航空發動機論文

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航空發動機論文:一種新型清洗劑NS851在航空發動機上的應用

摘要 本文介紹了一種用于清洗航空發動機進氣道的水劑清洗劑NS851,將其與國內外成熟同類產品進行對比,并實測該清洗劑運用在發動機長試后,功率恢復效果。文中還綜合比較了NS851清洗劑與國內、外同類產品的經濟成本。從而論證NS851清洗劑的經濟效益和社會意義。

關鍵詞 水劑清洗劑;對比試驗;功率恢復;表面活性劑

0 引言

國產航空發動機在外場使用沒有整機清洗規范,對于在內陸飛行的航機,由于飛行高度高,腐蝕氣氛少,發動機氣道腐蝕污染情況不太嚴重,所以,對正服役發動機的防腐蝕維護技術要求并不突出。但由于近年來,從用于海上低空飛行的航機返廠修理的情況來看:氣道腐蝕嚴重,發動機功率下降,從而導致飛行壽命減短。這是由于航機工作環境鹽霧濃度大,發動機在工作時吸入鹽霧、塵埃和自身產生的油污,在高溫和氧化作用下形成油垢、積炭沉積于氣道內的各零部件表面,從而導致氣道內零部件腐蝕情況嚴重。為減少腐蝕,延長發動機的壽命,必須增強發動機的日常維護。因此,發動機需要頻繁清洗,通過氣道的沖洗減少氣道內鹽份和污物的附著并恢復發動機功率。

國內、外對發動機整機清洗劑的研究情況:

1)法國TM公司在WZ8發動機大修手冊中明確規定了進氣道清洗劑牌號:ARDROX6345;

2)北京航材院研制的發動機清洗劑:GT1。

根據海上飛行航機的工作環境及航機氣道內零件材料的特點,我試驗室自行配制了NS851清洗劑。工作后功率下降的發動機通過用NS851清洗后將恢復功率,而清洗劑本身不能對發動機氣道內的材料產生影響。

1 理化測試及測試結果

研制過程中將NS851與GT1、ARDROX6345這3種清洗劑進行了理化對比測試,根據3種清洗劑的使用體積比來配制試驗溶液(溶劑:去離子水):

NS851:5%;GT1:20%;ARDROX6345:20%。

1)PH值:用PH計進行測量,見表1;

2)清洗劑對金屬材料的腐蝕試驗:

(1)全浸腐蝕、縫隙腐蝕、高溫腐蝕均按GJB20356進行,結果見表1;

(2)洗劑對鈦合金(TC1)的應力腐蝕試驗:該項目由北京航空材料研究院完成。

試驗結果:3種清洗劑對鈦合金均無應力腐蝕,金相形態見圖1~圖3。

應力腐蝕500倍金相檢查應力腐蝕500倍金相檢查

3)清洗劑對非金屬材料的影響

(1)清洗劑對石墨涂層的影響。試驗材料:高溫石棉石墨、低溫石棉石墨、鎳石墨;

試驗方法:將3種帶石墨層的零件浸泡在清洗劑中,室溫,200h。浸泡結束對石墨層進行車削0.2mm,以檢查石墨層的結合力。

試驗結果:3種清洗劑對3種石墨層均無影響(石墨層無脫落現象)。

(2)清洗劑對涂層的影響:試驗材料:H61-32涂料、H61-1涂料、氟橡膠。

試驗方法:將3種涂層試片浸泡在清洗劑中,室溫,200h。浸泡結束用劃格、膠布法檢驗涂層的結合力。

試驗結果:3種清洗劑對3種涂層均無影響(涂層無起皮、起泡、脫落現象)。

2 使用后功率恢復

XX航空發動機試車300h后,功率降低到94%,用NS851清洗劑對其進行進氣道沖洗后功率恢復到97%。發動機試車前后,清洗前后功率情況見表2。

3 討論

NS851是一種水劑清洗劑,它是由多種表面活性劑組成,不含無機鹽成份,其中包括三乙醇胺油酸皂、脂肪醇酰胺、脂肪醇聚氧乙烯醚等表面活性劑。表面活性劑是由親水基和憎水劑構成,親水基吸附水分子,憎水基吸附油分子。通過表面活性劑使油和水結合起來,形成了乳化液,表面活性劑在此起乳化作用。只有保證乳化液的穩定才能使油污溶解在水中。吸附于油與水界面上的表面活性劑形成具有一定強度的界面膜,對油微粒起保護作用,油微粒在布朗運動下發生碰撞時不易聚結,所以界面膜的強度對乳化液的穩定性起著很大作用。NS851中含有脂肪醇和脂肪胺、脂肪酸類表面活性劑,界面吸附層中乳化劑分子與醇、胺、酸這些極性分子發生作用形成復合物,使界面膜強度增高。由于多種表面活性劑的使用,使混合的表面活性成分吸附在水―油界面上,分子間發生作用形成絡合物,由于分子間強烈作用,界面張力顯著降低,表面活性劑在界面上吸附量增多,形成的界面膜密度增大,強度增高。乳化液穩定性增強,從而清洗液溶解油污的能力加強。所以NS851能有效的去除了油污,恢復發動機功率。

4 社會效益及經濟效益

NS851清洗劑由我廠自行研制,其組分完全國產化,通過多年在整機上的使用,清洗效果良好,能達到清洗發動機、恢復發動機功率、減少氣道內金屬零件的腐蝕,從而達到延長發動機工作壽命的目的。NS851的成功使用,使我們再不需要進口整機清洗劑,從而擺脫了發動機整機清洗技術受制于人狀態。

由于NS851使用比例低,國內原料采購成本低,其使用成本是本是進口產品的1/10,是國內同類產品的1/7。

5結論

1)NS851是我廠自主研發的一種發動機整機清洗劑,其與國內外成熟同類清洗劑的理化性能相當,對發動機氣道內的主要材料均無影響。長試后發動機使用NS851清洗后,能明顯提高功率。所以說NS851清洗劑已達到了發動機整機清洗目的;

2)NS851原料采購方便,成本低廉;

3)NS851可以廣泛運用到直升機、運輸機、工業地面燃機的清洗維護。

航空發動機論文:基于虛擬仿真技術的航空發動機油封模擬系統

摘 要:我軍航空發動機油封工作中存在的問題阻礙了航空發動機油封技術的訓練。為解決該問題,開發了一套航空發動機油封模擬系統。它利用虛擬仿真技術模擬航空發動機油封操作過程,是一種集油封虛擬訓練和考核評價于一體、經濟實用的現代化教學手段。根據航空發動機油封操作規程,系統功能設計包括引導提示、油封仿真、考核評價三個模塊,油封仿真是核心,它包括視景仿真、運動仿真、音響仿真、操作仿真四個子功能,能夠提供等同于實操,甚至更好的訓練效果,具有重大的經濟效益和軍事效益。

關鍵詞:油封仿真; 航空發動機; 虛擬仿真技術; 軍事效率

0 引 言

目前虛擬仿真技術廣泛應用于自動控制、醫療康復、教育娛樂、維修訓練、軍事訓練等各個領域[1-4]。虛擬本質是客觀事物在計算機上的一種仿真實現,是一種由計算機全部或部分生成的多維感覺環境,通過特殊的頭盔、數據手套等傳感設備進入虛擬空間,感知和實時操作虛擬世界中的各種對象,使參與者有身臨其境的感覺,能體驗、接受和認識客觀世界中的客觀事物。

虛擬仿真技術應用于航空發動機油封訓練是當前我軍航空發動機油封工作的迫切需要。我軍航空發動機的油封設備多為20世紀80年代生產,可滿足老舊機種的油封工作。由于一些進口和國產的新機種逐漸成為我軍主戰機種,目前的油封設備已無法滿足其發動機油封的需要。另外,航空發動機油封技術含量高,操作規程復雜,油封設備操作較為嚴格,要求操作人員本身應具有較強的責任心和專業的油封工作技術和經驗。目前,我軍院校基本沒有開設相應的油封專業學科,油封人才基本靠“師傅帶徒弟”的模式來培養,很難滿足目前航空發動機油封工作的實際需要。

這些問題嚴重影響了航空發動機油封技術的訓練,而利用虛擬仿真技術能夠創建出真實感和沉浸感較強的航空發動機油封環境,為航空發動機油封工作提供油封虛擬訓練,有助于提高油封人員的操作水平和操作技能。虛擬仿真技術已經成熟并廣泛應用,因此開發一套航空發動機油封模擬系統已成為一種既經濟又實用的解決方法。

1 開發工具

航空發動機油封模擬系統采用目前世界上廣泛使用的工業仿真軟件Creator,GL Studio,Vega Prime和Visual C++ 6.0進行開發[5-6]。

Creator是世界上領先的實時三維數據庫生成系統,可以用來對發動機、油封設備、倉庫等實物場景進行三維建模。油封設備的各種儀表是由GL Studio來建模的,并以可視化模型數據庫的形式生成OpenFlight(.flt)文件格式標準的層次視景數據庫。然后,OpenFlight文件再調入Vega Prime,成為實時仿真的一部分。

Vega Prime具有良好的圖形環境界面和完全面向對象的C++語言應用程序接口API,豐富的實用庫函數及大量的功能模塊可滿足拆卸油管,控制油封設備進行油封等多種仿真要求[7-8]。

但是,Vega Prime本身不能實現人機交互,還需要用Visual C++ 6.0進行系統集成。該系統以Visual C++ 6.0為開發平臺,使用Vega Prime的函數庫,并通過復雜的編程,實現對虛擬場景、環境、運動的模擬仿真。

2 系統分析及設計

航空發動機油封模擬系統包括訓練和考核兩種模式。訓練模式的特點是系統需要具備操作引導和錯誤提示功能;考核模式的特點是系統需要具備評價功能。

為了滿足油封訓練和考核的需要,航空發動機油封模擬系統設置了引導提示、油封仿真、考核評價三個功能模塊,如圖1所示。

圖1 航空發動機油封模擬系統功能模塊

其中,油封仿真又包括視景仿真、運動仿真、音響仿真、操作仿真四個子功能模塊。視景仿真、音響仿真是實現航空發動機模擬訓練系統沉浸感的重要因素;運動仿真、操作仿真是實現學員與虛擬油封設備和環境之間交互的主要手段;引導提示、考核評價是整個系統的必要組成部分[9]。

2.1 引導提示

引導提示功能用于在初次練習時進行操作引導,操作錯誤時進行判斷并提示。當操作熟練以后可取消引導或者提示再進行練習。

2.2 油封仿真

2.2.1 視景仿真

視景仿真是將航空發動機油封過程中實體建立數字化的模型,如道路、倉庫、油封車、電源車、發動機、油管和電纜、扳手等工具、各種油料、履歷本、包裝材料、油封專用車等。其中,發動機的內部結構模型對于油封模擬訓練系統來說不需要建模,所以重點是建立發動機的外部結構模型。發動機的外部結構模型比較復雜,主要是建立各種開關和油封時需要連接油管、電纜的器材及其接頭帽蓋、鉛封的模型,其次是建立發動機及其外部附件的外形建模,細節部分要充分利用貼圖來進行建模。

航空發動機論文:航空發動機電氣附件線路絕緣性故障分析

摘 要：航空發動機經常工作在高溫、高速、高負荷、強振動的惡劣環境下，其內部的電氣附件線路在這些惡劣環境中容易發生故障。電氣線路的絕緣性故障是一種常見的故障，分析電氣附件線路中可能出現的絕緣性故障種類，并針對每種故障畫出等效電路，然后進行仿真，從而得出結論。總結并分析常見的絕緣性故障種類，可以提高發動機的維修效率，并保證飛機的飛行安全。

關鍵詞：航空發動機；電氣線路；絕緣性故障

電氣附件是航空發動機的基本單元，其種類繁多，連接電氣附件的線路稱之為電氣附件線路，發動機體積龐大，電氣附件數量極多，其內部的電氣附件線路錯綜復雜，導線粗細不一，長度最長可達幾十公里，發生故障時排查起來非常困難。在此對常見的電氣附件線路的絕緣性故障進行了分類，并對每類故障進行了仿真，從而得出故障產生的機理，在故障排查過程中更具有針對性，從而提高發動機的維修效率，并保證飛機的飛行安全。

1 航空發動機電氣線路絕緣性故障原因

航空發動機工作環境惡劣，系統之間互相影響，高溫、高速、高負荷、強振動等因素都有可能引起電氣附件線路產生故障，線路的絕緣層損壞是多種因素共同作用的結果。電氣線路的絕緣故障有以下兩種特點：（1）線路集中，線路間擠壓、摩擦等造成線路絕緣層損壞；（2）大面積的化學腐蝕、高溫、高壓等條件下引起線路老化，提前對線路進行測量可有效減少該類故障所引起的事故。

造成電氣附件線路絕緣層腐蝕老化的原因主要有以下四種：（1）機械老化；（2）化學腐蝕；（3）熱老化；（4）電老化。

2 航空發動機電氣附件線路絕緣故障種類

波音公司的標準線路施工手冊和空客公司的電器標準線路施工手冊都對所有相關的電氣附件的絕緣電阻最小值和電壓值做了相應的數值要求。通過查詢PW4000系列某一型號航空發動機相應的標準線路施工手冊，30多種電氣附件涉及127處測量點，統計了這些絕緣測量點的測量方式，結果如表1。

表1 電氣附件數量及絕緣測量方法

通過分析該表，得到了兩種發動機電氣附件絕緣測量點的測量方式：第一種是同一個電氣附件的不同測量點之間的測量方式，即Pin/Pin方式；第二種是同一個電氣附件的測量點與地面之間的測量方式，即Pin/Gnd方式。

（1）Pin/Pin（層間）絕緣故障。航空發動機電氣附件數量極多，電氣附件線路分布緊密，兩束距離很近的導線如果出現線路絕緣層老化，并且沒有及時發現并排除故障，則線路之間容易產生電弧，容易引發火災，若該線路出現在油箱附近，則會引起爆炸事故，危害極大。

（2）Pin/Gnd（Φ兀┚緣故障。電氣附件線路的絕緣層老化時，導線對地的絕緣電阻就會減小，有可能引起電壓擊穿，回流過大，使得線路絕緣層被燒焦，對飛行安全造成極大危害。

3 航空發動機電氣附件線路絕緣故障仿真

為了更有效地保證飛機的飛行安全，我們要對發動機電氣附件線路絕緣故障進行預防，在此對上述電氣附件中的線圈兩種絕緣故障進行仿真，分析電氣附件的絕緣性能的好壞對系統的影響。

3.1 電氣附件對地絕緣故障仿真

在電氣附件的絕緣介質發生老化的過程中，產生絕緣故障的地方對地電容是隨著絕緣老化程度的不斷加深而逐漸增大，對地的絕緣電阻是隨著絕緣老化程度的不斷加深而逐漸減小的。

定義在航空發動機電氣附件絕緣介質中某一處出現絕緣老化現象，當此處的等效絕緣電阻Ro、等效絕緣電容Co的值不斷變化時，測出等效絕緣電阻Ro與接地線之間的電壓，可以得到等效絕緣電阻Ro與絕緣處電壓Uo之間的關系。通過固定等效絕緣電容Co的值，不斷改變線圈對地的等效絕緣電阻模擬傳感器線圈絕緣性故障，可以得到絕緣處電壓與等效絕緣阻值變化的關系，測試電路的原理圖如圖1所示[1]。

當絕緣故障處的等效電容Co取一系列固定值時，通過不斷的改變線圈對地的阻值模擬絕緣性能變化過程，可以得到絕緣故障處電壓Uo隨絕緣介質對地絕緣阻值Ro變化的關系如圖2所示。

從圖2中可以看出，當絕緣故障處的電容Co分別取不同值時，隨著絕緣電阻Ro的不斷減小，絕緣故障處的電壓Uo存在著明顯的過度變化，在圖中的拐點之前，絕緣故障處的電壓Uo隨著等效絕緣電阻Ro的減小幾乎沒有任何變化，而在等效絕緣電阻Ro的值繼續變小出現在拐點之后，絕緣故障處的電壓Uo隨著等效絕緣電阻Ro的減小直線上升。從圖中可以看出，拐點對應的等效絕緣電阻最小值R'可以看作判斷絕緣電阻性能好壞的標志，當等效絕緣電阻值大于R'時，航空發動機電氣附件的絕緣性能良好，當等效絕緣電阻值小于R'時，航空發動機電氣附件的絕緣性能出現故障。在等效絕緣電阻小于R'并持續減小時，可以看到對地電壓值直線上升，發生了電壓擊穿現象。在飛機附件維修手冊中對每一個電氣附件的等效絕緣最小值R'都給出了詳細的值。

3.2 電氣附件層間絕緣故障仿真

航空發動機電氣附件長時間運行在高溫、潮濕、震動等十分惡劣的環境中，在電磁、電場、機械、化學等外因的作用下，電氣附件中線圈的絕緣層十分容易發生損壞，絕緣層損壞導致兩個線圈之間會出現金屬導體裸漏，造成兩者之間的氣體間隙被擊穿，發生電弧現象。

航空發動機內部一般使用的是幅值為115V、頻率為400Hz的交流電，在線圈發生絕緣磨損后，將兩線圈之間的絕緣值等效為Z，由此電弧故障的簡化等效電路圖如圖3所示[2]。

當發動機電氣附件中線圈的絕緣層磨損十分嚴重時，層間絕緣故障基本上相當于短路，取極端情況下等效絕緣電阻R的阻值，即等效絕緣電阻R趨向于零，得到電流的變化如圖4所示。

在發動機電氣附件中的線圈絕緣正常沒有層間絕緣故障時，等效絕緣電阻R在兆歐的級別，取極端情況下等效絕緣電阻R的阻值，即等效絕緣電阻R趨向于無窮大，電流的變化如圖5所示。

通過不斷減小等效絕緣電阻R的阻值，即R從無窮大不斷減小到0，仿真兩個線圈之間絕緣老化現象發生時，兩個線圈之間的電流與等效絕緣電阻R之間的關系如圖6所示。

4 結束語

本文對航空發動機電氣附件線路的絕緣性性進行了介紹，分析了各類故障產生的原理，為日后故障檢測方法的研究與技術層面上的改善打下了基礎。通過研究關于民用航空發動機電氣線路絕緣性問題的大量資料，并將其按原理進行了分類，建立了故障模型，通過對模型的仿真，研究了有關電氣附件線路絕緣故障問題，希望對提高發動機的維修效率和保障民航客機的安全有所幫助。

航空發動機論文:基于某航空發動機振動事件的高壓渦輪轉子葉片超溫問題研究

摘 要：某航空發動機試驗過程中發生振動大故障。分解后，發現高壓渦輪轉子葉片等多處零組件有磨損、變形甚至斷裂的情況。將全臺共計72片高壓渦輪轉子葉片委托中國航空工業集團公司失效分析中心進行分析，確認原因為高壓渦輪轉子葉片超溫。分析高壓渦輪轉子葉片超溫的多種可能原因，采用排除法，推斷此次高壓渦輪轉子葉片超穩為局部超溫，原因為高壓渦輪導向器堵塊脫落打傷高壓渦輪轉子葉片導致高壓渦輪轉子葉片冷卻失效。根據推斷尋找事實依據，推導故障模式。提出解決高壓渦輪導向器堵塊存在脫落可能性的方案，為后續高壓渦輪轉子葉片超溫問題的判斷提供分析思維導向。

關鍵詞：航空發動機；整機振動；高壓渦輪轉子葉片超溫；冷卻失效

當代航空發動機的高壓渦輪部件承接在主燃燒室后，是將高溫高壓氣體內能轉化為機械能最重要的部件之一。雖然目前絕大多數的高壓渦輪轉子葉片均采用高性能的單晶合金材料制造，但高溫高壓高轉速的惡劣工作條件下，仍存在多種影響因素導致高壓渦輪轉子葉片局部超溫，進而發生葉片基體脫落等惡性狀況。

以最終確定為高壓渦輪轉子葉片局部超溫原因導致的某航空發動機振動事件進行典型分析，探究造成局部超溫的影響因素，充實完善振動問題數據庫，為后續航空發動機振動問題的判斷提供分析思維導向。

1.振動發動機分解檢查情況概述

1.1 故障現象

某航空發動機試驗過程中，出現振動值急劇上升，大幅超出規定值的現象。立即停止試驗，用孔探儀檢查發現，該航空發動機的高壓渦輪轉子葉片多處燒蝕。

1.2 發動機分解檢查情況

故障發生后，對發動機按大組件進行了分解檢查。外部管路、附件及尾噴口分解未見異常；分解加力擴散器時，發現少量金屬顆粒；分解渦輪后機匣時，發現少量金屬粉末狀顆粒，且多為粉末狀碎屑；分解低壓渦輪轉子組合件時，發現低壓一級導向器密封片變形，低壓一級渦輪葉片表面存在不同程度打傷；分解高壓渦輪轉子組合件時，發現16片葉片存在嚴重損傷掉塊情況，其余葉片存在不同程度的變形，葉片葉尖磨損嚴重；分解主燃燒室聯合單元體時，發現高壓渦輪導向器葉片組上1件堵塊缺失，高壓渦輪導向器葉片表面存在多處不同程度的打傷，高壓渦輪外環塊磨損嚴重，外環塊封嚴片嚴重變形；分解二支點支承組件時，發現二支點密封裝置石墨斷裂一處；分解低壓單元體、高壓機匣、高壓壓氣機轉子及中介機匣組件時，未見明顯異常。

1.3 檢定結果

因主要受損零件集中在渦輪部分，高壓渦輪轉子葉片受損嚴重，故將全臺高壓渦輪轉子葉片（72片）委托中國航空工業集團公司失效分析中心進行分析工作。對高壓渦輪轉子葉片斷口分析結果表明，為高壓渦輪轉子葉片超溫導致的超溫疲勞斷裂。

2.高壓渦輪轉子葉片超溫影響因素分析

葉片出現超溫一般有以下幾個來源：油體霧化不良、燃油品質不良、起動噴嘴油壓過低等造成的燃燒不均勻，富油燃燒，火焰后移等導致的環境超溫；冷卻通道（氣膜孔、型芯堵塞、葉片結構損壞）破壞造成溫度場分布不均勻導致的局部超溫等。從該航空發動機葉片試車情況以及其他部件的損傷情況，對此臺高壓渦輪轉子葉片出現局部區域性超溫的原因展開分析。

2.1 環境超溫

從高壓渦輪轉子葉片損傷周向分布情況看，損傷掉塊且超溫的葉片集中在1/4的區域內。距離較遠的葉片有過熱，但無超溫現象，可以說明高壓渦輪轉子葉片環境溫度無明顯異常，即部分葉片的超溫疲勞斷裂是由局部超溫導致的。

2.2 局部超溫

梳理經驗樹，導致高壓渦輪轉子葉片局部超溫的原因有：高壓渦輪轉子冷卻流路不暢；高壓渦輪轉子葉片頂端蓋板脫落或翹曲；葉片內冷卻通道堵塞；高壓渦輪轉子葉片損傷導致冷卻失效。針對某航空發動機進行逐條分析。

2.2.1 高壓渦輪轉子冷卻流路不暢

該冷卻流路的空氣從高壓壓氣機出口引入轉子盤腔內部，經高壓壓氣機封嚴盤上的一道篦齒流入高壓鼓筒軸外腔，然后又經一道篦齒與經預旋噴嘴后的主燃燒室內環腔的氣流匯合后分為兩股。一股經篦齒盤上的外篦齒后，從導向葉片和轉子葉片根部的間隙流入主流道；另一股經篦齒盤上的孔后流入高壓渦輪工作葉片，對高壓渦輪工作葉片冷卻后，分別從葉片前緣、蓋板上和其他部位的氣膜孔及尾緣的劈縫流入主流道。根據主燃燒室故檢結果，預旋噴嘴處未發現異常，冷卻流路未發現堵塞，故某航空發動機的高壓渦輪轉子葉片局部超溫的原因不為高壓渦輪轉子冷卻流路不暢。

2.2.2 高壓渦輪轉子葉片頂端蓋板脫落或翹曲

高壓渦輪轉子葉片蓋板缺失可造成葉片內冷卻空氣從頂端流出，葉片氣模孔無冷卻氣流出，葉片氣膜冷卻失效，會造成葉片燒蝕掉塊。檢查葉片蓋板，掉塊較大的高壓渦輪轉子葉片的葉片蓋板在前緣位置完全損傷，其他宏觀未裂葉片的葉片蓋板無明顯掉塊，僅存在^為嚴重的刮磨，及葉背葉尖棱邊變形缺失。該航空發動機曾發生過高壓渦輪轉子葉片蓋板脫落、翹曲故障，與此次事故的現象不符，且高壓渦輪轉子葉片已經采取多種措施，避免蓋板翹曲故障發生。因此認為某航空發動機的高壓渦輪轉子葉片局部超溫的原因為高壓渦輪轉子葉片頂端蓋板脫落或翹曲的概率較低。

2.2.3 葉片內冷卻通道堵塞

外來物堵塞高壓渦輪轉子葉片冷卻通道，有可能導致葉片冷卻的逆流裕度不足而發生超溫。因此做如下工作，分解檢查故障葉片榫頭底部進氣窗口，未發現堵塞物；解剖葉片未發現堵塞現象；復查葉片水流量均合格。據此排除某航空發動機的高壓渦輪轉子葉片局部超溫的原因為葉片內冷卻通道堵塞。

2.2.4 高壓渦輪轉子葉片損傷導致冷卻失效

檢查結果表明，一個高壓渦輪導向器堵塊缺失。該堵塊尺寸為14.8mm×4.3mm×2.2mm，材料為K40M。裝配于高壓渦輪導向葉片上緣板后端，用真空釬焊方法固定，主要作用是封堵葉片緣板鑄造時的工藝退渣口。

將全臺共計72片高壓渦輪轉子葉片做能譜分析，結果表明第14塊高壓渦輪轉子葉片表面存在K40M，且所有高壓渦輪轉子葉片表面未見其他異常外來成分。這表明缺失的高壓渦輪導向器堵塊脫落，并且撞擊了高壓渦輪轉子葉片。分析認為如果高壓渦輪轉子葉片受到外物打傷產生裂紋或裂口，裂紋或裂口損傷隨著高壓渦輪轉子工作出現擴展，使高壓渦輪轉子葉片內部冷卻空氣從損傷處流出，葉片氣模冷卻失效造成葉片超溫燒蝕，在中國航空工業集團公司失效分析中心分析報告中，有3片葉片疲勞起源特征為外物打傷。

因此，高壓渦輪轉子葉片受到外物打傷引起葉片冷卻失效有很大可能是某航空發動機高壓渦輪轉子葉片局部超溫的主要原因。

3.某航空發動機故障檢查結論并改進工藝

在初步判定為高壓渦輪導向器堵塊脫落打傷高壓渦輪轉子葉片引起葉片冷卻失效后，有大量的故障檢查事實滿足以上推論，如：高壓渦輪導向器工藝堵塊掉落；高壓渦輪轉子葉片損傷嚴重；高壓渦輪導向器及其他高壓渦輪后的流道件均有不同程度損傷；高壓渦輪之前的流道件故檢未發現異常；掉塊葉片主要集中在周向約1/4區域內；故障起始發生在高壓渦輪導向器和高壓渦輪之間；從斷口分析結果來看，高壓渦輪轉子葉片出現疲勞斷裂是由于葉片超溫造成材質疲勞性能下降，在源區應力集中（氣膜孔和燒蝕缺陷）和振動應力作用下出現疲勞開裂和擴展，最終導致掉塊；從試車情況分析，應是高壓渦輪轉子葉片發生故障后引起的振動；從以往高導葉片堵塊脫落故障分析，由于高導堵塊焊接工藝存在問題，堵塊存在脫落的可能性，且堵塊脫落對高壓渦輪轉子葉片等零件會造成傷害；從故障原因分析，高導葉片堵塊脫落打傷高壓渦輪轉子葉片可以造成高壓渦輪轉子葉片冷卻失效導致局部超溫，進而發生撕裂掉塊等。

依據分析推得故障模式：發動機工作時，一個高壓渦輪導向器堵塊發生脫落，掉落在高壓渦輪導向器與高壓渦輪轉子葉片之間的流道內。堵塊隨著氣流撞擊到高速旋轉的高壓渦輪轉子某些葉片前緣，對這些葉片產生傷害，形成裂紋或裂口。裂紋或裂口損傷在熱應力、離心應力及振動應力等的共同作用下，逐步擴展，導致高壓渦輪轉子葉片冷卻失效，致使葉片超溫造成材質疲勞性能下降，進而發生撕裂掉塊的情況。撕裂掉塊的葉片殘骸四散，對相鄰高壓渦輪轉子葉片繼續產生傷害。葉片的撕裂掉塊影響了附近其他葉片的冷卻效果，致使其他葉片也發生了超溫的情況。多個葉片的損傷使得高壓渦輪轉子平衡被破壞，高壓渦輪轉子發生振動，發動機振動值激增，振動引起高壓渦輪轉子異位，高壓渦輪轉子葉片與高壓渦輪機匣外環以及空氣導管與低渦軸等發生異常碰磨。

至此，某航空發動機試驗過程中振動故障的原因判定為高壓渦輪導向器堵塊脫落。針對此問題，將高壓渦輪導向器堵塊的工藝方法由真空釬焊改為氬弧焊，某航空發動機后續試驗過程中杜絕了此類問題的發生。

結語

航空發動機的發展很大程度上是由于一次又一次解決了振動問題。振動影響因素眾多，如何準確抓住發動機振動的罪魁禍首，本次試驗過程振動的排除方法可供相關技術人員借鑒：

（1）全面系統檢查故障航空發動機，得到翔實的故障檢查結論；

（2）抓住故障檢查結論重要部分進行最高能力分析；

（3）查閱振動問題數據庫尋找故障發生可能原因，利用排除法分析；

（4）大膽假設最可能原因，尋找事實證明，推理故障模式；

（5）判定故障原因，進行技術改進，充航空發動機振動問題數據庫。

在航空發動機振動問題的解決上，充實完善航空發動機振動問題數據庫、建立符合航空發動機體系的分析問題方法，才是解決振動問題，提升航空發動機試驗技術的正確途徑。

航空發動機論文:論戰略成本管理在我國航空發動機制造企業的應用

摘要：隨著我國市場經濟的不斷發展，各行各業對于戰略成本管理的關注越來越多，為了獲得更好的收益和回報，各行各業也都在不斷地改進成本管理模式和方法，其中也包括我國的航空發動機制造企業。從目前我國的實際情況來看，戰略成本管理還沒有充分地在這類企業中得到具體的應用，主要是由于其發展尚未成熟。本文通^對戰略成本管理的內涵、戰略成本管理與傳統成本管理的對比以及具體實施戰略成本管理應注意的問題進行細致的梳理和分析，協助我國航空發動機制造企業更好地管控成本，提高經濟效益，同時也供學界討論。

關鍵詞：戰略成本管理 航空發動機 制造企業 應用

一、關于戰略成本管理的概述

（一）戰略成本管理的內涵

對于企業來講，制定長遠的戰略目標，是企業實現整體發展目標的重要工作。而企業長遠戰略目標的制定，需要進行很多工作，并將其作為決策的依據，收集有價值的信息就是主要工作之一。如果此項工作無法有效完成，則會造成企業無法了解自身與市場競爭企業的優劣，無法實現可持續發展的基本目標，這樣就更不必說長遠戰略目標了。那么，戰略成本管理到底指的是什么呢？實際上是指企業運用成本管理技術，提高企業戰略地位，同時降低企業成本的管理過程。具體而言，戰略成本管理其實就是一個通過對投資立項、研發與設計、生產環節和銷售環節等整個鏈條進行全方位監控管理的過程，其重點是從戰略的視角對影響成本的因素進行系統的分析，從而進一步發現能夠有效降低成本的途徑，最終目標是以此來營造企業的持久競爭優勢。從另一個角度來講，企業的實際需求是企業能否實現最終戰略目標的決定性因素。21世紀是信息時代，戰略成本管理工作無法脫離成本管理信息，而信息并不是固定不變的，所以，制造企業戰略成本管理也會隨之不斷變化。

（二）戰略成本管理的作用

從企業的角度出發，戰略成本管理的作用很大。

首先，戰略成本管理工作涉及的內容比較全面，可以說對企業實際運營中的方方面面均有所涉及，而且企業內部組織管理無法限制，能夠從全局的角度掌控整個公司的運行。

其次，戰略成本管理工作可以動態地掌控企業的實際運行。在進行戰略目標制定的過程中，內外部環境因素都會被考慮，但是這部分因素并不可控，所以為了更好地保證戰略目標制定的準確性，應當實時且充分地掌握企業內外部環境的變化，而戰略成本管理工作可以很好地解決這方面的問題，從這個角度看，作用很大。

二、戰略成本管理與傳統成本管理的比較分析

（一）傳統成本管理存在局限性

首先，對于傳統成本管理來講，其主要關注的內容是如何降低企業內部成本，而并沒有考慮保證企業運轉的供應商和顧客。傳統成本管理主要通過壓低材料采購價格降低成本，這樣只會造成與供應商之間關系的僵化，很容易失去供應商，同時也會失去向前整合的機會，進而失去獲得進一步降低成本的機會。另外，傳統成本管理一般將產品銷售至消費者作為成本管理的最后環節，無法獲取精準的產品信息，在一定程度上可能增加分銷和售后成本。

其次，傳統成本管理僅僅是單純的為了降低成本而降低成本，并沒有過多地考慮企業降低成本的根本目的。制造企業在實際運行過程中，絕大多數環節都會產生成本支出，但是，并不是所有的環節成本都可以降低。比如，通過盲目縮減企業的研發開支，在很大程度上都會造成企業產品和技術缺乏先進性，無法進行同行業競爭，從而失去市場。還有，通過降低企業質量管控成本，極有可能發生產品質量不過關，造成企業整體形象受損，這將直接影響企業的可持續發展。因此，企業的工作重點必須向制定和貫徹競爭戰略方面轉移。傳統成本管理片面追求成本節約，重視短期效益，這將大大削弱企業的長遠發展能力。

最后，企業創造價值的表現是能夠為顧客提供必要的便利需求，而企業的全部業務并不都可以創造價值，如生產出來的廢品，只會減少價值。企業成本管理需要對內部價值鏈進行分析。市場經濟時代，企業面臨的是開放的、有競爭的市場環境，通過了解行業價值鏈等因素可以更好地實施成本管理，做到“知己知彼”，這樣才能夠更加有效地實現企業的長遠戰略目標。同時，了解并分析競爭對手的成本管理也是很重要的。企業內部的生產過程是傳統成本管理的主要對象，供應和銷售很少考慮，而戰略成本管理對象則不同，涉及產品生產的整個生命周期。

（二）戰略成本管理較傳統成本管理優勢明顯

相較于傳統成本管理，戰略成本管理優勢明顯，主要體現在成本優勢上，這也是其和傳統成本管理的主要區別。市場競爭的法則就是優勝劣汰，制造企業要想更好的生存和發展，就必須通過加強成本管理，有效地降低成本。

首先，對于我國航空發動機制造企業來講，通過實施戰略成本管理，可以更加有效地促進企業進行統籌兼顧管理工作，在保證整體利益的基礎上調整局部利益，保證長遠利益的基礎上調整短期利益，同時可以通過改善實際運營狀況，提高企業的實際競爭優勢。

其次，通過進一步實施戰略成本管理，可以提升企業適應外部環境變化的能力。通過不斷適應外部環境，可以更多地獲取競爭對手的信息，做到知己知彼，另外，通過運用價值鏈分析法對目標企業與上、下游企業之間關系進行研究，可以達到共贏的目的。

最后，戰略成本管理的實施，能夠有效地更新傳統成本管理理念，在保證成本最小化的基礎上，提高企業資源的利用率，獲得更多的使用價值，使得企業在資源一定的情況下，充分開發和利用這部分資源。當然，對于企業的管理者也是有一定要求的，那就是需要企業管理者從整體角度進行成本管理工作，為實現企業整體戰略發展提供必要的支持。

三、實施戰略成本管理過程中需要特別注意的問題

從我國航空發動機制造企業的實際情況來看，實施戰略成本管理的基礎是保證產品的質量需要符合要求，同時企業需要不斷地適應外部環境的變化，與時俱進，并且需要重點關注以下問題。

（一）需要重點關注企業與上、下游之間的價值鏈關系

從管理對象來看，管理范圍不同，戰略成本管理對象涉及范圍較廣，涉及成本全方位的管理，而傳統成本管理對象的范圍相對較為狹窄，主要涉及企業內部的生產過程，所以，企業在實施戰略成本管理過程中需要重點關注價值鏈的開發和運用。那么，如何做到呢？第一，需要企業必須了解自身內部的價值鏈，將非增值作業和增值作業加以區分，盡最大可能消除非增值作業；第二，需要了解企業自身的位置，然后通過強化上、下游價值鏈之間的關聯和溝通，以保證供應過程與銷售過程的成本管理；第三，需要了解競爭對手的價值鏈，通過運用SWOT分析法，分析自身的劣勢和優勢，不斷地強化自身。

（二）需要更新成本管理觀念，完成由傳統成本管理向戰略成本管理的過渡

從目前我國航空發動機制造企業的實際發展情況來看，傳統成本管理模式仍然是主要的成本管理方式，而這存在著嚴重的局限性，僅是為了達到降低成本的目的而降低成本，并不能達到成本管理的目的。而這種情況的主要原因就是成本管理觀念不到位造成的，因此，需要我國航空發動機制造企業更新成本管理觀念，完成由傳統成本管理向戰略成本管理的過渡。

（三）進一步加強和推進企業文化建設工作

從企業發展的角度來講，企業文化的建設和延續是企業發展之源，是企業價值理念的重要組成部分，能夠影響各項職能的實現和發揮，同時可以制s企業的管理措施和政策。因此，加強企業文化建設工作是我國航空發動機制造企業實施戰略成本管理工作的重點。這樣可以提升員工的工作環境和積極性，促進其自覺節約成本，為企業實施戰略成本管理工作打下基礎。

（四）加強部門間的溝通與交流

對于企業的運營來講，信息的有效傳遞是企業穩定運行的關鍵，因此，企業各部門之間應當加強溝通交流，對于主要業務環節建立必要的信息資源共享機制或平臺，保證企業內部信息能夠及時且有效地傳遞到各個部門及各個環節，為企業實施戰略成本管理工作提供必要的信息數據，保證決策的準確性。

四、結語

在我國的傳統成本管理過程中，降低成本被認為是企業成本管理的目標，而且手段就是節約。當然，節約可以降低成本，但這只是手段之一。隨著相關市場經濟的發展，僅僅依靠節約來降低成本，已經不能夠滿足現代企業的發展需求了，新的管理理念也逐漸誕生并快速發展，那就是戰略成本管理理念。“支出最少的成本，獲取最多的使用價值，得到最多的利潤”，這才是現代成本管理的目的。隨著戰略成本管理的發展，其發揮的積極作用已經越來越明顯，能夠進一步突破傳統成本管理的局限，從企業內部擴展到外部，同時能夠把握成本管理的真諦，通過戰略定位、價值鏈分析等手段降低成本，提升企業競爭力。

（作者單位：中國航發南方工業有限公司）

航空發動機論文:航空發動機渦輪盤腔空氣系統瞬態仿真研究

【摘 要】空飫淙聰低徹崠謖個航空發動機，在熱端部件的隔熱與冷卻、葉尖間隙控制、腔室封嚴、等方面起著極為重要的作用，直接決定著航空發動機能否安全可靠地工作。渦輪盤腔是空氣系統的重要組件，對渦輪盤的冷卻性能有顯著的影響。本文應用Flowmaster對某型燃氣輪機渦輪盤腔進行了仿真，對該渦輪盤腔設計進行分析。

【關鍵詞】航空發動機；空氣系統；仿真

0 引言

發動機的二次空氣系統主要用去冷卻封嚴發動機部件[1]，其主要結構包括孔口、篦齒封嚴、以及特定的腔室結構等。本文的計算方法基于Miller[2]博士的理論，應用商業軟件Flowmaster對瞬態條件下的發動機空氣系統部件渦輪盤前腔進行了仿真計算。

1 計算模型

如圖1所示，選取某型燃氣輪機渦輪盤前腔建立計算模型，對盤腔的瞬態特性進行分析。在Flowmaster中搭建盤腔的"準二維"計算網絡。

計算模型如圖2（左）所示。流路系統中包含一個進口（渦輪盤前腔氣流進口）和一個出口（渦輪前腔出口），流動方向為沿徑向向外。將盤腔出口簡化為阻力損失元件。出口間隙的系數由Flowmaster數據庫以及經驗公式提供。

以渦輪盤旋轉軸為Y軸零坐標。為充分考慮盤腔幾何外形對于氣體流動的影響，將盤腔劃分為8個小的腔室，每個腔室盡可能調整為矩形。盤腔內的節點及元件分布如2（右）所示。

計算過程中應用到的元件的尺寸參數及計算參數如下。

封嚴篦齒：直齒，流通面積0.0006m2，篦齒封嚴間隙0.6mm，封嚴齒距5mm，齒數7，封嚴齒寬0.5mm。

出口間隙：流通面積0.0001m2。

2 邊界條件及發動機轉速

發動機轉速如圖3所示，模擬發動機運行啟動至運行穩定的過程。其中，0時刻為計算開始時間，并非發動機的實際啟動時刻。進出口條件如圖4所示。盤腔邊界為絕熱。

3 計算結果

計算的時間步長取為0.1s，計算總時間為120s。其他控制收斂的參數根據計算經驗進行相應調整。

圖5給出發動機穩定工作時（110s）盤腔內的總溫分布。由圖中數據可知，盤腔內節點的溫度沿徑向向外升高，并且越是靠近盤腔外側，節點溫度升高的越明顯。引起溫度升高的主要原因是右側高速旋轉的渦輪盤對氣流的加速作用。

盤腔出口體積流量如圖6所示，隨發動機進口壓力的提升，流經盤腔的空氣流量逐漸增加。盤腔內其典型節點的總壓分布如圖7所示。從計算結果中可以看出，冷卻氣流流過篦齒封嚴，壓力降低。節點11到節點7之間流動，壓力降低，總溫升高。由于右側旋轉盤對氣流的加速作用，節點7到4之間，冷卻氣流的總溫和總壓同時升高。同時，由于盤腔的加速作用有限，各點的壓力相差不是很大。

Flowmaster將盤腔簡化為“準二維”模型，通過將盤腔離散為多個小的部件來完成盤腔的仿真計算。經由一維計算，可以求得盤腔內不同徑向位置的壓力、溫度、渦流強度等數據。該方案能夠較好將盤腔融入一維網絡系統，并且能夠考慮盤腔幾何外形以及盤腔內離心效應的影響。相對于三維數值仿真，該方案極大的減少了計算量。對于搭建完整的空氣系統仿真方案，具有一定的指導意義。

航空發動機論文:航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝分析

摘 要：隨著科技的進步， 航空發動機的加工制造也日趨復雜。本文在分析某航空發動機錐形鈑金件的拉伸特點的基礎上對航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝進行了分析。

關鍵詞：錐形鈑金件拉伸成形；變形控制；工藝分析

航空發動機錐形鈑金件的拉伸是拉伸成形的重點也是難點。在某型航空發動機制造的過程中所遇到的某一航空發動機錐形鈑金件，其主材采用的是高溫合金，材料的厚度為1±0.1mm，對拉伸成形的精度要求很高。根據設計要求，航空發動機錐形鈑金件拉伸成形后最薄處板材的厚度減小量不得超過原材料厚度的10%。在傳統的航空發動機錐形鈑金件的拉伸后會導致錐形鈑金件的型面變形較大，從而嚴重影響拉伸完成后的航空發動機錐形鈑金件的拉伸精度。為提高航空發動機錐形鈑金件的拉伸效果，需要根據航空發動機錐形鈑金件的拉伸特點使用新型的航空發動機錐形鈑金件的拉伸加工工藝。

1.傳統航空發動機錐形鈑金件的拉伸過程中所存在的問題

在傳統的航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝中，航空發動機錐形鈑金件的拉伸效果差的主要原因有以下幾點：

（1）由于航空發動機錐形鈑金件的拉伸時所采用的板材在各批次之間的性能上有所差異，致使在對航空發動機錐形鈑金件的拉伸進行拉伸加工時需要對每一批次的板材進行性能測試，測試出拉伸板材的壓邊力，而這一方式將會造成極大的材料浪費，也不利于提升航空發動機錐形鈑金件的拉伸效率和拉伸精度。

（2）在航空發動機錐形鈑金件的拉伸加工中，由于缺乏板材拉伸效果的研究從而無法對材料的塑性變形趨勢進行模擬預測，從而導致航空發動機錐形鈑金件的拉伸在拉伸加工中，容易導致航空發動機錐形鈑金件的拉伸出現凸包、轉接處出現滑移等缺陷，從而導致航空發動機錐形鈑金件的拉伸后的型面精度出現超差影響航空發動機錐形鈑金件的拉伸的使用。因此，在對航空發動機錐形鈑金件的拉伸進行拉伸加工的過程中需要改進航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝，做好對于錐形鈑金毛坯件拉伸工藝的優化，從拉伸操作、航空發動機錐形鈑金件的拉伸模具結構的科學設計等方面入手，提高航空發動機錐形鈑金件的拉伸質量。

2.某型號航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝分析

某型號航空發動機錐形鈑金件在進行拉伸工藝和拉伸模具設計時需要以航空發動機錐形鈑金件的錐形相對高度、航空發動機錐形鈑金件的相對錐頂直徑和板材的厚度等稻葑魑基礎。在航空發動機錐形鈑金件的拉伸中，對于不同的錐形件需要采用不同的拉伸參數。根據錐度的不同可以將航空發動機錐形鈑金件分為淺錐形件、中等深度錐形件和深度錐形件等多種形式，根據航空發動機錐形鈑金件深度的不同需要設計出不同的拉伸工藝。某型號航空發動機錐形鈑金件采用的錐度是26°，這一錐度的航空發動機錐形鈑金件在拉伸的過程中存在著拉伸變形量較差、復彈度較大等的特點，針對這一特點在航空發動機錐形鈑金件的拉伸過程中需要采用更大的壓邊力。此外，其在拉伸的過程中容易因航空發動機錐形鈑金件的毛坯處于懸空的狀態而導致拉伸失穩起皺等的缺陷，針對這一特性，在航空發動機錐形鈑金件的拉伸過程中需要采用較大的壓邊力。

在對航空發動機錐形鈑金件的毛坯進行設計時，需要將航空發動機錐形鈑金件的毛坯件設計成同心圓毛坯件。這是根據拉伸面料等面積變形的原理，加之對航空發動機錐形鈑金件進行拉伸時需要采用由內向外兩方向進行雙向進料拉伸，因此需要將航空發動機錐形鈑金件的毛坯料選擇成同心圓毛坯件形式。

對于航空發動機錐形鈑金件拉伸模具的設計時，航空發動機錐形鈑金件的拉伸模具采用的是普通拉伸結構，在這普通的拉伸結構中加設了一些限制毛坯料活動的厚墊塊以及一些限制毛坯料拉伸高度的限位塊。航空發動機錐形鈑金件的拉伸模具包含上模板、凹/凸模、壓邊圈等。在對航空發動機錐形鈑金件進行拉伸時，第一階段需要高度限制塊用以對航空發動機錐形鈑金件毛坯料拉伸高度的精確控制。完成了第一階段的拉伸后，需要采用活動限制料厚墊塊來保證航空發動機錐形鈑金件的拉伸中毛坯料從外緣處順利進料，從而完成對于航空發動機錐形鈑金件直壁部分的拉伸，同時采用這一拉伸方式能夠有效地避免航空發動機錐形鈑金件轉接處的滑移缺陷。

在對航空發動機錐形鈑金件進行拉伸工藝設計時，為了最大限度地做好對于航空發動機錐形鈑金件毛坯料從內外徑走料量的控制，避免在航空發動機錐形鈑金件的轉接R處拉伸過程中出現滑移而導致“雙轉接”痕跡問題，在航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝的設計中需要加強對于毛坯料塑性變形量的精確控制。拉伸方案設計時采用一套模具兩階段的拉伸方案。在第一階段首先采用較大的壓邊力用對毛坯料進行壓死，避免毛坯料從外緣處走料，將航空發動機錐形鈑金件在第一階段的拉伸變形控制為翻邊。航空發動機錐形鈑金件的塑性變形依靠內孔變大來進料。在對航空發動機錐形鈑金件毛坯料進行拉伸時第一階段的塑性變形區都應當處于拉應力變形狀態，處于拉應力變形狀態有利于降低材料的復彈量，從而實現航空發動機錐形鈑金件的拉伸精度的提升。對于航空發動機錐形鈑金件第一次的拉伸高度確定為與轉接R拉伸出時的量為宜。如超出這一拉伸量容易造成航空發動機錐形鈑金件內孔拉伸塑性變形從而產生內孔拉裂的缺陷。航空發動機錐形鈑金件毛坯料第二階段的拉伸需要對航空發動機錐形鈑金件的直壁部分進行拉伸，這一階段的拉伸主要依靠的是毛坯料外部走料塑性變形，變形方式為拉伸。在這一階段為了做好對于拉伸變形精度的控制，確保毛坯件的邊緣為變形區，需要在毛坯料拉伸時增加限制料厚的活動限位板，將4塊限位板均勻地放置于凹模的壓邊圈內。限位塊宜采用與毛坯料相同的材質。通過上述兩個階段的拉伸將能夠確保在航空發動機錐形鈑金件的拉伸區并未失穩起皺的情況下使得材料能夠從外緣區域順利地進入到凹模區域，并最終完成對于航空發動機錐形鈑金件的拉伸。新航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝核心是通過適當地添加活動限制控制塊的方式來對航空發動機錐形鈑金件的拉伸變形區的變形量與變形應力進行控制。通過此種航空發動機錐形鈑金件的拉伸工藝的改進能夠有效地對航空發動機錐形鈑金件毛坯料的塑性變形進行精確地控制，提高航空發動機錐形鈑金件的拉伸精度。

結語

本文在分析航空發動機錐形鈑金件的拉伸難點的基礎上對如何通過工藝改進的方式提高航空發動機錐形鈑金件的拉伸精度，確保航空發動機生產的順利進行。

航空發動機論文:航空發動機試驗中Pxi測試系統的應用

摘 要：文章對航空發動機試驗中Pxi測試系統的實際應用情況進行詳細分析和研究，根當前的實際情況，提升發動機各性能參數測試的準確性及有效性。

關鍵詞：航空發動機；Pxi測試系統；應用；分析

在我國社會經濟迅速發展的環境形勢下，航空行業的整體發展勢頭也非常迅猛。在航空事業的發展過程中，其自身的質量以及安全穩定性能非常重要，不僅對行業事業整體發展有非常重要的影響，而且對人們的出行安全也提供了良好的保障。航空發動機作為飛行器的心臟，亦是其最主要的部分，其性能能夠直接對飛行器的品質起到決定性作用。地面試車臺進行的航空發動機性能、功能試驗的準確性、可靠性，是保障發動機安全穩定性的有力基礎。

1 Pxi測試系統

1987年，VXI誕生，其IEEE1014-1987在當時可以說是非常先進的PC總線，在某種程度上，加速了全球PC工業的整體發展。在當前社會經濟不斷快速發展的形勢下，各個領域都取得了良好的成效，PC工業的發展也同樣取得了進步。在實際操作過程中，可以看出，在PC插卡的基礎上，這種數據采集板形勢在經過不斷的發展和改革創新形勢下，已經發展為PCI總線的模塊化自動測試設備系統，成為一種全新的測試平臺標準。這種儀器系統在實際操作過程中，可以說是PCI擴展的一種通用性測試系統總線，不僅能夠保證自動化系統在日常操作過程中的穩定性和堅固性，而且能夠減少成本。

經過一段時期的發展，Pxi技術逐漸成為自動化測試以及控制的主流平臺之一，Pxi測試技術不僅擁有高通道數據采集，而且能夠將測試信號進行切實有效的混合，這樣不僅能夠從根本上保證試驗效果的準確性和有效性，而且能夠將其自身的應用效果充分發揮出來[1]。Pxi技術可以說是國防以及航空航天測控應用當中非常重要的主導技術之一。對各類測控設備的數字化、智能化以及綜合化等科技水平的高要求，無形當中加速了高性能Pxi測控產品以及系統級的整體方案的創新。將計算機PCI總線擴展到儀器作為Pxi技術的整體發展思路，將PC以及與其相關的各個硬件自身的優勢特點充分發揮出來。這樣不僅能夠滿足航空航天在實際操作過程中的任何測試或者是系統的測量，而且能夠實現未來自動化工業測試的發展趨勢[2]。

2 Pxi技術在實際應用過程中的優勢特點

2.1 機械性能良好

Pxi技術在實際應用過程中，為了將其自身的作用盡可能發揮出來，在實際操作過程中，將PC技術、儀器技術以及歐卡機械規范進行有效的結合，這樣不僅能夠具備軟件的整體運行標準，而且能夠保證數據在傳輸過程中的速度和效率，盡可能保證系統開發的時間被有效縮短。Pxi測試系統在實際應用過程中，能夠從根本上有利于系統升級的模塊化設計和處理，在無形當中增加了特殊冷卻以及相對應的環境要求，提供了兩種與標準PCI系統相互操作的方法。這樣不僅能夠保證其自身在實際操作過程中的穩定性和有效性，而且能夠盡可能集中冷卻和電磁兼容性能[3]。另外，Pxi測試系統在自身的操作過程中，其自身所需要投入的成本比較低，有利于集成，其自身的靈活性也比較良好，所以優勢特點比較多，有利于維護系統工作壽命期限內的成本。

2.2 電氣性能良好

Pxi測試系統實際應用過程中，可以說是保持了基本上PCI總線的所有優點，同時增加了一個100MHz差分系統時鐘、差分信號和差分星形觸發，來滿足高級定時和同步的需要。在實際操作過程中，其自身具有一定的公共觸發線、星形觸發總線、以及本地總線等等，這些總線不僅能夠在實際操作過程中，對其起到良好的輔助性作用，而且能夠促使其自身的電氣性能達到良好的標準。另外，高性能的I/O曹位很多，具有即插即用儀器的驅動程序在實際應用過程中，能夠盡可能滿足定時的準確性和有效性，并且能夠實現同步旁帶通訊的整體需求。不僅能夠從根本上符合工業環境應用的整體堅固設計要求，而且能夠將其自身的影響和作用充分發揮出來[4]。

3 Pxi測試系統在航空發動機試驗中的應用

3.1 航空發動機試驗測試參數

在航空發動機試驗的過程中，將Pxi測試系統應用其中，不僅能夠從根本上提高測試結果的有效性，而且能夠保證對其進行科學合理的測試。航空發動機試驗測試參數主要包括穩態數據采集系統和動態數據采集系統兩個方面。首先，對直流電壓與交流電壓之間的有效值信號進行測試，比如直流為正負極10V，變流為36V，交流就是115V。其次，對電阻值參數進行測試，比如利用電纜來對電阻進行識別，對電阻的絕緣性、導通性等等，就要詳細分析和研究。另外，對于頻率信號也要進行相對應的試驗測試，比如交流電源自身的頻率、基準信號等等，這些都是在試驗測試過程中非常重要的參數，能夠直接對航空發動機試驗起到一定的影響和作用。時序信號也是試驗測試參數當中必不可少的一項重要部分，比如一些起動信號、停車時間等等，這些都能夠提供非常重要的參數作為依據。

3.2 Pxi模塊

溫度采集：溫度參數采集一般選用采用SCXI1503（16通道采集輸出，用于普通熱電阻溫度采集）以及SCXI1112（8通道采集輸出，用于熱電偶溫度采集）采集。

轉速采集：一般采用SCXI1126（8通道采集輸出）進行采集。

壓力采集：壓力參數一般采用SCXI-1102B（32通道模擬量采集變換）配合壓力變送器使用。

電壓、電流采集： SCXI-1102B（32通道模擬量擬量采集輸出）配合電量、電壓變送器使用。

配置windows操作系統的嵌入式Pxi控制器專為滿足測試、測量和控制系統的苛刻要求而設計。它們配備的最新處理器選件被安放在專門設計的堅固結構中，適合在寬廣溫度范圍以及高沖擊和振動環境中運作。最佳CPU性能、堅固結構、高可靠性和長期可用性的結合讓Pxi嵌入式控制器成為適合Pxi系統的理想控制選件。通過SCXI信號調理對結合Pxi采集器對頻率信號進行測量。

4 結束語

綜上所述，在對航空發動機進行試驗分析和研究的時候，將Pxi測試系統科學合理的應用其中，不僅能夠從根本上對其進行科學合理的測試分析，而且能夠保證測試結果的有效性和準確性，并能夠保證測試系統的高可靠性及長期可用性。

作者簡介：徐杰明，男，漢族，本科。

航空發動機論文:航空發動機機匣類零件的變形控制研究

摘 要：航空發動機和燃氣輪機已被我國列入十三五重大專項，航空制造業的發展對我國建設強大的國防具有重大意義。機匣類零件作為航空發動機的重要組成部分，起到了包容、承力、連接的重要作用，其加工技術也是航空零部件制造中的一個難點。本文主要研究了航空發動機機匣類零件的加工制造，闡述了機匣類零件的加工難點和易產生的問題，結合了生產科研實踐，著重研究并探討了幾種機匣類零件變形控制的方法。

關鍵詞：航空發動機；機械加工；機匣類零件；變形控制

一、航空發動機機匣簡介

航空發動機被譽為現代工業制造業皇冠上的明珠，其生產制造覆蓋材料、冶金、機械加工、熱處理、特種工藝等多項技術領域，是一個國家工業水平的體現，被譽為“國之重器”。航空發動機由進氣道，低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、尾噴口等幾大單元體組成。其中壓氣機、燃燒室、渦輪等核心部件又由機匣殼體、內環零件和葉片組成。機匣零件作為航空發動機上的重要零件，為整個發動機提供了一個封閉的空間，保證氣流順利進入，被壓縮升壓、充分燃燒、膨脹做功、排出后形成推力。機匣將航空發動機各個單元進行連接，形成整機；為控制系統、燃油系統、傳動系統等搭建了一個互相連接的整體。航空發動機機匣按照結構可以分為整體機匣、對開機匣、異形機匣、附件機匣、帶有整流直板的機匣幾大類。機匣根據其使用部位不同，所用材料也不同，壓氣機部分工作溫度較低，一般采用鈦合金，渦輪部分由于氣體經過燃燒室后溫度大幅升高，一般采用高溫合金進行制造。

二、航空發動機機匣制造難點

隨著航空發動機設計的不斷優化和使用指標的不斷提高，新一代的航空發動機越來越追求高推重比和低油耗。這就要求各級零部件的重量盡可能的輕。故機匣類零件的壁厚一般都在1.5mm～3mm之間，而機匣類零件的直徑大都在600mm～1000mm，屬于大型薄壁類零件，因此在加工過程中極易產生變形，而且由于其使用功能的要求，往往具有復雜的構型和嚴格的尺寸及形位公差，在加工過程中不容易合格。同時航空發動機零件很多采用鎳基高溫合金制造，這種合金硬度高，不易加工，加之有時毛料余量大且不均勻，會在機加過程中產生大量的內應力，在后續的加工和存放過程中應力釋放，導致零件變形，經常出現工序中檢驗合格但在精加工或最終檢驗時出現尺寸不合格的現象。

三、機匣類零件變形控制研究

1.增加去應力熱處理工序

機匣類零件毛料多為圓環鍛件，加工余量較大，原材料去除率往往高達80%以上，尤其是粗加工階段，零件去除的余量是最多的，而粗加工要求尺寸精度較低，且采用的切削參數較大，刀具在切削時產生了大量的切削力，這就造成了零件內部產生了大量的內應力，而此時零件距離最終狀態還有很多余量，零件剛性較好，這些內應力不能使零件產生變形，隨著零件加工過程的深入，零件壁厚變得越來越薄，這時粗加工時產生的切削力逐漸釋放出來而導致零件變形。因此，在粗加工之后，及時釋放零件應力非常有必要。零件可以通過自然時效進行去應力，但是自然時效所需的周期很長，往往無法滿足零件的生產進度。這時可以采取熱處理的方式去消除零件的殘余內應力。去應力熱處理的溫度較低，因此在整個熱處理的過程中不會使金屬組織發生相變，在零件的保溫和逐漸冷卻過程中，零件的內應力得到釋放。去應力熱處理之后，零件端面一般會產生1mm～1.5mm的變形，需要安排一道修基準工序將零件端面修平。值得注意的是，增加去應力熱處理要充分考慮零件的變形量，否則零件變形過大，零件所剩加工余量小于零件的變形量會導致零件無法加工合格。

2.改進工裝夾具

機匣類零件大多數為環形件，因此需要大量的車加工，在車床上典型的裝夾方式有壓緊，夾緊和漲緊。在進行粗車加工時零件往往采用四爪卡盤進行夾緊或漲緊，在精車加工中大多采用壓緊的方式，相比較而言，壓緊的方式不容易產生內力，因此從消除內應力的角度考慮，在半精加工中還是盡可能多地采用壓緊的方式。對于高度100mm以上，直徑800mm以上，最小壁厚2mm以下的大型薄壁機匣往往需要采用在夾具上增加輔助支撐的方式來減少零件的加工變形。輔助支撐塊多需要采用橡膠材料，有一定的硬度但又不會擠傷零件表面。輔助支撐大多需要至少8點以上進行支撐，8個支撐塊均勻地分布在零件的圓周方向上。在使用時需要注意的是支撐力不能過大，否則會使零件產生變形，效果適得其反，為保證輔助支撐力恰到好處，可以先用百分表找正零件圓周，然后使用限力扳手移動一個輔助支撐塊至零件表面，當百分表指針剛要變化時記錄限力扳手所用的力，這樣在移動其他輔助支撐塊時使用同樣的力就能達到支撐零件且零件不變形的狀態，增加輔助支撐可以機匣最“薄弱”的結構上增加強度，減少零件在加工過程中的震動，讓刀等現象，有效減少了機匣的變形。

3.優化走刀路線和加工余量分配

優化車加工的走刀路線對提升零件變形控制有較大作用。對于加工余量較大和易變形的零件可以采取多層走刀，不要將所有余量一次去除。車加工零件輪廓時不要采取單獨加工完成零件一側表面后再進行另一側加工的方式，而是應采用內外表面交替去除余量的方式進行加工。在加工兩個相鄰表面時可以采取相對，相背的方式進行加工。工程師在編制數控程序時不能單純地考慮工人加工和測量的方便，還要從全局考慮零件所承受的切削力的狀態來安排走刀路線，將機匣的變形控制在最小程度。

加工余量的分配在機匣加工中非常重要，好的余量分配可以使機匣的各個部分在整個加工過程中受力均勻，避免局部切削力過大而產生變形。零件的大部分余量去除都發生在粗車階段，而粗車加工多采用普通機床設備進行加工，又要兼顧效率，所以粗車加工的型面設計地相對簡單，但也要盡可能地接近零件最終輪廓表面以避免精加工余量過大，產生過多的切削力。還可以在粗車加工之后，精車加工之前加入半精車加工，將零件的輪廓形狀加工出來。一般而言粗車留給半精車加工單邊1mm～1.5mm余量，半精車留給精車單邊0.5mm～1mm余量。

4.采用電化學加工去余量

電化學加工利用金屬在電解液中的電化學陽極溶解去除金屬表面材料。通過電化學加工去除余量的優點是沒有切削力產生，因此零件不易產生變形和內應力。整個加工過程電極作為陰極，被加工零件作為陽極，工件和電極之間保持0.1mm～1mm的加工間隙，電解液不斷以高速從間隙中流過，帶走零件（陽極）溶解的產物，同時帶走電流產生的熱量。電化學加工加工范圍較廣，而且生產效率高，一般為傳統機械加工的5～10倍。加工后的表面質量較好。電化學加工的精度低，多用于粗加工去余量，因其沒有切削力，可以利用在薄壁機匣去余量加工，可有效消除由于切削力過大導致的機匣變形。該方法的缺點是設備資金投入較大，而且會產生污染，需要做好污染處理。

結語

機匣類零件變形控制是一個涉及到多種因素的復雜工程，需要從毛料材質、工藝路線、加工參數、零件裝夾、熱處理工藝等方面多重考慮。機匣變形的控制方法隨著先進制造技術的不斷發展也在不斷增加和提升，無人干預加工，高速切削，新型刀具和更優化的數控編程方式的應用都能使得機匣的變形得到更好的控制。

航空發動機論文:某型號航空發動機軸承故障問題研究

摘 要：某航空發動機在生產過程中重復出現了軸承故障。為降低軸承的故障率，我們開展了對軸承故障問題的研究。將生產過程中常見軸承故障分為3類：軸承表面劃傷、磕傷故障；軸承銹蝕故障；軸承試車后壓坑、麻點故障。本文介紹這3類故障的形貌特點，為軸承故障的分析提供一定的思路；分析3類軸承故障產生的原因，針對性制定防護措施，達到降低軸承故障率的目標，減少經濟損失，提高外場發動機使用可靠性。

關鍵詞：航空發動機；軸承故障；防護措施

某航空發動機在生產過程中重復性地出現軸承故障問題。軸承故障問題的發生，既增加發動機的質量成本、帶來因軸承報廢造成的額外工作費用，又耽誤了發動機的交付進度，降低發動機及軸承外場使用的可靠性。因此，有效降低軸承故障發生率非常重要。

1.常見軸承故障種類

將近些年生產過程中的軸承故障問題匯總梳理，根據軸承常見故障形貌特點將某航空發動機的軸承故障種類分為以下3類：軸承表面劃傷、磕傷故障；軸承銹蝕故障；軸承試車后壓坑、麻點故障。

（1）軸承表面劃傷、磕傷故障

軸承跑道出現異物拖動造成的規則性軸向長條劃傷，一般伴有滾動體出現軸向旋轉劃傷出現，嚴重時具有一定深度。

（2）軸承銹蝕故障

軸承跑道、滾動體表面形成坑狀銹蝕或面積較大的淺表性腐蝕，銹蝕故障形貌一般呈點狀或片狀。

（3）軸承試車后壓坑、麻點故障

軸承壓坑故障形貌一般為圓形凹坑，有集中發生特性，會出現大壓坑邊緣有小壓坑的現象；麻點故障形貌為黑色細小點狀凹坑，直徑一般在0.2mm以下，有擴散發生特性，表面拋修后成縱深形分支狀擴散。

2.軸承故障原因分析

經過資料的查閱比對，結合發動機結構特點，分析3類軸承故障的原因。

（1）軸承表面劃傷、磕傷故障原因分析

某航空發動機的軸承一般采用分體軸承，在裝配過程中合套，而由于軸承的游隙非常小，在軸承裝配過程中滾棒沒有收到位，會造成軸承劃傷；在大組件裝配過程中的同軸度未對正，會造成軸承劃傷；在軸承測量過程中，一些表面尖銳的測具與軸承工作面接觸時，會造成軸承工作面劃傷；另外，在軸承裝配、保管過程中，也有可能與外物接觸、磕碰，會造成軸承表面磕傷。

（2）銹蝕故障原因分析

軸承材料屬高碳鋼，材料與水汽接觸極易產生銹蝕現象，主要產生原因有如下兩種。

①日常軸承防銹管理存在問題。存放過程中軸承被空氣氧化，產生銹蝕。

②人手上汗液中含有水分與鹽，在搬運或裝配的過程中，若人手出汗或沾有非中性輔助材料時，接觸軸承會發生電離反應，加速氧化作用，產生銹蝕。

軸承的銹蝕故障一般在夏天濕度大時較嚴重。

（3）軸承試車后壓坑、麻點故障原因分析

結合發動機結構特點，產生軸承壓坑、麻點故障的原因主要有銹蝕和異物壓傷。

①銹蝕

當軸承發生銹蝕時，若未及時處理保持銹蝕狀態，會導致銹蝕加深，形成麻點故障；若輕微銹蝕的軸承繼續工作也會導致銹蝕處擴散形成麻點故障，一般此類麻點向軸承基體方向有較深的縱向延展。

②異物壓傷

某型號航空發動機由于滑油系統的特點，可能在滑油系統中存在黑色異物，導致軸承工作時被壓傷。黑色異物來源分為以下6類。

（a）封嚴面磨損掉落

某型號航空發動機封嚴結構大部分采用的是空氣封嚴，密封面為蜂窩或涂層，在工作中存在磨損脫落現象。蜂窩表面由電火花加工形成，存在金屬材料融化后形成的顆粒與金屬氧化物；涂層為金屬或金屬化合物粉末構成，磨損掉落后的脫落物硬度較高。

（b）空氣系統的異物

某型號航空發動機的部分空氣系統機件，如導向葉片，在加工過程中使用吹沙工藝，砂粒容易形成殘留。

（c）涂層加工過程切屑殘留

為保證封嚴環的同軸度，三支點、五支點軸承封嚴環為組合后加工，加工時雖然采取了一定的保護措施，但由于結構限制，涂層切屑易殘留在滑油腔中。

（d）導管中存在砂粒

導管加工過程折彎時采取填充物方式保持導管材料延展不產生局部凹下。12mm以下直徑的導管采用灌入松香的方式，12mm以上直徑的導管采用灌入砂子的方式。灌入砂子的導管在管路折彎后形成了部分區域有靜電吸附作用，吸附少量沙子。導管加工完成后被靜電吸附的沙子不易清除，進入滑油系統會造成軸承壓傷。在管路與接頭焊接后表面焊道處理時，采用砂紙打磨的方式也很容易造成砂紙中的金剛砂殘留，而這部分金剛砂表面含有粘接劑，很難清除，容易造成管路內含有砂粒。

（e）機件內壁表面氧化物脫落也會造成滑油系統出現異物。

（f）軸承等機件存放、運輸或裝配過程中，有微小多余物掉落或空氣中的大顆粒物吸附在機件表面，未及時清除。

3.軸承防護措施的制定

根據故障產生的原因，針對軸承表面劃傷、磕傷故障，軸承銹蝕故障和軸承試車后壓坑、麻點故障進行了相關控制工作。

（1）軸承表面劃傷、磕傷故障防護

為避免軸承表面劃傷、磕傷故障的發生，在裝配流程及軸承檢測上盡量減少拆、合套的過程。對員工進行實際操作培訓，提高員工軸承裝配經驗。在裝配合套的過程中遇到卡滯情況不強行裝配，將軸承輕輕旋轉，使軸承內外套趨于平行，減少軸承的損傷程度；在軸承裝配時，采用潤滑脂將滾棒收起到位，避免裝配過程中滾棒卡傷軸承；上部裝配的部件與下部發動機均要用水平尺確定水平狀態，在軸承將要接觸時，下落速度要慢，采用手動吊裝滑輪，便于明顯感知裝配狀態。

將與軸承配合的工裝材料更換為環氧樹脂，避免與軸承接觸時劃傷軸承。派制專用工裝，專人管理軸承及與軸承相關的工裝。

（2）軸承銹蝕故障防護

日常軸承采取真空包裝存放，避免原始包裝不能完全實現與空氣隔離。真空包裝困難的已裝配在組件上的軸承油封后盡量采取塑料袋包裝，并放置防潮砂，確保小環境的空氣干燥。在組件上放置時間較長的組件規定半年為期限，超過半年則將軸承分解進行油封管理。

軸承操作過程中，工人必須帶防汗的一次性絹布手套，有效地防護手上汗液對軸承的影響，同時一次性手套的使用還可以有效的避免二次污染。

（3）軸承試車后壓坑、麻點故障防護

加強對軸承銹蝕的防護，發現軸承出現銹蝕后及時處理，避免銹蝕擴大形成麻點故障。

控制滑油系統清潔度，加強對油品清潔度等級的控制；對涉及軸承腔及滑油系統流路的機件進行充分沖洗，將殘留在成附件殼體死腔內的機加殘留金屬屑沖洗干凈；在裝配或裝配后運輸發動機過程中，用堵頭、堵蓋或防塵罩隔離發動機與外界環境，避免在發動機試車過程中，有殘留金屬屑、沙粒等異物進入軸承腔內。

結語

對近些年生產過程中某航空發動機軸承故障問題的匯總梳理，明確了其常見的軸承故障種類。通過軸承故障原因分析，從軸承的入廠、存放、裝配、運輸和與軸承故障問題相關機件的清洗環節入手，針對性提出對策，進行某航空發動機軸承故障發生的防控。一方面，這些對策可為其他型號航空發動機的軸承故障防控做參考；另一方面，我們也要認知到，@些措施并不能全面杜絕某型號航空發動機軸承故障的發生，針對某型號航空發動機軸承故障防控措施仍然需要認真研究，任重而道遠。

航空發動機論文:淺析民用航空發動機維護機制優化策略

摘 要：隨著我國經濟的快速發展，航空領域也得到很大的提升，但是隨著科學技術的不斷提高，我國民用航空發動機也存在很多問題，并且相關的工作人員也一直致力于其研究中。本文正是對當下民用航空發動機的維護機制問題進行了深入的分析，并對其存在的問題提出了相應的優化策略，期望可以維護我國民用航空發動機制的安全、提升民用航空發動機的水平、完善民用航空發動機的功能、以及降低民用航空發動機的安全隱患。

關鍵詞：民用航空；發動機；維護機制

對于航空飛機而言，發動機一直以來都是飛行安全中最主要的影響因素之一，尤其是民用航空飛機，發動機起到至關重要的作用，對我國民用航空發動機的維護機制進行優化對航空事業的發展有著重要意義。不但可以提高工作人員的技術水平，還可以健全我國保養制度體系。因此，以下就是對我國民用航空發動機維護機制的優化進行的深入分析。

1 民用航空發動機需解決的維護機制問題

1.1 民用航空發動機維護保養機制不完善

我國民用航空發動機需解決的維護機制問題之一，就是民用航空發動機維護保養機制不健全[1]。主要體現在以下兩個方面：一是溝通機制運行未得到完善，我國民用航空的溝通機制涉及到地勤人員、飛行人員、以及維修部門等崗位之間形成的溝通機制，并且就我國目前民用航空發動機的發展現狀而言，保養機制的正常運行就會被影響，飛行員之間無法將發動機發生的問題及時地上報到維修人員處，更無法對其具體情況進行仔細的描述；二是維護保養制度過于片面，但維護保養制度對我國民用航空發動機的維護機制又具有很大的影響，盡管在民用航空發動機的維護機制中經常進行定期性的檢查，但是由于片面的維護制度，維修人員的具體責任也無法進行明確，除此之外，由于維護保養制度不具有彈性，維修人員也無法進行有效的約束自制力，進而降低自身的工作積極性。

1.2 民用航空發動機的技術管理不到位

民用航空發動機維護機制最突出的問題是缺少相應的技術管理，在維護機制中，缺少相應的技術管理標準，沒有明確規定應采用的維護技術。很多民用航空發動機的技術人員，技術水平相對較低，而且也沒有實戰經驗，這就使得發動機的維修保養難度加大。在民用航空發動機的維護中，技術的支撐是其解決問題的重要保障[2]。雖然在民用航空發動機的維護管理中引進了一些技術，但從實際的運用效果來看，并沒有起到有效的作用，這歸結于民用航空發動機對相應的技術管理不到位造成的。

2 優化民用航空發動機維護機制的策略

2.1 構建有效的發動機維護保養機制

對于民用航空發動機的優化，一方面需要注重的是對維護機制的構建進行完善，在這一過程中，維修部門要加強與地勤、飛行等人員的溝通與聯系，能夠及時的發現發動機的問題。另一方面是發動機的保養，也是維護機制需重點關注的內容，不進行定期的保養，也會使得民用航空飛機出現運行的危險。所以，要對發動機進行定期的保養，定期的檢查，完善民用航空發動機的維護保養機制。使得維修人員根據這一機制，開展有效的工作，提高自身的責任意識[3]。還能夠根據這一機制進行合理的監管，更加強了民用航空發動的安全性能。

2.2 加強航空發動機的技術管理

在民用航空發動機維護機制的優化當中，技術的管理是其重要的內容，在發動機的維護中應創新發展一些新技術，為發動機的維護提供技術支持。這就需要相關的技術研發人員進行相應的技術研究，比如說新推出的發動機監控技術，這種技術實現了對發動機的的監控，以及發動機在運行過程中的監控[4]。對于發動機的維修人員，也應該進行相關的技術培訓，提高其對于民用航空發動機維護機制的技術水平。更要加強對于技術的管理，通過技術的管理，制定相應的維護制度，相關的設備維護機制等等，在保障發動機應用維護機制的基礎上，進行相關機制的保障。

3 結語

綜上所述我們可以知道，優化我國民用航空發動機的維護機制可促進經濟的快速發展，盡管我國的民用航空發動機的維護機制存在很多問題，如民用航空發動機維護保養機制不健全、民用航空發動機的技術管理不到位等，但只要可以完善有效的發動機維護保養機制、加強航空發動機的技術管理等，還是可以完善民用航空發動機的維護機制。既可以維護民用航空發動機的安全，又可以完善相關的共同機制，還可以提高飛機的飛行安全。

航空發動機論文:航空發動機輪盤參數化結構優化

摘要： 為降低航空發動機輪盤的質量，提高發動機推質比，對發動機轉子輪盤進行參數化結構優化設計.研究輻板不同高度處厚度與輪盤徑向破裂裕度的關系，以簡化輪盤輻板優化方法.以周向破裂轉速裕度為約束條件，體積最小為優化目標函數，利用Isight軟件和有限元數值模擬方法研究輪盤盤心優化方法，并通過算例計算驗證其正確性.結果表明：在滿足s束條件的基礎上，輪盤體積減小8.66%，最大等效應力減少10.4%.該方法可為航空發動機輪盤輕量化開發提供參考.

關鍵詞： 航空發動機； 輪盤； 輻板厚度； 破裂裕度； 破裂轉速； 等效應力； 約束； 體積

0引言

輪盤是航空發動機重要的安全關鍵件之一，在高轉速、高溫度、高壓力的惡劣條件下工作.輪盤的轉速一般都達到每分鐘數千轉到數萬轉，負責固定葉片的輪盤除要承受自身的離心力外還要承受葉片的巨大離心載荷.由于葉片和輪盤的離心載荷很大，需要較大的盤心承受，所以輪盤設計得比較重.以高壓渦輪為例，其單盤的質量能占到整個高壓渦輪部件總質量的50%.由于渦輪盤質量巨大，其一旦破壞，產生的高能碎塊是任何機匣都無法包容的，因此為保證渦輪盤的可靠性，其設計也不得不保守.隨著優化技術的發展以及市場對產品效率的要求越來越高，對輪盤的輕質化設計需求也越強烈.早期國內有開展整體葉盤的設計研究[13]，隨著焊接技術和材料研究的發展[45]，輕質化輪盤的優化方法又有雙輻板輪盤設計的研究方向[69]，但國內實際工程應用，依然是單輻板為主要設計形式.榫槽形狀的優化也是輪盤優化的一種有效途徑[10].考慮到多輻板渦輪盤的加工制造存在較高的技術要求，基于國內現有的成熟加工能力，本文從工程應用的角度考慮，對分體盤盤體尋求一種簡潔、高效的優化設計方法.

1輪盤結構優化設計思路

輪盤破裂對發動機的破壞程度極其嚴重，而且是非包容性的.為防止輪盤破裂，輪盤的優化設計以輪盤的破裂轉速儲備裕度為限制條件.對于高速旋轉的輪盤而言，徑向破裂裕度和周向破裂裕度是輪盤安全性的2個重要指標.

徑向破裂裕度最薄弱的區域為輻板，因此當輪盤的徑向破裂轉速有一定的裕度時，可以適當減薄輻板位置的厚度，通過降低徑向破裂轉速的裕度達到減重的目的.根據周向破裂裕度的計算方法[1112]可知盤心和輻板為周向破裂裕度的計算區域，而盤心是承載周向載荷的重要區域，因此，對輪盤的優化考慮采取2步：第一步對輻板優化，第二步對盤心優化.

以輪盤的破裂裕度為約束條件，優化輪盤設計.破裂轉速的計算方法采用常用的平均應力法和有限元方法.破裂轉速儲備裕度的計算公式[1112]為Mburst=mσUTSσAVGTan式中：m為材料利用系數；σUTS為平均工作溫度下的材料強度極限；σAVGTan為平均周向應力或平均徑向應力.

2輪盤輻板優化

2.1幅板各高度處厚度變化交互影響研究

輻板的徑向載荷主要由喉部以上結構的離心力產生，輻板自重對輻板的徑向載荷影響較小，假定輻板某個高度處的厚度只對此高度處的徑向破裂儲備有影響，由于厚度變化而導致的離心載荷變化可以忽略，輻板各高度處的厚度對其他高度處的平均徑向應力的影響可以忽略不計，幅板各高度處厚度變化無交互影響.輪盤輻板的A～D位置見圖1，通過HyperMesh的Morph功能，逐漸減少輻板高度A處的厚度，計算輪盤輻板B，C和D處的徑向破裂裕度，見圖2.從圖2可以看出，輪盤高度A處的厚度變化對B，C，D處的徑向破裂儲備影響非常小，因此可以認為對于徑向破裂裕度，幅板A高度處厚度變化對B，C，D高度處無交互影響.

2.2輻板厚度變化與徑向破裂裕度的關系

在輪盤的輻板上選取不同高度為handle 1，handle 2，handle 3，handle 4，handle，5和handle6 等多處截面，見圖3.以每個截面高度處的輻板厚度為參變量，計算每個截面高度不同厚度的徑向破裂轉速儲備.以輻板厚度的減少量為橫坐標，較蚱屏言6任縱坐標繪制曲線，可以得到各處輻板厚度減少值與對應高度的徑向破裂裕度關系.進而擬合輻板優化的曲線見圖4.

由圖4可知，在輻板區域范圍，對應高度處的厚度變化與徑向破裂裕度近似成線性關系為f（x）=ax+b （1）在輻板喉部，厚度參數變化與徑向破裂裕度的線性關系匹配度較高；在接近盤心的部位，厚度參數變化與徑向破裂裕度的擬合曲線為多段折線線性關系，例如handle 7處的輻板優化擬合曲線不再是一條直線.然而，輪盤的最小徑向破裂裕度發生的位置是輻板的喉部位置，這個位置的輻板厚度最小，因此輪盤輻板的優化可以采用線性公式.

2.3輻板優化算例

以某輪盤為算例，輻板優化步驟如下.

（1）基于HyperMesh網格模型，開展參數化建模.該方法在網格變化的同時，溫度場隨之變化，可減少溫度場的反復迭代和反復分網過程.

（2）研究輻板厚度變化與徑向破裂裕度的關系，獲取優化擬合曲線.

（3）基于ANSYS環境進行有限元計算和后處理分析.

優化設計流程見圖5.對輪盤原設計結構進行有限元建模，采用帶中節點的四邊形單元SOLID183.模型中的幾何形狀和載荷條件滿足軸對稱條件的位置采用軸對稱單元，榫接位置采用帶厚度的平面應力單元.邊界條件約束輻板右側，見圖6.輪盤溫度分布范圍為450～500 ℃，呈徑向梯度分布，見圖7.轉子葉片位置采用質量單元MASS21模擬葉片離心力.

輪盤的材料為FGH96合金[13]，密度ρ=8.32×103 kg/m3，泊松比為0.311.

在輪盤輻板不同高度位置，通過改變各位置的參數值，計算輪盤的各點平均徑向應力與徑向破裂裕度.根據輻板優化的擬合方程，獲取各高度處a和b的值，見表1.

徑向破裂儲備目標設為1.4，通過輻板優化的擬合方程，可以獲得輻板各高度處的可減少厚度值.優化后的輻板模型見圖8.

優化后輻板的最大等效應力水平相當，應力分布趨勢相似，見圖9和10.輪盤輻板優化前后的計算結果見表2.

優化后的輪盤體積減少6.77%，徑向破裂裕度由1.540減少到1.400，滿足優化設計約束條件.優化后，輪盤的周向破裂裕度未明顯變化，與原始模型的周向破裂裕度相當.

3輪盤盤心優化

輪盤盤心是輪盤周向破裂裕度影響的重要因素.盤心優化流程見圖11.

以盤心不同高度位置的厚度為參數，建立有限元模型.通過試驗設計方法確定參數取值和樣本點，變化盤心的幾何形狀進行仿真計算.以盤心的體積為優化目標，以盤心的周向破裂裕度為約束條件；通過Isight軟件中的優化算法分析計算結果，獲取優化的參數值；最后以優化參數值建立模型，完成有限元求解，驗證優化參數的正確性.

4盤心優化算例

在優化后輻板模型的基礎上開展盤心優化，以盤心厚度為參變量，見圖12.參數P1～P6變化范圍為-5～+5 mm，以周向破裂裕度大于1.297為限制條件，以體積最小值為優化目標.

通過試驗設計確定樣本點的值，采用HyperMesh的Morph功能生成有限元模型，完成各樣本的有限元計算.根據各樣本點有限元計算結果，在Isight軟件中獲取輸入變量與輸出變量的相關性.各變量對破裂裕度和體積的影響分別見圖13和14.由此可以看出：P3對優化目標體積和約束條件破裂裕度影響比重都較大.在要保證約束條件的情況下減小體積，需要選擇對約束條件不敏感、對優化目標影響大的參數，進行較大調整.

為較精確地找到全局最優點，采用多島遺傳算法[1415].多島遺傳算法是在傳統遺傳算法的基礎上，基于群體分組的并行性遺傳算法.多島遺傳算法將整體種群劃分為若干子群，并將子群隔絕于不同的“島嶼”上，各個子群獨立地進化，而非全部種群采用相同的進化機制，并且各個“島嶼”間以一定的時間間隔進行“遷移”，使各個“島嶼”間進行信息交換.多島遺傳算法能夠有效地提高運算速度，并且若干獨立進化的子群可提高整個種群的遺傳多樣性，回避傳統遺傳算法的早熟現象，有利于找到全局最優解.

通過多島遺傳優化算法，獲取各變量的取值，建立盤心優化后的有限元模型.原始模型與優化完成后的模型對比見圖15.模型優化前、后的應力云圖對比見圖16～19，計算結見表3.與原始模型相比，優化后模型的最大等效應力減少.由圖18和19可知，優化前后方案輪盤周向破裂最大應力均發生在盤心位置.由圖19和表3可知，優化后的輪盤最大周向應力為1 040 MPa，增加0.7%，周向破裂裕度滿足大于1.297的約束條件.優化后的輪盤質量減少8.66%，徑向破裂裕度由1.540減少到1.400，周向破裂裕度由1.299減少到1.297，滿足約束條件.

由表3可知，盤心優化后模型的徑向破裂裕度與輻板優化后模型的結果相同，均為1.400，盤心的形狀改變未影響輪盤的徑向破裂裕度，因此輪盤分步驟開展優化工作可行并高效.

5結論

本文以輪盤為研究對象，以輪盤厚度為參變量、破裂裕度為優化限制條件、體積為優化目標，研究輪盤的優化設計方法，得到以下結論.

（1）對輪盤的優化可以采用輻板和盤心優化分步開展的方法，以減少優化參變量的個數和類型.本文僅選擇厚度作為變量，優化方法高效、簡單.

（2）幅板各高度處厚度變化對其他高度處的徑向破裂裕度無明顯交互影響.

（3）輻板的減重優化可按照線性擬合曲線，有利于簡單、高效完成輻板優化設計，具有一定通用性.

（4）輻板厚度的變化對輪盤的周向破裂裕度無明顯影響.

（5）盤心的優化設計并未影響輪盤承擔徑向破裂載荷的能力.

（6）在滿足設計目標的基礎上，經過參數化優化，輪盤體積減小8.66%，最大等效應力減少10.4%.

該優化方法對輪盤的結構設計具有借鑒意義.后續工作可以在優化后模型的基礎上，使輪盤的輪廓過度點更加平滑，減少局部的應力集中，消除幾何角點的高應力區域.

航空發動機論文:航空發動機葉片工時定額測算方法分析

摘 要：航空發動機是一個國家工業發展水平的重要體現。對比于一般的機械加工制造，航空零部件對機械加工的精度要求更高，避免因加工質量缺陷而影響航空發動機的使用質量和使用壽命。在航空發動機機械零部件的加工中尤其是在對葉片進行加工時為避免加工工序出現偏差，需要對發動機葉片的加工工序進行嚴格的測算。文章在分析工時定額特性的基礎上提出了基于SLFM神經網絡模型的航空發動機葉片工時定額計算新方法，從而實現對于航空發動機葉片工時定額的快速估算.

關鍵詞：工時定額；SLFM；特征參數；航空發動機葉片

前言

航空發動機葉片加工是航空發動機制造中的重點也是難點。為做好對于航空發動機葉片的加工制造，在航空企業生產制造中需要依照航空發動機葉片工時定額的精確計算來規劃布控企業管理規劃、生產調度、成本控制等多個環節。通過合理的調度規劃實現航空發動機葉片加工環節、加工結構的優化，從而確保航空發動機葉片生產高效、穩定的進行。在現今的航空發動機葉片的加工制造過程中，大量的使用現今的五軸數控加工設備，做好航空發動機葉片工時定額的計算從而實現對于數控加工設備的合理調配是航空發動機葉片正常生產的重要保證。

1 航空發動機葉片工時定額現狀分析

在國內傳統的航空發動機葉片工時定額中主要采用的是人工查表法，此種方法既不科學也不效率，隨著計算機技術和先進制造技術的不斷引入，新的航空發動機葉片工時定額方法（如計算機查表法、數模分析法、神經網絡法以及混合法）被逐漸的引入到航空發動機葉片工時定額中，在為航空發動機葉片工時定額帶來方便、高效的同時也存在著一些不足，以計算機查表法為例，其需要將航空發動機葉片工時定額的相關數據存儲在數據庫中，數據存儲的量大且維護較為繁復，影響計算機查表法的應用效果。數學模型法在應用的過程中對于數學模型的建立和應用要求較高，不利于航空發動機葉片工時定額工作的順利進行。而在現今廣為使用的BP網絡模型，在航空發動機葉片工時定額的計算、規劃過程中存在著網絡性差、容易陷入局部最小的局限性。為規避上述航空發動機葉片工時定額方法中所存在的缺陷，通過對航空發動機葉片工時定額計算過程中各主要影響因素進行分析的基礎上提出了基于SLFM神經網絡模型的航空發動機葉片工時定額計算新思路，通過將各影響航空發動機葉片工時定額計算的特征參數作為模型的網絡輸入，通過與航空發動機葉片工件相似、相匹配零件進行對比規劃構建航空發動機葉片工時定額計算網絡模型，通過對網絡模型的輸入數據進行歸一化處理，從而實現了對于航空發動機葉片工時定額的準確計算和劃定，保障了航空發動機葉片生產的順利進行。

2 航空發動機葉片工時定額計算方法與網絡模型的建立

2.1 航空發動機葉片工時計算方法

航空發動機葉片在生產的過程中具有種類繁多、加工精度要求高等的特點。在航空發動機葉片加工過程中需要在分析航空發動機葉片毛坯料材料、毛坯料尺寸大小以及航空發動機葉片的結構、所采用的加工方式等的特征參數。在采用數控加工方式來對航空發動機葉片工進行加工的過程中，對于航空發動機葉片工的加工特性可以對其按照相似原則不同種類的航空發動機葉片進行規劃分類，并對航空發動機葉片加工時的各種代表因素作為特征參數，并航空發動機葉片數控加工時葉片的特征信息與工時信息等進行規劃分類，并對這些特征信息進行建模計算以對航空發動機葉片的數控加工工時進行計算。

在對航空發動機葉片工時進行計算時，在對同類航空發動機葉片各影響數控加工工時的各類特征參數進行提取篩選歸納分析，將這些歸納后的參數作為航空發動機葉片工時定額模型的輸入，將同類航空發動機葉片的工時定額作為輸出完成對于航空發動機葉片工時定額計算網絡模型的建立。對于一種全新的航空發動機葉片進行工時定額計算時，首先對航空發動機葉片中的各類特征參數進行識別，而后從數據加工的數據庫中選用相似零件集來作為航空發動機葉片工時定額模型的訓練樣本來對網絡模型進行訓練，最后根據匹配最相似的航空發動機葉片網絡模型來計算航空發動機葉片的工時。

2.2 建立航空發動機葉片工時影響因素體系

在對航空發動機葉片進行工時計算的過程中，要選取影響零件工時的主要因素來作為相應的特征參數完成航空發動機葉片工時影響因素體系的建立。在對相應特征參數數據庫的建立時應當根據現有典型航空發動機葉片的外形結構參數、加工工藝參數等，對影響航空發動機葉片工時的各種參數進行提取并綜合歸納，從而對航空發動機葉片工時定額過程中的各類參數如航空發動機葉片的種類、航空發動機葉片的截面形狀、航空發動機葉片的減震結構形狀、尖部形狀、航空發動機葉片根部形狀、葉片尺寸、航空發動機葉片的材料種類、航空發動機葉片毛坯料形式以及所采用的數控加工設備等的各種特征信息進行提取歸納。在上述幾種航空發動機葉片特征參數的基礎上完成對于航空發動機葉片工時影響因素體系的建立。在上述的航空發動機葉片的特征參數中，航空發動機葉片的種類表示的是航空發動機葉片的分類特征，根據航空發動機葉片用途的不同，不同種類的航空發動機葉片在結構和功用上具有較大的差異。對于航空發動機葉片的截面形式的不同可以分為等截面、變截面以及根據坐標點所建立起來的航空發動機葉片空間曲面等，這一參數與航空發動機葉片加工的工藝性具有極大的差異性。航空發動機葉片的結構形狀表示的是航空發動機葉片加工面的形狀和復雜程度的特征。此外，航空發動機葉片的材料對航空發動機葉片的加工具有極強的影響。

2.3 做好航空發動機葉片相似零件的檢索匹配

完成了對于航空發動機葉片各種特征因素的提取和歸納后通過對現有航空發動機葉片進行相似度匹配以確定航空發動機葉片的相似性，并在此基礎上完成航空發動機葉片工時定額的計算制定。通常來說，對于同種類的航空發動機葉片具有相似的航空發動機葉片加工特性。因此，在對航空發動機葉片進行相似度檢測時首先需要選取航空發動機葉片種類相同的典型葉片，而后通過對其他幾種航空發動機葉片的特征因素進行匹配，并完成兩航空發動機葉片之間的相似度計算，得出兩航空發動機葉片之間的相似度值，將相似度值按照降序進行排列。在相似度值的選取中需要設定一個閥值，小于這一閥值的航空發動機葉片相似度值將予以剔除，同時需要對航空發動機葉片的相似數據庫進行充分的建立。

2.4 航空發動機葉片工時定額網絡結構與精度分析

完成對于航空發動機葉片特征庫建立的基礎上，通過將航空發動機葉片中的各種特征參數變量輸入到網絡模型中得出所計算的航空發動機葉片工時定額，而后將這一航空發動機葉片工時定額值與BP網絡模型進行相應的對比以驗證航空發動機葉片工時定額的網絡精度，從而對航空發動機葉片工時定額的結果進行優化。

3 結束語

航空發動機葉片工時定額是航空發動機葉片加工過程中的重點也是難點。本文在分析航空發動機葉片工時定額特點的基礎上提出了基于SLFM模型的航空發動機葉片工時定額新方法，并與BP網絡進行了對比驗證以確定了此種航空發動機葉片工時定額方法的準確性。

航空發動機論文:航空發動機葉片碎片對增壓艙安全防護的適航要求分析

摘 要：該文將根據運輸類飛機適航標準介紹有關增壓艙安全防護的適航條款，分別對增壓艙結構防護、增壓艙系統安全和增壓艙釋壓的適航要求進行分析；然后再對美國聯邦航空管理局頒布的有關非包容轉子和增壓艙咨詢通告進行分析。

關鍵詞：航空發動機 飛機增壓艙 安全防護

1 增壓艙結構防護的適航要求分析

非包容轉子爆破飛出的部分碎片會擊中飛機增壓艙，良好的增壓艙結構能后抵擋一些能量小的碎片。適航審定中對轉子非包容性的關注要素應包括：飛機關鍵部件和系統的布局，處于轉子碎片影響區域內的關鍵部件和系統的防護、隔離和備份，以及對轉子碎片影響安全分析。因此，對增壓艙結構防護的適航條款進行分析。

1.1 條款內容

（1）CCAR25.365（e）：增壓艙內部和外部的任何結構、組件或零件，如因其破壞而可能妨礙繼續安全飛行和著陸時，則必須設計成能夠承受在任何使用高度由于以下每一情況使任何艙室出現孔洞而引起的壓力突降：發動機碎裂后發動機的一部分穿透了增壓艙[1]。

（2）CCAR571（e）損傷容限（離散源）評定，在下列任一原因很可能造成結構損傷的情況下，飛機必須能夠成功地完成該次飛行。①受到1.80 kg（4 磅）重的鳥的撞擊，飛機與鳥沿著飛機飛行航跡的相對速度取海平面VC 或2 450 m（8 000英尺）0.85VC，兩者中的較嚴重者；②風扇葉片的非包容性撞擊；③發動機的非包容性破壞；④高能旋轉機械的非包容性破壞[1]。

（3）CCAR25.903（d）（1）：渦輪發動機的安裝對于渦輪發動機的安裝有下列規定：必須采取設計預防措施，能在一旦發動機轉子損壞或發動機內起火燒穿發動機機匣時，對飛機的危害減至最小[1]。

1.2 條款的技術解釋

（1）CCAR25.365（e）條款：該條款規定了在飛機增壓艙發生突然釋壓時，增壓艙的隔框、隔板或者地板等結構必須能夠經受住由于壓力突然下降而產生的載荷。民用飛機的增壓過程比較緩慢，并且地板、隔板之間是相同的，各個隔艙之間沒有壓差，增壓艙內部的結構不受壓差載荷，只有外壁承受壓差載荷。如果增壓艙發生破損，則各個隔艙將會由于突然釋壓而產生壓力差，這種壓力差可能會破壞機身結構，進而影響飛行安全。

（2）CCAR571（e）條款：該條款通過（a）4lb鳥的撞擊，（b）風扇葉片的非包容性破壞，（c）發動機的非包容性破壞，（d）高速旋轉機械的非包容性破壞，對以上4種外來物的撞擊進行評定，能夠使飛機受上述4種損傷的狀態下完成此次飛行。

（3）CCAR25.903（d）條款：該條款是要求飛C結構設計必須采用必要的預防措施，來防止因為非包容的轉子失效等引起的危害，并對所有的區域進行保護。其目的是要求采用必要的預防措施，以確保動力裝置安裝的各部件功能安全正常。

2 增壓艙設備系統的適航要求分析

非包容轉子碎片飛出后有可能還會擊中一些安裝在增壓艙內部的一些關鍵系統部件，如液壓系統、飛機操控系統，這些系統的安全也直接影響著飛機的安全飛行。因此，對增壓艙系統安全的適航條款進行分析。

2.1 條款內容

（1）CCAR25.1309（a）凡航空器適航標準對其功能有要求的設備、系統及安裝，其設計必須保證在各種可預期的運行條件下能完成預定功能[1]。

（2）CCAR25.1309（b）飛機系統與有關部件的設計，在單獨考慮以及與其他系統一同考慮的情況下，必須符合下列規定：

①發生任何妨礙飛機繼續安全飛行與著陸的失效狀態的概率為極不可能；

②發生任何降低飛機能力或機組處理不利運行條件能力的其他失效狀態的概率為不可能[1]。

（3）CCAR25.1309 （d）必須通過分析，必要時通過適當的地面、飛行或模擬器試驗，來表明符合本條（b）的規定。這種分析必須考慮下列情況：

①可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和損壞；

②多重失效和失效未被檢測出的概率；

③在各個飛行階段和各種運行條件下，對飛機和乘員造成的后果；

④對機組的警告信號，所需的糾正動作，以及對故障的檢測能力。

2.2 條款的技術解釋

（1）25.1309（a）中的“各種可預期的運行條件”是指飛機可預期的所有運行條件，例如：高度條件、環境溫度條件、飛行包線以及各種氣象條件等。

（2）CCAR25.1309（b）是根據各種失效狀態概率以及嚴重性之間存在合理而可接受的反比關系提出的總的要求。FAA提出飛機系統及相關部件的設計，在考慮單獨設計及與其他系統相關聯設計時，必須滿足以下規定：

①每種災難性失效狀態不可且不能由單個失效導致；

②每種危險性失效狀態是極其微小的；

③重大性的失效狀態是絕對不可能發生的。

（3）25.1309（d）規定在使用分析方法時，應采用適當的飛行、模擬器或地面試驗驗證各種失效狀態概率以及嚴重性之間存在合理而可接受的反比關系。若是災難性失效狀態無需試驗來驗證。該條款是為了保障有序且充分地對可見失效或其他事件對安全性的影響而提出的。

3 增壓艙釋壓的適航要求分析

非包容轉子碎片擊破飛機蒙皮結構后，增壓艙則會發生快速釋壓現象。飛機釋壓導致客艙內空氣不足而威脅飛行人員的生理健康，因此，對有關增壓艙釋壓方面的適航條款進行分析。

3.1 條款內容

CCAR25.841（a） 載人增壓艙和隔艙必須有裝備為飛機在最大使用高度的正常運行條件下保持不超過8 000英尺的座艙壓力高度。

如申請25 000英尺以上的運行合格審定，飛機的設計必須使得在增壓系統發生任何可能的失效情況后，乘員不會暴露于超過15 000英尺的座艙壓力高度。

CCAR25.841（2）：飛機必須設計成在發生任何未經表明是極不可能的失效情況而導致釋壓后不會使乘員經受超出下列座艙壓力高度：

（1） 7 620 m（25 000 英尺），超過2min；或

（2） 12 192 m（40 000 英尺），任何時段。

CCAR25.841（a）（3）：在評估座艙釋壓情況時應考慮機身結構、發動機和系統的失效[1]。

3.2 條款的技術解釋

CCAR25.841（a）（2）：人可以承受的最大大氣壓力極限為海拔高度4 500 m，若在一定時間內，人所承受的壓力超過該海拔高度，這會對人生理上造成傷害，甚至會出現生命危險。因此，本條（a）款要求飛機在正常運行時，增壓座艙壓力高度不應高于7 620 m超過2 min，或者任何時段座艙壓力高度都不能超過12 192 m。（a）（2）中要求在所有能夠引起增壓客艙釋壓的故障中，對故障發生概率在1×10-9以上的情況進行釋壓分析，故障包括發動機非包容轉子爆破、輪胎爆裂等。在應急下降分析時，不僅要考慮動力損失，還要考慮發動機損壞造成的其他影響，如供氣量減少和發動機液壓動力的丟失。

4 有關非包容轉子和增壓艙的咨詢通告的分析

由于非包容轉子爆破的事故原因很多，所以對所有失效的可能的預防很難，同時也很難對所有的區域進行防護。適航規章33部中33.75b中要求不能出現轉子爆破碎片擊穿機匣的事故，但由于當前制造和材料本身等原因，以及發動機轉子葉片長期在惡劣環境下工作，使得發動機葉片斷裂和老化問題不可避免。法規中規定，必須采取設計預防措施，使得非包容爆破事故對飛機的危害降至最低[2]。但飛機的結構非常復雜且部件較多，因此適航規章中要求對飛機的重要部件要進行隔離、防護或者備份處理。

咨詢通告AC20-128A對于小碎片的要求：小碎片的尺寸大小為轉子葉片末端的一半[2]。根據維修經驗，只有少數的非包容小碎片能夠擊穿增壓艙蒙皮，大多數小碎片都不能穿透增壓艙。對要防護的部件和系統，首先要對小碎片能夠影響的區域進行安全性分析，根據分析的結果進行相應的防護。

AC20-128A中對增壓艙的要求：對于申請需要在41 000英尺以上高空飛行的飛機，發動機應布置在增壓艙不會受到非包容性碎片影響的位置。或者能夠表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速泄壓率和相關艙的壓力泄漏率能夠滿足緊急降落，其間不能讓機組人員和乘客失去工作能力，機組人員啟動緊急降落系統的反應時間為17 s。

咨詢通告AC25-20中要求[3]：發動機轉子爆破、發動機風扇失效爆裂、非包容發動機葉片失效等離散源對壓力容器（增壓座艙）的損傷，應通過分析證明對增壓的影響。基于使用經驗，應考慮發動機在巡航高度推力完全喪失下，飛機的釋壓相關情況。

咨詢通告AC25-20在釋壓后應急下降中指出[3]：飛機增壓客艙開始釋壓和飛機開始應急下降之間有一段機組人員的反應時間，該反應時間主要分為機組人員意識到釋壓時間和氧氣面罩插管的時間。根據飛機機組人員在應急狀態下的模擬時間的平均值為17 s，這17 s時間代表了75%的機組人員反應時間；而飛機在安裝面罩的5 s內開始應急下降。也就是說，飛機從釋壓起到飛機開始應急下降的時間需要22 s。

5 結語

通過分析適航條款和相關咨詢通告，結果如下：

（1）對于申請需要在41 000英尺以上高空飛行的飛機，發動機應布置在增壓艙不會受到非包容性碎片影響的位置。或者能夠表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速釋壓率和相關艙的壓力釋壓率能夠滿足緊急降落，其間不能讓機組人員和乘客失去工作能力。

（2）CCAR25.841中要求w機釋壓后，座艙壓力高度大于7 620 m時不能超過2 min。

（3）飛行駕駛人員的反應時間分為：17 s的機組人員意識到釋壓時間和5 s的氧氣面罩插管的時間，即飛機從釋壓開始到飛機正式應急下降的時間需要22 s的反應時間。