动力原理： 涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机冲压喷气发动机涡轮轴发动机 升力原理： 飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。 在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快 (V1=S1/T >V2=S2/T1)。根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。 从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。 飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：
单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。下图为典型的星型活塞发动机。 现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环。
学习情境丰田1ZR发动机喘振/加速不良案例分析 ?学习目标： 通过本任务的学习，学生应能掌握：丰田1ZR发动机产生喘振/加速不良的故障原因以及排除的方法。 ?时间分配建议：7课时 学习任务1：咨询获取2课时学习任务2：决策和计划1课时学习任务3：故障诊断和修复2课时学习任务4：维修质量检查1课时学习任务5：评估和展示1课时 ?分组建议： 每5人一小组，每三小组一辆车，每组安排一位组长负责相关的课堂管理、任务分工，并负责场地卫生。 ?器材准备： 卡罗拉1.6自动档三辆，丰田KT600诊断仪三台，数字万用表三个，诊断检测连接线若干，常用工具三套,维修手册。 学习任务1：咨询获取 派工单： 1、任务：一辆卡罗拉1.6自动档轿车，车主反应发动机喘振/加速不良 2、任务要求：请制定工作计划，并利用诊断设备确定故障位置，并对故障部件进行检测和更换。
一、知识链接 分析故障原因 1.1燃油管路和燃油泵
1.2电路图分析
2.1空气流量传感器 2.1.1、空气流量计作用 空气流量计是最重要的传感器之一，用来检测吸入空气质量或体积。吸入空气的质量或体积的信号用于计算基准喷射时间和基准点火提前角。安装在空气滤清器和节气门之间的进气管上，以便测量进入发动机气缸的所有空气流量，并转换成电压信号送给发动机控制单元ECU。 2.1.2、空气流量计结构特点 热线式空气流量计 构造： 如图质量型空气流量计是安装在进气道上的插入型，它使一部分气流进入检测区域。用作传感器的一条铂热线和热敏电阻被安放在检测区域。通过直接测量进气质量，检测精度可以提高，并且几乎没有进气阻力。而且，由于没有使用专门的机械，这种流量计有很好的耐久性。图示的空气流量计也有一个嵌入式进气温度传感器。
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，
航空发动机构造及强度复习 一、基本概念 1. 转子叶片的弯矩补偿 2. 转子的自位作用 3. 动不平衡与动不平衡度 4. 静不平衡与静不平衡度 5. 挠轴转子与刚轴转子 6. 转子叶片的静频与动频 7. 转子的临界转速8. 转子的同步正涡动与同步反涡动 9. 转子的同步正进动与同步反进动10. 持久条件疲劳极限 11. 尾流激振12. 恰当半径 13. 陀螺力矩14. 压气机叶片的安全系数 15. 轮盘的破裂转速16. 应力比 17. 动刚度18. 动波 19. 低循环疲劳20. 轮盘的局部安全系数与总安全系数 二、基本问题 1.航空燃气涡轮发动机有哪几种基本类型？ 2.航空发动机工作叶片受到哪些负荷？ 3.风扇叶片叶尖凸台的作用是什么？ 4.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型发动机的优缺点有哪些？ 5.列举整流叶片与机匣联接的三种基本方法。 6.压气机转子设计应遵循哪些基本原则？ 7.压气机防喘在结构设计方面有哪些措施？ 8.压气机转子有哪三种结构形式？各有何优缺点？ 9.发动机转子轴向力减荷有哪三项措施？ 10.叶片颤振的必要条件是什么？说明颤振与共振的区别。 11.疲劳破坏有哪些基本特征？ 12.燕尾形榫头与枞树形榫头有哪些主要特点？ 13.说明疲劳损伤的理论要点。 14.轮盘有几种振动形式，各举例画出一个振型图。 15.航空发动机燃烧室由哪些基本构件组成？ 16.排除叶片共振故障应从哪几个方面考虑？举例说明各方面的具体措施。 17.什么是等温度盘，为什么采用等温度盘，其温度条件是什么？ 18.涡轮相比的结构特点是什么？ 19.涡轮部件冷却的目的及对冷却气的要求是什么？在涡轮部件上采用的冷却、散热、 隔热措施有哪些？
喷气发动机原理简介
分类 涡轮喷气式发动机 完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。这种发动机的推力和油耗都很高。适合于高速飞行。也是最早的喷气发动机。离心式涡轮喷气发动机 使用离心叶轮作为压气机。这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。 轴流式涡轮喷气发动机 使用扇叶作为压气机。这样的发动机克服了离心式发动机的缺点，因此具有很高的性能。缺点是制造工艺苛刻。现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。 涡轮风扇发动机 一台涡扇发动机的一级压气机 主条目：涡轮风扇发动机
在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风扇的发动机。一级压气机风扇因为体积大，除了可以压缩空气外，还能当作螺旋桨使用。 涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发动机要高。 涡轮轴发动机 主条目：涡轮轴发动机 涡轮轴发动机类似涡桨发动机，但拥有更大的扭矩，并且他的输出轴和涡轮轴是不平行的(一般是垂直)，输出轴减速器也不在发动机上。所以他更类似于飞机上用的燃气轮机。 涡轴发动机的大扭矩使他经常用于需要带动大螺旋桨的直升机。它的结构和车用燃气轮机区别不大。 涡轮喷气发动机(Turbojet)（简称涡喷发动机）[1]是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。 涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的
飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1944年末的战斗。 相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料——这在1945年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。 一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域, 10 - 进气口
附件1 汽车发动机振动噪声测试系统 1用途及基本要求： 该设备主要用于教学和科研中的振动和噪声测量，要求能够测量试验对象的振动噪声特性（频率、阶次、声强等），能对试验数据进行综合分析。该产品的生产厂应具有多年振动噪声行业从业经验，有较高的知名度和影响力。系统软件和硬件应该为成熟的模块化设计，同时具有很强的扩展能力，能保证将来软件和硬件同时升级。 2设备技术要求及参数 2.1设备系统配置 2.1.1数据采集系统一套； 2.1.2数据测试分析软件一套； 2.1.3传声器 2个； 2.1.4加速度计 2个； 2.1.5声强探头 1套； 2.1.6声级校准器 1个； 2.1.7笔记本电脑一台 2.2数据采集、控制系统技术要求 2.2.1主机箱一个；供电采用9～36V直流和 200～240V交流； 2.2.2便携式采集前端，适用于实验室及现场环境； 2.2.3整机消耗功率<150W； 2.2.4工作环境温度：-10 C ～50C； 2.2.5中文或英文WindowsXP下运行，操作主机采用笔记本电脑； 2.2.6输入通道数：4个以上，其中2个200V极化电压输入通道、不少一个转速输入通道； 2.2.7输入通道拥有Dyn-X技术，动态围160dB； 2.2.8每通道最高采样频率：≥65.5kHz，最大分析带宽：≥25.6kHz； 2.2.9系统留有扩充板插槽，根据需要可以进一步扩充；数据采集前端可同时连接多种形式传感器,包括加速度计、转速探头、传声器、声强探头等； 2.2.10系统具有堆叠和分拆能力，多个小系统可组成多通道大系统进行测量。大系统可分拆成多个小系统独立运行； 2.2.11采集前端的数据传输具备二种方式之一：①通过10/100M自适应以太网传输至PC； ②通过无线通讯以太网技术传输至PC，通信距离在100米以上。使测量过程更为灵活方便，方便硬件通道和计算机系统扩展升级；
编订：__________________ 单位：__________________ 时间：__________________ 发动机喘振故障的形成原因及防范措施(正式) Deploy The Objectives, Requirements And Methods To Make The Personnel In The Organization Operate According To The Established Standards And Reach The Expected Level. Word格式 / 完整 / 可编辑
文件编号：KG-AO-4642-29 发动机喘振故障的形成原因及防范 措施(正式) 使用备注：本文档可用在日常工作场景，通过对目的、要求、方式、方法、进度等进行具体、周密的部署，从而使得组织内人员按照既定标准、规范的要求进行操作，使日常工作或活动达到预期的水平。下载后就可自由编辑。 摘要：涡轴8系列发动机为自由涡轮式的涡轮轴发动机，具有性能比较先进，尺寸小，重量轻，结构简单，工作可靠，使用维护方便的特点。发动机的压气机由一级跨音轴流压气机和一级超音离心压气机组成的混合式压气机，具有结构简单、重量轻、增压比高、性能平稳的特点。本文根据发动机的压气机工作原理分析喘振的原因并提出维护建议及防止喘振的措施。 关键词：发动机喘振空气压力故障 1失速与喘振的概述 工作叶轮进口处相对失速的方向与叶片弦线之间的夹角叫做攻角。影响攻角的因素有两个：一是转速，另一个是工作叶轮进口处的绝对速度（包括大小和方
向）。在攻角过大的情况下，会使气流在叶背处发生分离，这种现象叫做失速。失速区九朝着与叶片旋转方向相反的方向移动。这种移动失速比周围速度要小，所以站在绝对坐标系上观察时，失速区以较低的转速与压气机叶轮做同方向的旋转运动，称为旋转失速。 2发动机内部空气系统 发动机工作时，外界空气经直升机上的进气道流入压气机，首先在轴流压气机中得到压缩，然后再进入离心压气机被进一步压缩。压缩后的高压空气进入燃烧室，与燃油混合燃烧，生成高压高温的燃气。从燃烧室出来的燃气流向涡轮，首先在燃气发生器涡轮中膨胀做功，带动压气机工作；然后燃气进入自由涡轮中进一步膨胀做功，从而向外提供功率，驱动直升机旋翼等工作。 2.1 篦齿（或称迷宫）封严装置的密封原理。篦齿封严装置（或称迷宫封严装置）是利用篦齿前后空气的压差来达到密封目的。增压空气从压力高的一侧通过篦齿装置很小的间隙流向压力低的一侧，空气的
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
一、活塞式发动机 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9 个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。 二、涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是
编号：SM-ZD-86190 发动机喘振故障的形成原 因及防范措施 Through the process agreement to achieve a unified action policy for different people, so as to coordinate action, reduce blindness, and make the work orderly. 编制：____________________ 审核：____________________ 批准：____________________ 本文档下载后可任意修改
发动机喘振故障的形成原因及防范 措施 简介：该方案资料适用于公司或组织通过合理化地制定计划，达成上下级或不同的人员之间形成统一的行动方针，明确执行目标，工作内容，执行方式，执行进度，从而使整体计划目标统一，行动协调，过程有条不紊。文档可直接下载或修改，使用时请详细阅读内容。 摘要：涡轴8系列发动机为自由涡轮式的涡轮轴发动机，具有性能比较先进，尺寸小，重量轻，结构简单，工作可靠，使用维护方便的特点。发动机的压气机由一级跨音轴流压气机和一级超音离心压气机组成的混合式压气机，具有结构简单、重量轻、增压比高、性能平稳的特点。本文根据发动机的压气机工作原理分析喘振的原因并提出维护建议及防止喘振的措施。 关键词：发动机喘振空气压力故障 1失速与喘振的概述 工作叶轮进口处相对失速的方向与叶片弦线之间的夹角叫做攻角。影响攻角的因素有两个：一是转速，另一个是工作叶轮进口处的绝对速度（包括大小和方向）。在攻角过大的情况下，会使气流在叶背处发生分离，这种现象叫做失速。
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。
航空涡扇发动机的工作原理 ?发表于：2014-01-21 21:57:40 ?作者:江山红红发短信加好友更多作品 级别：上将积分：118791 航空喷气发动机主要有两种，一种是涡喷发动机，一种是锅扇发动机。在这里主要介绍大家关心的涡扇发动机的工作原理。 涡扇发动机是喷气发动机的一个分支，从血缘关系上来说，涡扇发动机应是涡喷发动机的变种。从结构上看，涡扇发动机是在涡喷发动机之前加装了风扇。这几叶风扇却把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。正是这几叶风扇，让涡扇发动机青出于蓝而胜于蓝。 研制涡扇发动机，首先是要确定它的总体结构。简单的讲，主要是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双转子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单尽管研制难度低，省钱！但要付出性能差的代价。 从理论上讲：单转子结构的涡扇发动机的压气机，可以作成任意多的级数，以期达到一定的增压比。可是由于单转子的结构限制，使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，在工作时，它们就必须要保持相同的转速，问题也跟着出来了。当单转子的发动机在工作时，如果其转速突然下降时，压气机的高压部分，就会因为得不到足够的转速，而效率严重下降；在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时，就会引起发动机的振喘。在正常的飞行中，发动机发生振喘是决对不允许的。因为发动机发生振喘，会严重危及飞机的安全。为了解决低压部分在工作中的过载，只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样一来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限，单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。 为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用，在压气机内的空气温度升高，其作用力随着空气温度的升高而增大。高压转子的转速可以设计的相对高一些，转速提高了，其高压转子的直径就可以做得小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。 然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气
1转子叶片强度计算的目的是为了保证所设计的转子叶片能可靠工作,又使其尽可能轻。 2转子叶片受到的载荷:叶片自身质量产生的离心力;气流的横向气体力(弯曲应力和扭转应力);热负荷;振动负荷。 3简化假设和坐标系:将其看做根部完全固装的悬臂梁;叶片仅承受自身质量离心力和横向气体力,只计算拉伸应力和弯曲应力;扭转中心(刚心),气体压力中心与中心三者重合,离心力与气体力均作用于重心。 4计算点的选择:发动机设计点（H=0，V=0，n=n max ）;低空低温高速飞行状态（最大气体力状态H=0,V=V max ,n=n max ,t=233K ）;高空低速飞行状态（最小气体力状态H=H max ,V =V min ,n =n max ,t =t H ） 5推导气动力：(ρ2m c 2am t 2m ×1)c 2am ? ρ1m c 1am t 1m ×1 c 1am =2πQ Z m ρ2m c 2am 2? ρ1m c 1am 2 ; p 1m ?p 2m t m ×1=2πZ m Q p 1m ?p 2m ;p xm =2πZ m Q ρ1m c 1am 2?ρ2m c 2am 2)+ (p 1m ?p 2m ;p ym =2πZ m Q (ρ1m c 1am c 1um ?ρ2m c 2am c 2um ) 6离心力弯矩：若转子叶片各截面重心的连线不与Z 轴重合,则叶片旋转时产生的离心力将引起离心力弯矩.离心力平行于Z 轴所以对Z 轴没有矩,离心力必须垂直于转轴在X 轴方向的分力必然为0. 7罩量：通常将叶片各截面的重心相对于Z 轴作适当的偏移,以达到弯矩补偿的目的,这个偏移量称为罩量。 8罩量调整:合理地选择叶片各截面重心的罩量,使之既保证叶片在发动机经常工作的状态具有较低的应力,又照顾到在其它各种工作状态下的应力都不太大。在一般情况下，仅以根部截面作为调整对象。 9压气机与涡轮叶片所受气动力方向相反，重心连线偏斜方向总是与叶片所受的气体力的方向一致。 10以离心力弯矩补偿气体力弯矩时,还必须注意到这两个弯矩随工作状态的变化.往往取最大气体力弯矩和最小气体力弯矩的平均值作为离心力弯矩补偿的目标。 11弯曲应力：通过截面重心，有一对惯性主轴η、ξ,对η轴的惯性矩最小,对ξ轴的惯性矩最大。在距离η轴最远的A 、B 、C 三点在仅有作用时,弯曲应力最大。 12压气机叶片n s =?s ?总，max 一般n s =2.0~3.5 ;涡轮叶片n T =?T s ?总，max (一般n T =1.5~2.5) 13影响叶片强度:扭转应力(两个扭转力矩方向常常相反,所以可忽略);热应力(热端部件影响,热冲击反复产生致热疲劳);扭向(扭向愈大,对叶片截面上离心拉伸应力分布不均匀的影 响愈大);蠕变(采用叶片材料的蠕变极限?a /T t 作为许用应力,安全系数 n T =?a T t ?总，max (一般n T =1.5~2.5);;叶片弯曲变形(由于变形产生的附加弯矩,将使离心力弯 矩对气体力弯矩的补偿效果更好);叶冠(增大应力项);其它因素(不同的叶根形状将使叶片上的离心拉伸应力产生明显的分布不均现象) 20轮盘的破损形式：1,在轮盘外缘榫头部分断裂;2,轮盘外缘的径向裂纹，尤其在固定叶片的销孔处;3,由于材料内部缺陷(例如松孔或夹杂)导致盘中心断裂;4,由于轮盘在高温下工作，容易引起蠕变(甚至局部颈缩),使盘外径增大,最后导致轮盘破裂。 21轮盘强度计算主要考虑负荷：1安装在轮盘外缘上的叶片质量离心力以及轮盘本身的离心力;2沿盘半径方向受热不均引起的热负荷。其他负荷:1由叶片传来的气动力,以及轮盘前后端面上的气体压力;2机动飞行时产生的陀螺力矩；3叶片及盘振动时产生的动负荷；4盘与轴或盘与盘连接处的装配应力,或在某种工作状态下,由于变形不协调而产生的附加应力。 22轮盘强度计算的假设：1轴对称假设;2平面应力假设;3弹性假设。 23轮盘强度计算基本公式方程：平衡方程、几何方程、物理方程。计算方法：力法、位移法。 24轮盘的应力有三部分组成:1,由应力、位移、温度的边界条件决定的，它们通过常数K1和K2来表示;2,轮盘以角速度ω旋转引起的离心应力;3,由于温度影响引起的热应力。 25等厚圆环法的基本思路:1，将剖面形状复杂的轮盘沿半径方向划分成有限个段，每段构成一个等厚圆环，相互套接在一起，虽然整个轮盘的温度分布沿径向是不均匀的，但对于每
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
发动机振动特性分析与试验 作者：长安汽车工程研究院来源：AI汽车制造业 完善的项目前期工作预示着更少的项目后期风险，这也是CAE工作的重要意义之一。在整机开发的前期（概念设计和布置设计阶段），由于没有成熟样机进行NVH试验，很难通过试验的方法预测产品的NVH水平。因此，通过仿真的方法对整机NVH性能进行分析甚至优化显得十分重要。 众所周知，发动机NVH是个复杂的概念，包括发动机的振动、噪声以及个体对振动和噪声的主观评价等。客观地说，噪声与振动也相互联系，因为发动机一部分噪声由结构表面振动直接辐射，另一部分由发动机燃烧和进排气通过空气传播。除此之外，发动机附件（如风扇）也存在噪声贡献。本文仅考虑发动机结构振动问题，即在主轴承载荷、燃烧爆发压力和运动件惯性力的作用下，对发动机结构振动进行分析以及与试验的对比。发动机结构噪声的激励源主要包括燃烧爆发压力、气门冲击、活塞敲击、主轴承冲击、前端齿轮/链驱动和变速器激励等，这些结构振动又通过缸盖罩、缸盖、缸体和油底壳等传出噪声。 发动机结构振动分析方法简介 图1 发动机结构振动分析方法 如图1所示，发动机结构噪声分析方法包括以下几个步骤： 1. 动力总成FE建模及模态校核 建立完整的短发动机和变速器装配的有限元模型；对该有限元模型进行模态分析，通过分析结果判断各零件间连接是否完好；通过分析结果判断动力总成整体模态所在频率范围是否合理，零部件的局部模态频率是否合理，若存在整体或局部模态不合理的情况，需要对结构进行初步更改或优化。
2. 动力总成模态压缩 缩减有限元模型，得到动力总成的刚度、质量、几何以及自由度信息，用于多体动力学分析。 3. 运动件简化模型建立 发动机中的部分动件不用进行有限元建模，可作简化处理，形成梁-质量点模型，用于多体动力学分析。其中包括：活塞组、连杆组和曲轴及其前后端。 4. 动力总成多体动力学分析 在定义了动力总成各零部件间连接并且已知各种载荷的情况下，对动力总成进行时域下的多体动力学分析，并对得到的发动机时域和频域下的动态特性进行评判，同时，其输出用于结构振动分析。 5. 动力总成结构振动分析 基于多体动力学分析结果，对整个动力总成有限元模型进行强迫振动分析，得到发动机本体、变速器以及各种外围件的表面振动特性，进行评判和结构优化。 实例分析 1. 分析对象 以一款成熟的直列四缸1.5L发动机为平台，针对其结构振动问题，对其进行结构振动CAE 分析，并与其台架试验结果相比较。发动机的部分参数如下：缸径75mm，冲程85mm，缸间距84mm，最大缸压6MPa。 2. 坐标定义 为了便于以后叙述，对动力总成进行了坐标定义（见图2）。
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
发动机强度与振动 第一章课后作业 学号：姓名： 1.1 简要解释下列名词术语： （1）弯矩补偿 弯矩补偿：在叶片设计时，通过离心力弯矩来抵消一部分气动力弯矩，使叶片截面上的合成弯矩最小或达到某一数值，以减小叶片截面上的总弯曲应力值。 （2）自然补偿 自然补偿：弯曲变形后，截面重心偏离，形成附加弯矩，使离心弯矩对气动弯矩的补偿作用加大，也称附加补偿为自然补偿。 （3）罩量调整 罩量调整：罩量是叶片各截面重心相对于Z轴的偏移量；以根部截面为调整对象，对罩量进行调整为罩量调整。调整需考虑的因素有气动状态、加工和安装等。 1.2 简要回答下列问题： （1）发动机工作中转子叶片受哪些负荷？ 离心力、气动力、热应力、交变载荷、随机载荷 （2）转子叶片应力计算中，至少应考虑哪些工作状态？ 最大气动状态，H=0, Ma＝M max，n＝n max 最小气动状态，H=H max, n＝n额定或n巡航 最高温度状态，T=Tmax 地面试车, 即设计状态，H=0, Ma＝0， n＝ n max （3）航空发动机转子叶片截面上承受什么弯矩？通常采用什么方法来降低截面上的弯曲应力？ 气动力弯矩和离心力弯矩；采用弯矩补偿降低截面上的弯曲应力。 （4）离心补偿，或称弯曲补偿，在转子叶片设计中如何实现？补偿系数如何确定？ 使气动力弯矩和离心弯矩作用方向相反，从而减小合成弯矩。 补偿系数为0.2至0.8，应根据叶片在最常应用的工况和最危险工况下进行离心补偿设计，选择补偿系数还应考虑其他工况，以避免叶片出现过补偿现象。 （5）试用图说明在同一转子上压气机和涡轮转子叶片各截面的重心分布规律(沿周向及轴
向)，并阐述其原因。 压气机 压气机对气体做功，受到的气动弯矩与航向相反，则，离心弯矩应与航向相同，故重心向左。 受到的气动弯矩与转向相反，则，离心弯矩应与转向向相同，故重心向左。 涡轮 气体对涡轮做功，涡轮叶片受到的气动力弯矩与航向相同，则离心弯矩应与航向相反，所以涡轮叶 片重心向右。 气体对涡轮做功，涡轮叶片受到的气动力弯矩与转子旋向相同，则离心弯矩应与旋向相反，所以涡轮叶片重心向右。 （6）转子叶片的叶型截面上，通常何处应力最大？为什么？ 转子叶片叶根部位应力最大，因为叶根部位承受的离心力和弯矩均最大。 （7）长而薄的转子叶片，其弯曲变形对叶片应力有何影响？ 弯曲变形后，截面重心偏离，形成附加弯矩，使离心弯矩对气动弯矩的补偿作用加大，也称附加补偿为自然补偿。 0,0y x ≥≤0, 0y x ≤≥