航空发动机结构与强度课程设计思考 一、航空发动机构造与强度课程设计的作用 对于飞行器动力工程的学生，航空发动机构造与强度的课程设计显得尤为重要。课程设计的重要性主要体现在航空发动机构造和强度课程的特点。实践性是航空发动机构造与强度课程最显著的特点。本课程研究的是实际发动机的结构及其强度，从表面上看，内容简单、易懂，理论性、系统性不强。但是要学生自己分析，则往往无从下手，特别是碰到实际的结构分析、结构设计更是束手无策。因此，通过课程设计这个教学环节，完成航空发动机某一结构的设计，起到加深对课堂教学内容的理解，实现理论向实践的转化，巩固理论知识的重要作用。航空发动机构造与强度课程的第二个重要特点是多学科综合的特点。实际的航空发动机结构是一个容纳多学科的、相互渗透的、具体的统一体，一个发动机具体结构的诞生是多学科综合的结果。即使一个简单的叶片结构设计都涉及到气体动力学、传热学、弹性力学、疲劳与断裂力学、有限元分析方法等等。因此本课程的教材涉及的内容多，知识面广，几乎包括了所学过的所有课程。总体上看显得内容繁杂，没有系统性和规律性。这给学生的学习带来了困难。而在完成课程设计的过程中，学生需要综合运用《航空发动机构造》、《航空发动机强度计算》等专业课程以及《弹性力学》、《有限元分析方法》、《机械制图》等专业基础课程的知识，需要查阅国家标准、材料手册等相关资料。因此，航空发动机构造与强度课程设计作为航空发动机构造与强度课程的后续教学环节，起到了提高学生综合运用相关专业课程的能力、加深对航空发动机构造的与强度认识和理解的重
要作用。综上所述可知，课程设计作为大学实践教学环节的组成部分，是实现理论与实践相结合的重要环节。而航空发动机构造与强度课程设计，由于航空发动机构造与强度课程的实践性和多学科性的特点，其课程设计对于提高学生的综合运用学科的能力以及加深对课程的认识和理解尤为重要。 二、工科相关课程设计的研究进展 美国麻省理工学院提出了高等工科教育要“回归工程实践”的教育理念。在《中共中央国务院关于深化教育改革全面推进素质教育的决定》中，明确提出以培养学生的创新精神和实践能力为实施素质教育的重点。清华大学老教授容文盛指出课程设计作为大学某一课程的综合性教学实践环节，它不仅仅是理论教学的辅助环节，而是全面培养学生必不可少的组成部分。因此，如何更好地开展课程设计实现培养高素质人才的目标成为各大高校教师积极探索和思考的问题。西南交通大学的鲁汉清教授提出要发挥课程设计的优势提高学生的综合素质和能力，在课程设计中要注意处理好以下几个关系： （1）人文素质和工程素质的关系。工程素质是工科学生课程设计培养的主要目标，鲁教授提出工程素质是与人文素质不可分割的，借助课程设计，树立起学生老实做人、严谨治学的思想，为工程素质的培养打下良好的基础。 （2）知识、能力与素质教育的关系。鲁教授提出在课程设计的过程中可以通过以下两个途径促进学生的知识、能力与素质教育的协调发展：第一，设计题目的设置向产品设计的方向靠拢，让学生接受真实产品设计的完整过程的训练和熏陶。第二，计算机模拟和实物讲解相结合，计算机模拟的最大优点是可以进行设计结果的快速仿真分析，实物讲解可以直观地提供设计结果。课程设计可以充分
4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。 4-2 4-3
4-23 4-24 4-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。 （2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M 由前 梁传给机身，2M 传给A-A 肋。
4-30 机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。 4-31 1. L 前=L 后
（1） Q 的分配 K=2 2EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 1 12Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K=KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m （3） M t 的分配 M t1= 5510t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=2 2EJ L K 1= 2? () 12 2 103000= 2?12 6 10910 ?=2 9?106 = 2?106?0.111 K 2= 2?( )12 2 101500= 2?29?106 = 22 2.25??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +1 2.25) = 2?106 ( 0.111 +0.889) = 1?2?106 ∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN （2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333?109 K 1 = 12 101500Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配
《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2 2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静
子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？ 答：P40 图3.6 _c\d 8.工作叶片主要由哪两部分组成 答：叶身、榫头（有些有凸台） 9.风扇叶片叶身凸台的作用是什么？ 答：减振凸台，通过摩擦减少振动，避免发生危险的共振或颤振。 10.叶片的榫头有哪几种基本形式？压气机常用哪一种？答： a)销钉式榫头； b)枞树型榫头；
课程设计说明书 设计题目 院（系）专业班学生姓名 完成日期 指导教师（签字） 华中科技大学
目录 一目的与要求 (1) 二设计任务 (2) 三工作过程模拟计算 (3) 四动力学计算 (7) 五设计感想 (10) 参考文献 (11) 附录A 发动机外特性曲线 (12) 附录 B F g-?、F j-?、F-?曲线图 (13) 附录 C F N-?、F L-?、F t-?、F k-?、R B-?曲线图 (14) 附录 D 发动机合成扭矩∑M k-?曲线图 (15)
一目的与要求 1.目的 发动机课程设计是《发动机现代设计》课程的后续教学环节，旨在对刚学习过的发动机设计课程以及发动机原理课程的知识进行综合运用，加深对专业知识的理解。在课程设计环节，通过总体性能计算（工作过程模拟计算与动力学计算）将发动机的结构参数与性能参数结合起来，弄清结构与性能之间的内在联系；通过发动机总体布置图设计，对发动机的总体结构有一个全面而具体的了解，并深化对发动机各主要零件的作用和设计要求的理解。 2.要求 对提供的教学参考资料要认真分析，在理解的基础上借鉴，不要盲目照搬照抄。独立完成，可以讨论，不许抄袭；按时完成，不得延期。交课程设计材料（计算说明书与图纸）时必须通过指导教师的考核，不得代交。计算说明书应包括：计算目的、已知条件、变量说明、计算结果及说明（分析）等，其中动力学计算应有受力分析图，曲线图应标明坐标及单位。所绘图纸应符合工程图纸规范要求。
二设计任务 4110柴油机总体方案设计 1. 技术参数 机型：立式，直列，水冷，四冲程，废气涡轮增压、中冷燃烧室型式：直喷式 气缸直径：110mm 活塞行程：125mm（曲柄半径：62.5mm） 缸数：4 发火顺序：1-3-4-2 压缩比：17 标定功率(kW)/转速(r/min)：140/2300 最大扭矩（N.m）/转速（r/min）： 640/1450~1550 外特性最低燃油耗率（g/kW.h）：200 标定工况燃油耗率（g/kW.h）：210 机油耗率（g/kW.h）：≤1.0 调速率：≤8% 怠速（r/min）： 750 曲轴旋转方向（从前端看）：顺时针 气门间隙（冷态）：进气门0.3～0.4，排气门0.4～0.5 冷却方式：强制水冷 润滑方式：压力、飞溅复合式 启动方式：电启动 配气定时：进气门开，上止点前20oＣＡ；进气门关，下止点后43oＣＡ排气门开，下止点前60oＣＡ；排气门关，上止点后20oＣＡ 供油提前角：上止点前18±2oＣＡ 2. 其他有关数据 活塞质量：1.32kg 活塞销质量：0.58kg 活塞环总质量：0.088kg 连杆大头质量（直开口/斜开口, kg）： 1.89/1.98 连杆小头质量(kg)：0.704 连杆长度L(mm)：210 曲柄销直径：70mm 曲柄销长度：40mm 主轴颈直径：85mm 主轴颈长度（非止推挡）：36mm 曲柄臂厚度：28mm 曲柄臂宽度：126mm
《飞行器结构设计》课程大作业指导书 哈尔滨工业大学航空宇航制造系 2015年4月16日
一、要求与说明 1. 学生必须按照相关规范，在规定的时间内完成两个备选题目之一的大作业，并提交纸质和电子版文件。 2. 要求每名学生独立完成作业内容，如有抄袭、伪造等作弊行为则取消成绩，大作业的分数计入期末考核成绩。 二、题目 三、内容要求及规范 （二）分离机构连接计算与结构设计 1、设计的目的与意义 连接于分离机构的计算与设计是飞行器结构与机构分系统设计的重要部分，连接分离机构直接影响分离面处的连接刚度，而连接分离面又是飞行器载荷较为严重的部位。因此，为保证连接的可靠性，必须对分离机构中的关重件进行计算与校核，特别是起到连接与分离作用的爆炸螺栓组件。本设计作业的主要目的是通过对典型连接分离机构的计算与设计，使学生掌握此类结构设计的基本原理和方法，同时加深对飞行器结构设计的具体认识，为开展相关技术领域的研究与设计奠定基础。 2、设计输入条件 假设某型号导弹在发射阶段，由于横向载荷的作用，在连接面A1-A2会产生M=1500Nm的弯矩，同时已知气动过载的等效轴向载荷为F=800N，以压力形式作用于一二级分离面上，分离舱段对接框为环形接触面，被连接件间均采用石棉垫片。图2所示为轴向连接式对接框结构尺寸，图3所示为卡环式对接框尺寸，
两个舱段的平均壁度为6mm。假设舱段承力结构材料均为TC4，在设计过程中不考虑横向载荷产生的剪力，为使分离面紧密贴合，取安全系数f=1.5。此外，假定轴向连接分离机构由6个爆炸螺栓连接，卡环式连接分离机构由2个爆炸螺栓连接，爆炸螺栓螺杆材料为45号钢，且尺寸、规格同C级六角头螺栓。 图1 导弹一二级分离面受力示意图 3、设计任务 1）根据设计的输入条件，选择轴向连接或外置卡环式连接分离方式中的一种进行计算分析与结构设计。要求详细计算用于连接和分离的爆炸螺栓所受的工作总拉力，以及螺栓最大预紧力，并根据爆炸螺栓材料的屈服极限条件确定螺栓尺寸和规格。 2）按照计算分析的结果以及选择的爆炸螺栓结构尺寸，设计连接分离装置的具体结构，画出装配草图。 2 a) 轴向连接式分离面结构尺寸
航空工程学院 航空发动机综合课程设计 此范文仅供飞动1206班同学进行格式及内容模块参考实际课程设计的篇幅等具体要求以正式下发的通知要求为准 题目Failure of the HP Bleed Valve Closure Control Solenoid on Engine 1 1号发动机高压引气活门关断控制电磁阀故障 作者姓名 专业名称飞行器动力工程指导教师李梦副教授 提交日期答辩日期
航空发动机综合课程设计 目录 第一章V2500发动机概述 ..................................................................................................................... - 1 - 1.1 V2500发动机简介............................................................................................................................ - 1 - 1.2 V2500发动机结构............................................................................................................................ - 2 - 1.3 V2500发动机主要参数.................................................................................................................... - 3 - 第二章V2500空气系统 ......................................................................................................................... - 4 - 2.1 V2500空气系统概述........................................................................................................................ - 4 - 2.2 V2500空气系统结构........................................................................................................................ - 4 - 2.2.1 推进气流 ............................................................................................................................... - 4 - 2.2.2 涡轮间隙控制 ....................................................................................................................... - 4 - 2.2.3 压气机气流控制 ................................................................................................................... - 5 - 2.2.4 第四级轴承冷却 ................................................................................................................... - 7 - 2.2.5 风扇及核心机冷却 ............................................................................................................... - 7 - 第三章高压引气活门关断控制电磁阀故障分析 ................................................................................. - 9 - 3.1 发动机高压压气机引气气系统 ...................................................................................................... - 9 - 3.2 高压引气活门关断控制电磁阀故障分析....................................................................................... - 9 - 3.2.1 高压电磁引气阀关断控制故障 ......................................................................................... - 12 - 3.2.2 从高压引气活门关断控制电磁阀（4029KS）到EEC（4000KS）的接线故障 .......... - 13 - 3.2.3 EEC故障.............................................................................................................................. - 13 - 3.3故障树 ............................................................................................................................................. - 14 - 3.4排故步骤 ......................................................................................................................................... - 15 -参考文献 ....................................................................................................................................................... - 16 - 修改正文后请记得更新目录页码 同一级标题格式相同，对左边页边顶格书写，数字和汉字之间统一留1空或2空 同一标题下的数字编号方法要统一，例如：一级标题用一、二、三、<此为汉字顿号，占2个字符位>；二级标题用1、2、3、<此为汉字顿号，占2个字符位>；三级标题用（1）（2）（3）<此为汉字扩号>、占2个字符位。注意目录页页码的格式是罗马字
航空发动机结构设计中可装配性案例分析 摘要：航空发动机零部件数目繁多，结构复杂，精度及性能要求高，型号规格相似，在生命周期内需要多次装配、分解及维修，且为手工装配，工作量大，错装、漏装现象容易发生。因此，对于航空发动机这种高度复杂的产品，除了应当完善严格的工艺规划、装配操作与流程管理外，更应当在设计初期对产品的可装配性进行分析，总体上提高产品质量和可靠性，降低成本，缩短发动机的开发和制造周期。 关键词：航空；发动机；结构设计；可装配性；案例 1分组设计 在航空发动机压气机转子设计中，后几级叶片通常采用环形燕尾榫头固定，即在轮缘上车出 1 个环形燕尾槽安装叶片，使加工简单，装配方便。考虑到叶片在工作中受热膨胀以及为了有利于安装分解，叶片榫头与鼓筒榫槽设计为间隙配合，为防止工作状态叶片甩开后，缘板出现周向碰摩或较大串动，静态装配时要求叶片周向总间隙 M 在合理范围内。 叶片首次装配或更换新叶片后，通常会出现总间隙M 小于规定要求的情况，操作者会将最后 1 个叶片（不带锁紧槽的叶片）暂时不装，将安装的叶片手动排除活动间隙后，用卡尺测量空缺位置的缘板间隙，比对最后 1 个安装叶片的缘板宽度，计算二者差值，即为装配工序留 给加工修磨工序的修磨值，通过修磨值确定对 1 片或多片叶片进行修磨。目前设计要求为：如果装配后不能满足总间隙 M 的要求，允许修磨叶片缘板的 2 个周向侧面，但每边叶片修磨量有上限要求。有时会发生叶片修磨过量，导致叶片修磨后仍无法满足要求，需要更换叶片进行重新修磨，造成叶片的损坏或浪费。 2非均布设计 在某型发动机设计中，4 支点轴承外环安装在高压涡轮后轴颈内，轴向用 4 支点轴承螺母紧固，采用锁紧环防松方法。锁紧环安装在轴承螺母径向安装槽内，通过锁紧环上的定位销插入高压涡轮后轴颈和轴承螺母周向同一个卡槽内防松。其中，高压涡轮后轴颈后端面和轴承螺母后端周向均布 12 个卡槽。要求轴承螺母拧紧至一定的力矩（1193~1342N m）后，用锁紧环锁紧。在实际装配中，在规定的力矩范围内，高压涡轮后轴颈后端面和轴承螺母后端的卡槽只有 1 次机 会重合，或者 12 个槽全部对上，或者 1 个也对不上，旋转角度需为360°÷12÷1=30°，每次都需采用修磨螺母端面的方法解决，既损坏机件连接性能，又耗费人力物力。而在 CFM56 系列发动机类似设计中，高压涡轮后轴颈后端面周向均布 12 个卡槽，而轴承螺母后端面周向均 布 11 个卡槽，螺母旋转 1 周，有 11 次机会可以对正锁紧，旋转角度只需为 360°÷12÷11=2.73°，这样可使力矩范围更窄，也能 1 次对正成功。 3防错设计
、填空题。 1.推力是发动机所有部件上气体轴向力的代数和。 2.航空涡轮发动机的五大部件为进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置；其中“三大核心”部件为：压气机、燃烧室和涡轮。 3.压气机的作用提咼空气压力，分成轴流式、离心式和组合式三种 4.离心式压气机的组成：离心式叶轮，叶片式扩压器，压气机机匣。 5.压气机增压比的定义是：压气机出口压力与进口压力的比值，反映了气流在压气机内压力提高的程度。 6.压气机由转子和静子等组成，静子包括机匣和整流器。 7.压气机转子可分为鼓式、盘式和鼓盘式。 8.转子（工作）叶片的部分组成：叶身、樺头、中间叶根。 8.压气机的盘式转子可分为盘式和加强盘式。 9.压气机叶片的榫头联结形式有销钉式榫头；燕尾式榫头；和枞树形榫头。 10.压气机转子叶片通过燕尾形榫头与轮盘上燕尾形榫槽连接在轮盘。 11压气机静子的固定形式有：燕尾形榫头；柱形榫头和焊接在中间环或者机匣上。 12压气机进口整流罩的功用是减小流动损失。 13.压气机进口整流罩做成双层的目的是通加温热空气 14.轴流式压气机转子的组成：盘；鼓（轴）和叶片。 15.压气机进口可变弯度导流叶片（或可调整流叶片）的作用是防止压气机喘振。 16.压气机是安装放气带或者放气活门的作用是防止压气机喘振。 17.采用双转子压气机的作用是防止压气机喘振。 18压气机机匣的基本结构形式：整体式、分半式、分段式。 19压气机机匣的功用：提高压气机效率；承受和传递的负载；包容能力。 20整流叶片与机匣联接的三种基本方法：榫头联接；焊接；环 21.多级轴流式压气机由前向后，转子叶片的长度的变化规律是逐渐缩短。 22.轴流式压气机叶栅通道形状是扩散形。 23.轴流式压气机级是由工作叶轮和整流环组成的。 24.在轴流式压气机的工作叶轮内，气流相对谏度减小，压力、密度增加。 25.在轴流式压气机的整流环内，气流绝对速度减小，压力增加。 26.叶冠的作用：①可减少径向漏气而提高涡轮效率：②可抑制振动。 27.叶身凸台的作用:阻尼减振，避免发生共振或颤震，降低叶片根部的弯曲扭转应力（防
1.航空发动机研制和发展面临的特点不包括下列哪项（）。 A.技术难度大 B.研制周期长 C.费用高 D.费用低 正确答案:D 试题解析:发动机研制开发耗费昂贵。 2.航空发动机设计要求包括（）。 A.推重比低 B.耗油率高 C.维修性好 D.可操纵性差 正确答案:C 试题解析:航空发动机设计要求其推重比高、耗油率低、可操纵性好、维修性好。 3.下列哪种航空发动机不属于燃气涡轮发动机（）。 A.活塞发动机 B.涡喷发动机 C.涡扇发动机 D.涡桨发动机 正确答案:A 试题解析:活塞发动机不属于燃气涡轮发动机，二者结构、原理不同。 4.燃气涡轮发动机的核心机由压气机、燃烧室和（）组成。 A.进气道 B.涡轮 C.尾喷管 D.起落架 正确答案:B 试题解析:压气机、燃烧室和涡轮并称为核心机。 5.活塞发动机工作行程不包括（）。 A.进气行程 B.压缩行程 C.膨胀行程 D.往返行程 正确答案:D 试题解析: 活塞发动机四个工作行程：进气、压缩、膨胀、排气。 6.燃气涡轮发动机的主要参数不包括下列哪项（）。 A.推力 B.推重比 C.耗油率 D.造价 正确答案:D 试题解析:造价不是发动机性能参数。 7.对于现代涡扇发动机，常用（）代表发动机推力。 A.低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比
B.高压涡轮出口总压与压气机进口总压之比 C.高压涡轮出口总压与低压涡轮出口总压之比 D.低压涡轮出口总压与低压涡轮进口总压之比 正确答案:A 试题解析:低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比用来表示涡扇发动机推力。 8.发动机的推进效率是（）。 A.单位时间发动机产生的机械能与单位时间内发动机燃油完全燃烧时放出的热量之比。 B.发动机的推力与动能之比。 C.发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。 D.推进功率与单位时间内发动机加热量之比。 正确答案:C 试题解析:发动机的推进效率是发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。 9.航空燃气涡轮发动机是将（）。 A.动能转变为热能的装置 B.热能转变为机械能的装置 C.动能转变为机械能的装置 D.势能转变为热能的装置 正确答案:B 试题解析:航空燃气涡轮发动机是将热能转变为机械能的装置。 10.航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标是（）。 A.单位推力 B.燃油消耗率 C.涡轮前燃气总温 D.喷气速度 正确答案:B 试题解析:燃油消耗率是航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标。 11.气流马赫数（）时，为超音速流动。 A.小于1 B.大于0 C.大于1 D.不等于1 正确答案:C 试题解析:气流马赫数大于1时，为超音速流动。 12.燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是（）。 A.牛顿第二定律和牛顿第三定律 B.热力学第一定律和热力学第二定律 C.牛顿第一定律和付立叶定律 D.道尔顿定律和玻尔兹曼定律 正确答案:A 试题解析:燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是牛顿第二定律和牛顿第三定律。 13.燃气涡轮喷气发动机出口处的静温一定（）大气温度。 A.低于 B.等于 C.高于
航空发动机强度与振动课程设计报告 题目及要求 题目基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析 1.叶片模型 研究对象为压气机叶片，叶片所用材料为 TC4 钛合 金，相关参数如下： 材料密度：4400kg/m3弹性模量：1.09*1011Pa 泊松比： 0.34 屈服应力：820Mpa 叶片模型如图 1 所示。把叶片简化为根部固装的等截
面悬臂梁。叶型由叶背和叶盆两条曲线组成，可由每条曲 线上 4 个点通过 spline（样条曲线）功能生成，各点位置 如图 2 所示，其坐标如表 1 所示。 注：叶片尾缘过薄，可以对尾缘进行修改，设置一定的圆角 2.叶片的静力分析 （1）叶片在转速为 1500rad/s 下的静力分析。 要求：得到 von Mises 等效应力分布图，对叶片应力分布进行分析说明。并计算叶片的安全系数，进行强度校核。 3.叶片的振动分析 （1）叶片静频计算与分析 要求：给出 1 到 6 阶的叶片振型图，并说明其对应振动类型。
（2）叶片动频计算与分析 要求：列表给出叶片在转速为 500rad/s，1000rad/s,1500rad/s, 2000rad/s 下的动频值。 （3）共振分析 要求：根据前面的计算结果，做出叶片共振图（或称 Campbell 图），找出叶片的共振点及共振转速。因为叶片一弯、二弯、一扭振动比较危险，故只对这些情况进行共振分析。 3. 按要求撰写课程设计报告 说明：网格划分必须保证结果具有一定精度。各输出结果图形必须用ANSYS 的图片输出功能，不允许截图，即图片背景不能为黑色。 课程设计报告 基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析1. ANSYS 有限元分析的一般步骤 （1）前处理 前处理的目的是建立一个符合实际情况的结构有限元模型。在Preprocessor 处理器中进行。包括：分析环境设置（指定分析工作名称、分析标题）、定义单元类型、定义实常数、定义材料属性（如线弹性材料的弹性模量、泊松比、密度）、建立几何模型（一般用自底向上建模：先定义关键点，由这些点连成线，由线组成面，再由线形
静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了； 2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼
第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则 为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2=-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1 = = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg βο04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 = 6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3 。)遇到上升气
飞行器动力工程专业（卓越工程师）2017级本科培养方案一、专业简介 沈阳航空航天大学“飞行器动力工程专业”（原名“航空发动机专业”）成立于1952年，1978年正式更名为飞行器动力工程专业，是国内成立最早的航空动力专业之一，现有飞行器动力工程和飞行器动力工程（航空发动机维修）两个专业方向。该专业依托航空宇航科学技术学科，将航空发动机作为重点对象，具有突出的专业特色。该专业是辽宁省首批示范性专业、国家特色专业、国家级综合改革试点专业以及国家级“卓越计划”专业。该专业具有航空工程国家级实验教学示范中心、辽宁省飞行器及动力装置虚拟仿真实验教学中心、辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室、机械振动国家级双语教学示范课、发动机构造强度及振动系列课程省级教学团队等优势学科与优质教学资源的支撑。 该专业注重工程教育与工程训练相结合，注重信息技术在设计、分析和实验技术中的应用；教学与航空发动机厂、所密切结合，突出学生工程实践能力；学生在航空发动机试验与测试和航空发动机维修与维护方面具有优势与特色。 二、培养目标及服务面向 培养适应社会主义现代化建设需要的德、智、体、美等全面发展，热爱航空航天及能源事业，掌握本专业所必需的理论知识，具有较强工程实践能力和综合素质、具有较强的敬业精神和团队协作精神、具有创新意识的热动力工程类专业的应用型高级专门人才。兼顾为学生毕业后继续深造做准备，并为终身学习和发展打下基础。 培养飞行器动力工程领域内，具备飞行器动力装置及其控制系统等方面知识，能在航空、航天部门从事航空发动机及其它热动力机械的设计、研究、制造、试验、运行维护和技术管理，航空、民航部门从事航空发动机维修和运行维护等方面工作，也可在交通、能源、环境等部门工作的高级工程技术人才。 三、培养要求 1、具有较强的社会责任感、较好的人文素养和良好的职业道德，健全的人格和健康的体魄； 2、具有从事领域工作所需的自然科学知识和社会科学知识；
《飞行器结构优化设计》 ——课程总结 专业航天工程 学号GS0915207 姓名
《飞行器结构优化设计》课程总结报告 通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。 本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。 优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。 一、有限元素法 这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。 二、敏度分析 结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。 结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是
北航航空燃气轮机结构设计期末考试复习宝典. 一、填空题。 1.推力是发动机所有部件上气体轴向力的代数和。 2.航空涡轮发动机的五大部件为进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置,其中“三大核心”部件为:压气机、燃烧室和涡轮。 3.压气机的作用提高空气压力～分成轴流式、离心式和组合式三种 4.离心式 压气机的组成:离心式叶轮～叶片式扩压器～压气机机匣。 5.压气机增压比的定义是:压气机出口压力与进口压力的比值～反映了气流在压气机内压力提高的程度。 6.压气机由转子和静子等组成～静子包括机匣和整流器。 7.压气机转子可分为鼓式、盘式和鼓盘式。 8.转子,工作,叶片的部分组成:叶身、榫头、中间叶根。 8.压气机的盘式转子可分为盘式和加强盘式。 9.压气机叶片的榫头联结形式有销钉式榫头,燕尾式榫头,和枞树形榫头。 10.压气机转子叶片通过燕尾形榫头与轮盘上燕尾形榫槽连接在轮盘。 11压气机静子的固定形式有:燕尾形榫头,柱形榫头和焊接在中间环或者机匣上。 12压气机进口整流罩的功用是减小流动损失。 13.压气机进口整流罩做成双层的目的是通加温热空气。 14.轴流式压气机转子的组成:盘,鼓,轴,和叶片。 15.压气机进口可变弯度导流叶片(或可调整流叶片)的作用是防止压气机喘 振。 16.压气机是安装放气带或者放气活门的作用是防止压气机喘振。 17.采用双转子压气机的作用是防止压气机喘振。 18压气机机匣的基本结构形式:整体式、分半式、分段式。 19压气机机匣的 功用:提高压气机效率,承受和传递的负载,包容能力。 20整流叶片与机匣联接的
三种基本方法:榫头联接,焊接,环 21.多级轴流式压气机由前向后～转子叶片的长度的变化规律是逐渐缩短。 22.轴流式压气机叶栅通道形状是扩散形。 23.轴流式压气机级是由工作叶轮和整流环组成的。 24.在轴流式压气机的工作叶轮内～气流相对速度减小～压力、密度增加。 25.在轴流式压气机的整流环内～气流绝对速度减小～压力增加。 26.叶冠的作用:?可减少径向漏气而提高涡轮效率,?可抑制振动。 27.叶身凸台的作用:阻尼减振～避免发生共振或颤震～降低叶片根部的弯曲扭转应力,防止叶片振动,。 28.涡轮工作条件:燃气温度高～转速高～负荷高～功率大 29.涡轮的基本类型:轴流式涡轮～径向式涡轮 30.涡轮的功用是把高温、高压燃气的部分热能、压力能转变为旋转地机械功 从而带动压气机和其他附件工作 31.涡轮的组成:转子,静子和冷却系统。 32.涡轮叶片的特点:剖面厚、弯曲大、和内腔有冷却通道。 33.涡轮不可拆卸式盘轴联接的方案有径向销钉联接方案,盘、轴焊接联接方案和盘轴整体方案 34.加强的盘式转子是在盘式转子的基础上增加了定距环和将轴加粗。 35(鼓 式转子的优点是抗弯刚性好～结构简单。 36..涡轮叶片一般通过枞树形榫头与轮盘上的榫槽连接到轮盘上。 37.为了冷却涡轮叶片～一般把叶片做成空心的～通冷却空气。 38..在两级涡轮中～一般第二级涡轮叶片更需要带冠。 39.空气—空气热交换器的功用是利用外涵道的空气给冷却涡轮的空气降温。 40.燃气涡轮发动机附件机匣的作用是安装和传动附件 41.工作叶片受到负荷的类型:气动负荷,振动负荷,热负荷,离心力负荷 42.燃 烧室的基本类型:分管燃烧室～环管燃烧室～环形燃烧室