航空燃气涡轮发动机喘振问题分析
学生：刘哲指导老师：周长春
摘要
随着我国民航的迅速发展,飞机的数量和种类越来越多,对飞行安全的要求更高,发动机的好坏是保证飞行安全的关键,发动机出问题,直接影响到整个飞行安全,本文通过分析喘振对发动机使用性能及发动机经济性能方面的影响,指出了发动机喘振形成的根本原因,喘振的形成及喘振对飞机的危害,并指出这些影响在飞行中的实际意义和避免喘振的措施。
关键词:发动机；喘振;气流分离;防喘；综述
英文摘要:
引言
1903年12月7日“飞行者”1号,成功载入动力飞行,随着飞机广泛应用在军事、运输领域,航空工业尤其是民用航空业得到迅速发展,人们对飞机的性能也提出了更高的要求,如战斗机较高的机动性能,民用飞机较好的经济性及可靠性等。飞机性能的提高，在很大程度上取决动力装置的发展，人们需要推力更大，速度、高度性能更好的动力装置。实践证明。燃气涡轮发动机能够满足这些要求。
发动机是现代飞机重要的组成部分，发动机的工作对飞机的飞行安全和效益起着决定性的作用，所以装在航线运输机上的燃气涡轮发动机应满足下列基本性能要求：
1 发动机推力大，重量轻。在发动机重量一定时，发动机发出尽可能大的推力，尤其是是起飞推力，可有效改善飞机的起飞、复飞及爬升性能。
2 发动机燃油消耗率低。在一定的飞行条件下，发动机燃油消耗率越低，发动机工作效率越高，经济性越好；同时油耗越低，航线飞行载油量可相对减小，从而降低运行成本。
3 发动机应具有良好的高空性能和速度性能。一方面，飞机应能爬升到11，000米左右，因随着高度上升，大气温度降低，可提高发动机的工作效率，改善发动机的经济性，同时，在平流层飞行，气象条件较稳定，增加了飞机安全性和舒适性；另一方面，在确保发动机的工作效率条件下，尽可能提高飞行速度，可缩短飞行时间，目前，高涵道涡扇发动机能确保飞机在高亚音速范围飞行。
4 发动机结构尺寸要小。发动机的结构尺寸主要是指发动机的迎风面积和长度，适应缩小发动机结构尺寸可减小发动机飞行阻力，减轻发动机重量。
5 发动机可靠性要好。发动机可靠性是指在各种气象条件和飞行条件下，发动机稳定、安全工作的性质，它直接关系到飞行安全。
6 发动机的环境污染要小。发动机的环境污染主要有：排气污染和噪音污染。在不断改进发动机性能，确保发动机安全，可靠，经济，稳定工作的同时，应不断减少发动机环境污染水平，逐步达到相应的标准。
7 发动机的使用寿命要长。在实际使用中发动机的使用寿命和发动机的正确使用密切相关正确使用发动机不仅可以有延长发动机的使用寿命，还可以降低发动机的使用成本。
8 发动机要便于维护。在实际飞行中，发动机维护性的好坏直接影响航班的正常及维护
成本。要使发动机便于维护，降低维护成本，对发动机的设计制造都有相应要求，如：发动机的安装位置，单元件设计，零部件的通用性和可换性，零部件的快速拆卸及安装性等。
这些性能都是发动机最基本的性能,但飞机在飞行中,由于气象条件的各种影响以及发动机本身的不稳定工作造成了发动机的非正常工作,有的严重影响了飞行安全，本文介绍的喘振就是发动机不稳定工作的形式之一,也是影响了飞行安全的主要因素之一,下面我们系统的从各个方面介绍喘振。
1.气机喘振的基本概念
压气机喘振是压气机的一种不稳定工作状态，是由于压气机进口空气流量的骤然减小而引起的气流沿压气机轴向发生低频高振幅的振荡现象。
压气机发生喘振时，将出现以下现象：
压气机出口压力和流量剧烈波动，发动机声音变低沉，发动机转速不稳定，
Ma
排气温度升高，发动机振动加剧，发动机推力迅速减小。严重时，甚至出现气流倒流，伴随有放炮声，燃烧室熄火等。
压气机喘振，将对发动机造成严重危害，压气机叶片、涡轮叶片、燃烧室等机件可能因振动和高温而损坏，发动机可能过富油熄火，发动机性能急剧恶化，严重危及飞行安全。所以，飞行员应理解形成压气机喘振的条件，注意防止压气机喘振，同时应熟悉压气机喘振的现象，飞行中注意监控发动机状态，正确及时判断和处置。
2.气机喘振的根本原因
压气机喘振的根本原因是气流分离，这种分离是由于压气机工作状态严重偏离了设计工作状态而引起的。下面我们分析压气机中气流分离是怎样形成和发展的。
压气机在设计状态工作时，气流方向与叶片前缘方向基本一致，可以认为没有分离，属于附体气流。当压气机处于非设计状态工作时，就产生了气体流动和叶片几何形状即气动参数和几何参数不相适应的矛盾，这时气体就要产生分离流动。如果压气机工作状态严重地偏离了设计工作状态，气体流过叶栅时，发生严重的气流分离，强烈的涡流几乎堵塞整个叶片通道，气流忽断忽续，就会造成压气机进入喘振状态。可见，压气机发生喘振的根本原因在于气流分离，因此，分析喘振的形成过程，应从分析气流分离入手。
气体流过压气机叶栅时，是否会发生分离；气流分离后，是否会继续发展。这要由气流进入叶轮时的相对速度W1的方向而定。而相对速度的方向取决于轴向速度和圆周的比值，这个比值叫做流量系数，用Ca表示，即：
Ca = Ca / u
当压气机在设计状态下工作时，流量系数等于
设计值，即Ca = Ca设，这时相对速度方向与叶片前缘方向基本一致，冲角接近于零，i ≈0，气流基本不分离，如图-1a所示。图-1a
当流量系数大于设计值（如转速一定，轴向速
度增大），即Ca > Ca设时，相对速度方向变平，冲
角减小，i < 0 ，如图-1b所示。此时，气流撞击叶
背，如果负冲角较大，气流就会在叶盆发生分离。不
过，由于气流具有惯性，当流过弯曲叶片通道时，总
有压向叶盆的趋势，因此，气流分离不容易扩大。但是，若流量系数过大，相对速度的方向就会变得过平，负冲角过大，进气的实际面积F1增加较大，此时叶盆的分离区就要扩大，从而占去一部分通道面积，可能使通道变成图-1b
收敛形，出现F最小，如-2所示。
图-2
当出现F1 > F最小时，空气就如同流过涡轮叶片一样，气体不但没有受过压缩，反而膨胀了，因此，这种状态叫做涡轮状态。如果气流在通道中膨胀加速得很厉害，在F最小处的气流速度就可能扩大到音速，这时通过叶栅的流量是不可能用增大气流速度的办法来达到，这种工作状态就称为堵塞状态。
当流量系数小于设计值（如转速一定，轴向速度
减小），即Ca < Ca设时相对速度方向变陡，冲角增
大，i > 0，如图-1c所示。此时，气流撞击叶盆，如
果正冲角过大，则会在叶背分离。由于气流的惯性，
在流过弯曲的叶片通道时，本来就有脱离叶背的趋
势，再加上冲角加大，使扭速ΔWu增大，即压气机功增图-1c
大，叶栅前后压力差增大，所以气流更容易分离，而且
极易扩大。
总之，在压气机中，当流量系数小于设计值时，气流就会出现分离而且极易扩大；当流量系数大于设计值时，叶片通道又可能出现涡轮状态或堵塞状态。而气流之所以会出现分离，就其实质而言，在于叶片通道的扩散性。就是说，气体是有黏性的，当气流流过压气机叶片时，在叶片表面形成附面层，由于压气机内沿轴向的压力是提高的，在逆压差作用下附面层就与叶片表面分离。
3.喘振的形成
如上所述，当流量系数小于设计值时，气流容易分离，且分离区容易迅速扩大，如果这种现象只发生在压气机一级中的少数叶片通道内，那只会使气流的流动损失增大，不至于破坏整台压气机的正常工作。但是，随着Ca继续减小，失速分离就要向径向和轴向发展，失速分离发展到一定程度时，整台压气机通道就会出现堵塞，气流瞬时增大。由于后面的高压气体在逆压差的作用下，始终有一种回冲的趋势时，当气流因严重分离后，总会损失很大，向后流动的动能不足以克服气流回冲的趋势时，气体就要倒流。这一倒流的结果就减小了压气机前后的压差，气流在叶轮的推动下，又向后流动。此时，由于进口Ca仍很小，失速分离仍很严重，通道再次堵塞，气流又瞬时中断。这样，在压气机的工作过程中，就出现了流动、分离、中断，然后再流动、再分离、再中断的周期性的气流沿轴向来回震荡（通常叫做纵向振荡）的现象。这种气流脉动现象，使空气流量时大时小，压力忽高忽低，压气机的稳定工作遭到破坏，更严重时甚至出现倒流。
4.压气机流量特性曲线
为了直观地分析压气机的性能,我们通过地面实验将压气机∏k*随发动机转速n和空气流量的变化绘制在图上,即得到压气机流量特性曲线。由于在发动机实际工作中，在一定的大气条件及发动机转速下，进入发动机的空气流量是唯一的，所以在转速线上必然对应一个发动机的稳定工作点（如A点），将各等转速线上的发动机工作点连线起来，即得到发动机的稳定工作线。如图-3a所示为某单轴高增压比压气机的流量特性线。
图-3a
压气机的流量特性曲线是一定的大气条件下的实验曲线。为了将一定大气条件下的
压气机特性曲线转换成通用曲线，我门运用相似理论原理对特性曲线进行修正，从而该
发动机的通用曲线。如图-3b所示。
图-3b
经理论推导，对同一台压气机，只要保持压气机进口周向和轴向马赫数(M1u 、M1a)
不变，则可保证在不同大气条件下，气流在压气机中流动的相似。由此，可以得出：
换算转速：
n换=n/( T1*)1/2 = f(M1u) , 即n换是压气机进口周向马赫数的函数。
换算空气流量：
m换= m空( T1*)1/2/ P1* = f(M1a) , 即m换是压气机进口轴向马赫数的函数。
从单转子高增压比发动机压气机流量特性曲线，我们可以看出:
4.1.当发动机换算转速一定时，随着换算空气流量的减小，压气机工作点从A点沿等转速线移动，压气机增压比增加；当换算空气流量减小到一定值时（如B点），工作点进入了喘振状态。
4.2.当发动机换算转速减小时，压气机工作点从A点沿压气机工作线移动，压气机增压比减小；当换算转速减小到一定值时（如C点）工作点进入喘振边界，压气机就进入了喘振状态。
需要说明的是：对于一定的压气机，其喘振边界并不是固定不变的，如当发生压气机积污、进气道结冰、发动机遭外来物击伤等情形，都会使压气机内气流分离加剧，使压气机喘振边界沿工作线方向移动，使压气机的工作稳定性变差。
5.多级轴向式压气机发生喘振的条件
5.1.发动机转速减小而偏离设计值
多级轴向式压气机转速变小时,一方面,压气机前后各级的圆周速度均要减小；另一方面，要引起压气机增压比减小。而压气机增压比减小，对各级轴向速度有两个影响：一是空气流量减小，使各级轴向速度减小；二是从压气机第一级开始气流轴向速度要逐级增大。这样，压气机的第一级的轴向速度减小，以后又逐级增大。由于发动机的空气流量大致与增压比成正比，也就是压气机增压比的迅速降低，导致了空气流量也迅速减小，所以，发动机的空气流量减小的程度比转速减小的程度要大一些，即空气流量与转速的比值减小。因此，压气机第一级的轴向速度比圆周速度下降的要快，流量系数减小，使叶轮进口处气流相对速度W1的方向变陡，如图-4a所示。由于气流轴向速度要逐级增大，到中间某一级时，轴向速度与圆周速度下降的程度相同，流量系数正好等于设计值，相对速度W1的方向保持不变，如图-4b所示。到后面几级，轴向速度比圆周速度下降得慢，于是流量系数大于设计值，相对速度W1的方向变平，如图-4c所示。
从上面的分析中可以看出，当发动机转速
下降偏离设计值过多时，压气机前几级因相对速
度方向变得过陡而进入喘振状态；后几级则因相
对速度变得过平而进入“涡轮”状态，即通常所
说的“前喘后涡”。
压气机的设计增压比越高，压气机各级间
的相互影响就越大,当转速下降偏离设计值时,就
越容易发生喘振；反之，设计增压比低的，当转图-4
速下降时不容易发生喘振。所以，对于设计增压比高于6以上的压气机都设有专门的防喘装置。
5.2.压气机进口空气总温升高
大气温度升高、飞行高度下降或飞行M数增大，三者对压气机工作的影响，总的效果相同，都会是压气机出现“前喘后涡”状态，如图-5所示。但在具体的形成过程中，情况又有区别，必须注意其特点，现分别简要地分别如下：
图-5
当大气温度升高时，由于空气难以压缩，因而∏k*降低，发动机空气流量减小，压气机进口气流的轴向速度就减小，在n = 常数时，进口流量系数也就减小。后面级由于∏k*的降低，各级的流量系数逐渐增大。因此，如发生喘振，就是“前喘后涡”引起的。
当飞行高度下降时，大气压力和大气温度（在11公里以下）都升高。大气压力的升高，使空气比重增大；大气温度升高（在11公里以下），又使空气比重减小，由于前者影响大于后者，所以发动机进口空气比重增大，故涡轮导向器处的燃气比重相应增大。大气温度升高，使降低∏k*，又会使涡轮导向器处燃气比重减小。这样，涡轮导向器处燃气比重增大的程度要比压气机进口空气比重的增大程度小，此时，空气流量还是增大的，但为了保持流量连续，压气机进口的轴向速度要减小。由于n = 常数，进口流量系数也就减小。后面级因降低∏k*，各级流量系数逐渐增大。故如发生喘振，也是“前喘后涡”引起的。
当飞行M数增大时，由于速度冲压的结果，使压气机进口的总压P1*增大，总温T1*
升高。和P1* T1* 对涡轮导向器燃气比重的影响相反。由于飞行M数增大时，速度冲压使比重增大的程度比T1*升高的影响程度大，所以涡轮导向器处的燃气比重还是增大，即发动机的空气流量是增加的。但是，由于T1*升高的影响，涡轮导向器处燃气比重的增大程度要比压气机进口空气比重的增大程度小些，为了保持流量连续，压气机进口气流的轴向速度要减小，因为n = 常数，故进口流量系数也要减小。后面级，由于T1*升高，∏k*减小，也使各级流量系数逐渐增大，如发生喘振，仍是“前喘后涡”引起的。
5.3.发动机空气流量骤然减小
发动机空气流量骤然减小，同样使压气机前几级的空气轴向速度减小，流量系数减小相，对速度方向变陡而进入喘振状态，导致整台压气机发生喘振。
5.3.1.发动机从慢车状态加速时，如果推油门速度过快过猛，供油量将增加得过快、过多，涡轮前燃气温度突然升高，燃气比容增大，不容易从涡轮流过。而理论分析和实验结果都表明：由于当把多级轴向式压气机安装到发动机上时，发动机内并没有安装节气门，因而不能任意控制空气流量，这时，流过压气机的空气流量即发动机的空气流量，主要决定于涡轮导向器能通过多少气体。因此，造成发动机空气流量减少，从而引起喘振。
5.3.2.着陆滑跑速度减至小速度时仍使用反推，反推装置朝前喷出的高温燃气会被发动机吸入，使发动机空气流量减小，这样就容易引起喘振。例如：三叉戟飞机在着陆滑跑过程中规定，当表速小于70海里/小时应停止使用反推。在实际使用中，常在表速80海里/小时时，就将油门扳回至反推慢车位置，5秒后把油门恢复到正推慢车位置，可以避免由于吸入高温燃气而引起喘振。
5.3.3.喷水系统（在燃烧室进口处喷水的）出故障，使喷水量过多，这样燃气中的水流量过大，气体流量大增，不容易从涡轮导向器叶栅通过，致使进气流量减小，因而也会引起喘振。
5.3.4.拉杆过猛，使发动机进气口与气流之间的夹角突然改变过大，使进气道有效面积减小，同时在进气口产生大量涡流，堵塞了空气顺利地进入进气道，使空气流量骤然减小，可能引起喘振。
5.3.5.其他：进气道结冰等会使进气道有效面积减小，压气机进口流场紊乱；飞行中进入前面飞机的尾流区，吸进高温废气，使空气流量减小。这些都是造成压气机喘振的原
因。
5.4.发动机损伤和翻修质量差
随着发动机使用时间的增加，由于砂石打伤、腐蚀、脏污或翻修质量差，都会使气流通道表面粗糙、变形，流动阻力增大，使进入压气机的气流提早分离。因此，这一类发动机更易于发生喘振。
6.轴向式压气机的防喘措施
6.1.压气机中间级放气
压气机中间级放气是指在一定条件下从压气机中间级释放出部分空气，从而防止发动机喘振。通常是在压气机中间级机匣上沿着整个圆周有一排放气孔，通过放气机构控制的放气带来开启或关闭放气孔（或放气活门）。压气机中间级放气由于结构简单，效果显著，是最常见的防喘措施之一。如图-6所示。
图-6
压气机放气是通过专门的放气机构进行自动控制的。由于在低转速时压气机容易喘振，所以在发动机起动时，放气系统一直打开（也有助于发动机起动），直到发动机转速已经达到一定的转速为止。在转速减小到一定的值时，放气系统随即自动打开。
放气孔可以排成一排或多排，其位置应该适中。如果放气孔太靠前，则防喘放弃的效果不明显；如果太靠后，则放出的空气压力较高，浪费太大。通常都把它安排在压气机中间的某一级之后，或者分成数排，分布于中间各级，以便在不同的发动机转速错开使用。
下面以发动机转速降低过多而引起的喘振为例，说明压气机中间级放气的防喘机
理。前面已经指出，发动机转速低于设计转速时的喘振现象，压气机前后级呈前“喘”后“涡”状态，即前级的流量系数过小，后级的流量系数过大。所以当发动机转速降低时，防喘放气机构使放弃系统打开，部分压缩空气沿放弃孔（或放弃活门）流出，相当于在压气机的通道中多开了一条通路，有效减小了压气机空气通路的阻力，压气机进空流量得以显著增加，所以前级压气机气流的轴向速度和流量系数便可显著增大，从而避免了压气机前级喘振状态；同时压气机后级空气流量由于放气分流而减小，从而使压气机后级流量系数回落，使压气机后级避免堵塞状态。
由此，压气机放气的结果是使压气机前后级都朝有利的工作状态变化，使压气机工作协调，改善了压气机的工作特性和稳定工作范围，保证了发动机安全、可靠地工作。但同时我们也应看到，消耗了涡轮功得到的压缩空气从放气带（或放气活门）排出而未加以利用，最终必然对发动机其它性能造成不利影响，如推力减小，燃油消耗率增加，涡轮前温度升高等。
6.2.调节静子叶片的安装角
压气机处于非设计工作状态时，进入各排叶栅的气流方向将发生不同的变化：有的变陡，有的变平；有的气流冲角变成正值，有的变成负值。从理论上讲，如果能够调节各排静子叶片的安装角，如图-7所示，使流入下排叶栅的气流方向及其冲角不受发动机及飞行条件的影响，这样就可以从根本上改善压气机的工作特性，避免发生喘振。
图-7
为了解释这个问题，现在以第一级的工作情形为例，如果导流叶片固定不动而进口空气流量减小时，由于气体流量系数减小，叶轮进口相对速度方向变陡，将在叶片叶背产生气流分离。如果此时导流叶片的安装角可以调节，就可以随着流量系数的变化而适
当地转动导流叶片，使气流的预旋量增加，使相对速度的方向保持不变，从而避免发生喘振。如图-8a所示。相反地，当空气流量增加，气流流量系数过大时，也可以将导流叶片向相反的方向如图-8b所示，使气流的预旋量减小，以保持相对速度的方向不变，避免出现涡轮或堵塞状态。
a b
图-8
总的来说，可能够调静子叶片能够使压气机喘振边界左移，也可以避免某些叶栅出现涡轮状态和气流阻塞现象，从而提高了压气机工作效率，扩大了压气机的稳定工作范围。所以这种防喘措施在目前的涡轮发电机上得到广泛应用，但同时结构也较为复杂。
6.3.双转子（三转子）
把多级压气机分成～两个转速不同的转子，这两个转子装在同心轴上，前面的叫低压压气机，后面的叫高压压气机，分别由低、高压涡轮带动，并组成低、高压转子。这种包含低压、高压两个转子的压气机，就是双转子压气机。如图-9所示。
图-9
根据实验和理论分析，在压气机的设计增压比不超过4～4.5时，所有各级叶轮在非设计状态下的工作还比较协调，它们偏离设计工作状态都不太远，压气机工作的稳定性较好。双转子发动机的压气机由两个彼此没有机械联系的压气机所组成，因此，可以把高增压比的双转子压气机看成是由两个低增压比的压气机组成。如果双转子压气机
的设计增压比为9～16，则其每个单转子压气机的设计增压比不过为3～4左右，所以压气机各级都比较协调地工作，从而保证了高增压比的发动机在非设计状态压气机的稳定工作。
由于双转子压气机具有一系列优点，如：不容易发生喘振，可以在宽广的范围内工作而仍可保持较高的效率，容易启动等等，所以在高增压比的压气机中，双转子结构得到广泛采用。目前，还成功制造了包括风扇在内的三转子压气机，使效率更高，防喘性能更好。但是，双转子（三转子）压气机也存在缺点，那就是构造复杂，而且重量也较大。
7.在使用、维护中如何防止和消除喘振
为了避免喘振的发生，在使用、维护中，应注意以下问题：
7.1.在使用发动机过程中，应注意以下几点：
（1）操纵油门的动作要柔和，不能过猛；
（2）注意协调杆、舵的操纵量，避免侧滑，防止进气道内气流分离以提高进气道效率，避免喘振；
（3）一旦发生喘振，应缓慢地收油门，直至油门位置与转速相适应或喘振消除时为止；
（4）密切注意喘振时的排气温度，必要时应收小油门，防止超温；
（5）减小飞机迎角，增大飞行速度可有助于消除喘振；
（6）如发动机装有空中点火装置，在喘振时应将电门放在连续点火位置，减少空中熄火的可能性；
（7）如在高空发生喘振，必要时，可降低高度；
（8）如喘振现象不能制止，则应立即停车或尽快就近着陆。
7.2.在维护发动机过程中应注意以下几点
（1）防止压气机叶片被外来物打伤或腐蚀；
（2）要保证防喘系统机构的正常工作，防止由于防喘机构发生故障而引起喘振；
（3）停放牵引飞机时，一定要按规定加盖、加罩；
（4）航前、航后和定期工作完成以后，要清点好工具等物，严禁在进气道和发动机舱内遗留工具、手套及其他杂物；
（5）在发动机进行试车前，除应检查进气道有无遗留杂物外，还应检查停机坪周围，特别是发动机前面的场地是否已打扫干净，以免发动机工作时，将外物
吸入发动机内。
总结：
飞行员应熟悉压气机喘振的现象，危害，引起喘振的条件，掌握飞行使用中防止喘振的措施，确保飞行安全。
在此向我的论文指导老师周长春及所有给予过我帮助的老师们致以深深的敬意！
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航空发动机隐身性之尾喷管技术分析 邱朝 （飞行器动力工程西安航空学院阎良10021） 摘要：随着航空科技的不断发展和未来战场的需求，对于飞机的各种性能也要求的越来越高，本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析，通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法，从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。 Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development. 前言： 飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征，来提高其突防和生存能力的一种技术。美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比，速度提高两倍，载弹量增加5000，但其雷达反射面积仅为其100，不到1平方米。而随后研制的B-2轰炸机，其探测特性只有百万分之一的数量级，在雷达光屏上的反映，只相当于一个飞行中的蜂鸟，因而具有很强的突防、作战和生存能力。发展发动机隐身技术是实现飞机隐身的重要一环，其内容函盖减小发动机可观察部件的探测反射特征、降噪和红外抑制技术，而对于尾喷管的改造则能很大程度上改善整体发动机的隐身性能。 1尾喷管的作用和类型 在涡轮风扇发动机上，喷管的主要作用是使发动机排出的燃气继续膨胀，
详解航空涡轮发动机 引言 古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。 航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的“核心机”。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。 2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——“昆仑”涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。“昆仑”及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。 要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分——核心机开始。核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。 “昆仑”涡喷发动机
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
关于737飞机发动机振动偏大故障 737右发振动指示高，前期已更换了右发的所有叶片，并与其他飞机交换A VM，由于更换了叶片和A VM，地面配平的话就必须使用地面试车的振动数据来进行A VM的销钉配平工作，后由于种种原因A VM无法在地面试车中收集到振动数据导致排故的时间大大的延长。 接下来说一下风扇配平的两种方法：（1）AMM71-00-00/501 14A和14B。AMM71-00-00/501 14A为三元平衡法的程序，需进行5次试车，用矢量图得到不平衡的矢量，用这种方法可将振动级别降低到1.8；（2）AMM71-00-00/501 14B为A VM配平法的程序，该方法方便简单，效果明显，仅需0-2次试车。 现在主要讲一下A VM配平： 1）读取不平衡数据，确定是否有发动机振动指示大的记录。如果没有不平衡数据的记录，则无法进行平衡计算。 2）逆时针记录发动机后整流锥上36个配平螺钉件号，共有7种配平螺钉。 3）读取现有的配平螺钉构型，如果实际配重和A VM记录的数据不一致，则无法进行平衡计算。必须先修改A VM内存中配平螺钉构型，使配平螺钉件号与实际安装的件号一致，进行平衡计算。 4）使用A VM对风扇叶片进行平衡计算。 5）根据计算的结果更换相应的配平螺钉。 6）作振动试车。（过站时间紧，可不必试车） 关于不平衡数据的采集要重点讲一下，以往我们都是根据飞行数据中的数据来进行AVM配平，但是此次是配平之前更换了A VM以及叶片，所以只能通过地面采集振动数据来进行配平。地面采集程序详见AMM71-00-00-700-814-F00 Test 7，其中提到首先需要知道场压以及前起落架区域的环境温度通过CUD上OAT 来计算N1 Limits值，这个参数可能会影响之后的配平效果； 其次，需要注意的是在采集过程中在5个N1值的点上需要保持一到两分钟，而且需要注意此时N1值需要控制在±1%以内，而且振动值的变化要保持在0.1 以内。由于这个在高转速的时候是比较难采集的，所以需要在地面试车时反复试验。 最后通过地面A VM采集数据配平后，在后续飞行后，还需要通过飞机振动数据进行A VM 配平，来调整到理想的振动值。
《航空燃气涡轮发动机典型制造工艺》课程教学大纲 执笔：XXX审核：XXX编写日期：2017.05 一、课程的性质和任务 本课程是为高等院校航空发动机制造专业基础课程之一，是航空发动机类专业技术人员的必修课程,也是从事地面燃气轮机、蒸汽轮机、风机、以及其它热旋转动力机械装置的专业技术人员可以选修的课程。通过了解航空燃气涡轮发动机主要零部件的制造工艺、装配和试车技术等，可以在学生的飞行器动力设计知识结构和制造工艺之间架起一座桥梁，通过对工艺知识的了解和掌握，提升工程设计的技术水平。 二、课程的基本内容及要求 要求学生通过各教学环节的学习，达到以下要求：了解航空发动机常用材料、典型零件金属成形工艺及无损检测基本类型；掌握航空燃气轮机的盘、轴、叶片、机匣类零件的制造工艺；掌握航空燃气轮机的装配工艺；了解航空燃气轮机的试车工艺。 1、工艺基础知识 了解航空发动机常用材料 掌握航空发动机的典型零件金属成形工艺 了解航空发动机常用无损检测基本类型 2、叶片制造工艺 掌握航空发动机叶片的结构特点 掌握航空发动机叶片的锻压成形、精密铸造、机械加工、特种加工、表面工程技术和叶片检测。 3、盘类零件制造工艺 掌握航空发动机盘类零件的结构特点
掌握航空发动机盘类零件的毛坯制造、典型加工工艺、鼓筒盘组件的成形及加工工艺、整体叶盘制造工艺、盘类件热处理及表面处理工艺和盘类件、焊接鼓筒盘组件的技术检测 4、轴类零件制造工艺 掌握航空发动机轴类零件的结构特点 掌握航空发动机轴类零件的毛坯制造、加工工艺、热处理、表面处理工艺及检测 5、机匣制造工艺 掌握航空发动机机匣类零件的结构特点 掌握航空发动机机匣类零件的成形工艺、机械加工、热处理工艺、特种工艺及检测 6、装配工艺 掌握航空发动机装配概念、方法、方案、工艺流程、选配、修配、试验、检验方法 掌握航空发动机装配工艺技术准备、典型装配工艺、组合件和部件装配、发动机整机装配及分解 7、试车工艺 了解航空发动机试车工艺 三、成绩考核方式 1、考核方式：本门课程为考试课，采用闭卷形式、笔试方式，考试时间为120分钟。 2、成绩综合评定：总成绩为百分制，包括平时成绩和期末考试卷面成绩两部分，其中平时成绩包括出勤、学习态度、作业、测验和课堂讨论等，占总成绩的30%，期末考试卷面成绩占总成绩的70%。 四、学时分配建议 1、理论学时安排表
燃气涡轮发动机 1.压气机、燃烧室、涡轮称为燃气发生器，燃气发生器又称为核心机。 2.发动机压力比EPR：低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比，同气流通过发动机的 加速成比例。表征推力。 发动机涵道比：指涡扇发动机通过外涵的空气质量流量与通过内涵的空气质量流量之比。 涵道比为1左右是低涵道比，2～3左右是中涵道比，4以上的高涵道比。低涵道比发动机产生推力是热排气高温高压。高涵道产生推力是风扇。 风扇转速n1：对于高涵道比涡扇发动机，由于风扇产生的推力占绝大部分，风扇转速也是推力表征参数。 3.总推力是指当飞机静止时发动机产生的推力，包括由排气动量产生的推力和喷口静压和环 境空气静压之差产生的附加推力。 4.当量轴功率ESHP：计算总的功率输出时，轴功率加上喷气推力的影响。 5.进气道的流量损失用进气道的总压恢复系数σi表示：σi = p1*/ p0* (进气道出口截面 总压 / 进气道前方来流总压) ＜1 6.喘振：压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象。喘振的根 本原因是由于气流攻角过大，使气流在叶背处发生分离，而且这种气流分离严重扩展至整个叶栅通道。 7.VSV偏开导致高压压气机流量系数变大，气流在压气机叶盆会发生偏离，形成涡流状态； 高压压气机会变轻，高压压气机转速上升，由于高压压气机出现涡轮状态，导致压气机进气量下降，此时风扇的流量系数下降，会在风扇和低压压气机叶片背处出现分离，发生喘振现象，之后风扇和低压压气机所需的功率上升，低压转子呈减速降低趋势。为保证发动机风扇的转速不变，发动机控制系统就会增加燃油流量，t3*与EGT上升，涡轮做功能力上升，保证风扇转速n1不变，n2上升。 8.防喘措施：防止压气机失速和喘振的方法常用：放气活门、压气机静止叶片可调和采用多 转子。 9.压气机结构的核心是转子组件和机匣。
航空发动机振动及控制方法分析与研究 发表时间：2019-05-13T16:01:53.567Z 来源：《防护工程》2019年第2期作者：李云鹏王忠鹏 [导读] 本文综述了整机振动常见的故障类型及影响因素，并分析了发动机振动抑制的方式方法，对发动机振动控制具有一定的参考价值。中国航发哈尔滨东安发动机有限公司黑龙江哈尔滨 150066 摘要：航空发动机整机振动故障是发动机工作中较为常见并且危害较大的故障，且其所受影响因素较多，问题原因十分复杂，解决起来十分困难。因此分析故障原因，提前设计减振系统保证发动机振动在可接受的范围内十分重要。本文综述了整机振动常见的故障类型及影响因素，并分析了发动机振动抑制的方式方法，对发动机振动控制具有一定的参考价值。 关键词：航空发动机；振动；控制方法 引言 发动机振动又称整机振动，是指整台发动机装在试车台架或飞机上时，发动机和台架或飞机整个系统的振动。发动机的振动是难免的，随着航空发动机推力和转速的增长，发动机结构承受的振动载荷越来越大，整机振动故障将严重影响航空发动机安全，在飞行中过量的振动会增加磨损，甚至导致严重故障和系统损伤。因此，准确分析并提前设置减振措施，保证发动机在工作范围内振动指标不超出其承受范围是发动机研制中十分重要的课题。 一、典型振动故障类型及影响因素 安装在飞机或试验台上的航空发动机，是一个多自由度的振动系统。所谓发动机的整机振动，是指该系统在各种激振力作用下所产生的响应。发动机故障会产生独特的发动机振动，故障不同，振动特征也不同。引起发动机振动的原因非常复杂，既有转子不平衡，轴承、齿轮碰磨引起的机械振动，也存在流体经过发动机流道时产生的激振力。实际上导致发动机振动程度加剧的激振力主要表现为旋转件的不平衡力、气体的激振力，产生故障的部位则以转子、轴承和叶片为主。 （1）转子不平衡、转子不对中； （2）转动件与静子件碰磨； （3）发动机转子热弯曲； （4）发动机同心度问题； （5）发动机主轴承故障； （6）附件传动齿轮、轴承损坏等； （7）连接件松动、转子支承结构间隙超差； （8）减振结构件失效； （9）共振； （10）不均匀的气流流动。 二、振动控制 2.1 转子的平衡 对发动机转子进行平衡，是降低发动机振动、提高发动机使用安全性、可靠性、寿命和效率的最重要措施之一。利用平衡机在发动机转子转动状态能测定转子不平衡重量大小及所在位置，并确定平衡配重应加的大小与位置，这种平衡的方法称为动平衡。目前转子动平衡工艺已较为成熟，动平衡过程中可将转子的残余不平衡量控制在很小的范围内。但由于现行转子的平衡主要是二次平衡，即平衡好后的转子在总装时又要拆开重新装配，二次装配的影响较大，潜伏了激振因素，开展整机动平衡研究也许是提高动平衡效果的关键。 2.2 减振结构 临界转速时转子的振动十分强烈，因此在发动机设计时总是希望工作转速避开临界转速，但对于一些工作转速范围较为宽广的发动机，则常常无法避开临界转速，有效的减振措施是采用减振结构，采用减振结构可以显著的减小振动程度，航空发动机曾采用过各种各样的减振结构，挤压油膜阻尼器是效果较好的一种阻尼器，并得到了广泛的应用。 2.3 其它方法 转子与静子的碰磨事关重大，特别是在起动过程中，由于轴承游隙的存在以及气动力的影响，转子沿轴向方向会有窜动，在此过程中极易发生碰磨。控制碰磨的措施之一是放大转静子的配合间隙，但是这对发动机的效率和性能影响极大，所以关键还需加强对转子的热弯曲及机匣冷却系统主动控制技术的研究。 连接件的松脱和预紧力不足同样会对振动产生很大的影响，控制此类激振因素的关键是应有适当的预紧力。预紧力的选定相当复杂，过大会使连接件及拉杆承受较大应力，特别是在交变的温度载荷下极易疲劳损坏；而过小的预紧力则可能降低转子系统的刚性，以及在弯矩和扭矩作用下结合面的相对滑动和张开，致使转动非线性和振动失稳。 三、发动机振动控制建议 发动机研制过程中无法避免整机振动，即使是生产定型发动机，也常有一些因振动不合格而不能出厂，或使用中因振动问题而提前返修。由于引起振动的因素十分的多，并且振动的故障模式也不固定，因此精确的检测发动机的振动数据十分的重要。因此，应当积极开展发动机内部振动测量技术的研究。 另一方面应积极开展发动机整机现场动平衡技术的研究。由于发动机转子结构的复杂性，使已经分段平衡好的转子在装机后仍存在较大的不平衡,需要多次反复平衡和装配。现在国外已经发展了先进的整机现场动平衡工艺技术,在试车台上根据发动机振动测量数据直接做整机平衡, 减少装配次数,从而大大降低了发动机的振动故障。在发动机装机飞行后,一旦出现振动超差,则可以根据机载振动监视系统储存的数据在地面现场进行整机动平衡,不必进行地面试车,减少了维修费。 第三，深入研究挤压油膜阻尼器的理论及工艺实现方法，大力发展可变间隙挤压油膜阻尼器、弹性环式挤压油膜阻尼器、电流变液和
详解航空涡轮发动机（一） 【字体大小：大中小】引言 古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助 飞机来实现这一理想。鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏航空涡轮发动机。 航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的”核心机"。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。 2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机一一”昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。”昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。 要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。核心机包括压气机、燃烧室和涡轮 三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。 详解航空涡轮发动机（二） 【字体大小：大中小】压气机 压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。所以如果外界空气不经过压缩， 那么发动机的热力循环效率就太低了。 在航空涡轮发动机上使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类 是轴流式压气机。离心式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。由于其迎风面积大，现在已经不在主流航空涡喷/涡扇发动机中使用了，仅在涡轴发动机中有一些应用。轴流式压气机因其中主流的方向与压气 机轴平行而得名，它是靠推动气流进入相邻叶片间的扩压信道来实现气流增压的。轴流式压气机具有体积小、流量大、效率高的特点，虽然轴流式压气机单级增压比不大（约 1.3?1.5），但是可以将很多级压气 机叶片串联起来，一级一级增压，其乘积就是总的增压比。轴流式压气机的这些优点，使其成为现代航空涡轮发动机的首选。 压气机的主要设计难点在于要综合保证效率、增压比和喘振裕度者三大主要性能参数满足发动机的要求。 压气机效率是衡量压气机性能好坏的重要指标，它反映了气流增压过程中产生能量损失的大小，如果效率太低，能量损失过大，压气机就是岀力不讨好。 增压比是指压气机岀口气压与进口气压之比，这个参数决定了压气机给后面的燃烧室提供的”服务质量"的好坏以及整个发动机的热力循环效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在GE公司的J-79涡喷发动机上用的压气机风扇有17级之多，平均单级增压比为1.16，这样17级叶片的总增压比大约在12.5左右；而F-22的F-119涡扇发动机的压气机中，3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右，平均单级
航空涡轮发动机及航空器排放 规定
目录 A章总则 (4) 第34.1条定义 (4) 第34.3条缩写词和符号 (6) 第34.5条总则 (8) 第34.7条专用测试程序 (9) 第34.9条航空器安全性 (9) 第34.11条豁免 (9) 第34.13条不适用 (10) 第34.15条排放审定的衍生型发动机 (11) B章燃油排泄 (13) 第34.21条适用范围 (13) 第34.23条燃油排泄标准 (13) C章亚音速飞机发动机排气排出物要求 (15) 第34.31条适用范围 (15) 第34.33条亚音速飞机涡喷和涡扇发动机排气排出物标准 (15) 第34.35条亚音速飞机涡桨发动机排气排出物标准 (17) D章超音速飞机发动机排气排出物要求 (18) 第34.41条适用范围 (18) 第34.43条烟雾 (18) 第34.45条气态排出物 (18) E章飞机二氧化碳排出物要求 (20) 第34.51条适用范围 (20) 第34.53条飞机二氧化碳排出物 (20) [F章备用] (21) G章航空涡轮发动机排气排出物测试程序 (22) 第34.71 条说明 (22) 第34.73 条航空涡轮发动机燃油规范 (23) 第34.75 条航空发动机排气排出物的测试程序 (24)
第34.77 条气态排出物及烟雾与非挥发性颗粒物的测试和分析程序 (25) 第34.79 条对气态排出物及烟雾与非挥发性颗粒物标准的符合性 (25)
航空涡轮发动机及航空器排放规定 A章总则 第34.1条定义 在本规定中使用的有关名词术语含义如下： 局方指中国民用航空局（以下简称民航局）和中国民用航空地区管理局。 航空发动机指已安装在航空器上或为预期安装在航空器上而制造的发动机。 航空涡轮发动机指涡喷、涡扇、涡桨和涡轴航空发动机。 在用航空涡轮发动机指在役的航空涡轮发动机。 新的航空涡轮发动机指从未使用过的航空涡轮发动机。 发动机型别指具有相同的总序号、排气量和设计特性，并由同一型号合格证批准的所有航空涡轮发动机。 排放审定的衍生型发动机指与原型号合格审定发动机属于同一型号，保留了原型号的核心机和燃烧室设计，并经局方判定没有其他因素的更改，与原型号发动机有相同或相似排放特性的发动机。 豁免指虽然不满足适用的标准，但在民航局的批准下可以生产、销售和使用一定期限和一定的数量。
航天发动机尾喷管材料的简介 ————高温合金 摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。 关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。 一、零件的材料 火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。 喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。 当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。 在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。 二、高温合金的分类、性能等 760℃高温材料变形高温合金 变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
1. 航空发动机整机振动故障诊断 1.1 国内外现状 1）国内航空发动机整机振动故障诊断技术研究现状 国内具备发动机整机振动试验条件的单位只有发动机的设计单位和生产单位，例如沈阳航空发动机设计所和沈阳黎明公司，因此国内对此项研究的开展非常有限，成果很少。由于试验条件的限制，目前国内一些高校、研究所主要针对航空发动机工作过程中影响振动的关键部件开展研究工作。北京航空航天大学机械设计及自动化学院王春洁和曾福明根据保持器的运动特点，建立了冲击振动模型，分析影响振动的因素及其关系，研究保持架的轴向突然断裂和疲劳断裂机理，从而有针对性地解决了碰撞问题；目前，振动信号的盲源分离技术得到重视，取得了一些研究成果。西北工业大学旋转机械与风能装置测控研究所的宋晓萍和廖明夫利用盲源分离法对双转子航空发动机振动信号进行分离，对某型双转子航空发动机高压转子和低压转子所测得包含不同频率振动信号，运用Fast ICA 算法进行了分离；西北工业大学电子信息学院马建仓、赵林和冯冰利用盲源分离技术对某型涡扇发动机振动偏大的现象进行了分析，采用Fast ICA 和JADE算法对振动信号进行分析并且在一定条件下分离出了发动机的振源信号，为发动机的振动故障诊断技术提供了依据。中航工业航空发动机设计研究所已建成了转子振动故障再现试验器，能对发动机研制中出现的多种振动故障进行试验和信号分析，采用神经网络、小波分析技术等先进诊断技术，更加完善的故障诊断专家系统逐渐被建立起来；北京航空航天大学的洪杰、任泽刚把先进的信息处理方法和专家系统应用在航空发动机整机振动故障诊断中进行研究，中国民航大学的范作民、白杰等人把故障方程、人工神经网络等方法应用在民用航空发动机故障诊断技术中进行了研究。西北工业大学的张加圣等人开发了一套处理航空发动机振动信号以及状态监控的系统软件，具有各个过程参数的数据采集、处理计算及控制输出，监控数据的显示、存储、分析等功能。西北工业大学的杨小东等人研究某型航空发动机整机试车的故障特点，开发了某型航空发动机整机试车故障诊断与排除系统，该系统具有良好的用户交互界面，提供了系统用户管理、故障信息的智能汇总等功能。 由于航空发动机的设计需要具备整机振动的实验条件，具备这样条件的沈阳
尾喷管 为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上
航空燃气涡轮发动机原理复习知识点 第一章 记住华氏度与摄氏度之间的关系：Tf=32+9/5Tc 记住P21的公式1-72，p23的公式1-79,1-80 ，p29的公式1-85以及p33的公式1-99。 第二章燃气涡轮发动机的的工作原理 1.燃气涡轮发动机是将燃油释放出的热能转变成机械能的装置。它既是热机又是推进器。 2.燃气涡轮发动机分为燃气涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮风扇发动机。其中涡轮风扇发动机是由进气道，风扇。低压压气机，高压压气机，燃烧室，高压涡轮，低压涡轮和喷管组成。涡轮风扇发动机是由两个涵道的。 3.外涵流量与内涵流量的比值，称为涵道比，B=Qm1/Qm2. 4.与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机具有推力大，推进效率高，噪音低等特点。 5.单转子涡轮喷气发动机是由进气道，压气机，燃烧室，涡轮和喷管五大部件组成的。 其中压气机，燃烧室，涡轮称为燃气发生器，也叫核心机。
6.涡轮前燃气总温用符号T3*来表示，它是燃气涡轮发动机中最重要的，最关键的一个参数，也是受限制的一个参数。 7.发动机的排气温度T4*，用符号EGT表示。 8.发动机的压力比简称为发动机压比，用符号EPR表示。 9.要会画书本p48页的图2-9的布莱顿循环并且要知道每一个过程表示什么意思。 10.要知道推力的分布并且要掌握推力公式的推导过程。（简答题或者综合题会涉及到。自己看书本p5到P56）。
11.了解几个喷气发动机的性能指标：推力，单位推力，推重比，迎面推力，燃油消耗率。
第三章进气道 1.进气道的作用：在各种状态下，将足够量的空气，以最小的流动损失，顺利的引入压气机；当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，以提高空气的
《航空发动机强度与振动》课程教学大纲课程基本信息（Course Information） 课程代码（Course Code）AV432 *学时 （Credit Hours） 48 *学分 （Credits） 3 *课程名称（Course Name）（中文）航空发动机强度与振动 （英文）Structural Strength and Vibration of Aircraft Engines 课程性质 (Course Type) 专业选修类 授课对象 （Audience） 本科大三下学期 授课语言 (Language of Instruction) 中文 *开课院系 （School） 航空航天学院 先修课程 （Prerequisite） 工程热力学、空气动力学、推进原理 授课教师（Instructor） 课程网址(Course Webpage) *课程简介（Description）本课程是航空航天学院的专业选修课。主要讲授包括：航空发动机结构强度、振动的基础理论和方法；航空发动机叶片强度、轮盘强度、叶片振动、转子动力特性、转子平衡、整机振动和疲劳强度的基本概念、基础理论和分析方法；航空发动机强度与振动的设计准则和一般规律；航空发动机强度与振动测试技术。 通过本课程的学习，使学生掌握航空发动机部件及总体的强度与振动基本概念和分析方法、把握航空发动机结构强度的设计思想、初步掌握航空发动机结构强度设计方法，培养学生分析、处理航空发动机强度与振动实际问题的能力。 *课程简介（Description） This course is a specialized elective course of the School of Aeronautics and Astronautics. Major lectures include: the theory and methods of the structural strength and vibration of aircraft engines; the basic concepts, theory, and methods of the blade strength, wheel strength, blade vibration, dynamic characteristics of rotor, rotor balancing, body vibration and fatigue strength analysis; strength and vibration of aero-engine design criteria and general rules; the experimental technology of strength and vibration tests. Through this course, students will master the basic concept and analysis method of structural strength and vibration of the pieces and overall aircraft engine, grasp the structural strength of aircraft engine design, preliminary master structural strength design method of aircraft engine, grasp the ability of analysis and solving the structural strength and vibration of aircraft engines in the practice.
航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：
航空发动机强度与振动 课程设计报告 姓名：肖庭文 专业：飞行器动力工程 班级：080141H 指导教师：李书明（教授） 但敏 二0一一年十一月
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 把叶片简化为根部固装的等截面悬臂梁。 叶片模型如右图所示，相关参数如下： 叶片长度：0.04m 叶片宽度：0.008m 叶片厚度：0.002m 叶根截面距旋转轴的距离为0.16m 材料密度：3 m /kg 7900 弹性模量： a 11 P 10 .12 泊松比 ： 0.3 2.叶片的静力分析 （1）叶片在转速为5000rad/s 下的静力分析。 要求：得到von Mises 等效应力分布图，并对叶片应力分布进行分析说明。 3.叶片振动的有限元分析 （1）叶片静频计算与分析 要求：给出1到10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：计算出叶片在转速为1000rad/s ，2000rad/s,4000rad/s,8000rad/s,10000rad/s 下的动 频值，用表格形式表示。 （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。 4. 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。
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，再由线形成体）、对几何模型进行网格划分（分为三个步骤：赋予单元属性、指定网格划分密度、网格划分） 在本课程设计中，先在Preferences 中定义了所要研究的对象是structural （结构），然后在Preprocessor 中定义材料的类型为structural solid->Brick 8node 45，再设定材料密度为DENS=7900kg/m 3，弹性模量为EX=a 11 P 10 .12 ，泊松比为 PRXY=0.3 。最后根据叶片在空间的摆放位置创建关键点（Keypoints ）,然后依次 建立面（Areas ）->体(V olumes)。建体的关键是要使简化的长方体叶片模型底面中线正对X 轴，并能绕其转动。 （2）施加载荷、设置求解选项并求解 这些工作通过Solution 处理器来实现。指定分析类型（静力分析、模态分析、谐响应分析、瞬态动力分析、谱分析等）、设置分析选项（不同分析类型设置不同选项，有非线性选项设置、线性设置和求解器设置）、设置载荷步选项(包括时间、子步数、载荷步、平衡迭代次数和输出控制)、加载（ANSYS 结构分析的载
飞机动力设备解析：涡轮喷气发动机的优缺点 这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 涡轮风扇喷气发动机 二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。 50年代，美国的NACA（即NASA 美国航空航天管理局的前身）对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司（GE）继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。 1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”（Conway）涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。 涡轮风扇喷气发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机（术语称“内涵道”），另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出（“外涵道”）。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 涡轮风扇喷气发动机的优缺点 如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。 但涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。