2003年1月第5卷第1期
中国工程科学Engineering Science
Jan.2003Vol 15No 11
研究报告
[收稿日期] 2002-06-20;修回日期 2002-09-18
[作者简介] 徐可君(1963-),男,山东莱州市人,海军航空工程学院青岛分院副教授,博士生
军用航空发动机可靠性和寿命管理
徐可君,江龙平
(海军航空工程学院青岛分院航空机械系,山东青岛 266041)
[摘要] 以西方军用航空发动机可靠性和寿命管理为蓝本,阐述了可靠性和寿命管理的基本要素,并结合我
国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,讨论了我国航空发动机可靠性和寿命管理工作存在的差距和误区,指出了我国航空发动机可靠性寿命管理工作落后的根源在于管理观念落后、管理体制不健全、基础工作薄弱、标准不完善。参照西方国家的管理理念,构建和完善我国航空发动机可靠性和寿命管理是必要的,但完全照搬西方标准并不可取。正确做法是结合我国的现状,走出一条合乎国情的道路。[关键词]
航空发动机;可靠性;寿命;管理[中图分类号]V235 [文献标识码]A [文章编号]1009-1742(2003)01-0082-07
1 引言
20世纪70年代中期,发达国家在追求高性能
军用航空发动机的研制思想指导下,突出推重比、
高涡轮前燃气温度和高增压比。如美国,15年间涡轮前燃气温度提高了430℃,推重比增加了1倍,耗油率降低了15%,与此相适应,涡轮部件的周向应力提高了92%。引发的突出矛盾是,一方面高增压比、高涡轮前燃气温度使得构件所承受的气动负荷、热负荷和离心负荷大幅度增加,另一方面高推重比又要求减轻零件的质量,提高构件的工作应力,其结果使得发动机的结构故障显著增加。据统计,在1963—1978年的15年间,美空军战斗机由发动机引起的飞行事故有1664起,占全部飞行事故的4315%,而其中因结构强度和疲劳寿命问题导致的事故占90%以上。具有代表性的F100发动机,装备部队后故障频频,致使1979年F100发动机曾短缺90～100台,1980年亦有90架F -15、F -16战斗机无发动机可装,战备完好率下降。美军方在总结单纯追求高性能,忽视可靠性和耐久性的惨痛教训基础上,提出了设计发动机
时必须从规定发动机的最高性能转向制定更高耐久
性,于1984年11月30日发布了M IL -STD -1783《发动机结构完整性大纲》(ENSIP )。ENSIP 是一项对发动机设计、分析、研制、生产及寿命管理的有组织、有步骤的改进措施,其目的在于通过显著减少发动机在使用期间发生的结构耐久性问题,确保发动机结构安全,延长使用期限,降低寿命期成本。结构完整性的内容有:结构耐久性准则,耐久性设计要求,维修性准则,材料与处理特性计划,环境说明,地面广泛检验,使用与跟踪政策。F404发动机的研制遵循了结构完整性要求,采取了作战适用性、可靠性、维护性、费用、性能和重量的优先顺序,取得了良好的效果。
国产发动机在使用中亦曾多次发生结构故障,并造成事故。如WP -6发动机涡轮轴折断、九级盘镉脆、五级盘破裂,WP -7发动机四级盘爆破,其他各型发动机转子与静子叶片损伤、折断等。这些故障均属结构完整性问题。有资料表明,国产发动机结构完整性故障约占故障总量的6215%。为此,国内从1984年起相应开展了结构完整性研究工作。但由于基础工作薄弱,认识不统一,致使可
靠性研究工作进展不快。
本文旨在借鉴西方国家经验,阐明军用发动机可靠性和寿命管理工作的基本任务及其程序,并就一些有争议的问题陈述笔者的观点,以期有助于我国军用航空发动机可靠性和寿命管理工作的决策。
2 可靠性管理
可靠性管理是实现发动机可靠性目标的管理活动,是实施全面质量控制和管理的主要环节。它通过对发动机的故障分析、使用跟踪、结构维修计划、飞行参数和数据收集及分析,做出管理决策。211 可靠性管理的基本任务
发动机全寿命管理期通常划分为五个阶段:设计方案选定、验证及确认、全面工程研制、生产和使用。可靠性管理贯穿于每个阶段,每个阶段都有各自不同的基本任务和管理活动。例如,方案阶段主要是根据已投入使用机种的可靠性水平来预测新研制发动机的可靠性指标,并选定最佳设计方案;验证及确认阶段是在对所选方案及备用方案进行深入研究分析的基础上,进行样机试验及评估;全面工程研制阶段是做出设计决策、规定可靠性验证试验实施细则;生产阶段主要是质量控制,解决可靠性下降问题,评定生产工艺更改对可靠性的影响;使用阶段跟踪发动机的外场使用情况,收集数据,总结并修改可靠性判据及控制措施,确定可靠性改进范围。
212 可靠性指标的确定
根据发动机使用环境的特点,正确地选择可靠性参数并合理地管理其指标,是可靠性管理工作的主要任务。发动机可靠性指标选择的基本准则是:
1)根据发动机的使用要求、飞行任务、类型和环境特点选择参数;
2)根据维修方案选择参数,包括确定维修策略、维修任务、维修人员以及对工具设备的基本要求;
3)有些参数之间有一定的关系,因此选择参数时应考虑到它们之间的相关性。
评定发动机可靠性的主要参数分列如下: 21211 平均故障间隔时间t Bf 平均故障间隔时间的数学表达式为
t Bf=1
N06
N
i=1
t i。
式中N0为发动机故障的次数,t i为第i次故障的间隔时间。
t Bf是一个重要的可靠性参数,它不仅表示发动机质量的优劣,而且还可作为系统可靠性预计和分配的重要参数。
21212 空中停车率R iFs 空中停车率是指每1000飞行小时中发动机空中停车的总次数。发动机空中停车可由发动机本身故障和飞机系统故障引起,空中停车率通常是指发动机本身故障引起的。
21213 提前换发率R U ER和返修率R SV 提前换发率又称非计划换发率,指发动机在1000飞行小时中由于发动机故障造成的提前更换发动机次数。返修率R SV定义为每1000飞行小时发动机返厂修理的次数。
21214 平均维修间隔时间t BM和每飞行小时直接维修工时L DMF 平均维修间隔时间t BM和t Bf存在着一定的量化关系,二者具有相关性,选择参数时只能选一个。t BM是以t Bf为基础,并考虑到环境和复杂程度的影响所确定的一个耐久性指标,是由美国空军和波音公司基于大量的统计而获得的,其基本表达式为
t BM=k(t Bf)α,
式中k为环境参数,α为复杂参数,在只考虑发动机故障时,一般选k=2139,α=0166。
L DMF是指每1000飞行小时所需要的维修时间,通常包括维修站的维修工时。
各国对军用航空发动机可靠性参数的选取基本相同,均体现了战备完好性、任务成功性、维修人力和后勤保障能力。表1列出了部分典型机种的可靠性参数及指标。
表1 几种典型军用航空发动机可靠性参数及指标Table1 Several typical reliability parameter and target of aero2engine served in army 发动机型号t Bf/h t BM/h R SV R iFs L DMF/h R UER
F100-PW-10094419112
F100-PW-200147013010081
F100-PW-220212(217)0139(0155)
F404175<2011112
F110175<20101119
M88>300<5
E J200>100<1
213 可靠性要求
航空发动机的可靠性取决于发动机零件的可靠
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第1期徐可君等:军用航空发动机可靠性和寿命管理
性。为了合理地给出各种零件的可靠性,必须对发动机失效种类按失效后果的严重程度进行分类,对不同的失效提出不同的可靠性要求。通常可靠性也常用不可靠度或失效率来表示。
21311 失效的分类 按失效的严重性分为三类: a1危险性影响。这种影响将导致安全裕度大幅度下降,机械影响或工作负荷使空勤组无法准确、安全地执行任务,重者将导致机组人员和乘员的伤亡。b1重大影响。这种影响将导致安全裕度显著下降;由于工作负荷增加或空勤组效能受损害,使空勤组处理不利工作条件的能力降低,造成人员受伤。c1轻微影响。它对于适航性没有显著影响,空勤组有能力予以控制。
一般情况下,下列影响之一的失效应视为危险性影响:高能碎片的明显不包容;向空勤组及乘员舱供气中有毒物质达到不可接受的浓度;与驾驶员推力方向相反的推力相当大或不能关闭发动机。对于单发动机的飞机和旋翼机,如果发动机故障引发飞机丧失维持水平飞行的推力或功率,则该故障应视为重大影响;如果没有功率,飞机不能降落,这种故障就属于危险性的。对于多发动机的飞机,若一台发动机的故障只引发该发动机部分或全部丧失推力或功率,这种故障应视为轻微影响。
21312 失效率 在失效模式和影响分析中,有重大影响的每一种失效发生的可能频率规定如下:a1一般可能。在该型飞机的每架飞机的总使用寿命期内,可能发生一次或几次;b1很少可能。每架飞机在其总使用寿命期内不太可能发生,但在装这种发动机的该型许多架飞机的总使用寿命期内可能发生几次;c1极少可能。尽管把装这种发动机的该型许多架飞机的总使用寿命作为一个整体加以考虑也不太可能发生,但仍认为是可能发生的。失效率规定为每小时的风险次数,风险次数用预计的平均飞行时间之和去平均。可接受的风险次数规定为,一般可能:10-3～10-4h-1(载客飞机:10-3～10-5h-1);很少可能:10-4～10-5h-1(载客飞机:10-5～10-7h-1);极少可能:10-5～10-7h-1 (载客飞机:10-7～10-9h-1)。不同失效类型发生的概率要求也不同:危险性影响不超过“极少可能”;重大影响不超过“很少可能”;轻微影响不超过“一般可能”。
3 寿命管理
寿命是衡量发动机耐久性的常用指标,它包括技术寿命和服役期限。技术寿命定义为发动机从其使用时间开始,或经过翻修后恢复工作,直到极限状态前的工作时间;服役期限又称日历寿命,是发动机从其使用时间开始或经过一定形式修理后恢复工作,直到极限状态前的日历持续时间。
寿命管理工作的核心是通过工程学科中的先进技术,验证零件及其材料的疲劳寿命,并根据零件工作和负荷的性质,按危险性影响的程度对零件进行分类,以实施不同的寿命控制管理。
311 寿命
当发动机零件的寿命或几种寿命组合得到批准时,应对部件的各个元件按所批准的寿命进行控制。批准寿命是指预计某一元件在使用中至下一次大修前所能达到的最大寿命。寿命按其控制的等级分为三级:限定寿命、非限定寿命和软寿命。31111 限定寿命 指通过理论分析、台架试验和实际使用经验所确定的极限安全寿命,若超过这一寿命,相应零部件和组件就可能出现故障,产生不可接受的后果。
31112 非限定寿命 指台架试验和实际使用经验已验证的某一零部件或组件的寿命,在进一步试验和积累后,该寿命将宣布为限定寿命。
31113 软寿命 指以小时或周期为单位评估的可用的“视情”元件自新制时起或特殊修理之间的时间间隔。软寿命是可靠性管理计划的一部分,它不要求拆卸元件,但由于其他原因拆卸时,若发现元件已达到或超过软寿命,则由使用工程授权方决定将其拒收并要求特殊处理。
312 寿命控制
31211 热部件和冷部件 热部件是指工作时直接暴露在燃气流中的部件,其余的称为冷部件。热部件包括火焰筒、导向器、涡轮叶片、加力燃烧室、火焰稳定器和尾喷管。过去视涡轮盘为热端部件,然而由于其不直接暴露于燃气中,且有冷却气流加以冷却,似不应视为热部件。但是涡轮盘上实际存在很大的温度梯度,其对涡轮盘的寿命影响很大,视其为热部件有其合理的一面。发动机的冷部件结构寿命应与飞机机体的结构寿命一致,且有100%的裕度。热部件的寿命为冷部件的一半。规定100 %的裕度是考虑了设计和试验的分散性以及使用方面的未知因素。
31212 寿命控制的程度 发动机各零部件整个寿命期内的寿命控制程度,因零件不同而异。为此,
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将零件分为A,B,C三类①。
1)A类零件。亦称关键件,是指那些失效后可能有危险性影响,为达到特别高的完整性和可以接受的低破坏率而需要专门控制的零件。发动机的主要旋转件应列为A类零件,如盘和轴。这些零件有严格的寿命限制(限定寿命),使用中绝对不允许超过。A类零件寿命的最初给定是根据发动机的基本主循环(例如从零到最大转速或最大扭矩然后再到零)或应力参数循环而确定的。寿命用标准循环和飞行小时规定,用一个精确的换算系数可以将标准循环换算成飞行小时。换算系数是根据发动机的工作剖面和任务混频推导出来的。必须保持全部A类零件的详细记录,这些记录是每个A类零件寿命消耗的唯一判据。
2)B类零件。它包括两种不同类型的零件: a1是初始成本高的零件,这些零件的供应基于小数量的预防性库存,库存数量取决于可能要求短期更换完毕的那些长寿命零件的限制特征是否明显。为使预防性库存量最少,并避免发生突然的备件需要,必须确保这类零件的寿命在所有使用条件下能适当跨越整个发动机寿命期。“适当跨越”是在长寿命和短寿命零件之间有充分的分散带和远远大于大多数零件的长寿命零件有充分的数量。这样便有充分时间去处理任何寿命问题。b1是发生故障后会引发次生故障的零件,把这类零件使用到高故障率是不合算的。一般情况下,把这类零件使用到一个与可接受的故障率相对应的长寿命,然后从使用中的发动机上拆下来。应保持足够数量的寿命低于大多数其他零件寿命的这类零件,为的是在出现故障之前给出足够的寿命警告。为了监控B类零件寿命和延长寿命,必须坚持记录。
3)C类零件。是除去A类零件和B类零件之外的所有其他零件。对这类零件要求记录直至该零件报废的使用寿命,以指导备件供应。
313 重要旋转零件的定寿
航空发动机旋转部件的高旋转速度和旋转能量是破坏的根源,定寿的主要目标是安全性。但就经济性和用户来说,需要尽可能长的寿命。故定寿过程必须两者兼顾。
31311定寿方法
1)安全寿命法。其特点是在试验台上对构件或试样进行典型载荷下的疲劳试验,并根据试验结果的统计模型描述这些数据的故障分布模式,外推
到适用的最低寿命。
2)一条裂纹寿命法。该法又称第一条工程裂纹定寿方法,其特点是要求在出现可检测裂纹之前把零件从使用中撤换下来。可检测裂纹的长度定为0177mm。第一条裂纹是根据全尺寸发动机轮盘的旋转地坑试验确定的,考虑到试验经费昂贵,一般所取试样不超过5个。鉴于安全使用寿命裕度和采样的随机性,评定寿命要达到95%的置信度,同时20次事件中有19次达到安全使用水平,且使用中抽样检查出的带有裂纹的零件数少于1/750。另外,平均试验寿命必须除以系数才是所得的安全寿命。该系数称为平均寿命安全系数,它与所取试样数量的关系对应为:
子样数目12510
系 数4314731052186
第一条裂纹寿命法的不足是:a1置信区间反比于给定子样数目的平方根,使得给定的寿命大大降低,特别是小子样。b1寿命大小取决于0175 mm裂纹扩展所需的循环数,但由于材料和几何尺寸的影响,不能在给定寿命和零件失效间给出一个不变的安全裕度。
3)安全预测总寿命法。工程上采用“2/3破裂”确定安全寿命的方法,其优点是可以在给定寿命和最后失效寿命间给出一个固定值。许多材料“2/3破裂”时裂纹尺寸约为0175mm。这与第一条裂纹相当。美国的试验分析表明,0175mm表面裂纹寿命与平均破坏寿命间的比值为0172,但一般认为该比值可达018。
4)损伤容限和因故退役定寿法。前述各种定寿方法是基于假设零件投入使用时,均没有重要的、不适宜的缺陷,而实际上存在着有缺陷的可能性(如材料、尺寸等),并且存在寿命的浪费。美军分析表明,若按规定寿命报废盘,估计80%的盘尚余10个以上低循环疲劳使用寿命,显然未能充分发挥零件的潜在寿命,从而导致采用损伤容限的概念来取代安全寿命法,即认为关键零件可以有裂纹或有缺陷,并用先进的应力分析法和断裂力学方法去分析适当的安全应力水平下的每个零件的循环寿命。
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第1期徐可君等:军用航空发动机可靠性和寿命管理
①军用航空发动机零件的低循环疲劳寿命[R].中国国防
科学技术报告,第六零六研究所,2000
损伤容限是指发动机在规定的不修理使用期内,抵抗由裂纹、缺陷或其他损伤而导致失效的能力。一般假设损伤在材料中以小缺陷/裂纹形式存在,运用断裂力学计算出最大初始缺陷/裂纹扩展到临界尺寸时所需的循环数,来确定零件的剩余寿命。假定初始裂纹a i(单位:mm)由能够实现的无损检测方法的敏感度和可靠性确定,典型的裂纹长为018mm、深为0125mm,然后根据任务剖面的载荷进行裂纹扩展分析,确定假设的裂纹从低于可检测的门槛值增长到丧失功能的裂纹a d(单位: mm)所需要的时间,此时间称为安全极限。安全返回周期取1/2安全极限,则达到一个安全返回服役周期检查所有零件,无裂纹零件返回执行下一个服役期,重复该过程直到获得预测的安全寿命,即达到95%的置信度及达到“2/3破裂”寿命或0175mm表面裂纹长度的零件不超过1/750。
损伤容限法使用中特别重要的是安全检查间隔的确定,它与裂纹的扩展时间有关。若用T c表示裂纹的扩展间隔,则有两种计算T c的方法[1]:
1)应用裂纹尺寸计算为
T c=a c-a i c(Δk)n
,
式中,n值一般取213,c=1153×10-7mm/循环,Δk=415,a
c
单位为mm,所得T c为循环次数。
2)威布尔分布和裂纹断口定量分析相结合,则
T c=
失效裂纹尺寸-初始最大裂纹尺寸
平均条带间距×每一飞行任务的条纹数(每小时),
式中条间距与裂纹的扩展程度有关,美军对J85发动机第5级压气机盘的断口分析表明:长018mm 以下的裂纹条间距为015μm,长018～110mm的裂纹条间距为1μm;而每一飞行任务的条带数取决于某一任务的主要油门杆动作。
因故退役法由美空军引入,实际是对损伤容限基本法的扩展。它采用在使用中不断地检查反复确定寿命,并依据零件母体中给定的裂纹出现概率将零件报废,对各个零件确定裂纹前不予以报废。
美军的统计表明,采用损伤容限法后,维修间隔由1800～2000次循环增加到4000次循环,可得到50%～200%的最小低循环疲劳寿命裕度,从而可利用零件的另一半寿命,加之在8000次循环中取消了两次返厂修理,因此节约的寿命和维修效益与检查费用之比可达40倍。值得注意的是,损伤容限设计虽然可以预测安全寿命提高50%以上,若把它换算成飞行任务数只不过增加12%。尽管美国认为采用因故退役法取得了巨大的经济效益,但英国认为,这种方法对长寿命发动机(特别是民用发动机)未必有效。
31312 低循环寿命和换算率 发动机任务循环和外部作用力决定发动机的使用寿命。发动机任务循环代表发动机的实际用法,它以寿命期内循环载荷和应力断裂或蠕变载荷为主要载荷来描述发动机的用法,把对发动机寿命损耗起决定作用的低循环疲劳和应力断裂以任务循环的形式给出。低循环的基本计量单位是标准循环,定义为用作寿命基准的应力循环。例如:零—最大转速(军用)或最大扭矩—零的油门循环数,慢车—最大(军用)—慢车的油门循环数。通常标准循环应包括发动机正常工作中遇到的最严重的应力-温度组合。应力断裂和蠕变载荷用等于或大于军用功率的时间来衡量。一般的发动机低循环和应力断裂、寿命参数规定见表2。表2表明了飞行的复杂性,即飞行中发动机转速发生复杂的变化。LCF为主循环,F TC,PTC 为次循环。一个主循环即一个标准循环,而次循环则可通过古德曼图转换为主循环。
表2 常用的发动机低循环和应力断裂、寿命参数
Table2 Aero2engineπs low circle and stress fracture and life parameter in common use
机种零件
低循环疲劳循环数应力断裂、蠕变寿命参数
零-最大-零
(LCF)
慢车-最大-慢车
(FTC)
巡航-中间-巡航
(PTC)
加力点火或推力
换向次数
加力时间或换向
循环/h
等于或大于中间
功率时间/h
战斗机冷件3200200002400017000200热件160010000120008500100
轰炸机冷件2700300003000016000250180热件13501500015000800012590
发动机部件寿命是用循环寿命表示的,而实际使用中要求的使用寿命或消耗掉的使用寿命通常用飞行小时数表示,这就需要确定一个安全使用的换算率,将安全循环寿命由标准循环转换为给定的使
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用寿命。换算率定义为每小时消耗的寿命循环数,它的确定基于飞行剖面和任务混频,其中不可或缺的工作是样本飞机每次飞行训练计数及发动机用法数据记录。定寿的基本假设是损伤由大应力换向形成,不受中间插入的小应力换向的影响,次循环的影响可以简单地附加到主循环中,即疲劳损伤决定于应力幅值,而不直接与应力水平相关。为此,须将整个飞行剖面所记录的转速历程转换为应力-时间剖面,并从中提取主要应力循环,典型的提取方法是雨流计数法。发动机投入使用后,确定和宣布换算率非常重要,因为关键件的寿命是用使用小时数记录和衡量的,换算率定低了会导致所要求的低循环寿命不足,甚至发生重大的安全事故,定高了则会造成人力、物力的浪费,拖延研制周期。
4 讨论和建议
411 可靠性
发动机性能指标在研制之初即可以制定,而寿命可靠性指标则需要长期的工作和大量的使用数据积累,才可获得。可靠性工作贯穿于发动机设计、研制、生产、使用和维护的每个环节,任一环节的脱节都会导致可靠性工作的失败。在西方国家,可靠性工作的排序优于性能,设有统一的可靠性管理机构,各项任务的确定和更改均须通过可靠性评估,享有否决权。在我国,可靠性基础工作薄弱,缺少权威的可靠性统一管理机构,各部门之间沟通联系不畅,数据难以共享。根据我国国情构建相应的可靠性管理机构是发动机可靠性建设的当务之急。在新机研制过程中,不顾我国的技术现状,不切实际地追求高性能,忽视发动机的可靠性,甚至以牺牲可靠性指标来换得“高性能”,从新机研制一开始就埋下了可靠性问题的隐患,由此导致发动机研制胎死腹中也不乏先例。
可靠性指标应由用户确定,并以合同形式交由承包商负责完成,任何变更,都须经可靠性专家论证、评估,最终由用户决定。寿命工作也是如此。
应树立全寿命成本核算的意识。高可靠性来源于早期的经费投入,它将大大降低后期维修费用,从全寿命周期考虑是以小投入换取高效益。
成熟发动机的可靠性经验积累及验证是可靠性工作的基础。新机研制应吸收成熟发动机可靠性工作的经验,成熟发动机可靠性增长的经费投入,有助于发动机行业可靠性整体水平的提高。如斯贝发动机,罗-罗公司至今还保持少量的经费投入。
可靠性指标的追求并非愈高愈好。发动机装于不同飞机及一架飞机所装发动机的数量,对可靠性指标有不同的要求;发动机各部件功能及其失效后的影响不同,可靠性指标也不同,因为在其他指标要求相同的条件下,高可靠性意味着低寿命、高成本。必须综合考虑可靠性指标与飞行安全、寿命成本间的关系。
412 关键件
一个零件的破坏危及飞行安全或导致发动机的破坏,这样的零件即定义为关键件。非包容性破坏的转子组件是关键件,至少盘和主轴是关键件;而对压气机匣则须因时而定,若机匣的破坏是先裂纹后破裂则不是关键件。爆炸性的破坏由于危及飞行安全应定义为关键件,如WP-8发动机的燃烧室机匣即产生过爆炸并导致发动机的破坏。关键件的设计寿命应是使用寿命的2倍,不允许超期服役。
确定关键件存在的主要问题是所认定的关键件过多。如斯贝发动机,除盘、轴之外,所有的压气机、涡轮叶片均未列入关键件控制目录,我国则多将其列为关键件,甚至将其作为定寿和返修的依据。关键件目录并非一成不变,基于实际使用的考验,适当地增减是必要的,如斯贝发动机初期确定的关键件有26个,近期又增加了高压涡轮盘定心衬套。
413 寿命
多年以来我国一直沿用前苏联的发动机寿命管理概念,即用发动机翻修寿命和总寿命控制发动机的使用,一般所给定的发动机总寿命只有几百小时。而西方国家则普遍采用单元体或大部件的寿命管理机制,只规定关键件及单元体或大部件的寿命,没有发动机总寿命的概念,实际使用寿命与飞机相当,可达几千小时。对于单元体或大部件寿命管理,要求同一单元体或大部件内各关键件的使用寿命尽量一致,若不同则应取其中最小者作为单元体或大部件的翻修寿命。基于维修过程中大部件的相互串装及经济性的考虑,应规定单元体或大部件的最小剩余寿命,即业已使用而寿命未尽的大部件的剩余寿命必须大于某一最小值,否则将是不经济的。如斯贝发动机,规定大部件的最小剩余寿命不得低于400h。这个最小剩余寿命的确定综合了维修、制造成本及使用安全等因素。在我国虽已按美国标准规定了新研制发动机须采用单元体寿命管理
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第1期徐可君等:军用航空发动机可靠性和寿命管理
体制,但现役发动机均采用前苏联的寿命管理模式,即使是引进的原采用单元体或大部件管理的发动机亦不例外,按翻修寿命和总寿命的概念不需要如此长的关键件寿命,这就造成了不必要的寿命成本浪费。究其原因,主要是未转变观念,管理体制不适应。
关键件的寿命是以低循环寿命确定的,这对于主要承受低循环疲劳的盘类零件是合理的,但对于主要承受弯矩和扭矩的主轴是否合适需加以研究。传统定寿是将次循环简单地加入主循环损伤中,而次循环经常发生,结果总是与高应力水平相联系。对大部分材料,疲劳不仅受应力幅值影响,也受平均应力影响,对此亦需予以考虑。
414 换算率
换算率的确定国外早已有一套成熟的方法,但国内仍是众说纷纭,难以有效执行。不同的部件其使用小时寿命可能相同,而所要求的标准循环可能不同,这主要是其换算率不尽相同所致。一般情况下,双转子发动机的高压转子换算率低于低压转子,如斯贝发动机高压转子的换算率为1186,低压转子为4130。而国内的有关技术规范则对许多部件要求同一个循环数,有的甚至给出了高压转子盘的换算率高于低压转子盘的换算率的错误结论。此问题如不及时解决,不仅会导致成本提高,严重时还会危及飞行安全。
换算率的确定与用法紧密相关,不同的用法载荷不同,换算率亦不相同。有关数据表明,我国现役发动机和在研发动机的用法与国外发动机差别较大,主要表现在循环载荷水平上,国内要比国外高,有时甚至高达117倍。因此,即使是对于已有换算率的引进机种,亦必须根据我国的实际用法重新确定换算率。
J85发动机五级压气机盘的疲劳断口分析表明,每一疲劳条带多数有5条裂纹。而在确定裂纹扩展速率中发现,每一条带实际代表了某种任务时的一组主要油门杆动作,即飞行时一次主要的油门杆动作相应于一条疲劳条带。这说明换算率确定的前提是获得典型飞行剖面、任务混频和外场经验,我国应加装油门杆移动次数数据记录仪。
5 结束语
我国的航空发动机可靠性寿命管理工作,经过不懈的努力取得了长足的进步,但与西方国家相比,依然差距明显。主要表现在观念落后、体制不健全、基础工作薄弱、标准不完善,以致造成执行时各种错误认识难以及时纠正,甚至造成管理的混乱。参照西方的管理理念,构建和完善我国的可靠性寿命管理是必要的,但完全照搬西方标准并不可取。正确的做法是结合我国的现状,走出一条合乎国情的道路。
参考文献
[1] 张宝成,刘晓安.航空发动机可靠性和经济性[M].
北京:国防工业出版社,1998190～300
R eliability and Life Management on Aeroengine Used in Army
Xu Kejun,Jiang Longping
(Qi ngdao B ranch of N A EI,Qi ngdao,S handong 266041,Chi na)
[Abstract] Based on the reliability and life management on aeroengines used in army in western countries,the basic elements of aeroengine reliability and life management are expatiated,and the differences and errors about reliability in China are discussed.The reason that the reliability and life management lag behind is pointed out, for example,outmoded management concept,inadequate management system,weak groundwoork,imperfect standard.Finally,the paper points out the proper way to construct and improve the reliability and life managtment in China.
[K ey w ords] aeroengine;reliability;life;management
88中国工程科学第5卷
一、描述MGS-2和MSG-3的不同之处？ MGS-2飞机维修大纲规定的维修要 求主要是针对飞机系统单独项目的维修方式（定时、视情和状态监控维修方式）；而MGS-3飞机维修大纲规定的维修要求是针对飞机系统或分系统的维修工作 （润滑、勤务、操作检查、目视检查、检查、功能测试、性能恢复和报废等）。 MGS-2飞机的维修工作应用的 分析逻辑是从组件（units）→零部件 （component）→分系统（subsystem）→飞机系统 （system）的这种自下而上、从小到大的流程。应用分析逻辑到最低管理层面（组件层面、零部件层面、飞机系统或飞机层面逐层递加）为止，即只要可以为较低的管理层面指定一个适当的维修方式就无需再对更高一级管理层面指定维修方式。MGS-2分析逻辑只对飞机系统和飞机结构进行分析。分析结果是为飞机系统单独项目指定不同的维修方式，即定时维修（hard time）、 视情维修（on condition）和状态监控（condition monitoring）维修方式维修方式是保持飞机、飞机系统、系统单独项目的设计固有可靠性水平而规定的维修程序。按规定的方式维修飞机就可以保证满足维修大纲的要求， 保持飞机持续适航性。 与MGS-2飞机不同，MGS-3飞机的维修要求是应用MGS-3分析逻辑确定的。应用MGS-3分析逻辑指定分析逻辑完全不同的方法。其分析逻辑是针对维修工作的分析逻辑，分析工作是从飞机系统（system）→分系统（subsystem）→零部件（component）→组件 （unit or part）的这种从大到小、自上而下的流程。只要可以为上一级的管理维修工作的飞机叫MGS-3飞机。MGS-3飞机采用的是与MGS-2 层面指定一个适当的维修工作，就无需再对下一层面指定维修工作。MSG-3是为飞机系统、分系统指定不同级别的维修工作，即润滑、勤务、操作检查、目视检查、检查、功能测试、性能恢复和报废等维修工作。完成这些维修工作所需的维修成本和技能 要求是逐渐递加的。 MSG-3分析逻辑的应 用除了对飞机系统和飞机结构进行分析以外，增加了针对区域 （zonal）的分析。 MSG-3与MSG-2 分析逻辑比较除了增加区域分析外，出发点也 不相同。在充分吸取过去经验的基础上， MSG-3分析逻辑首先 从飞机系统，即最高的可管理层面开始，且在指定维修工作时不仅考 虑所指定的工作是否适用，同时还要看所指定的工作是否有效。在充分考虑适用性和有效性的基础上，就排除了原来 MSG-2飞机指定维修要求时只考虑适 用性所指定的并不一定必要的维修要求。
航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，
航空发动机复杂零部件的新型测量技术 发布时间：2014-6-30 13:37:51 近几年来，航空市场发展迅猛,国内的航空发动机制造技术也正加速发展。在技术提升的过程中，航空发动机从研发到制造，对计量和测量的需求都非常迫切。在新型号研制过程中，设计部门希望获得准确的测量数据，用于设计验证；制造部门需要更加高效地完成测量工作，提升合格率并控制制造成本。目前，国内对高精度测量设备的投入和对新型测量技术的采用程度，与国外先进企业的水平还有一定的差距。 航空发动机的零部件种类多、结构复杂，进而带来了复杂的测量任务。以整体叶盘为例，目前测量编程仍然是一个很大挑战，在现有的技术平台上，测量过程既要根据叶盘的整体结构设计测量路线，还要根据叶片型线考虑扫描过程控制。因此，测量设备本身的效率和精度的提升是必然的，同时，在设备的附属工具、测量软件、探测技术等方面寻找新的突破点，提升复杂零部件的测量效率和测量效果，也成为新型测量技术的发展趋势。 全球对航空发动机的性能追求从未停歇，对航空发动机零部件的要求也日益提高。海克斯康最新研发的Leitz三坐标测量机扫描技术、HP-O非接触测量和I++ Simulator模拟软件等，为解决航空发动机复杂零部件的测量难题，提出了新的手段和方法。 基于航空发动机复杂零部件的制造发展和质控需求，本文将介绍海克斯康计量新近推出的典型测量技术，包括高效率精密扫描技术、复合式高效高精密探测技术和提高测量机有效工时的仿真模拟软件技术等。 Leitz高精密高速扫描技术 触发式模拟扫描技术已经成为发动机精密零部件测量的主要探测方式，该技术能高速提供密集点云，实现几何量形状和位置的精密判定，但是，复杂曲面曲线的高密度扫描，需要设备能够实时根据曲率变化给出智能的调整，以期平衡点密度和效率的同时获取最精确的结果。Leitz最新的扫描技术，借助最先进的控制技术，控制系统根据机器特性和工件扫描状态，判断和调整扫描过程。多样的扫描形式和控制形式的实现，使三坐标测量机的扫描能力显著提升，面对复杂专业的测量任务更加得心应手。 1VHSS 扫描技术：可变速扫描 能快则快，当慢则慢。依据曲面曲率，在已知几何特征上实时连续调整测量速度。在此之前的扫描技术，需要人为编程控制机器扫描的速度，速度的设定，需要考虑机器性能、工件特点、效率要求等多种因素，对编程者的挑战是：想达到最佳的效率，要么具备经验，要么从此任务中开始积累经验。VHSS扫描则无关乎具体使用者的经验，机器根据自身的性能特点和待检测曲面的数据，自动优化扫描过程的速度，编程者直接得到最佳的测量效率。 在进行复杂零部件的扫描时，比如航空发动机叶片，传统的扫描方法需要手动调整速度，以避免探针和工件表面“失联”。采用来自Leitz Pathfinder的VHSS技术，机器可以在已知几何量情况下进行持续的调整，实时调整扫描。平直的部位扫描速度快，前尾缘附
中国航空发动机发展的瓶颈 发表日期：2012-11-3 16:32:03 航空发动机一直就是中国的软肋。 从周恩来总理在世时评论中国飞机的“心脏病”开始，到现在50多年了。中国的发动机依然是兵器工业最大的软肋。 不仅仅是你提到的歼击机和大运的涡扇发动机，就是直升飞机的涡轴发动机，中型运输机的涡浆发动机，大型舰船的燃气轮机，中小型舰船和坦克的柴油发动机……无一例外，都是中国的软肋。航空发动机，更是软肋中的软肋。 与美国至少差距30年，什么意思，差一代到一代半吧。这个是事实，没有争议的。 但是另外两个问题就有争议了。一个是这样落后的原因是什么。另一个是，我们究竟什么时候能赶上去。其实这两个问题有内在关系的，搞清楚原因是什么，就更好判断什么时候赶上去。简要提供一些个人的看法，不一定正确。 落后的原因 一：底子太差 新中国建国时，工业基础太差。别说航空发动机，像样的工具钢都没有。要不是朝鲜战争，中国人用大量年轻士兵的无价鲜血去消耗美国的廉价钢铁，换来苏联人把涡轮喷射发动机的制造技术给我们，中国是不可能在1957年就能生产涡喷-5发动机的。 二：航空发动机工业的涉及面太广 虽然同样底子差，同样有文革的挫折，同样有改革开放的机遇，为什么航空发动机就是赶不上来？ 对比之下，中国造电冰箱、电视，甚至造手机、雷达、火箭、飞船都慢慢赶上来了：洛阳光电展上曝光的歼击机最新航电系统直追F22，美国人看了也吃一惊;中国空空导弹专家悠然的说，我们距离美国人，也就10年吧，一脸的骄傲自满;美国官方认为，中国的空警2000，在技术体制先进性上超过了美国现有装备一代。真的，兵器上，我们很多东西距离美国的差距就是10年。什么意思，就是至少没有代差。 而航空发动机呢，差一代到一代半。原因在于，航空发动机工业涉及的面太
电机的寿命和可靠性标准化管理处编码[BBX968T-XBB8968-NNJ668-MM9N]
电机的寿命和可靠性 绝缘——影响寿命和可靠性的关键因素 在国民经济和社会生活领域里，电机已经得到了越来越广泛的应用，电机的寿命及使用可靠性也越来越被人们所关注。在正常使用的条件下，电机的寿命一般定义为10——15年。传统的观念认为，影响电机寿命的主要因素是绝缘的老化，因此绝缘结构的确定、绝缘材料的选用，就成为电机设计制造的首要任务之一。 绝缘系统的选择主要取决于电机的电压等级和耐温要求，而同一等级使用哪一种绝缘材料，则要综合考虑其耐温要求，机械性能，电气性能及使用工艺性能等因素后最终选定。 电机对地绝缘（亦称主绝缘）的等级决定了电机的绝缘等级，一台电机上可以按不同部位的发热状况和使用要求，来选用不同等级的绝缘材料，而不必规定一台电机上所有的部位必须选用同一等级的绝缘材料。 微电机常用电气绝缘材料的耐热等级和允许的极限使用温度见下表： 表1
电机各导电部件由于电位不同，因此须用绝缘材料将其分隔开。按使用部位及功能的不同，常分为以下几种： 1、对地绝缘：指电机带电部位与接地部位（如铁芯、机壳、轴等）之间隔开所用的绝缘，为环氧粉沫涂敷，DMD纤维纸，聚酯薄膜纸，尼龙一体成型槽绝缘等。 2、匝间绝缘：指一个多匝绕成的线圈，电位不同相邻匝间的绝缘，微电机中一般是漆包线本身的外包漆作为匝间绝缘。 3、层间绝缘：指电枢线圈在槽内或端部上下层之间分隔开所用的绝缘，微电机中常用漆包线本身的外包漆作为层间绝缘。 4、相间绝缘：指放置于同一部位的电位不等的几种线圈之间隔离所用的绝缘，如交流电机不同相（A、B、C相）之间，不同激磁方式直流电机的激磁绕组（串激、复激、他激）及不同转速档（高速、中速、低速）各激磁线圈之间所用的绝缘。
航空发动机可靠性研究 摘要：可靠性是航空发动机正常工作的重要指标。本文介绍了航空发动机可靠性在国内外的发展概况，可靠性评价指标，简要介绍了影响发动机可靠性的因素，提高可靠性的主要措施。关键词：可靠性；结构强度；评价指标 1.引言 可靠性是指产品在规定的条件下和规定的时间内完成规定功能的能力[1]。研究装备的可靠性是为了提高装备的完好性和任务的完成性，保障装备和人员的安全，减少寿命内的费用。航空发动机是在高温高压的环境中以高速旋转的形式进行高负荷工作的动力机械，是一种集热力气动、燃烧、传热、结构强度、控制测试技术及材料、工艺等多学科于一身，温度、压力、应力、间隙和腐蚀等工作条件非常苛刻，且对质量、可靠性、寿命等要求又极高的复杂系统。 航空发动机工作时在高温高压的环境中以高转速运转，所受的载荷复杂多变，且由于现代大推重比航空发动机的设计性能要求，使得其结构日趋单薄。因此航空发动机出现的故障模式多，故障出现的几率高，故障的危害大，使用寿命短。因此，航空发动机可靠性是设计时必须考虑的重要因素，同时也是航空发动机性能能否得到发挥的重要衡量指标。 飞机的可靠性可以如下定义：可靠性是飞机按设计状态与使用、维护、修理、贮存和运输条件，在描述完成飞行任务能力所有的参数规定值范围内，在某一时间里保持的一种特性。[2] 2.航空发动机可靠性研究的现 状[1] 2.1国外航空发动机可靠性发展概况 航空发动机研制的难度大、周期长、费用高、风险多。西方发达国家只有四大公司-美国的普·惠公司、通用动力公司、英国的罗·罗公司和法国的斯奈克玛公司，才具有独立研制的实力。他们在研制航空发动机的过程中对可靠性问题有着深刻的认识和教训。20世纪60年代末，美国普·惠公司为F-15战斗机发展了新一代推重比为8的高性能涡扇发动机F100。在同年代中，F100的性能是出类拔萃的，特别是其跨/超声速性能有显著的提高。但它的可靠性却未能与其高性能相匹配。F15装备部队后，在使用过程中发动机暴露出很多可靠性问题。F100发动机在最初使用的5年时间里先后发生了500余次旋转失速，47次涡轮工作叶片和导向叶片损坏，60次主燃油泵故障，10次加力泵轴承故障，8次4号轴承故障以及120多起其它各类故障。这些故障使F15战机大批停飞，严重影响了飞机的安全性和战斗力。F100发动机从开始研制到正式投产，军方投资4.57亿美元，时间为5年。但为了解决其可靠性和耐久性问题，却花费了6.6美元和11年的时间进行徘故和改进。同时期，TF30发动机和TF34发动机以及英国罗·罗公司研制的RB211发动机也存在类似的可靠性问题。 F100出现可靠性不高的原因是多方面的，但是最主要的原因是在研制中片面过于追求高性能，而忽视了可靠性问题，发动机的设计没有取得性能、可靠性、维修性等方面的平衡。 片面追求高性能而忽视可靠性，也造成了许多结构故障。据美国空军材料实验室统计，在1963年-1978年15年间，美国空军战斗机发生了3824起飞行事故，其中发动机故障引起1664起，占43.5%，而其中由结构强度和疲劳寿命方面问题导致的事故占90%以上。美国军方和宇航部门在总结单纯
1.描述MGS-2和MSG-3的不同之处？ MGS-2飞机维修大纲规定的维修要求主要是针对飞机系统单独项目的维修方式（定时、视情、监控维修方式）；MGS-3飞机维修大纲规定的维修要求是针对飞机系统或分系统的维修工作（润滑/勤务，操作检查/目标检查、检查/功能测试、恢复和报废）。 MSG2：面向过程的维修 MSG2是针对维修方式的分析逻辑。人们把在波音747 项目上获得的经验应用到所有新研制的飞机上，为了做到这一点，更新了判定逻辑，删除了某些特定的747 过程信息，剩下的通用文件即为MSG2。根据MSG2方法制定的维修大纲，主要针对飞机的每类组件（系统、部件或设备）采用“从下往上”的分析方法，其分析结果是为指定的各组件确定适宜的维修方式。作为20世纪70年代制定新飞机维修大纲的指导文件，MSG2确定了三种维修工作方式，即：定时（HT）、视情（OC）和状态监控（CM）。 MSG3：面向任务的维修 MSG3是针对维修工作的分析逻辑。根据MSG3制定的维修大纲，主要针对飞机的系统/分系统的维修工作。采用“从上往下”或称“故障结果”逻辑方法，从飞机系统的最高管理层面而不是在部件层面进行故障分析，确定适合的计划维修任务，以防止故障发生和保证系统的固有可靠性水平。它所采用的“从上往下”的逻辑方法，着眼于系统功能失效时的潜在影响、确定故障的能力和故障及维修的成本。基于这个原理有效维修系统的目标是： 1、确保实现飞机固有的安全性和可靠性水平 2、当偏离发生时能恢复到固有的安全性和可靠性水平 3、能够从固有的可靠性不适合的项目中获得改进设计
2.简述系统/动力装置MSG-3分析过程包含的步骤 答：（1）重要维修项目（MSI）选择； （2）MSI的功能、故障、影响和原因分析； （3）维修工作上层分析（确定影响类别）； （4）维修工作下层分析（确定维修工作）； （5）确定任务间隔； （6）评估与应用； （7）反馈。
第四代军用航空发动机（F119和EJ2000） 资料来源：西北工业大学 F119 ： 结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机 推力范围：加力 15568daN中间 9786daN 用途： F22 结构与系统： 风扇：3级轴流式，无进口导流叶片，宽弦设计 高压压气机：6级轴流式，整体叶盘结构 燃烧室：环型，浮壁结构 高压涡轮：单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料，隔热涂层和先进冷却结构低压涡轮：单级轴流式，与高压涡轮对转 加力燃烧室：整体式，内外涵各设单圈喷油环 矢量喷管：二元矢量收敛－扩张喷管，俯仰方向可作-20度到 +20度的偏转 控制系统：第三代双余度FADEC 装备F119的F22
研制概况： F119 是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机．其设计目标是：不加力超音速巡航，非常规机动和短距起落能力，隐身性能，寿命费用降低至 25% ，零件数减少 40%~60% ，推重比提高 20%, 耐久性提高两倍，零件寿命延长 50% ．F119 上采用的先进技术有：三维粘性叶轮机设计方法，整体叶盘结构，高紊流度强旋流主燃烧室头部，浮壁式燃烧室结构，高低压涡轮旋向相反，整体加力式燃烧室设计，二元矢量喷管和第三代双余度 FADEC 等 . 试车台上的F119
收敛－扩张型尾喷管
EJ2000 ： 结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机 推力范围：中间6000daN加力9000daN 用途：欧洲战斗机EF2000 结构与系统： 风扇：3级轴流式，采用三维跨音速宽弦叶片，无进口导流叶片．压比约为4.0 高压压气机：5级轴流式 燃烧室：环型，蒸发式喷油嘴 涡轮：单级轴流式低压涡轮＋单级轴流式高压涡轮 加力燃烧室：燃烧和混合型，采用多根径向火焰稳定器 尾喷管：全程可调收敛－扩张式 控制系统：FADEC，具有故障诊断和状态监视能力 装配EJ2000发动机的EF2000战斗机
精心整理 电机的寿命和可靠性 绝缘——影响寿命和可靠性的关键因素 在国民经济和社会生活领域里，电机已经得到了越来越广泛的应用，电机的寿
电机各导电部件由于电位不同，因此须用绝缘材料将其分隔开。按使用部位及功能的不同，常分为以下几种： 1、对地绝缘：指电机带电部位与接地部位（如铁芯、机壳、轴等）之间隔开所 2 3 4 场合，负荷大小，工作环境条件，工作制长短等，通过电路、磁路计算选取合理的发热和磁路参数，决定电机各主要零部件的关键尺寸，并通过这些主要条件进行机械强度计算，最终绘制电机主要零部件的工作图及总装图，设计时必须同时考虑到制作时良好的工艺性及制造成本的经济合理性。 下面列出一些直流微电机中常用的电磁计算公式及应控制的电磁设计参数。
1、 P N =0.1047n N T N 其中：P N ——额定功率（瓦） T N ——额定转矩（牛·米） n N ——额定转速（转/分） 2、N n N P aE N N ???=Φ81060 3、4 5、P l =U N I N 其中：P l ——电机输入功率（瓦） 6、l P P ∑-=1η 其中：∑P ——电机总损耗（瓦）
电机的主要发热和磁路参数有定子电流密度，转子电流密度，电枢线负载，电枢发热因素，每极磁通量，气隙磁通密度，电枢齿部磁通密度等。 7、321016.0-?=a a i N l D AB T δα 其中 i α——电机计算极弧系数 δB ——气隙磁通密度（高斯） l D 1、换向器精车：换向器是一个高速运转的部件，其工作面与电刷滑动接触并传送电能，因此要求其工作面必须是一个稳定的圆柱体，径向跳动小于等于0.01，不得有凹片和凸片，表面光洁度要达到Ra0.8以下（相当于原87~??） 换向器精车必须使用高精度的车床，床身和传动机构牢固、可靠、且应避免默默振动的影响。切屑量、切屑速度和走刀量要选取合理。金刚石车刀由于硬度高、耐
目录 第1章绪论 1.1 发动机概述··2 1.2 可靠性与故障··2 1.2.1 可靠性··2 1.2.2 故障··2 1.2.3 故障分析与排故方法··3 第2 章压气机喘振故障分析 2.1 概述··5 2.2 喘振时的现象··5 2.3 喘振的根本原因··5 2.4 压气机的防喘措施··6 第3 章压气机转子叶片故障分析 3.1 概述··9 3.2 压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准··9 3.3 压气机转子叶片故障模式及其分析··10 3.3.1 WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚··10 3.4 WP7系列报废叶片主要失效模式统计分析··12 第4 章发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析及预防 4.1 概述··14 4.2 篦齿盘结构与工作状态分析··14 4.2.1 结构分析··14 4.2.2 工作状态分析··14 4.2.2.1 工作温度高··14 4.2.2.2 工作转速高··14 4.2.2.3 易产生振动··14 4.3 裂纹特征与产生原因分析··15 4.3.1 裂纹特征··15 4.3.2 裂纹原因分析··15 4.4 结论··16 结束语··17 致谢··18 文献··19
第1 章绪论 1.1发动机概述 二十世纪以来，特别是第二次世界大战以后，航空和空间技术有了飞跃的发展。现在，飞机已经成为一种重要的﹑不可缺少的作战武器和运输工具。飞机的飞行速度﹑高度﹑航程﹑载重量和机动作战的能力，都已达到了相当高的水平。这些成就的取得，在很大程度上取决于动力装置的发展。然而，航空发动机属于高速旋转式机械，处于高转速﹑高负荷（高应力）和高温环境下工作的；发动机是飞机的心脏，是体现飞机性能的主要部件。又由于发动机由许多零组件构成，即本身工作情况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。经过多年的努力，在航空领域工作的研究人员已经了解和解决了发动机许多故障，然而，一些故障还是无法完全解决的，只能尽量减少故障对飞机的危害。本论文列举出发动机几种典型故障，并且尽可能的根据科学研究数据来研究分析这几种故障，给出科学的预防故障和排故方法。 1.2可靠性与故障 1.2.1可靠性 产品在规定的条件下和规定的时间内，完成规定功能的能力为产品的可靠性。所谓产品，是指任何元器件、零部件、组件、设备、分系统或系统。规定条件主要指环境条件和使用条件，如产品在工作中所承受的应力水平、温度、振动和腐蚀环境等。规定时间是指广义时间，除产品的工作小时外，还可指其循环次数等。 1.2.2故障 产品或产品的一部分不能或将不能完成预定功能的事件或状态。对某些产品如电子元器件、弹药等称失效。 产品的故障： a. 在规定的条件下，不能完成其规定的功能； b. 在规定的条件下，一个或几个性能参数不能保持在规定的范围内； c. 在规定的应力范围内工作时，发生产品的机械零部件、结构件或元器件的破裂、断裂、卡死等损坏状态，从而导致产品不能满足其规定功能。 故障率： 指工作到时刻t尚未发生故障产品，在该时刻后的单位时间内发生故障的
2003年1月第5卷第1期 中国工程科学Engineering Science Jan.2003Vol 15No 11 研究报告 [收稿日期] 2002-06-20;修回日期 2002-09-18 [作者简介] 徐可君(1963-),男,山东莱州市人,海军航空工程学院青岛分院副教授,博士生 军用航空发动机可靠性和寿命管理 徐可君,江龙平 (海军航空工程学院青岛分院航空机械系,山东青岛 266041) [摘要] 以西方军用航空发动机可靠性和寿命管理为蓝本,阐述了可靠性和寿命管理的基本要素,并结合我 国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,讨论了我国航空发动机可靠性和寿命管理工作存在的差距和误区,指出了我国航空发动机可靠性寿命管理工作落后的根源在于管理观念落后、管理体制不健全、基础工作薄弱、标准不完善。参照西方国家的管理理念,构建和完善我国航空发动机可靠性和寿命管理是必要的,但完全照搬西方标准并不可取。正确做法是结合我国的现状,走出一条合乎国情的道路。[关键词] 航空发动机;可靠性;寿命;管理[中图分类号]V235 [文献标识码]A [文章编号]1009-1742(2003)01-0082-07 1 引言 20世纪70年代中期,发达国家在追求高性能 军用航空发动机的研制思想指导下,突出推重比、 高涡轮前燃气温度和高增压比。如美国,15年间涡轮前燃气温度提高了430℃,推重比增加了1倍,耗油率降低了15%,与此相适应,涡轮部件的周向应力提高了92%。引发的突出矛盾是,一方面高增压比、高涡轮前燃气温度使得构件所承受的气动负荷、热负荷和离心负荷大幅度增加,另一方面高推重比又要求减轻零件的质量,提高构件的工作应力,其结果使得发动机的结构故障显著增加。据统计,在1963—1978年的15年间,美空军战斗机由发动机引起的飞行事故有1664起,占全部飞行事故的4315%,而其中因结构强度和疲劳寿命问题导致的事故占90%以上。具有代表性的F100发动机,装备部队后故障频频,致使1979年F100发动机曾短缺90～100台,1980年亦有90架F -15、F -16战斗机无发动机可装,战备完好率下降。美军方在总结单纯追求高性能,忽视可靠性和耐久性的惨痛教训基础上,提出了设计发动机 时必须从规定发动机的最高性能转向制定更高耐久 性,于1984年11月30日发布了M IL -STD -1783《发动机结构完整性大纲》(ENSIP )。ENSIP 是一项对发动机设计、分析、研制、生产及寿命管理的有组织、有步骤的改进措施,其目的在于通过显著减少发动机在使用期间发生的结构耐久性问题,确保发动机结构安全,延长使用期限,降低寿命期成本。结构完整性的内容有:结构耐久性准则,耐久性设计要求,维修性准则,材料与处理特性计划,环境说明,地面广泛检验,使用与跟踪政策。F404发动机的研制遵循了结构完整性要求,采取了作战适用性、可靠性、维护性、费用、性能和重量的优先顺序,取得了良好的效果。 国产发动机在使用中亦曾多次发生结构故障,并造成事故。如WP -6发动机涡轮轴折断、九级盘镉脆、五级盘破裂,WP -7发动机四级盘爆破,其他各型发动机转子与静子叶片损伤、折断等。这些故障均属结构完整性问题。有资料表明,国产发动机结构完整性故障约占故障总量的6215%。为此,国内从1984年起相应开展了结构完整性研究工作。但由于基础工作薄弱,认识不统一,致使可
世界航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速
第一章概论 航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3 空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4 燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。 由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5 航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9 喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机 1.0kg（daN·h)-1下降到0.55kg(daN·h)-1，噪声下降20dB,NO X下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达
WORD格式 电机行业国内外研究现状及发展趋势 1、现状 国外公司注重新产品开发，在电机的安全、噪声、电磁兼容等方面很重视。国外的先进水平主要体现在电机的可靠性高，寿命长，通用化程度高，电机效率不断提高，噪声低，重量轻，电机外形美观，绝缘等级采用F级和H级，而且也考虑电机制造成本的降低等国内虽有部分产品已达90年代初的国际水平，但相当部分的产品可靠性差，重量重，体积大和噪声大，综合水平只相当于80年代初期国际水平，其主要原因是制造工艺落后，关键材料的质量和品种不能满足要求，科研和设计工作没有跟上，科研投入少，新产品开发资金匮乏，企业技术创新能力较弱。 2、电机行业发展趋势 新型、特种电机仍将是与新原理；新结构；新材料；新工艺；新方法联系最密切；发展最活跃；也最富想象力的学科分支，并将进一步深入渗透到人类生产和生活的所有领域之中。随着人类生活品质的不断提升，绿色电机的概念已经提出并被人们所接受。虽然这个概念目前还是抽象的，但从环保角度看，低震动；低噪声；无电磁干扰；有再生利用能力以及高效率；高可靠性是一些最起码的要求，这对电机的设计制造和运行控制，尤其是原理；结构；材料；工艺等，无疑是一种新的挑战。此外，随着工业自动化的不断发展，智能化电机或智能化电力传动的概念也被越来越多的人们所认可。这种智能化包含两个方面的内容：其一是系统所具有的控制能力和学习能力，另一方面就是电机的容错运行能力，既要求研制所谓容错型电机。容错型电机的定义还不太确切，其基本要求就是以安全为前提，允许电机在故障和误操作情况下的容错运行，直至故障消除或系统自动控制恢复。这对于传统的电机运行观念，无疑也是一个严峻的挑战。 需要特别强调的是，近代科学技术，特别是计算机技术对电机学科的影响是巨大的，意义是深远的。电机的传统内涵已经发生着极大的变化，研究内容拓宽了，研究方法改进了，研究手段也丰富了。新的观念在形成，新的交叉学科在产生，老学科确实重新焕发了出了生机和魅力。近年来，围绕带电机以及其系统的各类控制设备和计算机应用软件的研制方兴未艾，并已构成电机学科新的发展方向。电机与电力电子技术的结合使得现代电力传动系统的分析必须将电机与系统以及电力电子装置揉成一个整体，由此可形成所谓的“电子电机学”。传统电机学以路（电路；磁路；热路；风路）；集中参数；均质等温体，刚体等概念分析处理电机，视电机为系统中的一个元件，若可将之称为“宏观电机学”的话，那么，从综合物理场的角度；用计算 机手段分析处理电机的理论和方法体系就可以称之为“微观电机学”。此外，在我国，“电力电子与电力传动”已经发展称为一门学科。 专业资料整理
第70-80章： 发动机系统 名称 反推控制手柄 启动电门 发动机启动电门， 发动机点火选择电门 发动机附件装置(EAU)位置 中央操作台、推力手柄上 驾驶舱P5面板上 驾驶舱P5前顶板 在电气设备（EE）舱内 E3架上 主电子舱E3架上功能 提供反推的放出和收回的信号向发动机启动系统提供启动信号的输入…….. 启动电门选择启动模式，点火选择电门选择点火模式控制反推装置（T/R）自动再收入操作，帮助做反推装置控制系统的故障分析，控制驾驶舱内P5后舱顶板上的反推灯计算机存储每台发动机的振动值，提供帮助？发动机配平平衡操作的振动平衡？ 发动机主要的控制器，控制和监控容纳发动机滑油，从回油中清除空气，使你做滑油而检查和充加滑油系统冷却IDG滑油，同时加温发动机燃油供给发动机伺服系统和燃油系统的燃油
增压燃油 启动活门打开提供气压动力至起动机测量流至燃油总管和燃油喷嘴的燃油质量流量 提供一号轴承振动信号 AVM信号处理器 发动机电子控制组件(EEC) 滑油箱 IDG滑油冷却器 燃油滤压差电门 液压机械组件（HMU） 燃油泵 启动活门 燃油喷嘴油滤 燃油流量传感器 1号轴承振动传感器位置： 在风扇机匣 风扇机匣2:00钟位置 风扇机匣3:00位置 风扇机匣7:00位置 风扇机匣8:00钟位置 风扇机匣8:00钟位置
AGB的后面，在发动机风扇 机匣左侧08:00钟位置 风扇机匣上（9:00）高于起动机风扇机匣10:00钟位置 风扇机匣10:00钟位置 在发动机内部，接头在风扇机 匣上，发动机滑油箱后部，发 哦的那个叫铭牌的上面 风扇机匣的右侧下部 风扇框架上3:00钟位置 风扇框架6:00钟位置 点火激励器 风扇框架压气机机匣垂直振 动传感器（FFCCV） 防漏活门 VBV作动筒 VBV门 LPTCC活门提供高能电压到点火电嘴提供风扇框架压气机机匣垂直面的振动值 风扇框架后面在4: 00、"8:00钟VBV作动筒接受指令作动，带动摇臂作动VBV门，打开到指令位置风扇框架上一圈，12个
航空发动机维修研究 摘要随着社会经济的不断发展，社会对于交通运输的要求也在不断提高，人们越来越追求快节奏的生活，这使得飞机在现代生活中有着非常重要的作用。对于飞机来说，最重要的一个部件就是航空发动机，这可以说是飞机的核心。对航空发动机进行必要的检查和维修工作，能够更好地保证飞机的飞行安全。 关键词航空发动机；维修；具体措施 飞机在现代的交通运输中具有重要的作用，对于提高人们的生活质量，适应快节奏的生活方式来说具有不可替代的作用，然而，在飞机飞行的过程中，会经历各种影响，这些因素可能会对飞机的发动机造成一定的影响，这会影响飞机的安全飞行，所以对航空发动机进行维修是非常重要的。 1 航空发动机在维修的过程中存在的问题 1.1 对于航空发动机维修工作不重视 航空事业是当前社会中非常重要的一项事业，对于大众日常的生活，以及一些基本物资的运输来说都具有非常重要的作用。做好航空事业的发展能够更好地促进社会的进步，满足人们日益增长的物质文化需求。在航空事業中，飞机是最重要的交通运输工具，对于飞机来说，最重要的一个部分就是飞机的发动机，这是整个飞机安全飞行的必要保障。在长时间的飞行过程中，飞机的发动机会受到多方面因素的影响，出现一定的问题，这时对于飞机发动机的维修就非常重要了，但是由于当前一些航天发动机的相关管理人员对于航天发动机的维修工作并不是很重视，这严重影响了航天发动机的维修工作，这是航天发动机维修工作中的一个重要问题[1]。 1.2 航天发动机维修管理机制不完善 航天发动机对于飞机来说是非常重要的，一旦航天发动机出现问题，将会影响整个航天飞机的安全运行。在飞机运行的过程中，发动机无时无刻不在工作，长时间的工作也会对飞机的发动机造成一定的损害，所以对于航天发动机进行必要的维修是非常重要的。但是在当前的航天发动机维修的过程中，由于相关的维修管理机制不完善，不能在发动机出现故障的第一时间内做出准确的维修判断和必要的维修措施，这使得对于航天发动机的维修工作常常出现滞后的情况，这对于航天发动机的维修工作来说影响是非常大的。维修管理机制不完善是航天发动机维修工作中的一个重要的问题。 1.3 航天发动机维修人员的专业技能不强 航天发动机在飞机的安全运行中发挥着非常重要的作用，这是飞机安全运行的一个必要保证，只有航天发动机处在正常的工作状态，才能更好地保证飞机的
航空发动机发展史 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段：前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期；后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，构成了所有战斗机、轰炸机、运输机和侦察机的动力装置；活塞式发动机加上旋翼，构成所有直升机的动力装置。著名的活塞式发动机有：美国普拉特·惠特尼公司（简称普·惠公司）的“黄蜂”系列星形气冷发动机，气缸7~28个，功率970~2500kW，广泛用于各种战斗机、轰炸机和运输机。 带螺旋桨的活塞式发动机的最大缺点是飞行速度受到限制（800km/h以下）。
电机的寿命和可靠性 绝缘——影响寿命和可靠性的关键因素 在国民经济和社会生活领域里，电机已经得到了越来越广泛的应用，电机的寿命及使用可靠性也越来越被人们所关注。在正常使用的条件下，电机的寿命一般定义为10——15年。传统的观念认为，影响电机寿命的主要因素是绝缘的老化，因此绝缘结构的确定、绝缘材料的选用，就成为电机设计制造的首要任务之一。 绝缘系统的选择主要取决于电机的电压等级和耐温要求，而同一等级使用哪一种绝缘材料，则要综合考虑其耐温要求，机械性能，电气性能及使用工艺性能等因素后最终选定。 电机对地绝缘（亦称主绝缘）的等级决定了电机的绝缘等级，一台电机上可以按不同部位的发热状况和使用要求，来选用不同等级的绝缘材料，而不必规定一台电机上所有的部位必须选用同一等级的绝缘材料。 微电机常用电气绝缘材料的耐热等级和允许的极限使用温度见下表： 表1
电机各导电部件由于电位不同，因此须用绝缘材料将其分隔开。按使用部位及功能的不同，常分为以下几种： 1、对地绝缘：指电机带电部位与接地部位（如铁芯、机壳、轴等）之间隔开所用的绝缘，为环氧粉沫涂敷，DMD纤维纸，聚酯薄膜纸，尼龙一体成型槽绝缘等。 2、匝间绝缘：指一个多匝绕成的线圈，电位不同相邻匝间的绝缘，微电机中一般是漆包线本身的外包漆作为匝间绝缘。 3、层间绝缘：指电枢线圈在槽内或端部上下层之间分隔开所用的绝缘，微电机中常用漆包线本身的外包漆作为层间绝缘。 4、相间绝缘：指放置于同一部位的电位不等的几种线圈之间隔离所用的绝缘，如交流电机不同相（A、B、C相）之间，不同激磁方式直流电机的激磁绕组（串激、复激、他激）及不同转速档（高速、中速、低速）各激磁线圈之间所用的绝缘。 二、合理设计——电机寿命和可靠性的先天保证 电机设计是产品质量链中的第一环节，如果设计不合理，甚至不