn)技術(shù)；動溫/動壓測量與校準(zhǔn)技術(shù)。3）發(fā)動機試驗評定與仿真技術(shù)發(fā)動機性能試驗評定技術(shù)；發(fā)動機功能試驗評定技術(shù)；發(fā)動機與高空臺建模與數(shù)值仿真技術(shù)；地面臺、高空臺、飛行臺相關(guān)性。4）進氣道/發(fā)動機匹配試驗技術(shù)進氣壓力畸變試驗與評定技術(shù)；進氣溫度畸變試驗與評定技術(shù)；進氣溫度-壓力組合畸變試驗與評定技術(shù)；進氣道與發(fā)動機聯(lián)合試驗技術(shù)；降穩(wěn)因子分析與試驗驗證技術(shù)。通過對上述高空模擬試驗關(guān)鍵技術(shù)的研究，形成配套國內(nèi)航空動力高空模擬試驗的技術(shù)和方法體系，可為國內(nèi)先進航空動力的自主研發(fā)提供技術(shù)條件保障與支持。
4結(jié)束語
航空發(fā)動機固有的高復(fù)雜性和風(fēng)險性，加之飛機戰(zhàn)技指標(biāo)不斷提高，使得先進航空發(fā)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(dāng)今航空發(fā)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(fā)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(fā)動機的堅強后盾與技術(shù)后方，必須加強高空模擬試驗?zāi)芰ㄔO(shè)和高空模擬試驗技術(shù)研究，為我國在役、在研和預(yù)研發(fā)動機試驗提供完備的技術(shù)支持。
1發(fā)動機介紹
據(jù)國際民航組織統(tǒng)計，在1988—1993年的6年間，由于發(fā)動機起火、發(fā)動機葉片出現(xiàn)故障、發(fā)動機脫離機翼等而發(fā)生的飛行事故多達34起。及時地監(jiān)測和診斷系統(tǒng)故障可以有效避免事故的發(fā)生，以保證飛機的飛行平安。
本文圍繞發(fā)動機健康管理，從故障診斷、故障猜測、性能評估和狀態(tài)監(jiān)控4個方面，闡述了航空發(fā)動機健康管理技術(shù)發(fā)展的目前狀況和趨向。
2故障診斷技術(shù)
航空發(fā)動機故障診斷技術(shù)的發(fā)展經(jīng)歷了3個階段。目前所處的智能診斷階段，以知識處理為優(yōu)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(shù)的發(fā)展，各種診斷算法得到了深入探究和廣泛應(yīng)用。
2．1遺傳算法
航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜、工作條件多變，故障機理和故障原因復(fù)雜，故障和征兆之間沒有明顯關(guān)系，各類故障的特征參數(shù)也不完全相同。采用數(shù)學(xué)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(yōu)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(shù)通常采用概率因果模型得到發(fā)動機故障征兆和故障成因之間的關(guān)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(xiàn)對發(fā)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(fù)雜故障診斷中具有良好的應(yīng)用前景。
2．2小波分析和支持向量機技術(shù)
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(nèi)信號盒維數(shù)的大小及其變化，來反映信號的不規(guī)則度和復(fù)雜度，刻畫信號的非平穩(wěn)性。航空發(fā)動機在發(fā)生故障時，常出現(xiàn)非線性等動力學(xué)特性，振動信號具有非平穩(wěn)性。因此，小波分析可以有效地解決航空發(fā)動機故障診斷中的振動新問題。
支持向量機技術(shù)是專門針對小樣本條件下的機器學(xué)習(xí)新問題而建立的新型學(xué)習(xí)機制，能有效解決小樣本、高維數(shù)據(jù)和非線性新問題，可以消除由樣本數(shù)目不足帶來的過學(xué)習(xí)新問題，克服了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)中的合理結(jié)構(gòu)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(fā)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(shù)在故障分類和狀態(tài)識別中得到了有效應(yīng)用引。
2．3粗糙集理論
在發(fā)動機故障診斷中，經(jīng)常要處理高維的海量數(shù)據(jù)，同時會碰到先驗性知識不能滿足發(fā)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(shù)
3．1神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)猜測技術(shù)
人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)具有逼近任意非線性函數(shù)的能力和較強的泛化能力，在多變量猜測領(lǐng)域顯示出了巨大的潛力和突出的優(yōu)勢。如猜測發(fā)動機復(fù)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(jīng)網(wǎng)絡(luò)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(shù)據(jù)的建模和猜測新問題。
3．2時序分析猜測技術(shù)
時序分析理論是對1個平穩(wěn)的時間序列，通過建立線性時序模型，以測量數(shù)據(jù)和偏離量為基礎(chǔ)，進行多次擬合以確定加權(quán)系數(shù)，代人線性時序模型，進而進行猜測。影響航空發(fā)動機滑油成分含量的因素很多，包括發(fā)動機使用時問、取樣時發(fā)動機的狀態(tài)、發(fā)動機的磁堵、發(fā)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(jù)已有歷史數(shù)據(jù)，建立線性時序模型來猜測滑油成分含量，并和實際測量數(shù)據(jù)進行比較，從而確定是否需要維護發(fā)動機。
4性能評估技術(shù)
4．1粗糙集綜合評估技術(shù)
發(fā)動機被監(jiān)測參數(shù)較多，各參數(shù)所反映的發(fā)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(shù)的權(quán)重系數(shù)。可以用粗糙集理論中屬性的重要性來確定發(fā)動機各項參評性能因素的綜合評判權(quán)重系數(shù)，最后進行權(quán)值化處理，得到各參評發(fā)動機性能參數(shù)的權(quán)值。該方法有效克服了傳統(tǒng)定權(quán)方法的主觀性，使評價結(jié)果更具客觀性，提高了綜合評判的準(zhǔn)確性和有效性。
4．2層次分析(AHP)評估技術(shù)
發(fā)動機健康評估屬于多目標(biāo)決策新問題，需要運用系統(tǒng)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(biāo)、多準(zhǔn)則的決策分析方法。它將定量和定性分析相結(jié)合，把1個復(fù)雜的新問題按一定原則分而治之；根據(jù)新問題的性質(zhì)和總目標(biāo)，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(guān)系，將各因素按不同層次組合，建立遞階層次結(jié)構(gòu)模型。最終把系統(tǒng)分析歸結(jié)為最低層(如指標(biāo)層)相對于最高層(目標(biāo)層)的相對重要性權(quán)值的確定或相對優(yōu)劣的排序新問題，從而為決策方案的選擇提供依據(jù)。
4．3多元聯(lián)合熵評估技術(shù)
多元聯(lián)合熵變是1個狀態(tài)函數(shù)，只要系統(tǒng)狀態(tài)一定，相應(yīng)熵值就可確定。由于發(fā)動機系統(tǒng)和外界的能量交換不為零，加之各子系統(tǒng)的無序性，因此系統(tǒng)總熵的增減可以預(yù)示演變方向是良性的還是惡性的。通過計算發(fā)動機的熵值來判定發(fā)動機的性能狀態(tài)，從而達到評估的目的。采用該理論對發(fā)動機的性能進行分析，其變化規(guī)律和浴盆曲線非常相似引。
4．4卡爾曼濾波評估技術(shù)
卡爾曼濾波器作為1種參數(shù)估計方法被廣泛應(yīng)用于發(fā)動機性能評估中。它通過含有測量噪聲的發(fā)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(zhǔn)確診斷發(fā)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(jié)果。該技術(shù)經(jīng)常和遺傳算法等相結(jié)合，通過優(yōu)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(tài)監(jiān)控技術(shù)
開展發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控，可做到對故障早期發(fā)現(xiàn)、早期診斷和早期排除。發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)測技術(shù)在對壽命、振動、性能的狀態(tài)監(jiān)測中得到了廣泛應(yīng)用。
5．1神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)監(jiān)控技術(shù)
在實際工作中，對發(fā)動機氣動熱力參數(shù)的監(jiān)視是發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)視的重點。通過對這些參數(shù)未來值的猜測，可以了解發(fā)動機性能衰退及故障情況。過程神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在解決這類新問題時具有獨特的優(yōu)勢，在發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)視的起動熱力參數(shù)猜測中得到了應(yīng)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(jiān)控技術(shù)
利用混沌變量所具有的特征，可以將混沌狀態(tài)的變量引人航空發(fā)動機各參數(shù)權(quán)值的尋優(yōu)方式中。利用遺傳算法和發(fā)動機實際工作(正常和故障時)數(shù)據(jù)，能夠自動生成發(fā)動機各被監(jiān)測參數(shù)的權(quán)系數(shù)，也可得到表征發(fā)動機性能的綜合指數(shù)值。
6遠程診斷和監(jiān)控技術(shù)
航空發(fā)動機遠程診斷系統(tǒng)是全球信息化的產(chǎn)物，也是航空發(fā)動機故障診斷領(lǐng)域的一個重要發(fā)展方向。系統(tǒng)能縮短收集設(shè)備狀態(tài)、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(fā)動機維護水平和運行經(jīng)濟性。
在國內(nèi)，南京航空航天大學(xué)、裝備指揮技術(shù)學(xué)院、海軍航空工程大學(xué)等在此方面進行了的探究。南京航空航天大學(xué)探究了發(fā)動機遠程故障診斷的關(guān)鍵技術(shù)，提出了發(fā)動機遠程故障診斷的體系結(jié)構(gòu)，給出了診斷設(shè)備網(wǎng)絡(luò)化設(shè)計的COM組件技術(shù)、遠程故障診斷專家系統(tǒng)和協(xié)同診斷工作環(huán)境的技術(shù)方案。采用COM組件技術(shù)和網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)庫技術(shù)，實現(xiàn)了在Web服務(wù)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(fā)動機故障遠程診斷的C／S和B／S模式下的系統(tǒng)模型，將WWW信息檢索技術(shù)、數(shù)據(jù)庫技術(shù)和故障診斷技術(shù)相結(jié)合，跨地域地將發(fā)動機使用單位及基層技術(shù)部門、生產(chǎn)廠商、管理部門、科研院所以及航空維修企業(yè)組織起來，共享診斷專家知識和各種專用監(jiān)測診斷設(shè)備。其關(guān)鍵技術(shù)主要包括：基于Intemet的跨地域遠程協(xié)作架構(gòu)技術(shù)、網(wǎng)絡(luò)環(huán)境下的診斷技術(shù)、計算機協(xié)同工作技術(shù)、中心站點及企業(yè)站點開放平臺的保障技術(shù)、共享信息的標(biāo)準(zhǔn)化和規(guī)范化技術(shù)等。
裝備指揮技術(shù)學(xué)院于2003年提出了以故障智能診斷和維修中心為優(yōu)秀的三位一體的廣域維修保障體系。
海軍航空工程大學(xué)開發(fā)的基于Intemet和www的遠程診斷系統(tǒng)，主要由分布于各地的航空發(fā)動機監(jiān)測現(xiàn)場、局域網(wǎng)Intranet和Intemet、遠程診斷中心和各診斷專家組成。系統(tǒng)主要完成發(fā)動機狀態(tài)的在線監(jiān)測、離線監(jiān)測、大量信息數(shù)據(jù)的處理和傳輸，并完成診斷請求和反饋診斷結(jié)果。
但是，目前提出和開發(fā)的遠程診斷系統(tǒng)大多數(shù)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(tǒng)技術(shù)；
(3)將知識挖掘技術(shù)應(yīng)用于遠程故障診斷專家系統(tǒng)，完善知識庫。
7發(fā)動機健康管理技術(shù)發(fā)展趨向
7．1粗糙集診斷技術(shù)
反映發(fā)動機性能的大部分參數(shù)具有模糊性和連續(xù)性，而粗糙集只能解決離散的數(shù)據(jù)新問題，因此和其他理論和方法相結(jié)合是粗糙集診斷技術(shù)發(fā)展的趨向。
7．2故障猜測技術(shù)
故障猜測技術(shù)探究需要解決的新問題提前猜測故障發(fā)生的部位和等級以及發(fā)生的時問，在故障發(fā)生之前就排除。
7．3引入基于網(wǎng)格技術(shù)的分布式維修環(huán)境
網(wǎng)格技術(shù)的探究始于20世紀(jì)9O年代，是新1代信息處理設(shè)施，如圖2所示。
網(wǎng)格的最大優(yōu)點在于能夠?qū)崿F(xiàn)資源共享和人員協(xié)作。這一明顯優(yōu)點使得越來越多的系統(tǒng)嘗試使用網(wǎng)格技術(shù)來構(gòu)建所需的分布式環(huán)境。RR公司等單位和團體正在探究基于網(wǎng)格技術(shù)的分布式飛行器維護環(huán)境(DAME)，這是1個應(yīng)用網(wǎng)格技術(shù)解決飛行器發(fā)動機故障診斷、預(yù)告和維護的示范項目。
7．4遠程診斷和監(jiān)測技術(shù)實現(xiàn)實用化
發(fā)動機遠程診斷和監(jiān)測技術(shù)實用化是實現(xiàn)實時診斷、監(jiān)測的必然要求，具體表現(xiàn)在：(1)現(xiàn)場采集結(jié)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(shù)資源；(3)需要借助專家的經(jīng)驗；(4)需要得到發(fā)動機或有關(guān)零部件廠商的技術(shù)支持。
8結(jié)束語
發(fā)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(guān)注程度的日益增強以及計算機技術(shù)的飛速發(fā)展，發(fā)動機健康管理的新技術(shù)、新方法取得了較大的進展。
