時間：2022-05-08 09:22:25
序論：在您撰寫航空發(fā)動機論文時，參考他人的優(yōu)秀作品可以開闊視野，小編為您整理的1篇范文，希望這些建議能夠激發(fā)您的創(chuàng)作熱情，引導(dǎo)您走向新的創(chuàng)作高度。
摘要 本文介紹了一種用于清洗航空發(fā)動機進氣道的水劑清洗劑NS851,將其與國內(nèi)外成熟同類產(chǎn)品進行對比,并實測該清洗劑運用在發(fā)動機長試后,功率恢復(fù)效果。文中還綜合比較了NS851清洗劑與國內(nèi)、外同類產(chǎn)品的經(jīng)濟成本。從而論證NS851清洗劑的經(jīng)濟效益和社會意義。
關(guān)鍵詞 水劑清洗劑;對比試驗;功率恢復(fù);表面活性劑
0 引言
國產(chǎn)航空發(fā)動機在外場使用沒有整機清洗規(guī)范,對于在內(nèi)陸飛行的航機,由于飛行高度高,腐蝕氣氛少,發(fā)動機氣道腐蝕污染情況不太嚴重,所以,對正服役發(fā)動機的防腐蝕維護技術(shù)要求并不突出。但由于近年來,從用于海上低空飛行的航機返廠修理的情況來看:氣道腐蝕嚴重,發(fā)動機功率下降,從而導(dǎo)致飛行壽命減短。這是由于航機工作環(huán)境鹽霧濃度大,發(fā)動機在工作時吸入鹽霧、塵埃和自身產(chǎn)生的油污,在高溫和氧化作用下形成油垢、積炭沉積于氣道內(nèi)的各零部件表面,從而導(dǎo)致氣道內(nèi)零部件腐蝕情況嚴重。為減少腐蝕,延長發(fā)動機的壽命,必須增強發(fā)動機的日常維護。因此,發(fā)動機需要頻繁清洗,通過氣道的沖洗減少氣道內(nèi)鹽份和污物的附著并恢復(fù)發(fā)動機功率。
國內(nèi)、外對發(fā)動機整機清洗劑的研究情況:
1)法國TM公司在WZ8發(fā)動機大修手冊中明確規(guī)定了進氣道清洗劑牌號:ARDROX6345;
2)北京航材院研制的發(fā)動機清洗劑:GT1。
根據(jù)海上飛行航機的工作環(huán)境及航機氣道內(nèi)零件材料的特點,我試驗室自行配制了NS851清洗劑。工作后功率下降的發(fā)動機通過用NS851清洗后將恢復(fù)功率,而清洗劑本身不能對發(fā)動機氣道內(nèi)的材料產(chǎn)生影響。
1 理化測試及測試結(jié)果
研制過程中將NS851與GT1、ARDROX6345這3種清洗劑進行了理化對比測試,根據(jù)3種清洗劑的使用體積比來配制試驗溶液(溶劑:去離子水):
NS851:5%;GT1:20%;ARDROX6345:20%。
1)PH值:用PH計進行測量,見表1;
2)清洗劑對金屬材料的腐蝕試驗:
(1)全浸腐蝕、縫隙腐蝕、高溫腐蝕均按GJB20356進行,結(jié)果見表1;
(2)洗劑對鈦合金(TC1)的應(yīng)力腐蝕試驗:該項目由北京航空材料研究院完成。
試驗結(jié)果:3種清洗劑對鈦合金均無應(yīng)力腐蝕,金相形態(tài)見圖1~圖3。
應(yīng)力腐蝕500倍金相檢查應(yīng)力腐蝕500倍金相檢查
3)清洗劑對非金屬材料的影響
(1)清洗劑對石墨涂層的影響。試驗材料:高溫石棉石墨、低溫石棉石墨、鎳石墨;
試驗方法:將3種帶石墨層的零件浸泡在清洗劑中,室溫,200h。浸泡結(jié)束對石墨層進行車削0.2mm,以檢查石墨層的結(jié)合力。
試驗結(jié)果:3種清洗劑對3種石墨層均無影響(石墨層無脫落現(xiàn)象)。
(2)清洗劑對涂層的影響:試驗材料:H61-32涂料、H61-1涂料、氟橡膠。
試驗方法:將3種涂層試片浸泡在清洗劑中,室溫,200h。浸泡結(jié)束用劃格、膠布法檢驗涂層的結(jié)合力。
試驗結(jié)果:3種清洗劑對3種涂層均無影響(涂層無起皮、起泡、脫落現(xiàn)象)。
2 使用后功率恢復(fù)
XX航空發(fā)動機試車300h后,功率降低到94%,用NS851清洗劑對其進行進氣道沖洗后功率恢復(fù)到97%。發(fā)動機試車前后,清洗前后功率情況見表2。
3 討論
NS851是一種水劑清洗劑,它是由多種表面活性劑組成,不含無機鹽成份,其中包括三乙醇胺油酸皂、脂肪醇酰胺、脂肪醇聚氧乙烯醚等表面活性劑。表面活性劑是由親水基和憎水劑構(gòu)成,親水基吸附水分子,憎水基吸附油分子。通過表面活性劑使油和水結(jié)合起來,形成了乳化液,表面活性劑在此起乳化作用。只有保證乳化液的穩(wěn)定才能使油污溶解在水中。吸附于油與水界面上的表面活性劑形成具有一定強度的界面膜,對油微粒起保護作用,油微粒在布朗運動下發(fā)生碰撞時不易聚結(jié),所以界面膜的強度對乳化液的穩(wěn)定性起著很大作用。NS851中含有脂肪醇和脂肪胺、脂肪酸類表面活性劑,界面吸附層中乳化劑分子與醇、胺、酸這些極性分子發(fā)生作用形成復(fù)合物,使界面膜強度增高。由于多種表面活性劑的使用,使混合的表面活性成分吸附在水―油界面上,分子間發(fā)生作用形成絡(luò)合物,由于分子間強烈作用,界面張力顯著降低,表面活性劑在界面上吸附量增多,形成的界面膜密度增大,強度增高。乳化液穩(wěn)定性增強,從而清洗液溶解油污的能力加強。所以NS851能有效的去除了油污,恢復(fù)發(fā)動機功率。
4 社會效益及經(jīng)濟效益
NS851清洗劑由我廠自行研制,其組分完全國產(chǎn)化,通過多年在整機上的使用,清洗效果良好,能達到清洗發(fā)動機、恢復(fù)發(fā)動機功率、減少氣道內(nèi)金屬零件的腐蝕,從而達到延長發(fā)動機工作壽命的目的。NS851的成功使用,使我們再不需要進口整機清洗劑,從而擺脫了發(fā)動機整機清洗技術(shù)受制于人狀態(tài)。
由于NS851使用比例低,國內(nèi)原料采購成本低,其使用成本是本是進口產(chǎn)品的1/10,是國內(nèi)同類產(chǎn)品的1/7。
5結(jié)論
1)NS851是我廠自主研發(fā)的一種發(fā)動機整機清洗劑,其與國內(nèi)外成熟同類清洗劑的理化性能相當,對發(fā)動機氣道內(nèi)的主要材料均無影響。長試后發(fā)動機使用NS851清洗后,能明顯提高功率。所以說NS851清洗劑已達到了發(fā)動機整機清洗目的;
2)NS851原料采購方便,成本低廉;
3)NS851可以廣泛運用到直升機、運輸機、工業(yè)地面燃機的清洗維護。
摘 要:我軍航空發(fā)動機油封工作中存在的問題阻礙了航空發(fā)動機油封技術(shù)的訓(xùn)練。為解決該問題,開發(fā)了一套航空發(fā)動機油封模擬系統(tǒng)。它利用虛擬仿真技術(shù)模擬航空發(fā)動機油封操作過程,是一種集油封虛擬訓(xùn)練和考核評價于一體、經(jīng)濟實用的現(xiàn)代化教學(xué)手段。根據(jù)航空發(fā)動機油封操作規(guī)程,系統(tǒng)功能設(shè)計包括引導(dǎo)提示、油封仿真、考核評價三個模塊,油封仿真是核心,它包括視景仿真、運動仿真、音響仿真、操作仿真四個子功能,能夠提供等同于實操,甚至更好的訓(xùn)練效果,具有重大的經(jīng)濟效益和軍事效益。
關(guān)鍵詞:油封仿真; 航空發(fā)動機; 虛擬仿真技術(shù); 軍事效率
0 引 言
目前虛擬仿真技術(shù)廣泛應(yīng)用于自動控制、醫(yī)療康復(fù)、教育娛樂、維修訓(xùn)練、軍事訓(xùn)練等各個領(lǐng)域[1-4]。虛擬本質(zhì)是客觀事物在計算機上的一種仿真實現(xiàn),是一種由計算機全部或部分生成的多維感覺環(huán)境,通過特殊的頭盔、數(shù)據(jù)手套等傳感設(shè)備進入虛擬空間,感知和實時操作虛擬世界中的各種對象,使參與者有身臨其境的感覺,能體驗、接受和認識客觀世界中的客觀事物。
虛擬仿真技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動機油封訓(xùn)練是當前我軍航空發(fā)動機油封工作的迫切需要。我軍航空發(fā)動機的油封設(shè)備多為20世紀80年代生產(chǎn),可滿足老舊機種的油封工作。由于一些進口和國產(chǎn)的新機種逐漸成為我軍主戰(zhàn)機種,目前的油封設(shè)備已無法滿足其發(fā)動機油封的需要。另外,航空發(fā)動機油封技術(shù)含量高,操作規(guī)程復(fù)雜,油封設(shè)備操作較為嚴格,要求操作人員本身應(yīng)具有較強的責任心和專業(yè)的油封工作技術(shù)和經(jīng)驗。目前,我軍院?；緵]有開設(shè)相應(yīng)的油封專業(yè)學(xué)科,油封人才基本靠“師傅帶徒弟”的模式來培養(yǎng),很難滿足目前航空發(fā)動機油封工作的實際需要。
這些問題嚴重影響了航空發(fā)動機油封技術(shù)的訓(xùn)練,而利用虛擬仿真技術(shù)能夠創(chuàng)建出真實感和沉浸感較強的航空發(fā)動機油封環(huán)境,為航空發(fā)動機油封工作提供油封虛擬訓(xùn)練,有助于提高油封人員的操作水平和操作技能。虛擬仿真技術(shù)已經(jīng)成熟并廣泛應(yīng)用,因此開發(fā)一套航空發(fā)動機油封模擬系統(tǒng)已成為一種既經(jīng)濟又實用的解決方法。
1 開發(fā)工具
航空發(fā)動機油封模擬系統(tǒng)采用目前世界上廣泛使用的工業(yè)仿真軟件Creator,GL Studio,Vega Prime和Visual C++ 6.0進行開發(fā)[5-6]。
Creator是世界上領(lǐng)先的實時三維數(shù)據(jù)庫生成系統(tǒng),可以用來對發(fā)動機、油封設(shè)備、倉庫等實物場景進行三維建模。油封設(shè)備的各種儀表是由GL Studio來建模的,并以可視化模型數(shù)據(jù)庫的形式生成OpenFlight(.flt)文件格式標準的層次視景數(shù)據(jù)庫。然后,OpenFlight文件再調(diào)入Vega Prime,成為實時仿真的一部分。
Vega Prime具有良好的圖形環(huán)境界面和完全面向?qū)ο蟮腃++語言應(yīng)用程序接口API,豐富的實用庫函數(shù)及大量的功能模塊可滿足拆卸油管,控制油封設(shè)備進行油封等多種仿真要求[7-8]。
但是,Vega Prime本身不能實現(xiàn)人機交互,還需要用Visual C++ 6.0進行系統(tǒng)集成。該系統(tǒng)以Visual C++ 6.0為開發(fā)平臺,使用Vega Prime的函數(shù)庫,并通過復(fù)雜的編程,實現(xiàn)對虛擬場景、環(huán)境、運動的模擬仿真。
2 系統(tǒng)分析及設(shè)計
航空發(fā)動機油封模擬系統(tǒng)包括訓(xùn)練和考核兩種模式。訓(xùn)練模式的特點是系統(tǒng)需要具備操作引導(dǎo)和錯誤提示功能;考核模式的特點是系統(tǒng)需要具備評價功能。
為了滿足油封訓(xùn)練和考核的需要,航空發(fā)動機油封模擬系統(tǒng)設(shè)置了引導(dǎo)提示、油封仿真、考核評價三個功能模塊,如圖1所示。
圖1 航空發(fā)動機油封模擬系統(tǒng)功能模塊
其中,油封仿真又包括視景仿真、運動仿真、音響仿真、操作仿真四個子功能模塊。視景仿真、音響仿真是實現(xiàn)航空發(fā)動機模擬訓(xùn)練系統(tǒng)沉浸感的重要因素;運動仿真、操作仿真是實現(xiàn)學(xué)員與虛擬油封設(shè)備和環(huán)境之間交互的主要手段;引導(dǎo)提示、考核評價是整個系統(tǒng)的必要組成部分[9]。
2.1 引導(dǎo)提示
引導(dǎo)提示功能用于在初次練習(xí)時進行操作引導(dǎo),操作錯誤時進行判斷并提示。當操作熟練以后可取消引導(dǎo)或者提示再進行練習(xí)。
2.2 油封仿真
2.2.1 視景仿真
視景仿真是將航空發(fā)動機油封過程中實體建立數(shù)字化的模型,如道路、倉庫、油封車、電源車、發(fā)動機、油管和電纜、扳手等工具、各種油料、履歷本、包裝材料、油封專用車等。其中,發(fā)動機的內(nèi)部結(jié)構(gòu)模型對于油封模擬訓(xùn)練系統(tǒng)來說不需要建模,所以重點是建立發(fā)動機的外部結(jié)構(gòu)模型。發(fā)動機的外部結(jié)構(gòu)模型比較復(fù)雜,主要是建立各種開關(guān)和油封時需要連接油管、電纜的器材及其接頭帽蓋、鉛封的模型,其次是建立發(fā)動機及其外部附件的外形建模,細節(jié)部分要充分利用貼圖來進行建模。
摘 要：航空發(fā)動機經(jīng)常工作在高溫、高速、高負荷、強振動的惡劣環(huán)境下，其內(nèi)部的電氣附件線路在這些惡劣環(huán)境中容易發(fā)生故障。電氣線路的絕緣性故障是一種常見的故障，分析電氣附件線路中可能出現(xiàn)的絕緣性故障種類，并針對每種故障畫出等效電路，然后進行仿真，從而得出結(jié)論。總結(jié)并分析常見的絕緣性故障種類，可以提高發(fā)動機的維修效率，并保證飛機的飛行安全。
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；電氣線路；絕緣性故障
電氣附件是航空發(fā)動機的基本單元，其種類繁多，連接電氣附件的線路稱之為電氣附件線路，發(fā)動機體積龐大，電氣附件數(shù)量極多，其內(nèi)部的電氣附件線路錯綜復(fù)雜，導(dǎo)線粗細不一，長度最長可達幾十公里，發(fā)生故障時排查起來非常困難。在此對常見的電氣附件線路的絕緣性故障進行了分類，并對每類故障進行了仿真，從而得出故障產(chǎn)生的機理，在故障排查過程中更具有針對性，從而提高發(fā)動機的維修效率，并保證飛機的飛行安全。
1 航空發(fā)動機電氣線路絕緣性故障原因
航空發(fā)動機工作環(huán)境惡劣，系統(tǒng)之間互相影響，高溫、高速、高負荷、強振動等因素都有可能引起電氣附件線路產(chǎn)生故障，線路的絕緣層損壞是多種因素共同作用的結(jié)果。電氣線路的絕緣故障有以下兩種特點：（1）線路集中，線路間擠壓、摩擦等造成線路絕緣層損壞；（2）大面積的化學(xué)腐蝕、高溫、高壓等條件下引起線路老化，提前對線路進行測量可有效減少該類故障所引起的事故。
造成電氣附件線路絕緣層腐蝕老化的原因主要有以下四種：（1）機械老化；（2）化學(xué)腐蝕；（3）熱老化；（4）電老化。
2 航空發(fā)動機電氣附件線路絕緣故障種類
波音公司的標準線路施工手冊和空客公司的電器標準線路施工手冊都對所有相關(guān)的電氣附件的絕緣電阻最小值和電壓值做了相應(yīng)的數(shù)值要求。通過查詢PW4000系列某一型號航空發(fā)動機相應(yīng)的標準線路施工手冊，30多種電氣附件涉及127處測量點，統(tǒng)計了這些絕緣測量點的測量方式，結(jié)果如表1。
表1 電氣附件數(shù)量及絕緣測量方法
通過分析該表，得到了兩種發(fā)動機電氣附件絕緣測量點的測量方式：第一種是同一個電氣附件的不同測量點之間的測量方式，即Pin/Pin方式；第二種是同一個電氣附件的測量點與地面之間的測量方式，即Pin/Gnd方式。
（1）Pin/Pin（層間）絕緣故障。航空發(fā)動機電氣附件數(shù)量極多，電氣附件線路分布緊密，兩束距離很近的導(dǎo)線如果出現(xiàn)線路絕緣層老化，并且沒有及時發(fā)現(xiàn)并排除故障，則線路之間容易產(chǎn)生電弧，容易引發(fā)火災(zāi)，若該線路出現(xiàn)在油箱附近，則會引起爆炸事故，危害極大。
（2）Pin/Gnd（Φ兀┚緣故障。電氣附件線路的絕緣層老化時，導(dǎo)線對地的絕緣電阻就會減小，有可能引起電壓擊穿，回流過大，使得線路絕緣層被燒焦，對飛行安全造成極大危害。
3 航空發(fā)動機電氣附件線路絕緣故障仿真
為了更有效地保證飛機的飛行安全，我們要對發(fā)動機電氣附件線路絕緣故障進行預(yù)防，在此對上述電氣附件中的線圈兩種絕緣故障進行仿真，分析電氣附件的絕緣性能的好壞對系統(tǒng)的影響。
3.1 電氣附件對地絕緣故障仿真
在電氣附件的絕緣介質(zhì)發(fā)生老化的過程中，產(chǎn)生絕緣故障的地方對地電容是隨著絕緣老化程度的不斷加深而逐漸增大，對地的絕緣電阻是隨著絕緣老化程度的不斷加深而逐漸減小的。
定義在航空發(fā)動機電氣附件絕緣介質(zhì)中某一處出現(xiàn)絕緣老化現(xiàn)象，當此處的等效絕緣電阻Ro、等效絕緣電容Co的值不斷變化時，測出等效絕緣電阻Ro與接地線之間的電壓，可以得到等效絕緣電阻Ro與絕緣處電壓Uo之間的關(guān)系。通過固定等效絕緣電容Co的值，不斷改變線圈對地的等效絕緣電阻模擬傳感器線圈絕緣性故障，可以得到絕緣處電壓與等效絕緣阻值變化的關(guān)系，測試電路的原理圖如圖1所示[1]。
當絕緣故障處的等效電容Co取一系列固定值時，通過不斷的改變線圈對地的阻值模擬絕緣性能變化過程，可以得到絕緣故障處電壓Uo隨絕緣介質(zhì)對地絕緣阻值Ro變化的關(guān)系如圖2所示。
從圖2中可以看出，當絕緣故障處的電容Co分別取不同值時，隨著絕緣電阻Ro的不斷減小，絕緣故障處的電壓Uo存在著明顯的過度變化，在圖中的拐點之前，絕緣故障處的電壓Uo隨著等效絕緣電阻Ro的減小幾乎沒有任何變化，而在等效絕緣電阻Ro的值繼續(xù)變小出現(xiàn)在拐點之后，絕緣故障處的電壓Uo隨著等效絕緣電阻Ro的減小直線上升。從圖中可以看出，拐點對應(yīng)的等效絕緣電阻最小值R'可以看作判斷絕緣電阻性能好壞的標志，當?shù)刃Ы^緣電阻值大于R'時，航空發(fā)動機電氣附件的絕緣性能良好，當?shù)刃Ы^緣電阻值小于R'時，航空發(fā)動機電氣附件的絕緣性能出現(xiàn)故障。在等效絕緣電阻小于R'并持續(xù)減小時，可以看到對地電壓值直線上升，發(fā)生了電壓擊穿現(xiàn)象。在飛機附件維修手冊中對每一個電氣附件的等效絕緣最小值R'都給出了詳細的值。
3.2 電氣附件層間絕緣故障仿真
航空發(fā)動機電氣附件長時間運行在高溫、潮濕、震動等十分惡劣的環(huán)境中，在電磁、電場、機械、化學(xué)等外因的作用下，電氣附件中線圈的絕緣層十分容易發(fā)生損壞，絕緣層損壞導(dǎo)致兩個線圈之間會出現(xiàn)金屬導(dǎo)體裸漏，造成兩者之間的氣體間隙被擊穿，發(fā)生電弧現(xiàn)象。
航空發(fā)動機內(nèi)部一般使用的是幅值為115V、頻率為400Hz的交流電，在線圈發(fā)生絕緣磨損后，將兩線圈之間的絕緣值等效為Z，由此電弧故障的簡化等效電路圖如圖3所示[2]。
當發(fā)動機電氣附件中線圈的絕緣層磨損十分嚴重時，層間絕緣故障基本上相當于短路，取極端情況下等效絕緣電阻R的阻值，即等效絕緣電阻R趨向于零，得到電流的變化如圖4所示。
在發(fā)動機電氣附件中的線圈絕緣正常沒有層間絕緣故障時，等效絕緣電阻R在兆歐的級別，取極端情況下等效絕緣電阻R的阻值，即等效絕緣電阻R趨向于無窮大，電流的變化如圖5所示。
通過不斷減小等效絕緣電阻R的阻值，即R從無窮大不斷減小到0，仿真兩個線圈之間絕緣老化現(xiàn)象發(fā)生時，兩個線圈之間的電流與等效絕緣電阻R之間的關(guān)系如圖6所示。
4 結(jié)束語
本文對航空發(fā)動機電氣附件線路的絕緣性性進行了介紹，分析了各類故障產(chǎn)生的原理，為日后故障檢測方法的研究與技術(shù)層面上的改善打下了基礎(chǔ)。通過研究關(guān)于民用航空發(fā)動機電氣線路絕緣性問題的大量資料，并將其按原理進行了分類，建立了故障模型，通過對模型的仿真，研究了有關(guān)電氣附件線路絕緣故障問題，希望對提高發(fā)動機的維修效率和保障民航客機的安全有所幫助。
摘 要：某航空發(fā)動機試驗過程中發(fā)生振動大故障。分解后，發(fā)現(xiàn)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片等多處零組件有磨損、變形甚至斷裂的情況。將全臺共計72片高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片委托中國航空工業(yè)集團公司失效分析中心進行分析，確認原因為高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超溫。分析高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超溫的多種可能原因，采用排除法，推斷此次高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超穩(wěn)為局部超溫，原因為高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊脫落打傷高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片導(dǎo)致高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片冷卻失效。根據(jù)推斷尋找事實依據(jù)，推導(dǎo)故障模式。提出解決高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊存在脫落可能性的方案，為后續(xù)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超溫問題的判斷提供分析思維導(dǎo)向。
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；整機振動；高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超溫；冷卻失效
當代航空發(fā)動機的高壓渦輪部件承接在主燃燒室后，是將高溫高壓氣體內(nèi)能轉(zhuǎn)化為機械能最重要的部件之一。雖然目前絕大多數(shù)的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片均采用高性能的單晶合金材料制造，但高溫高壓高轉(zhuǎn)速的惡劣工作條件下，仍存在多種影響因素導(dǎo)致高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫，進而發(fā)生葉片基體脫落等惡性狀況。
以最終確定為高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫原因?qū)е碌哪澈娇瞻l(fā)動機振動事件進行典型分析，探究造成局部超溫的影響因素，充實完善振動問題數(shù)據(jù)庫，為后續(xù)航空發(fā)動機振動問題的判斷提供分析思維導(dǎo)向。
1.振動發(fā)動機分解檢查情況概述
1.1 故障現(xiàn)象
某航空發(fā)動機試驗過程中，出現(xiàn)振動值急劇上升，大幅超出規(guī)定值的現(xiàn)象。立即停止試驗，用孔探儀檢查發(fā)現(xiàn)，該航空發(fā)動機的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片多處燒蝕。
1.2 發(fā)動機分解檢查情況
故障發(fā)生后，對發(fā)動機按大組件進行了分解檢查。外部管路、附件及尾噴口分解未見異常；分解加力擴散器時，發(fā)現(xiàn)少量金屬顆粒；分解渦輪后機匣時，發(fā)現(xiàn)少量金屬粉末狀顆粒，且多為粉末狀碎屑；分解低壓渦輪轉(zhuǎn)子組合件時，發(fā)現(xiàn)低壓一級導(dǎo)向器密封片變形，低壓一級渦輪葉片表面存在不同程度打傷；分解高壓渦輪轉(zhuǎn)子組合件時，發(fā)現(xiàn)16片葉片存在嚴重損傷掉塊情況，其余葉片存在不同程度的變形，葉片葉尖磨損嚴重；分解主燃燒室聯(lián)合單元體時，發(fā)現(xiàn)高壓渦輪導(dǎo)向器葉片組上1件堵塊缺失，高壓渦輪導(dǎo)向器葉片表面存在多處不同程度的打傷，高壓渦輪外環(huán)塊磨損嚴重，外環(huán)塊封嚴片嚴重變形；分解二支點支承組件時，發(fā)現(xiàn)二支點密封裝置石墨斷裂一處；分解低壓單元體、高壓機匣、高壓壓氣機轉(zhuǎn)子及中介機匣組件時，未見明顯異常。
1.3 檢定結(jié)果
因主要受損零件集中在渦輪部分，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片受損嚴重，故將全臺高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片（72片）委托中國航空工業(yè)集團公司失效分析中心進行分析工作。對高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片斷口分析結(jié)果表明，為高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超溫導(dǎo)致的超溫疲勞斷裂。
2.高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片超溫影響因素分析
葉片出現(xiàn)超溫一般有以下幾個來源：油體霧化不良、燃油品質(zhì)不良、起動噴嘴油壓過低等造成的燃燒不均勻，富油燃燒，火焰后移等導(dǎo)致的環(huán)境超溫；冷卻通道（氣膜孔、型芯堵塞、葉片結(jié)構(gòu)損壞）破壞造成溫度場分布不均勻?qū)е碌木植砍瑴氐取脑摵娇瞻l(fā)動機葉片試車情況以及其他部件的損傷情況，對此臺高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片出現(xiàn)局部區(qū)域性超溫的原因展開分析。
2.1 環(huán)境超溫
從高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片損傷周向分布情況看，損傷掉塊且超溫的葉片集中在1/4的區(qū)域內(nèi)。距離較遠的葉片有過熱，但無超溫現(xiàn)象，可以說明高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片環(huán)境溫度無明顯異常，即部分葉片的超溫疲勞斷裂是由局部超溫導(dǎo)致的。
2.2 局部超溫
梳理經(jīng)驗樹，導(dǎo)致高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫的原因有：高壓渦輪轉(zhuǎn)子冷卻流路不暢；高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片頂端蓋板脫落或翹曲；葉片內(nèi)冷卻通道堵塞；高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片損傷導(dǎo)致冷卻失效。針對某航空發(fā)動機進行逐條分析。
2.2.1 高壓渦輪轉(zhuǎn)子冷卻流路不暢
該冷卻流路的空氣從高壓壓氣機出口引入轉(zhuǎn)子盤腔內(nèi)部，經(jīng)高壓壓氣機封嚴盤上的一道篦齒流入高壓鼓筒軸外腔，然后又經(jīng)一道篦齒與經(jīng)預(yù)旋噴嘴后的主燃燒室內(nèi)環(huán)腔的氣流匯合后分為兩股。一股經(jīng)篦齒盤上的外篦齒后，從導(dǎo)向葉片和轉(zhuǎn)子葉片根部的間隙流入主流道；另一股經(jīng)篦齒盤上的孔后流入高壓渦輪工作葉片，對高壓渦輪工作葉片冷卻后，分別從葉片前緣、蓋板上和其他部位的氣膜孔及尾緣的劈縫流入主流道。根據(jù)主燃燒室故檢結(jié)果，預(yù)旋噴嘴處未發(fā)現(xiàn)異常，冷卻流路未發(fā)現(xiàn)堵塞，故某航空發(fā)動機的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫的原因不為高壓渦輪轉(zhuǎn)子冷卻流路不暢。
2.2.2 高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片頂端蓋板脫落或翹曲
高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片蓋板缺失可造成葉片內(nèi)冷卻空氣從頂端流出，葉片氣模孔無冷卻氣流出，葉片氣膜冷卻失效，會造成葉片燒蝕掉塊。檢查葉片蓋板，掉塊較大的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的葉片蓋板在前緣位置完全損傷，其他宏觀未裂葉片的葉片蓋板無明顯掉塊，僅存在^為嚴重的刮磨，及葉背葉尖棱邊變形缺失。該航空發(fā)動機曾發(fā)生過高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片蓋板脫落、翹曲故障，與此次事故的現(xiàn)象不符，且高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片已經(jīng)采取多種措施，避免蓋板翹曲故障發(fā)生。因此認為某航空發(fā)動機的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫的原因為高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片頂端蓋板脫落或翹曲的概率較低。
2.2.3 葉片內(nèi)冷卻通道堵塞
外來物堵塞高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片冷卻通道，有可能導(dǎo)致葉片冷卻的逆流裕度不足而發(fā)生超溫。因此做如下工作，分解檢查故障葉片榫頭底部進氣窗口，未發(fā)現(xiàn)堵塞物；解剖葉片未發(fā)現(xiàn)堵塞現(xiàn)象；復(fù)查葉片水流量均合格。據(jù)此排除某航空發(fā)動機的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫的原因為葉片內(nèi)冷卻通道堵塞。
2.2.4 高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片損傷導(dǎo)致冷卻失效
檢查結(jié)果表明，一個高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊缺失。該堵塊尺寸為14.8mm×4.3mm×2.2mm，材料為K40M。裝配于高壓渦輪導(dǎo)向葉片上緣板后端，用真空釬焊方法固定，主要作用是封堵葉片緣板鑄造時的工藝退渣口。
將全臺共計72片高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片做能譜分析，結(jié)果表明第14塊高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片表面存在K40M，且所有高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片表面未見其他異常外來成分。這表明缺失的高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊脫落，并且撞擊了高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片。分析認為如果高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片受到外物打傷產(chǎn)生裂紋或裂口，裂紋或裂口損傷隨著高壓渦輪轉(zhuǎn)子工作出現(xiàn)擴展，使高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片內(nèi)部冷卻空氣從損傷處流出，葉片氣模冷卻失效造成葉片超溫燒蝕，在中國航空工業(yè)集團公司失效分析中心分析報告中，有3片葉片疲勞起源特征為外物打傷。
因此，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片受到外物打傷引起葉片冷卻失效有很大可能是某航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片局部超溫的主要原因。
3.某航空發(fā)動機故障檢查結(jié)論并改進工藝
在初步判定為高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊脫落打傷高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片引起葉片冷卻失效后，有大量的故障檢查事實滿足以上推論，如：高壓渦輪導(dǎo)向器工藝堵塊掉落；高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片損傷嚴重；高壓渦輪導(dǎo)向器及其他高壓渦輪后的流道件均有不同程度損傷；高壓渦輪之前的流道件故檢未發(fā)現(xiàn)異常；掉塊葉片主要集中在周向約1/4區(qū)域內(nèi)；故障起始發(fā)生在高壓渦輪導(dǎo)向器和高壓渦輪之間；從斷口分析結(jié)果來看，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片出現(xiàn)疲勞斷裂是由于葉片超溫造成材質(zhì)疲勞性能下降，在源區(qū)應(yīng)力集中（氣膜孔和燒蝕缺陷）和振動應(yīng)力作用下出現(xiàn)疲勞開裂和擴展，最終導(dǎo)致掉塊；從試車情況分析，應(yīng)是高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片發(fā)生故障后引起的振動；從以往高導(dǎo)葉片堵塊脫落故障分析，由于高導(dǎo)堵塊焊接工藝存在問題，堵塊存在脫落的可能性，且堵塊脫落對高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片等零件會造成傷害；從故障原因分析，高導(dǎo)葉片堵塊脫落打傷高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片可以造成高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片冷卻失效導(dǎo)致局部超溫，進而發(fā)生撕裂掉塊等。
依據(jù)分析推得故障模式：發(fā)動機工作時，一個高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊發(fā)生脫落，掉落在高壓渦輪導(dǎo)向器與高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片之間的流道內(nèi)。堵塊隨著氣流撞擊到高速旋轉(zhuǎn)的高壓渦輪轉(zhuǎn)子某些葉片前緣，對這些葉片產(chǎn)生傷害，形成裂紋或裂口。裂紋或裂口損傷在熱應(yīng)力、離心應(yīng)力及振動應(yīng)力等的共同作用下，逐步擴展，導(dǎo)致高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片冷卻失效，致使葉片超溫造成材質(zhì)疲勞性能下降，進而發(fā)生撕裂掉塊的情況。撕裂掉塊的葉片殘骸四散，對相鄰高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片繼續(xù)產(chǎn)生傷害。葉片的撕裂掉塊影響了附近其他葉片的冷卻效果，致使其他葉片也發(fā)生了超溫的情況。多個葉片的損傷使得高壓渦輪轉(zhuǎn)子平衡被破壞，高壓渦輪轉(zhuǎn)子發(fā)生振動，發(fā)動機振動值激增，振動引起高壓渦輪轉(zhuǎn)子異位，高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片與高壓渦輪機匣外環(huán)以及空氣導(dǎo)管與低渦軸等發(fā)生異常碰磨。
至此，某航空發(fā)動機試驗過程中振動故障的原因判定為高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊脫落。針對此問題，將高壓渦輪導(dǎo)向器堵塊的工藝方法由真空釬焊改為氬弧焊，某航空發(fā)動機后續(xù)試驗過程中杜絕了此類問題的發(fā)生。
結(jié)語
航空發(fā)動機的發(fā)展很大程度上是由于一次又一次解決了振動問題。振動影響因素眾多，如何準確抓住發(fā)動機振動的罪魁禍首，本次試驗過程振動的排除方法可供相關(guān)技術(shù)人員借鑒：
（1）全面系統(tǒng)檢查故障航空發(fā)動機，得到翔實的故障檢查結(jié)論；
（2）抓住故障檢查結(jié)論重要部分進行最高能力分析；
（3）查閱振動問題數(shù)據(jù)庫尋找故障發(fā)生可能原因，利用排除法分析；
（4）大膽假設(shè)最可能原因，尋找事實證明，推理故障模式；
（5）判定故障原因，進行技術(shù)改進，充航空發(fā)動機振動問題數(shù)據(jù)庫。
在航空發(fā)動機振動問題的解決上，充實完善航空發(fā)動機振動問題數(shù)據(jù)庫、建立符合航空發(fā)動機體系的分析問題方法，才是解決振動問題，提升航空發(fā)動機試驗技術(shù)的正確途徑。
摘要：隨著我國市場經(jīng)濟的不斷發(fā)展，各行各業(yè)對于戰(zhàn)略成本管理的關(guān)注越來越多，為了獲得更好的收益和回報，各行各業(yè)也都在不斷地改進成本管理模式和方法，其中也包括我國的航空發(fā)動機制造企業(yè)。從目前我國的實際情況來看，戰(zhàn)略成本管理還沒有充分地在這類企業(yè)中得到具體的應(yīng)用，主要是由于其發(fā)展尚未成熟。本文通^對戰(zhàn)略成本管理的內(nèi)涵、戰(zhàn)略成本管理與傳統(tǒng)成本管理的對比以及具體實施戰(zhàn)略成本管理應(yīng)注意的問題進行細致的梳理和分析，協(xié)助我國航空發(fā)動機制造企業(yè)更好地管控成本，提高經(jīng)濟效益，同時也供學(xué)界討論。
關(guān)鍵詞：戰(zhàn)略成本管理 航空發(fā)動機 制造企業(yè) 應(yīng)用
一、關(guān)于戰(zhàn)略成本管理的概述
（一）戰(zhàn)略成本管理的內(nèi)涵
對于企業(yè)來講，制定長遠的戰(zhàn)略目標，是企業(yè)實現(xiàn)整體發(fā)展目標的重要工作。而企業(yè)長遠戰(zhàn)略目標的制定，需要進行很多工作，并將其作為決策的依據(jù)，收集有價值的信息就是主要工作之一。如果此項工作無法有效完成，則會造成企業(yè)無法了解自身與市場競爭企業(yè)的優(yōu)劣，無法實現(xiàn)可持續(xù)發(fā)展的基本目標，這樣就更不必說長遠戰(zhàn)略目標了。那么，戰(zhàn)略成本管理到底指的是什么呢？實際上是指企業(yè)運用成本管理技術(shù)，提高企業(yè)戰(zhàn)略地位，同時降低企業(yè)成本的管理過程。具體而言，戰(zhàn)略成本管理其實就是一個通過對投資立項、研發(fā)與設(shè)計、生產(chǎn)環(huán)節(jié)和銷售環(huán)節(jié)等整個鏈條進行全方位監(jiān)控管理的過程，其重點是從戰(zhàn)略的視角對影響成本的因素進行系統(tǒng)的分析，從而進一步發(fā)現(xiàn)能夠有效降低成本的途徑，最終目標是以此來營造企業(yè)的持久競爭優(yōu)勢。從另一個角度來講，企業(yè)的實際需求是企業(yè)能否實現(xiàn)最終戰(zhàn)略目標的決定性因素。21世紀是信息時代，戰(zhàn)略成本管理工作無法脫離成本管理信息，而信息并不是固定不變的，所以，制造企業(yè)戰(zhàn)略成本管理也會隨之不斷變化。
（二）戰(zhàn)略成本管理的作用
從企業(yè)的角度出發(fā)，戰(zhàn)略成本管理的作用很大。
首先，戰(zhàn)略成本管理工作涉及的內(nèi)容比較全面，可以說對企業(yè)實際運營中的方方面面均有所涉及，而且企業(yè)內(nèi)部組織管理無法限制，能夠從全局的角度掌控整個公司的運行。
其次，戰(zhàn)略成本管理工作可以動態(tài)地掌控企業(yè)的實際運行。在進行戰(zhàn)略目標制定的過程中，內(nèi)外部環(huán)境因素都會被考慮，但是這部分因素并不可控，所以為了更好地保證戰(zhàn)略目標制定的準確性，應(yīng)當實時且充分地掌握企業(yè)內(nèi)外部環(huán)境的變化，而戰(zhàn)略成本管理工作可以很好地解決這方面的問題，從這個角度看，作用很大。
二、戰(zhàn)略成本管理與傳統(tǒng)成本管理的比較分析
（一）傳統(tǒng)成本管理存在局限性
首先，對于傳統(tǒng)成本管理來講，其主要關(guān)注的內(nèi)容是如何降低企業(yè)內(nèi)部成本，而并沒有考慮保證企業(yè)運轉(zhuǎn)的供應(yīng)商和顧客。傳統(tǒng)成本管理主要通過壓低材料采購價格降低成本，這樣只會造成與供應(yīng)商之間關(guān)系的僵化，很容易失去供應(yīng)商，同時也會失去向前整合的機會，進而失去獲得進一步降低成本的機會。另外，傳統(tǒng)成本管理一般將產(chǎn)品銷售至消費者作為成本管理的最后環(huán)節(jié)，無法獲取精準的產(chǎn)品信息，在一定程度上可能增加分銷和售后成本。
其次，傳統(tǒng)成本管理僅僅是單純的為了降低成本而降低成本，并沒有過多地考慮企業(yè)降低成本的根本目的。制造企業(yè)在實際運行過程中，絕大多數(shù)環(huán)節(jié)都會產(chǎn)生成本支出，但是，并不是所有的環(huán)節(jié)成本都可以降低。比如，通過盲目縮減企業(yè)的研發(fā)開支，在很大程度上都會造成企業(yè)產(chǎn)品和技術(shù)缺乏先進性，無法進行同行業(yè)競爭，從而失去市場。還有，通過降低企業(yè)質(zhì)量管控成本，極有可能發(fā)生產(chǎn)品質(zhì)量不過關(guān)，造成企業(yè)整體形象受損，這將直接影響企業(yè)的可持續(xù)發(fā)展。因此，企業(yè)的工作重點必須向制定和貫徹競爭戰(zhàn)略方面轉(zhuǎn)移。傳統(tǒng)成本管理片面追求成本節(jié)約，重視短期效益，這將大大削弱企業(yè)的長遠發(fā)展能力。
最后，企業(yè)創(chuàng)造價值的表現(xiàn)是能夠為顧客提供必要的便利需求，而企業(yè)的全部業(yè)務(wù)并不都可以創(chuàng)造價值，如生產(chǎn)出來的廢品，只會減少價值。企業(yè)成本管理需要對內(nèi)部價值鏈進行分析。市場經(jīng)濟時代，企業(yè)面臨的是開放的、有競爭的市場環(huán)境，通過了解行業(yè)價值鏈等因素可以更好地實施成本管理，做到“知己知彼”，這樣才能夠更加有效地實現(xiàn)企業(yè)的長遠戰(zhàn)略目標。同時，了解并分析競爭對手的成本管理也是很重要的。企業(yè)內(nèi)部的生產(chǎn)過程是傳統(tǒng)成本管理的主要對象，供應(yīng)和銷售很少考慮，而戰(zhàn)略成本管理對象則不同，涉及產(chǎn)品生產(chǎn)的整個生命周期。
（二）戰(zhàn)略成本管理較傳統(tǒng)成本管理優(yōu)勢明顯
相較于傳統(tǒng)成本管理，戰(zhàn)略成本管理優(yōu)勢明顯，主要體現(xiàn)在成本優(yōu)勢上，這也是其和傳統(tǒng)成本管理的主要區(qū)別。市場競爭的法則就是優(yōu)勝劣汰，制造企業(yè)要想更好的生存和發(fā)展，就必須通過加強成本管理，有效地降低成本。
首先，對于我國航空發(fā)動機制造企業(yè)來講，通過實施戰(zhàn)略成本管理，可以更加有效地促進企業(yè)進行統(tǒng)籌兼顧管理工作，在保證整體利益的基礎(chǔ)上調(diào)整局部利益，保證長遠利益的基礎(chǔ)上調(diào)整短期利益，同時可以通過改善實際運營狀況，提高企業(yè)的實際競爭優(yōu)勢。
其次，通過進一步實施戰(zhàn)略成本管理，可以提升企業(yè)適應(yīng)外部環(huán)境變化的能力。通過不斷適應(yīng)外部環(huán)境，可以更多地獲取競爭對手的信息，做到知己知彼，另外，通過運用價值鏈分析法對目標企業(yè)與上、下游企業(yè)之間關(guān)系進行研究，可以達到共贏的目的。
最后，戰(zhàn)略成本管理的實施，能夠有效地更新傳統(tǒng)成本管理理念，在保證成本最小化的基礎(chǔ)上，提高企業(yè)資源的利用率，獲得更多的使用價值，使得企業(yè)在資源一定的情況下，充分開發(fā)和利用這部分資源。當然，對于企業(yè)的管理者也是有一定要求的，那就是需要企業(yè)管理者從整體角度進行成本管理工作，為實現(xiàn)企業(yè)整體戰(zhàn)略發(fā)展提供必要的支持。
三、實施戰(zhàn)略成本管理過程中需要特別注意的問題
從我國航空發(fā)動機制造企業(yè)的實際情況來看，實施戰(zhàn)略成本管理的基礎(chǔ)是保證產(chǎn)品的質(zhì)量需要符合要求，同時企業(yè)需要不斷地適應(yīng)外部環(huán)境的變化，與時俱進，并且需要重點關(guān)注以下問題。
（一）需要重點關(guān)注企業(yè)與上、下游之間的價值鏈關(guān)系
從管理對象來看，管理范圍不同，戰(zhàn)略成本管理對象涉及范圍較廣，涉及成本全方位的管理，而傳統(tǒng)成本管理對象的范圍相對較為狹窄，主要涉及企業(yè)內(nèi)部的生產(chǎn)過程，所以，企業(yè)在實施戰(zhàn)略成本管理過程中需要重點關(guān)注價值鏈的開發(fā)和運用。那么，如何做到呢？第一，需要企業(yè)必須了解自身內(nèi)部的價值鏈，將非增值作業(yè)和增值作業(yè)加以區(qū)分，盡最大可能消除非增值作業(yè)；第二，需要了解企業(yè)自身的位置，然后通過強化上、下游價值鏈之間的關(guān)聯(lián)和溝通，以保證供應(yīng)過程與銷售過程的成本管理；第三，需要了解競爭對手的價值鏈，通過運用SWOT分析法，分析自身的劣勢和優(yōu)勢，不斷地強化自身。
（二）需要更新成本管理觀念，完成由傳統(tǒng)成本管理向戰(zhàn)略成本管理的過渡
從目前我國航空發(fā)動機制造企業(yè)的實際發(fā)展情況來看，傳統(tǒng)成本管理模式仍然是主要的成本管理方式，而這存在著嚴重的局限性，僅是為了達到降低成本的目的而降低成本，并不能達到成本管理的目的。而這種情況的主要原因就是成本管理觀念不到位造成的，因此，需要我國航空發(fā)動機制造企業(yè)更新成本管理觀念，完成由傳統(tǒng)成本管理向戰(zhàn)略成本管理的過渡。
（三）進一步加強和推進企業(yè)文化建設(shè)工作
從企業(yè)發(fā)展的角度來講，企業(yè)文化的建設(shè)和延續(xù)是企業(yè)發(fā)展之源，是企業(yè)價值理念的重要組成部分，能夠影響各項職能的實現(xiàn)和發(fā)揮，同時可以制s企業(yè)的管理措施和政策。因此，加強企業(yè)文化建設(shè)工作是我國航空發(fā)動機制造企業(yè)實施戰(zhàn)略成本管理工作的重點。這樣可以提升員工的工作環(huán)境和積極性，促進其自覺節(jié)約成本，為企業(yè)實施戰(zhàn)略成本管理工作打下基礎(chǔ)。
（四）加強部門間的溝通與交流
對于企業(yè)的運營來講，信息的有效傳遞是企業(yè)穩(wěn)定運行的關(guān)鍵，因此，企業(yè)各部門之間應(yīng)當加強溝通交流，對于主要業(yè)務(wù)環(huán)節(jié)建立必要的信息資源共享機制或平臺，保證企業(yè)內(nèi)部信息能夠及時且有效地傳遞到各個部門及各個環(huán)節(jié)，為企業(yè)實施戰(zhàn)略成本管理工作提供必要的信息數(shù)據(jù)，保證決策的準確性。
四、結(jié)語
在我國的傳統(tǒng)成本管理過程中，降低成本被認為是企業(yè)成本管理的目標，而且手段就是節(jié)約。當然，節(jié)約可以降低成本，但這只是手段之一。隨著相關(guān)市場經(jīng)濟的發(fā)展，僅僅依靠節(jié)約來降低成本，已經(jīng)不能夠滿足現(xiàn)代企業(yè)的發(fā)展需求了，新的管理理念也逐漸誕生并快速發(fā)展，那就是戰(zhàn)略成本管理理念。“支出最少的成本，獲取最多的使用價值，得到最多的利潤”，這才是現(xiàn)代成本管理的目的。隨著戰(zhàn)略成本管理的發(fā)展，其發(fā)揮的積極作用已經(jīng)越來越明顯，能夠進一步突破傳統(tǒng)成本管理的局限，從企業(yè)內(nèi)部擴展到外部，同時能夠把握成本管理的真諦，通過戰(zhàn)略定位、價值鏈分析等手段降低成本，提升企業(yè)競爭力。
（作者單位：中國航發(fā)南方工業(yè)有限公司）
【摘 要】空飫淙聰?shù)蛷貚栔q個航空發(fā)動機，在熱端部件的隔熱與冷卻、葉尖間隙控制、腔室封嚴、等方面起著極為重要的作用，直接決定著航空發(fā)動機能否安全可靠地工作。渦輪盤腔是空氣系統(tǒng)的重要組件，對渦輪盤的冷卻性能有顯著的影響。本文應(yīng)用Flowmaster對某型燃氣輪機渦輪盤腔進行了仿真，對該渦輪盤腔設(shè)計進行分析。
【關(guān)鍵詞】航空發(fā)動機；空氣系統(tǒng)；仿真
0 引言
發(fā)動機的二次空氣系統(tǒng)主要用去冷卻封嚴發(fā)動機部件[1]，其主要結(jié)構(gòu)包括孔口、篦齒封嚴、以及特定的腔室結(jié)構(gòu)等。本文的計算方法基于Miller[2]博士的理論，應(yīng)用商業(yè)軟件Flowmaster對瞬態(tài)條件下的發(fā)動機空氣系統(tǒng)部件渦輪盤前腔進行了仿真計算。
1 計算模型
如圖1所示，選取某型燃氣輪機渦輪盤前腔建立計算模型，對盤腔的瞬態(tài)特性進行分析。在Flowmaster中搭建盤腔的"準二維"計算網(wǎng)絡(luò)。
計算模型如圖2（左）所示。流路系統(tǒng)中包含一個進口（渦輪盤前腔氣流進口）和一個出口（渦輪前腔出口），流動方向為沿徑向向外。將盤腔出口簡化為阻力損失元件。出口間隙的系數(shù)由Flowmaster數(shù)據(jù)庫以及經(jīng)驗公式提供。
以渦輪盤旋轉(zhuǎn)軸為Y軸零坐標。為充分考慮盤腔幾何外形對于氣體流動的影響，將盤腔劃分為8個小的腔室，每個腔室盡可能調(diào)整為矩形。盤腔內(nèi)的節(jié)點及元件分布如2（右）所示。
計算過程中應(yīng)用到的元件的尺寸參數(shù)及計算參數(shù)如下。
封嚴篦齒：直齒，流通面積0.0006m2，篦齒封嚴間隙0.6mm，封嚴齒距5mm，齒數(shù)7，封嚴齒寬0.5mm。
出口間隙：流通面積0.0001m2。
2 邊界條件及發(fā)動機轉(zhuǎn)速
發(fā)動機轉(zhuǎn)速如圖3所示，模擬發(fā)動機運行啟動至運行穩(wěn)定的過程。其中，0時刻為計算開始時間，并非發(fā)動機的實際啟動時刻。進出口條件如圖4所示。盤腔邊界為絕熱。
3 計算結(jié)果
計算的時間步長取為0.1s，計算總時間為120s。其他控制收斂的參數(shù)根據(jù)計算經(jīng)驗進行相應(yīng)調(diào)整。
圖5給出發(fā)動機穩(wěn)定工作時（110s）盤腔內(nèi)的總溫分布。由圖中數(shù)據(jù)可知，盤腔內(nèi)節(jié)點的溫度沿徑向向外升高，并且越是靠近盤腔外側(cè)，節(jié)點溫度升高的越明顯。引起溫度升高的主要原因是右側(cè)高速旋轉(zhuǎn)的渦輪盤對氣流的加速作用。
盤腔出口體積流量如圖6所示，隨發(fā)動機進口壓力的提升，流經(jīng)盤腔的空氣流量逐漸增加。盤腔內(nèi)其典型節(jié)點的總壓分布如圖7所示。從計算結(jié)果中可以看出，冷卻氣流流過篦齒封嚴，壓力降低。節(jié)點11到節(jié)點7之間流動，壓力降低，總溫升高。由于右側(cè)旋轉(zhuǎn)盤對氣流的加速作用，節(jié)點7到4之間，冷卻氣流的總溫和總壓同時升高。同時，由于盤腔的加速作用有限，各點的壓力相差不是很大。
Flowmaster將盤腔簡化為“準二維”模型，通過將盤腔離散為多個小的部件來完成盤腔的仿真計算。經(jīng)由一維計算，可以求得盤腔內(nèi)不同徑向位置的壓力、溫度、渦流強度等數(shù)據(jù)。該方案能夠較好將盤腔融入一維網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)，并且能夠考慮盤腔幾何外形以及盤腔內(nèi)離心效應(yīng)的影響。相對于三維數(shù)值仿真，該方案極大的減少了計算量。對于搭建完整的空氣系統(tǒng)仿真方案，具有一定的指導(dǎo)意義。
摘 要：隨著科技的進步， 航空發(fā)動機的加工制造也日趨復(fù)雜。本文在分析某航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸特點的基礎(chǔ)上對航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝進行了分析。
關(guān)鍵詞：錐形鈑金件拉伸成形；變形控制；工藝分析
航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸是拉伸成形的重點也是難點。在某型航空發(fā)動機制造的過程中所遇到的某一航空發(fā)動機錐形鈑金件，其主材采用的是高溫合金，材料的厚度為1±0.1mm，對拉伸成形的精度要求很高。根據(jù)設(shè)計要求，航空發(fā)動機錐形鈑金件拉伸成形后最薄處板材的厚度減小量不得超過原材料厚度的10%。在傳統(tǒng)的航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸后會導(dǎo)致錐形鈑金件的型面變形較大，從而嚴重影響拉伸完成后的航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸精度。為提高航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸效果，需要根據(jù)航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸特點使用新型的航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸加工工藝。
1.傳統(tǒng)航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸過程中所存在的問題
在傳統(tǒng)的航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝中，航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸效果差的主要原因有以下幾點：
（1）由于航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸時所采用的板材在各批次之間的性能上有所差異，致使在對航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸進行拉伸加工時需要對每一批次的板材進行性能測試，測試出拉伸板材的壓邊力，而這一方式將會造成極大的材料浪費，也不利于提升航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸效率和拉伸精度。
（2）在航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸加工中，由于缺乏板材拉伸效果的研究從而無法對材料的塑性變形趨勢進行模擬預(yù)測，從而導(dǎo)致航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸在拉伸加工中，容易導(dǎo)致航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸出現(xiàn)凸包、轉(zhuǎn)接處出現(xiàn)滑移等缺陷，從而導(dǎo)致航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸后的型面精度出現(xiàn)超差影響航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸的使用。因此，在對航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸進行拉伸加工的過程中需要改進航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝，做好對于錐形鈑金毛坯件拉伸工藝的優(yōu)化，從拉伸操作、航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸模具結(jié)構(gòu)的科學(xué)設(shè)計等方面入手，提高航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸質(zhì)量。
2.某型號航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝分析
某型號航空發(fā)動機錐形鈑金件在進行拉伸工藝和拉伸模具設(shè)計時需要以航空發(fā)動機錐形鈑金件的錐形相對高度、航空發(fā)動機錐形鈑金件的相對錐頂直徑和板材的厚度等稻葑魑基礎(chǔ)。在航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸中，對于不同的錐形件需要采用不同的拉伸參數(shù)。根據(jù)錐度的不同可以將航空發(fā)動機錐形鈑金件分為淺錐形件、中等深度錐形件和深度錐形件等多種形式，根據(jù)航空發(fā)動機錐形鈑金件深度的不同需要設(shè)計出不同的拉伸工藝。某型號航空發(fā)動機錐形鈑金件采用的錐度是26°，這一錐度的航空發(fā)動機錐形鈑金件在拉伸的過程中存在著拉伸變形量較差、復(fù)彈度較大等的特點，針對這一特點在航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸過程中需要采用更大的壓邊力。此外，其在拉伸的過程中容易因航空發(fā)動機錐形鈑金件的毛坯處于懸空的狀態(tài)而導(dǎo)致拉伸失穩(wěn)起皺等的缺陷，針對這一特性，在航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸過程中需要采用較大的壓邊力。
在對航空發(fā)動機錐形鈑金件的毛坯進行設(shè)計時，需要將航空發(fā)動機錐形鈑金件的毛坯件設(shè)計成同心圓毛坯件。這是根據(jù)拉伸面料等面積變形的原理，加之對航空發(fā)動機錐形鈑金件進行拉伸時需要采用由內(nèi)向外兩方向進行雙向進料拉伸，因此需要將航空發(fā)動機錐形鈑金件的毛坯料選擇成同心圓毛坯件形式。
對于航空發(fā)動機錐形鈑金件拉伸模具的設(shè)計時，航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸模具采用的是普通拉伸結(jié)構(gòu)，在這普通的拉伸結(jié)構(gòu)中加設(shè)了一些限制毛坯料活動的厚墊塊以及一些限制毛坯料拉伸高度的限位塊。航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸模具包含上模板、凹/凸模、壓邊圈等。在對航空發(fā)動機錐形鈑金件進行拉伸時，第一階段需要高度限制塊用以對航空發(fā)動機錐形鈑金件毛坯料拉伸高度的精確控制。完成了第一階段的拉伸后，需要采用活動限制料厚墊塊來保證航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸中毛坯料從外緣處順利進料，從而完成對于航空發(fā)動機錐形鈑金件直壁部分的拉伸，同時采用這一拉伸方式能夠有效地避免航空發(fā)動機錐形鈑金件轉(zhuǎn)接處的滑移缺陷。
在對航空發(fā)動機錐形鈑金件進行拉伸工藝設(shè)計時，為了最大限度地做好對于航空發(fā)動機錐形鈑金件毛坯料從內(nèi)外徑走料量的控制，避免在航空發(fā)動機錐形鈑金件的轉(zhuǎn)接R處拉伸過程中出現(xiàn)滑移而導(dǎo)致“雙轉(zhuǎn)接”痕跡問題，在航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝的設(shè)計中需要加強對于毛坯料塑性變形量的精確控制。拉伸方案設(shè)計時采用一套模具兩階段的拉伸方案。在第一階段首先采用較大的壓邊力用對毛坯料進行壓死，避免毛坯料從外緣處走料，將航空發(fā)動機錐形鈑金件在第一階段的拉伸變形控制為翻邊。航空發(fā)動機錐形鈑金件的塑性變形依靠內(nèi)孔變大來進料。在對航空發(fā)動機錐形鈑金件毛坯料進行拉伸時第一階段的塑性變形區(qū)都應(yīng)當處于拉應(yīng)力變形狀態(tài)，處于拉應(yīng)力變形狀態(tài)有利于降低材料的復(fù)彈量，從而實現(xiàn)航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸精度的提升。對于航空發(fā)動機錐形鈑金件第一次的拉伸高度確定為與轉(zhuǎn)接R拉伸出時的量為宜。如超出這一拉伸量容易造成航空發(fā)動機錐形鈑金件內(nèi)孔拉伸塑性變形從而產(chǎn)生內(nèi)孔拉裂的缺陷。航空發(fā)動機錐形鈑金件毛坯料第二階段的拉伸需要對航空發(fā)動機錐形鈑金件的直壁部分進行拉伸，這一階段的拉伸主要依靠的是毛坯料外部走料塑性變形，變形方式為拉伸。在這一階段為了做好對于拉伸變形精度的控制，確保毛坯件的邊緣為變形區(qū)，需要在毛坯料拉伸時增加限制料厚的活動限位板，將4塊限位板均勻地放置于凹模的壓邊圈內(nèi)。限位塊宜采用與毛坯料相同的材質(zhì)。通過上述兩個階段的拉伸將能夠確保在航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸區(qū)并未失穩(wěn)起皺的情況下使得材料能夠從外緣區(qū)域順利地進入到凹模區(qū)域，并最終完成對于航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸。新航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝核心是通過適當?shù)靥砑踊顒酉拗瓶刂茐K的方式來對航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸變形區(qū)的變形量與變形應(yīng)力進行控制。通過此種航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸工藝的改進能夠有效地對航空發(fā)動機錐形鈑金件毛坯料的塑性變形進行精確地控制，提高航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸精度。
結(jié)語
本文在分析航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸難點的基礎(chǔ)上對如何通過工藝改進的方式提高航空發(fā)動機錐形鈑金件的拉伸精度，確保航空發(fā)動機生產(chǎn)的順利進行。
摘 要：文章對航空發(fā)動機試驗中Pxi測試系統(tǒng)的實際應(yīng)用情況進行詳細分析和研究，根當前的實際情況，提升發(fā)動機各性能參數(shù)測試的準確性及有效性。
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；Pxi測試系統(tǒng)；應(yīng)用；分析
在我國社會經(jīng)濟迅速發(fā)展的環(huán)境形勢下，航空行業(yè)的整體發(fā)展勢頭也非常迅猛。在航空事業(yè)的發(fā)展過程中，其自身的質(zhì)量以及安全穩(wěn)定性能非常重要，不僅對行業(yè)事業(yè)整體發(fā)展有非常重要的影響，而且對人們的出行安全也提供了良好的保障。航空發(fā)動機作為飛行器的心臟，亦是其最主要的部分，其性能能夠直接對飛行器的品質(zhì)起到?jīng)Q定性作用。地面試車臺進行的航空發(fā)動機性能、功能試驗的準確性、可靠性，是保障發(fā)動機安全穩(wěn)定性的有力基礎(chǔ)。
1 Pxi測試系統(tǒng)
1987年，VXI誕生，其IEEE1014-1987在當時可以說是非常先進的PC總線，在某種程度上，加速了全球PC工業(yè)的整體發(fā)展。在當前社會經(jīng)濟不斷快速發(fā)展的形勢下，各個領(lǐng)域都取得了良好的成效，PC工業(yè)的發(fā)展也同樣取得了進步。在實際操作過程中，可以看出，在PC插卡的基礎(chǔ)上，這種數(shù)據(jù)采集板形勢在經(jīng)過不斷的發(fā)展和改革創(chuàng)新形勢下，已經(jīng)發(fā)展為PCI總線的模塊化自動測試設(shè)備系統(tǒng)，成為一種全新的測試平臺標準。這種儀器系統(tǒng)在實際操作過程中，可以說是PCI擴展的一種通用性測試系統(tǒng)總線，不僅能夠保證自動化系統(tǒng)在日常操作過程中的穩(wěn)定性和堅固性，而且能夠減少成本。
經(jīng)過一段時期的發(fā)展，Pxi技術(shù)逐漸成為自動化測試以及控制的主流平臺之一，Pxi測試技術(shù)不僅擁有高通道數(shù)據(jù)采集，而且能夠?qū)y試信號進行切實有效的混合，這樣不僅能夠從根本上保證試驗效果的準確性和有效性，而且能夠?qū)⑵渥陨淼膽?yīng)用效果充分發(fā)揮出來[1]。Pxi技術(shù)可以說是國防以及航空航天測控應(yīng)用當中非常重要的主導(dǎo)技術(shù)之一。對各類測控設(shè)備的數(shù)字化、智能化以及綜合化等科技水平的高要求，無形當中加速了高性能Pxi測控產(chǎn)品以及系統(tǒng)級的整體方案的創(chuàng)新。將計算機PCI總線擴展到儀器作為Pxi技術(shù)的整體發(fā)展思路，將PC以及與其相關(guān)的各個硬件自身的優(yōu)勢特點充分發(fā)揮出來。這樣不僅能夠滿足航空航天在實際操作過程中的任何測試或者是系統(tǒng)的測量，而且能夠?qū)崿F(xiàn)未來自動化工業(yè)測試的發(fā)展趨勢[2]。
2 Pxi技術(shù)在實際應(yīng)用過程中的優(yōu)勢特點
2.1 機械性能良好
Pxi技術(shù)在實際應(yīng)用過程中，為了將其自身的作用盡可能發(fā)揮出來，在實際操作過程中，將PC技術(shù)、儀器技術(shù)以及歐卡機械規(guī)范進行有效的結(jié)合，這樣不僅能夠具備軟件的整體運行標準，而且能夠保證數(shù)據(jù)在傳輸過程中的速度和效率，盡可能保證系統(tǒng)開發(fā)的時間被有效縮短。Pxi測試系統(tǒng)在實際應(yīng)用過程中，能夠從根本上有利于系統(tǒng)升級的模塊化設(shè)計和處理，在無形當中增加了特殊冷卻以及相對應(yīng)的環(huán)境要求，提供了兩種與標準PCI系統(tǒng)相互操作的方法。這樣不僅能夠保證其自身在實際操作過程中的穩(wěn)定性和有效性，而且能夠盡可能集中冷卻和電磁兼容性能[3]。另外，Pxi測試系統(tǒng)在自身的操作過程中，其自身所需要投入的成本比較低，有利于集成，其自身的靈活性也比較良好，所以優(yōu)勢特點比較多，有利于維護系統(tǒng)工作壽命期限內(nèi)的成本。
2.2 電氣性能良好
Pxi測試系統(tǒng)實際應(yīng)用過程中，可以說是保持了基本上PCI總線的所有優(yōu)點，同時增加了一個100MHz差分系統(tǒng)時鐘、差分信號和差分星形觸發(fā)，來滿足高級定時和同步的需要。在實際操作過程中，其自身具有一定的公共觸發(fā)線、星形觸發(fā)總線、以及本地總線等等，這些總線不僅能夠在實際操作過程中，對其起到良好的輔助性作用，而且能夠促使其自身的電氣性能達到良好的標準。另外，高性能的I/O曹位很多，具有即插即用儀器的驅(qū)動程序在實際應(yīng)用過程中，能夠盡可能滿足定時的準確性和有效性，并且能夠?qū)崿F(xiàn)同步旁帶通訊的整體需求。不僅能夠從根本上符合工業(yè)環(huán)境應(yīng)用的整體堅固設(shè)計要求，而且能夠?qū)⑵渥陨淼挠绊懞妥饔贸浞职l(fā)揮出來[4]。
3 Pxi測試系統(tǒng)在航空發(fā)動機試驗中的應(yīng)用
3.1 航空發(fā)動機試驗測試參數(shù)
在航空發(fā)動機試驗的過程中，將Pxi測試系統(tǒng)應(yīng)用其中，不僅能夠從根本上提高測試結(jié)果的有效性，而且能夠保證對其進行科學(xué)合理的測試。航空發(fā)動機試驗測試參數(shù)主要包括穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)兩個方面。首先，對直流電壓與交流電壓之間的有效值信號進行測試，比如直流為正負極10V，變流為36V，交流就是115V。其次，對電阻值參數(shù)進行測試，比如利用電纜來對電阻進行識別，對電阻的絕緣性、導(dǎo)通性等等，就要詳細分析和研究。另外，對于頻率信號也要進行相對應(yīng)的試驗測試，比如交流電源自身的頻率、基準信號等等，這些都是在試驗測試過程中非常重要的參數(shù)，能夠直接對航空發(fā)動機試驗起到一定的影響和作用。時序信號也是試驗測試參數(shù)當中必不可少的一項重要部分，比如一些起動信號、停車時間等等，這些都能夠提供非常重要的參數(shù)作為依據(jù)。
3.2 Pxi模塊
溫度采集：溫度參數(shù)采集一般選用采用SCXI1503（16通道采集輸出，用于普通熱電阻溫度采集）以及SCXI1112（8通道采集輸出，用于熱電偶溫度采集）采集。
轉(zhuǎn)速采集：一般采用SCXI1126（8通道采集輸出）進行采集。
壓力采集：壓力參數(shù)一般采用SCXI-1102B（32通道模擬量采集變換）配合壓力變送器使用。
電壓、電流采集： SCXI-1102B（32通道模擬量擬量采集輸出）配合電量、電壓變送器使用。
配置windows操作系統(tǒng)的嵌入式Pxi控制器專為滿足測試、測量和控制系統(tǒng)的苛刻要求而設(shè)計。它們配備的最新處理器選件被安放在專門設(shè)計的堅固結(jié)構(gòu)中，適合在寬廣溫度范圍以及高沖擊和振動環(huán)境中運作。最佳CPU性能、堅固結(jié)構(gòu)、高可靠性和長期可用性的結(jié)合讓Pxi嵌入式控制器成為適合Pxi系統(tǒng)的理想控制選件。通過SCXI信號調(diào)理對結(jié)合Pxi采集器對頻率信號進行測量。
4 結(jié)束語
綜上所述，在對航空發(fā)動機進行試驗分析和研究的時候，將Pxi測試系統(tǒng)科學(xué)合理的應(yīng)用其中，不僅能夠從根本上對其進行科學(xué)合理的測試分析，而且能夠保證測試結(jié)果的有效性和準確性，并能夠保證測試系統(tǒng)的高可靠性及長期可用性。
作者簡介：徐杰明，男，漢族，本科。
摘 要：航空發(fā)動機和燃氣輪機已被我國列入十三五重大專項，航空制造業(yè)的發(fā)展對我國建設(shè)強大的國防具有重大意義。機匣類零件作為航空發(fā)動機的重要組成部分，起到了包容、承力、連接的重要作用，其加工技術(shù)也是航空零部件制造中的一個難點。本文主要研究了航空發(fā)動機機匣類零件的加工制造，闡述了機匣類零件的加工難點和易產(chǎn)生的問題，結(jié)合了生產(chǎn)科研實踐，著重研究并探討了幾種機匣類零件變形控制的方法。
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；機械加工；機匣類零件；變形控制
一、航空發(fā)動機機匣簡介
航空發(fā)動機被譽為現(xiàn)代工業(yè)制造業(yè)皇冠上的明珠，其生產(chǎn)制造覆蓋材料、冶金、機械加工、熱處理、特種工藝等多項技術(shù)領(lǐng)域，是一個國家工業(yè)水平的體現(xiàn)，被譽為“國之重器”。航空發(fā)動機由進氣道，低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、尾噴口等幾大單元體組成。其中壓氣機、燃燒室、渦輪等核心部件又由機匣殼體、內(nèi)環(huán)零件和葉片組成。機匣零件作為航空發(fā)動機上的重要零件，為整個發(fā)動機提供了一個封閉的空間，保證氣流順利進入，被壓縮升壓、充分燃燒、膨脹做功、排出后形成推力。機匣將航空發(fā)動機各個單元進行連接，形成整機；為控制系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)等搭建了一個互相連接的整體。航空發(fā)動機機匣按照結(jié)構(gòu)可以分為整體機匣、對開機匣、異形機匣、附件機匣、帶有整流直板的機匣幾大類。機匣根據(jù)其使用部位不同，所用材料也不同，壓氣機部分工作溫度較低，一般采用鈦合金，渦輪部分由于氣體經(jīng)過燃燒室后溫度大幅升高，一般采用高溫合金進行制造。
二、航空發(fā)動機機匣制造難點
隨著航空發(fā)動機設(shè)計的不斷優(yōu)化和使用指標的不斷提高，新一代的航空發(fā)動機越來越追求高推重比和低油耗。這就要求各級零部件的重量盡可能的輕。故機匣類零件的壁厚一般都在1.5mm～3mm之間，而機匣類零件的直徑大都在600mm～1000mm，屬于大型薄壁類零件，因此在加工過程中極易產(chǎn)生變形，而且由于其使用功能的要求，往往具有復(fù)雜的構(gòu)型和嚴格的尺寸及形位公差，在加工過程中不容易合格。同時航空發(fā)動機零件很多采用鎳基高溫合金制造，這種合金硬度高，不易加工，加之有時毛料余量大且不均勻，會在機加過程中產(chǎn)生大量的內(nèi)應(yīng)力，在后續(xù)的加工和存放過程中應(yīng)力釋放，導(dǎo)致零件變形，經(jīng)常出現(xiàn)工序中檢驗合格但在精加工或最終檢驗時出現(xiàn)尺寸不合格的現(xiàn)象。
三、機匣類零件變形控制研究
1.增加去應(yīng)力熱處理工序
機匣類零件毛料多為圓環(huán)鍛件，加工余量較大，原材料去除率往往高達80%以上，尤其是粗加工階段，零件去除的余量是最多的，而粗加工要求尺寸精度較低，且采用的切削參數(shù)較大，刀具在切削時產(chǎn)生了大量的切削力，這就造成了零件內(nèi)部產(chǎn)生了大量的內(nèi)應(yīng)力，而此時零件距離最終狀態(tài)還有很多余量，零件剛性較好，這些內(nèi)應(yīng)力不能使零件產(chǎn)生變形，隨著零件加工過程的深入，零件壁厚變得越來越薄，這時粗加工時產(chǎn)生的切削力逐漸釋放出來而導(dǎo)致零件變形。因此，在粗加工之后，及時釋放零件應(yīng)力非常有必要。零件可以通過自然時效進行去應(yīng)力，但是自然時效所需的周期很長，往往無法滿足零件的生產(chǎn)進度。這時可以采取熱處理的方式去消除零件的殘余內(nèi)應(yīng)力。去應(yīng)力熱處理的溫度較低，因此在整個熱處理的過程中不會使金屬組織發(fā)生相變，在零件的保溫和逐漸冷卻過程中，零件的內(nèi)應(yīng)力得到釋放。去應(yīng)力熱處理之后，零件端面一般會產(chǎn)生1mm～1.5mm的變形，需要安排一道修基準工序?qū)⒘慵嗣嫘奁?。值得注意的是，增加去?yīng)力熱處理要充分考慮零件的變形量，否則零件變形過大，零件所剩加工余量小于零件的變形量會導(dǎo)致零件無法加工合格。
2.改進工裝夾具
機匣類零件大多數(shù)為環(huán)形件，因此需要大量的車加工，在車床上典型的裝夾方式有壓緊，夾緊和漲緊。在進行粗車加工時零件往往采用四爪卡盤進行夾緊或漲緊，在精車加工中大多采用壓緊的方式，相比較而言，壓緊的方式不容易產(chǎn)生內(nèi)力，因此從消除內(nèi)應(yīng)力的角度考慮，在半精加工中還是盡可能多地采用壓緊的方式。對于高度100mm以上，直徑800mm以上，最小壁厚2mm以下的大型薄壁機匣往往需要采用在夾具上增加輔助支撐的方式來減少零件的加工變形。輔助支撐塊多需要采用橡膠材料，有一定的硬度但又不會擠傷零件表面。輔助支撐大多需要至少8點以上進行支撐，8個支撐塊均勻地分布在零件的圓周方向上。在使用時需要注意的是支撐力不能過大，否則會使零件產(chǎn)生變形，效果適得其反，為保證輔助支撐力恰到好處，可以先用百分表找正零件圓周，然后使用限力扳手移動一個輔助支撐塊至零件表面，當百分表指針剛要變化時記錄限力扳手所用的力，這樣在移動其他輔助支撐塊時使用同樣的力就能達到支撐零件且零件不變形的狀態(tài)，增加輔助支撐可以機匣最“薄弱”的結(jié)構(gòu)上增加強度，減少零件在加工過程中的震動，讓刀等現(xiàn)象，有效減少了機匣的變形。
3.優(yōu)化走刀路線和加工余量分配
優(yōu)化車加工的走刀路線對提升零件變形控制有較大作用。對于加工余量較大和易變形的零件可以采取多層走刀，不要將所有余量一次去除。車加工零件輪廓時不要采取單獨加工完成零件一側(cè)表面后再進行另一側(cè)加工的方式，而是應(yīng)采用內(nèi)外表面交替去除余量的方式進行加工。在加工兩個相鄰表面時可以采取相對，相背的方式進行加工。工程師在編制數(shù)控程序時不能單純地考慮工人加工和測量的方便，還要從全局考慮零件所承受的切削力的狀態(tài)來安排走刀路線，將機匣的變形控制在最小程度。
加工余量的分配在機匣加工中非常重要，好的余量分配可以使機匣的各個部分在整個加工過程中受力均勻，避免局部切削力過大而產(chǎn)生變形。零件的大部分余量去除都發(fā)生在粗車階段，而粗車加工多采用普通機床設(shè)備進行加工，又要兼顧效率，所以粗車加工的型面設(shè)計地相對簡單，但也要盡可能地接近零件最終輪廓表面以避免精加工余量過大，產(chǎn)生過多的切削力。還可以在粗車加工之后，精車加工之前加入半精車加工，將零件的輪廓形狀加工出來。一般而言粗車留給半精車加工單邊1mm～1.5mm余量，半精車留給精車單邊0.5mm～1mm余量。
4.采用電化學(xué)加工去余量
電化學(xué)加工利用金屬在電解液中的電化學(xué)陽極溶解去除金屬表面材料。通過電化學(xué)加工去除余量的優(yōu)點是沒有切削力產(chǎn)生，因此零件不易產(chǎn)生變形和內(nèi)應(yīng)力。整個加工過程電極作為陰極，被加工零件作為陽極，工件和電極之間保持0.1mm～1mm的加工間隙，電解液不斷以高速從間隙中流過，帶走零件（陽極）溶解的產(chǎn)物，同時帶走電流產(chǎn)生的熱量。電化學(xué)加工加工范圍較廣，而且生產(chǎn)效率高，一般為傳統(tǒng)機械加工的5～10倍。加工后的表面質(zhì)量較好。電化學(xué)加工的精度低，多用于粗加工去余量，因其沒有切削力，可以利用在薄壁機匣去余量加工，可有效消除由于切削力過大導(dǎo)致的機匣變形。該方法的缺點是設(shè)備資金投入較大，而且會產(chǎn)生污染，需要做好污染處理。
結(jié)語
機匣類零件變形控制是一個涉及到多種因素的復(fù)雜工程，需要從毛料材質(zhì)、工藝路線、加工參數(shù)、零件裝夾、熱處理工藝等方面多重考慮。機匣變形的控制方法隨著先進制造技術(shù)的不斷發(fā)展也在不斷增加和提升，無人干預(yù)加工，高速切削，新型刀具和更優(yōu)化的數(shù)控編程方式的應(yīng)用都能使得機匣的變形得到更好的控制。
摘 要：某航空發(fā)動機在生產(chǎn)過程中重復(fù)出現(xiàn)了軸承故障。為降低軸承的故障率，我們開展了對軸承故障問題的研究。將生產(chǎn)過程中常見軸承故障分為3類：軸承表面劃傷、磕傷故障；軸承銹蝕故障；軸承試車后壓坑、麻點故障。本文介紹這3類故障的形貌特點，為軸承故障的分析提供一定的思路；分析3類軸承故障產(chǎn)生的原因，針對性制定防護措施，達到降低軸承故障率的目標，減少經(jīng)濟損失，提高外場發(fā)動機使用可靠性。
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機；軸承故障；防護措施
某航空發(fā)動機在生產(chǎn)過程中重復(fù)性地出現(xiàn)軸承故障問題。軸承故障問題的發(fā)生，既增加發(fā)動機的質(zhì)量成本、帶來因軸承報廢造成的額外工作費用，又耽誤了發(fā)動機的交付進度，降低發(fā)動機及軸承外場使用的可靠性。因此，有效降低軸承故障發(fā)生率非常重要。
1.常見軸承故障種類
將近些年生產(chǎn)過程中的軸承故障問題匯總梳理，根據(jù)軸承常見故障形貌特點將某航空發(fā)動機的軸承故障種類分為以下3類：軸承表面劃傷、磕傷故障；軸承銹蝕故障；軸承試車后壓坑、麻點故障。
（1）軸承表面劃傷、磕傷故障
軸承跑道出現(xiàn)異物拖動造成的規(guī)則性軸向長條劃傷，一般伴有滾動體出現(xiàn)軸向旋轉(zhuǎn)劃傷出現(xiàn)，嚴重時具有一定深度。
（2）軸承銹蝕故障
軸承跑道、滾動體表面形成坑狀銹蝕或面積較大的淺表性腐蝕，銹蝕故障形貌一般呈點狀或片狀。
（3）軸承試車后壓坑、麻點故障
軸承壓坑故障形貌一般為圓形凹坑，有集中發(fā)生特性，會出現(xiàn)大壓坑邊緣有小壓坑的現(xiàn)象；麻點故障形貌為黑色細小點狀凹坑，直徑一般在0.2mm以下，有擴散發(fā)生特性，表面拋修后成縱深形分支狀擴散。
2.軸承故障原因分析
經(jīng)過資料的查閱比對，結(jié)合發(fā)動機結(jié)構(gòu)特點，分析3類軸承故障的原因。
（1）軸承表面劃傷、磕傷故障原因分析
某航空發(fā)動機的軸承一般采用分體軸承，在裝配過程中合套，而由于軸承的游隙非常小，在軸承裝配過程中滾棒沒有收到位，會造成軸承劃傷；在大組件裝配過程中的同軸度未對正，會造成軸承劃傷；在軸承測量過程中，一些表面尖銳的測具與軸承工作面接觸時，會造成軸承工作面劃傷；另外，在軸承裝配、保管過程中，也有可能與外物接觸、磕碰，會造成軸承表面磕傷。
（2）銹蝕故障原因分析
軸承材料屬高碳鋼，材料與水汽接觸極易產(chǎn)生銹蝕現(xiàn)象，主要產(chǎn)生原因有如下兩種。
①日常軸承防銹管理存在問題。存放過程中軸承被空氣氧化，產(chǎn)生銹蝕。
②人手上汗液中含有水分與鹽，在搬運或裝配的過程中，若人手出汗或沾有非中性輔助材料時，接觸軸承會發(fā)生電離反應(yīng)，加速氧化作用，產(chǎn)生銹蝕。
軸承的銹蝕故障一般在夏天濕度大時較嚴重。
（3）軸承試車后壓坑、麻點故障原因分析
結(jié)合發(fā)動機結(jié)構(gòu)特點，產(chǎn)生軸承壓坑、麻點故障的原因主要有銹蝕和異物壓傷。
①銹蝕
當軸承發(fā)生銹蝕時，若未及時處理保持銹蝕狀態(tài)，會導(dǎo)致銹蝕加深，形成麻點故障；若輕微銹蝕的軸承繼續(xù)工作也會導(dǎo)致銹蝕處擴散形成麻點故障，一般此類麻點向軸承基體方向有較深的縱向延展。
②異物壓傷
某型號航空發(fā)動機由于滑油系統(tǒng)的特點，可能在滑油系統(tǒng)中存在黑色異物，導(dǎo)致軸承工作時被壓傷。黑色異物來源分為以下6類。
（a）封嚴面磨損掉落
某型號航空發(fā)動機封嚴結(jié)構(gòu)大部分采用的是空氣封嚴，密封面為蜂窩或涂層，在工作中存在磨損脫落現(xiàn)象。蜂窩表面由電火花加工形成，存在金屬材料融化后形成的顆粒與金屬氧化物；涂層為金屬或金屬化合物粉末構(gòu)成，磨損掉落后的脫落物硬度較高。
（b）空氣系統(tǒng)的異物
某型號航空發(fā)動機的部分空氣系統(tǒng)機件，如導(dǎo)向葉片，在加工過程中使用吹沙工藝，砂粒容易形成殘留。
（c）涂層加工過程切屑殘留
為保證封嚴環(huán)的同軸度，三支點、五支點軸承封嚴環(huán)為組合后加工，加工時雖然采取了一定的保護措施，但由于結(jié)構(gòu)限制，涂層切屑易殘留在滑油腔中。
（d）導(dǎo)管中存在砂粒
導(dǎo)管加工過程折彎時采取填充物方式保持導(dǎo)管材料延展不產(chǎn)生局部凹下。12mm以下直徑的導(dǎo)管采用灌入松香的方式，12mm以上直徑的導(dǎo)管采用灌入砂子的方式。灌入砂子的導(dǎo)管在管路折彎后形成了部分區(qū)域有靜電吸附作用，吸附少量沙子。導(dǎo)管加工完成后被靜電吸附的沙子不易清除，進入滑油系統(tǒng)會造成軸承壓傷。在管路與接頭焊接后表面焊道處理時，采用砂紙打磨的方式也很容易造成砂紙中的金剛砂殘留，而這部分金剛砂表面含有粘接劑，很難清除，容易造成管路內(nèi)含有砂粒。
（e）機件內(nèi)壁表面氧化物脫落也會造成滑油系統(tǒng)出現(xiàn)異物。
（f）軸承等機件存放、運輸或裝配過程中，有微小多余物掉落或空氣中的大顆粒物吸附在機件表面，未及時清除。
3.軸承防護措施的制定
根據(jù)故障產(chǎn)生的原因，針對軸承表面劃傷、磕傷故障，軸承銹蝕故障和軸承試車后壓坑、麻點故障進行了相關(guān)控制工作。
（1）軸承表面劃傷、磕傷故障防護
為避免軸承表面劃傷、磕傷故障的發(fā)生，在裝配流程及軸承檢測上盡量減少拆、合套的過程。對員工進行實際操作培訓(xùn)，提高員工軸承裝配經(jīng)驗。在裝配合套的過程中遇到卡滯情況不強行裝配，將軸承輕輕旋轉(zhuǎn)，使軸承內(nèi)外套趨于平行，減少軸承的損傷程度；在軸承裝配時，采用潤滑脂將滾棒收起到位，避免裝配過程中滾棒卡傷軸承；上部裝配的部件與下部發(fā)動機均要用水平尺確定水平狀態(tài)，在軸承將要接觸時，下落速度要慢，采用手動吊裝滑輪，便于明顯感知裝配狀態(tài)。
將與軸承配合的工裝材料更換為環(huán)氧樹脂，避免與軸承接觸時劃傷軸承。派制專用工裝，專人管理軸承及與軸承相關(guān)的工裝。
（2）軸承銹蝕故障防護
日常軸承采取真空包裝存放，避免原始包裝不能完全實現(xiàn)與空氣隔離。真空包裝困難的已裝配在組件上的軸承油封后盡量采取塑料袋包裝，并放置防潮砂，確保小環(huán)境的空氣干燥。在組件上放置時間較長的組件規(guī)定半年為期限，超過半年則將軸承分解進行油封管理。
軸承操作過程中，工人必須帶防汗的一次性絹布手套，有效地防護手上汗液對軸承的影響，同時一次性手套的使用還可以有效的避免二次污染。
（3）軸承試車后壓坑、麻點故障防護
加強對軸承銹蝕的防護，發(fā)現(xiàn)軸承出現(xiàn)銹蝕后及時處理，避免銹蝕擴大形成麻點故障。
控制滑油系統(tǒng)清潔度，加強對油品清潔度等級的控制；對涉及軸承腔及滑油系統(tǒng)流路的機件進行充分沖洗，將殘留在成附件殼體死腔內(nèi)的機加殘留金屬屑沖洗干凈；在裝配或裝配后運輸發(fā)動機過程中，用堵頭、堵蓋或防塵罩隔離發(fā)動機與外界環(huán)境，避免在發(fā)動機試車過程中，有殘留金屬屑、沙粒等異物進入軸承腔內(nèi)。
結(jié)語
對近些年生產(chǎn)過程中某航空發(fā)動機軸承故障問題的匯總梳理，明確了其常見的軸承故障種類。通過軸承故障原因分析，從軸承的入廠、存放、裝配、運輸和與軸承故障問題相關(guān)機件的清洗環(huán)節(jié)入手，針對性提出對策，進行某航空發(fā)動機軸承故障發(fā)生的防控。一方面，這些對策可為其他型號航空發(fā)動機的軸承故障防控做參考；另一方面，我們也要認知到，@些措施并不能全面杜絕某型號航空發(fā)動機軸承故障的發(fā)生，針對某型號航空發(fā)動機軸承故障防控措施仍然需要認真研究，任重而道遠。
摘 要：隨著我國經(jīng)濟的快速發(fā)展，航空領(lǐng)域也得到很大的提升，但是隨著科學(xué)技術(shù)的不斷提高，我國民用航空發(fā)動機也存在很多問題，并且相關(guān)的工作人員也一直致力于其研究中。本文正是對當下民用航空發(fā)動機的維護機制問題進行了深入的分析，并對其存在的問題提出了相應(yīng)的優(yōu)化策略，期望可以維護我國民用航空發(fā)動機制的安全、提升民用航空發(fā)動機的水平、完善民用航空發(fā)動機的功能、以及降低民用航空發(fā)動機的安全隱患。
關(guān)鍵詞：民用航空；發(fā)動機；維護機制
對于航空飛機而言，發(fā)動機一直以來都是飛行安全中最主要的影響因素之一，尤其是民用航空飛機，發(fā)動機起到至關(guān)重要的作用，對我國民用航空發(fā)動機的維護機制進行優(yōu)化對航空事業(yè)的發(fā)展有著重要意義。不但可以提高工作人員的技術(shù)水平，還可以健全我國保養(yǎng)制度體系。因此，以下就是對我國民用航空發(fā)動機維護機制的優(yōu)化進行的深入分析。
1 民用航空發(fā)動機需解決的維護機制問題
1.1 民用航空發(fā)動機維護保養(yǎng)機制不完善
我國民用航空發(fā)動機需解決的維護機制問題之一，就是民用航空發(fā)動機維護保養(yǎng)機制不健全[1]。主要體現(xiàn)在以下兩個方面：一是溝通機制運行未得到完善，我國民用航空的溝通機制涉及到地勤人員、飛行人員、以及維修部門等崗位之間形成的溝通機制，并且就我國目前民用航空發(fā)動機的發(fā)展現(xiàn)狀而言，保養(yǎng)機制的正常運行就會被影響，飛行員之間無法將發(fā)動機發(fā)生的問題及時地上報到維修人員處，更無法對其具體情況進行仔細的描述；二是維護保養(yǎng)制度過于片面，但維護保養(yǎng)制度對我國民用航空發(fā)動機的維護機制又具有很大的影響，盡管在民用航空發(fā)動機的維護機制中經(jīng)常進行定期性的檢查，但是由于片面的維護制度，維修人員的具體責任也無法進行明確，除此之外，由于維護保養(yǎng)制度不具有彈性，維修人員也無法進行有效的約束自制力，進而降低自身的工作積極性。
1.2 民用航空發(fā)動機的技術(shù)管理不到位
民用航空發(fā)動機維護機制最突出的問題是缺少相應(yīng)的技術(shù)管理，在維護機制中，缺少相應(yīng)的技術(shù)管理標準，沒有明確規(guī)定應(yīng)采用的維護技術(shù)。很多民用航空發(fā)動機的技術(shù)人員，技術(shù)水平相對較低，而且也沒有實戰(zhàn)經(jīng)驗，這就使得發(fā)動機的維修保養(yǎng)難度加大。在民用航空發(fā)動機的維護中，技術(shù)的支撐是其解決問題的重要保障[2]。雖然在民用航空發(fā)動機的維護管理中引進了一些技術(shù)，但從實際的運用效果來看，并沒有起到有效的作用，這歸結(jié)于民用航空發(fā)動機對相應(yīng)的技術(shù)管理不到位造成的。
2 優(yōu)化民用航空發(fā)動機維護機制的策略
2.1 構(gòu)建有效的發(fā)動機維護保養(yǎng)機制
對于民用航空發(fā)動機的優(yōu)化，一方面需要注重的是對維護機制的構(gòu)建進行完善，在這一過程中，維修部門要加強與地勤、飛行等人員的溝通與聯(lián)系，能夠及時的發(fā)現(xiàn)發(fā)動機的問題。另一方面是發(fā)動機的保養(yǎng)，也是維護機制需重點關(guān)注的內(nèi)容，不進行定期的保養(yǎng)，也會使得民用航空飛機出現(xiàn)運行的危險。所以，要對發(fā)動機進行定期的保養(yǎng)，定期的檢查，完善民用航空發(fā)動機的維護保養(yǎng)機制。使得維修人員根據(jù)這一機制，開展有效的工作，提高自身的責任意識[3]。還能夠根據(jù)這一機制進行合理的監(jiān)管，更加強了民用航空發(fā)動的安全性能。
2.2 加強航空發(fā)動機的技術(shù)管理
在民用航空發(fā)動機維護機制的優(yōu)化當中，技術(shù)的管理是其重要的內(nèi)容，在發(fā)動機的維護中應(yīng)創(chuàng)新發(fā)展一些新技術(shù)，為發(fā)動機的維護提供技術(shù)支持。這就需要相關(guān)的技術(shù)研發(fā)人員進行相應(yīng)的技術(shù)研究，比如說新推出的發(fā)動機監(jiān)控技術(shù)，這種技術(shù)實現(xiàn)了對發(fā)動機的的監(jiān)控，以及發(fā)動機在運行過程中的監(jiān)控[4]。對于發(fā)動機的維修人員，也應(yīng)該進行相關(guān)的技術(shù)培訓(xùn)，提高其對于民用航空發(fā)動機維護機制的技術(shù)水平。更要加強對于技術(shù)的管理，通過技術(shù)的管理，制定相應(yīng)的維護制度，相關(guān)的設(shè)備維護機制等等，在保障發(fā)動機應(yīng)用維護機制的基礎(chǔ)上，進行相關(guān)機制的保障。
3 結(jié)語
綜上所述我們可以知道，優(yōu)化我國民用航空發(fā)動機的維護機制可促進經(jīng)濟的快速發(fā)展，盡管我國的民用航空發(fā)動機的維護機制存在很多問題，如民用航空發(fā)動機維護保養(yǎng)機制不健全、民用航空發(fā)動機的技術(shù)管理不到位等，但只要可以完善有效的發(fā)動機維護保養(yǎng)機制、加強航空發(fā)動機的技術(shù)管理等，還是可以完善民用航空發(fā)動機的維護機制。既可以維護民用航空發(fā)動機的安全，又可以完善相關(guān)的共同機制，還可以提高飛機的飛行安全。
摘要： 為降低航空發(fā)動機輪盤的質(zhì)量，提高發(fā)動機推質(zhì)比，對發(fā)動機轉(zhuǎn)子輪盤進行參數(shù)化結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計.研究輻板不同高度處厚度與輪盤徑向破裂裕度的關(guān)系，以簡化輪盤輻板優(yōu)化方法.以周向破裂轉(zhuǎn)速裕度為約束條件，體積最小為優(yōu)化目標函數(shù)，利用Isight軟件和有限元數(shù)值模擬方法研究輪盤盤心優(yōu)化方法，并通過算例計算驗證其正確性.結(jié)果表明：在滿足s束條件的基礎(chǔ)上，輪盤體積減小8.66%，最大等效應(yīng)力減少10.4%.該方法可為航空發(fā)動機輪盤輕量化開發(fā)提供參考.
關(guān)鍵詞： 航空發(fā)動機； 輪盤； 輻板厚度； 破裂裕度； 破裂轉(zhuǎn)速； 等效應(yīng)力； 約束； 體積
0引言
輪盤是航空發(fā)動機重要的安全關(guān)鍵件之一，在高轉(zhuǎn)速、高溫度、高壓力的惡劣條件下工作.輪盤的轉(zhuǎn)速一般都達到每分鐘數(shù)千轉(zhuǎn)到數(shù)萬轉(zhuǎn)，負責固定葉片的輪盤除要承受自身的離心力外還要承受葉片的巨大離心載荷.由于葉片和輪盤的離心載荷很大，需要較大的盤心承受，所以輪盤設(shè)計得比較重.以高壓渦輪為例，其單盤的質(zhì)量能占到整個高壓渦輪部件總質(zhì)量的50%.由于渦輪盤質(zhì)量巨大，其一旦破壞，產(chǎn)生的高能碎塊是任何機匣都無法包容的，因此為保證渦輪盤的可靠性，其設(shè)計也不得不保守.隨著優(yōu)化技術(shù)的發(fā)展以及市場對產(chǎn)品效率的要求越來越高，對輪盤的輕質(zhì)化設(shè)計需求也越強烈.早期國內(nèi)有開展整體葉盤的設(shè)計研究[13]，隨著焊接技術(shù)和材料研究的發(fā)展[45]，輕質(zhì)化輪盤的優(yōu)化方法又有雙輻板輪盤設(shè)計的研究方向[69]，但國內(nèi)實際工程應(yīng)用，依然是單輻板為主要設(shè)計形式.榫槽形狀的優(yōu)化也是輪盤優(yōu)化的一種有效途徑[10].考慮到多輻板渦輪盤的加工制造存在較高的技術(shù)要求，基于國內(nèi)現(xiàn)有的成熟加工能力，本文從工程應(yīng)用的角度考慮，對分體盤盤體尋求一種簡潔、高效的優(yōu)化設(shè)計方法.
1輪盤結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計思路
輪盤破裂對發(fā)動機的破壞程度極其嚴重，而且是非包容性的.為防止輪盤破裂，輪盤的優(yōu)化設(shè)計以輪盤的破裂轉(zhuǎn)速儲備裕度為限制條件.對于高速旋轉(zhuǎn)的輪盤而言，徑向破裂裕度和周向破裂裕度是輪盤安全性的2個重要指標.
徑向破裂裕度最薄弱的區(qū)域為輻板，因此當輪盤的徑向破裂轉(zhuǎn)速有一定的裕度時，可以適當減薄輻板位置的厚度，通過降低徑向破裂轉(zhuǎn)速的裕度達到減重的目的.根據(jù)周向破裂裕度的計算方法[1112]可知盤心和輻板為周向破裂裕度的計算區(qū)域，而盤心是承載周向載荷的重要區(qū)域，因此，對輪盤的優(yōu)化考慮采取2步：第一步對輻板優(yōu)化，第二步對盤心優(yōu)化.
以輪盤的破裂裕度為約束條件，優(yōu)化輪盤設(shè)計.破裂轉(zhuǎn)速的計算方法采用常用的平均應(yīng)力法和有限元方法.破裂轉(zhuǎn)速儲備裕度的計算公式[1112]為Mburst=mσUTSσAVGTan式中：m為材料利用系數(shù)；σUTS為平均工作溫度下的材料強度極限；σAVGTan為平均周向應(yīng)力或平均徑向應(yīng)力.
2輪盤輻板優(yōu)化
2.1幅板各高度處厚度變化交互影響研究
輻板的徑向載荷主要由喉部以上結(jié)構(gòu)的離心力產(chǎn)生，輻板自重對輻板的徑向載荷影響較小，假定輻板某個高度處的厚度只對此高度處的徑向破裂儲備有影響，由于厚度變化而導(dǎo)致的離心載荷變化可以忽略，輻板各高度處的厚度對其他高度處的平均徑向應(yīng)力的影響可以忽略不計，幅板各高度處厚度變化無交互影響.輪盤輻板的A～D位置見圖1，通過HyperMesh的Morph功能，逐漸減少輻板高度A處的厚度，計算輪盤輻板B，C和D處的徑向破裂裕度，見圖2.從圖2可以看出，輪盤高度A處的厚度變化對B，C，D處的徑向破裂儲備影響非常小，因此可以認為對于徑向破裂裕度，幅板A高度處厚度變化對B，C，D高度處無交互影響.
2.2輻板厚度變化與徑向破裂裕度的關(guān)系
在輪盤的輻板上選取不同高度為handle 1，handle 2，handle 3，handle 4，handle，5和handle6 等多處截面，見圖3.以每個截面高度處的輻板厚度為參變量，計算每個截面高度不同厚度的徑向破裂轉(zhuǎn)速儲備.以輻板厚度的減少量為橫坐標，較蚱屏言6任縱坐標繪制曲線，可以得到各處輻板厚度減少值與對應(yīng)高度的徑向破裂裕度關(guān)系.進而擬合輻板優(yōu)化的曲線見圖4.
由圖4可知，在輻板區(qū)域范圍，對應(yīng)高度處的厚度變化與徑向破裂裕度近似成線性關(guān)系為f（x）=ax+b （1）在輻板喉部，厚度參數(shù)變化與徑向破裂裕度的線性關(guān)系匹配度較高；在接近盤心的部位，厚度參數(shù)變化與徑向破裂裕度的擬合曲線為多段折線線性關(guān)系，例如handle 7處的輻板優(yōu)化擬合曲線不再是一條直線.然而，輪盤的最小徑向破裂裕度發(fā)生的位置是輻板的喉部位置，這個位置的輻板厚度最小，因此輪盤輻板的優(yōu)化可以采用線性公式.
2.3輻板優(yōu)化算例
以某輪盤為算例，輻板優(yōu)化步驟如下.
（1）基于HyperMesh網(wǎng)格模型，開展參數(shù)化建模.該方法在網(wǎng)格變化的同時，溫度場隨之變化，可減少溫度場的反復(fù)迭代和反復(fù)分網(wǎng)過程.
（2）研究輻板厚度變化與徑向破裂裕度的關(guān)系，獲取優(yōu)化擬合曲線.
（3）基于ANSYS環(huán)境進行有限元計算和后處理分析.
優(yōu)化設(shè)計流程見圖5.對輪盤原設(shè)計結(jié)構(gòu)進行有限元建模，采用帶中節(jié)點的四邊形單元SOLID183.模型中的幾何形狀和載荷條件滿足軸對稱條件的位置采用軸對稱單元，榫接位置采用帶厚度的平面應(yīng)力單元.邊界條件約束輻板右側(cè)，見圖6.輪盤溫度分布范圍為450～500 ℃，呈徑向梯度分布，見圖7.轉(zhuǎn)子葉片位置采用質(zhì)量單元MASS21模擬葉片離心力.
輪盤的材料為FGH96合金[13]，密度ρ=8.32×103 kg/m3，泊松比為0.311.
在輪盤輻板不同高度位置，通過改變各位置的參數(shù)值，計算輪盤的各點平均徑向應(yīng)力與徑向破裂裕度.根據(jù)輻板優(yōu)化的擬合方程，獲取各高度處a和b的值，見表1.
徑向破裂儲備目標設(shè)為1.4，通過輻板優(yōu)化的擬合方程，可以獲得輻板各高度處的可減少厚度值.優(yōu)化后的輻板模型見圖8.
優(yōu)化后輻板的最大等效應(yīng)力水平相當，應(yīng)力分布趨勢相似，見圖9和10.輪盤輻板優(yōu)化前后的計算結(jié)果見表2.
優(yōu)化后的輪盤體積減少6.77%，徑向破裂裕度由1.540減少到1.400，滿足優(yōu)化設(shè)計約束條件.優(yōu)化后，輪盤的周向破裂裕度未明顯變化，與原始模型的周向破裂裕度相當.
3輪盤盤心優(yōu)化
輪盤盤心是輪盤周向破裂裕度影響的重要因素.盤心優(yōu)化流程見圖11.
以盤心不同高度位置的厚度為參數(shù)，建立有限元模型.通過試驗設(shè)計方法確定參數(shù)取值和樣本點，變化盤心的幾何形狀進行仿真計算.以盤心的體積為優(yōu)化目標，以盤心的周向破裂裕度為約束條件；通過Isight軟件中的優(yōu)化算法分析計算結(jié)果，獲取優(yōu)化的參數(shù)值；最后以優(yōu)化參數(shù)值建立模型，完成有限元求解，驗證優(yōu)化參數(shù)的正確性.
4盤心優(yōu)化算例
在優(yōu)化后輻板模型的基礎(chǔ)上開展盤心優(yōu)化，以盤心厚度為參變量，見圖12.參數(shù)P1～P6變化范圍為-5～+5 mm，以周向破裂裕度大于1.297為限制條件，以體積最小值為優(yōu)化目標.
通過試驗設(shè)計確定樣本點的值，采用HyperMesh的Morph功能生成有限元模型，完成各樣本的有限元計算.根據(jù)各樣本點有限元計算結(jié)果，在Isight軟件中獲取輸入變量與輸出變量的相關(guān)性.各變量對破裂裕度和體積的影響分別見圖13和14.由此可以看出：P3對優(yōu)化目標體積和約束條件破裂裕度影響比重都較大.在要保證約束條件的情況下減小體積，需要選擇對約束條件不敏感、對優(yōu)化目標影響大的參數(shù)，進行較大調(diào)整.
為較精確地找到全局最優(yōu)點，采用多島遺傳算法[1415].多島遺傳算法是在傳統(tǒng)遺傳算法的基礎(chǔ)上，基于群體分組的并行性遺傳算法.多島遺傳算法將整體種群劃分為若干子群，并將子群隔絕于不同的“島嶼”上，各個子群獨立地進化，而非全部種群采用相同的進化機制，并且各個“島嶼”間以一定的時間間隔進行“遷移”，使各個“島嶼”間進行信息交換.多島遺傳算法能夠有效地提高運算速度，并且若干獨立進化的子群可提高整個種群的遺傳多樣性，回避傳統(tǒng)遺傳算法的早熟現(xiàn)象，有利于找到全局最優(yōu)解.
通過多島遺傳優(yōu)化算法，獲取各變量的取值，建立盤心優(yōu)化后的有限元模型.原始模型與優(yōu)化完成后的模型對比見圖15.模型優(yōu)化前、后的應(yīng)力云圖對比見圖16～19，計算結(jié)見表3.與原始模型相比，優(yōu)化后模型的最大等效應(yīng)力減少.由圖18和19可知，優(yōu)化前后方案輪盤周向破裂最大應(yīng)力均發(fā)生在盤心位置.由圖19和表3可知，優(yōu)化后的輪盤最大周向應(yīng)力為1 040 MPa，增加0.7%，周向破裂裕度滿足大于1.297的約束條件.優(yōu)化后的輪盤質(zhì)量減少8.66%，徑向破裂裕度由1.540減少到1.400，周向破裂裕度由1.299減少到1.297，滿足約束條件.
由表3可知，盤心優(yōu)化后模型的徑向破裂裕度與輻板優(yōu)化后模型的結(jié)果相同，均為1.400，盤心的形狀改變未影響輪盤的徑向破裂裕度，因此輪盤分步驟開展優(yōu)化工作可行并高效.
5結(jié)論
本文以輪盤為研究對象，以輪盤厚度為參變量、破裂裕度為優(yōu)化限制條件、體積為優(yōu)化目標，研究輪盤的優(yōu)化設(shè)計方法，得到以下結(jié)論.
（1）對輪盤的優(yōu)化可以采用輻板和盤心優(yōu)化分步開展的方法，以減少優(yōu)化參變量的個數(shù)和類型.本文僅選擇厚度作為變量，優(yōu)化方法高效、簡單.
（2）幅板各高度處厚度變化對其他高度處的徑向破裂裕度無明顯交互影響.
（3）輻板的減重優(yōu)化可按照線性擬合曲線，有利于簡單、高效完成輻板優(yōu)化設(shè)計，具有一定通用性.
（4）輻板厚度的變化對輪盤的周向破裂裕度無明顯影響.
（5）盤心的優(yōu)化設(shè)計并未影響輪盤承擔徑向破裂載荷的能力.
（6）在滿足設(shè)計目標的基礎(chǔ)上，經(jīng)過參數(shù)化優(yōu)化，輪盤體積減小8.66%，最大等效應(yīng)力減少10.4%.
該優(yōu)化方法對輪盤的結(jié)構(gòu)設(shè)計具有借鑒意義.后續(xù)工作可以在優(yōu)化后模型的基礎(chǔ)上，使輪盤的輪廓過度點更加平滑，減少局部的應(yīng)力集中，消除幾何角點的高應(yīng)力區(qū)域.
摘 要：航空發(fā)動機是一個國家工業(yè)發(fā)展水平的重要體現(xiàn)。對比于一般的機械加工制造，航空零部件對機械加工的精度要求更高，避免因加工質(zhì)量缺陷而影響航空發(fā)動機的使用質(zhì)量和使用壽命。在航空發(fā)動機機械零部件的加工中尤其是在對葉片進行加工時為避免加工工序出現(xiàn)偏差，需要對發(fā)動機葉片的加工工序進行嚴格的測算。文章在分析工時定額特性的基礎(chǔ)上提出了基于SLFM神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型的航空發(fā)動機葉片工時定額計算新方法，從而實現(xiàn)對于航空發(fā)動機葉片工時定額的快速估算.
關(guān)鍵詞：工時定額；SLFM；特征參數(shù)；航空發(fā)動機葉片
前言
航空發(fā)動機葉片加工是航空發(fā)動機制造中的重點也是難點。為做好對于航空發(fā)動機葉片的加工制造，在航空企業(yè)生產(chǎn)制造中需要依照航空發(fā)動機葉片工時定額的精確計算來規(guī)劃布控企業(yè)管理規(guī)劃、生產(chǎn)調(diào)度、成本控制等多個環(huán)節(jié)。通過合理的調(diào)度規(guī)劃實現(xiàn)航空發(fā)動機葉片加工環(huán)節(jié)、加工結(jié)構(gòu)的優(yōu)化，從而確保航空發(fā)動機葉片生產(chǎn)高效、穩(wěn)定的進行。在現(xiàn)今的航空發(fā)動機葉片的加工制造過程中，大量的使用現(xiàn)今的五軸數(shù)控加工設(shè)備，做好航空發(fā)動機葉片工時定額的計算從而實現(xiàn)對于數(shù)控加工設(shè)備的合理調(diào)配是航空發(fā)動機葉片正常生產(chǎn)的重要保證。
1 航空發(fā)動機葉片工時定額現(xiàn)狀分析
在國內(nèi)傳統(tǒng)的航空發(fā)動機葉片工時定額中主要采用的是人工查表法，此種方法既不科學(xué)也不效率，隨著計算機技術(shù)和先進制造技術(shù)的不斷引入，新的航空發(fā)動機葉片工時定額方法（如計算機查表法、數(shù)模分析法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法以及混合法）被逐漸的引入到航空發(fā)動機葉片工時定額中，在為航空發(fā)動機葉片工時定額帶來方便、高效的同時也存在著一些不足，以計算機查表法為例，其需要將航空發(fā)動機葉片工時定額的相關(guān)數(shù)據(jù)存儲在數(shù)據(jù)庫中，數(shù)據(jù)存儲的量大且維護較為繁復(fù)，影響計算機查表法的應(yīng)用效果。數(shù)學(xué)模型法在應(yīng)用的過程中對于數(shù)學(xué)模型的建立和應(yīng)用要求較高，不利于航空發(fā)動機葉片工時定額工作的順利進行。而在現(xiàn)今廣為使用的BP網(wǎng)絡(luò)模型，在航空發(fā)動機葉片工時定額的計算、規(guī)劃過程中存在著網(wǎng)絡(luò)性差、容易陷入局部最小的局限性。為規(guī)避上述航空發(fā)動機葉片工時定額方法中所存在的缺陷，通過對航空發(fā)動機葉片工時定額計算過程中各主要影響因素進行分析的基礎(chǔ)上提出了基于SLFM神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型的航空發(fā)動機葉片工時定額計算新思路，通過將各影響航空發(fā)動機葉片工時定額計算的特征參數(shù)作為模型的網(wǎng)絡(luò)輸入，通過與航空發(fā)動機葉片工件相似、相匹配零件進行對比規(guī)劃構(gòu)建航空發(fā)動機葉片工時定額計算網(wǎng)絡(luò)模型，通過對網(wǎng)絡(luò)模型的輸入數(shù)據(jù)進行歸一化處理，從而實現(xiàn)了對于航空發(fā)動機葉片工時定額的準確計算和劃定，保障了航空發(fā)動機葉片生產(chǎn)的順利進行。
2 航空發(fā)動機葉片工時定額計算方法與網(wǎng)絡(luò)模型的建立
2.1 航空發(fā)動機葉片工時計算方法
航空發(fā)動機葉片在生產(chǎn)的過程中具有種類繁多、加工精度要求高等的特點。在航空發(fā)動機葉片加工過程中需要在分析航空發(fā)動機葉片毛坯料材料、毛坯料尺寸大小以及航空發(fā)動機葉片的結(jié)構(gòu)、所采用的加工方式等的特征參數(shù)。在采用數(shù)控加工方式來對航空發(fā)動機葉片工進行加工的過程中，對于航空發(fā)動機葉片工的加工特性可以對其按照相似原則不同種類的航空發(fā)動機葉片進行規(guī)劃分類，并對航空發(fā)動機葉片加工時的各種代表因素作為特征參數(shù)，并航空發(fā)動機葉片數(shù)控加工時葉片的特征信息與工時信息等進行規(guī)劃分類，并對這些特征信息進行建模計算以對航空發(fā)動機葉片的數(shù)控加工工時進行計算。
在對航空發(fā)動機葉片工時進行計算時，在對同類航空發(fā)動機葉片各影響數(shù)控加工工時的各類特征參數(shù)進行提取篩選歸納分析，將這些歸納后的參數(shù)作為航空發(fā)動機葉片工時定額模型的輸入，將同類航空發(fā)動機葉片的工時定額作為輸出完成對于航空發(fā)動機葉片工時定額計算網(wǎng)絡(luò)模型的建立。對于一種全新的航空發(fā)動機葉片進行工時定額計算時，首先對航空發(fā)動機葉片中的各類特征參數(shù)進行識別，而后從數(shù)據(jù)加工的數(shù)據(jù)庫中選用相似零件集來作為航空發(fā)動機葉片工時定額模型的訓(xùn)練樣本來對網(wǎng)絡(luò)模型進行訓(xùn)練，最后根據(jù)匹配最相似的航空發(fā)動機葉片網(wǎng)絡(luò)模型來計算航空發(fā)動機葉片的工時。
2.2 建立航空發(fā)動機葉片工時影響因素體系
在對航空發(fā)動機葉片進行工時計算的過程中，要選取影響零件工時的主要因素來作為相應(yīng)的特征參數(shù)完成航空發(fā)動機葉片工時影響因素體系的建立。在對相應(yīng)特征參數(shù)數(shù)據(jù)庫的建立時應(yīng)當根據(jù)現(xiàn)有典型航空發(fā)動機葉片的外形結(jié)構(gòu)參數(shù)、加工工藝參數(shù)等，對影響航空發(fā)動機葉片工時的各種參數(shù)進行提取并綜合歸納，從而對航空發(fā)動機葉片工時定額過程中的各類參數(shù)如航空發(fā)動機葉片的種類、航空發(fā)動機葉片的截面形狀、航空發(fā)動機葉片的減震結(jié)構(gòu)形狀、尖部形狀、航空發(fā)動機葉片根部形狀、葉片尺寸、航空發(fā)動機葉片的材料種類、航空發(fā)動機葉片毛坯料形式以及所采用的數(shù)控加工設(shè)備等的各種特征信息進行提取歸納。在上述幾種航空發(fā)動機葉片特征參數(shù)的基礎(chǔ)上完成對于航空發(fā)動機葉片工時影響因素體系的建立。在上述的航空發(fā)動機葉片的特征參數(shù)中，航空發(fā)動機葉片的種類表示的是航空發(fā)動機葉片的分類特征，根據(jù)航空發(fā)動機葉片用途的不同，不同種類的航空發(fā)動機葉片在結(jié)構(gòu)和功用上具有較大的差異。對于航空發(fā)動機葉片的截面形式的不同可以分為等截面、變截面以及根據(jù)坐標點所建立起來的航空發(fā)動機葉片空間曲面等，這一參數(shù)與航空發(fā)動機葉片加工的工藝性具有極大的差異性。航空發(fā)動機葉片的結(jié)構(gòu)形狀表示的是航空發(fā)動機葉片加工面的形狀和復(fù)雜程度的特征。此外，航空發(fā)動機葉片的材料對航空發(fā)動機葉片的加工具有極強的影響。
2.3 做好航空發(fā)動機葉片相似零件的檢索匹配
完成了對于航空發(fā)動機葉片各種特征因素的提取和歸納后通過對現(xiàn)有航空發(fā)動機葉片進行相似度匹配以確定航空發(fā)動機葉片的相似性，并在此基礎(chǔ)上完成航空發(fā)動機葉片工時定額的計算制定。通常來說，對于同種類的航空發(fā)動機葉片具有相似的航空發(fā)動機葉片加工特性。因此，在對航空發(fā)動機葉片進行相似度檢測時首先需要選取航空發(fā)動機葉片種類相同的典型葉片，而后通過對其他幾種航空發(fā)動機葉片的特征因素進行匹配，并完成兩航空發(fā)動機葉片之間的相似度計算，得出兩航空發(fā)動機葉片之間的相似度值，將相似度值按照降序進行排列。在相似度值的選取中需要設(shè)定一個閥值，小于這一閥值的航空發(fā)動機葉片相似度值將予以剔除，同時需要對航空發(fā)動機葉片的相似數(shù)據(jù)庫進行充分的建立。
2.4 航空發(fā)動機葉片工時定額網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)與精度分析
完成對于航空發(fā)動機葉片特征庫建立的基礎(chǔ)上，通過將航空發(fā)動機葉片中的各種特征參數(shù)變量輸入到網(wǎng)絡(luò)模型中得出所計算的航空發(fā)動機葉片工時定額，而后將這一航空發(fā)動機葉片工時定額值與BP網(wǎng)絡(luò)模型進行相應(yīng)的對比以驗證航空發(fā)動機葉片工時定額的網(wǎng)絡(luò)精度，從而對航空發(fā)動機葉片工時定額的結(jié)果進行優(yōu)化。
3 結(jié)束語
航空發(fā)動機葉片工時定額是航空發(fā)動機葉片加工過程中的重點也是難點。本文在分析航空發(fā)動機葉片工時定額特點的基礎(chǔ)上提出了基于SLFM模型的航空發(fā)動機葉片工時定額新方法，并與BP網(wǎng)絡(luò)進行了對比驗證以確定了此種航空發(fā)動機葉片工時定額方法的準確性。
摘 要：該文將根據(jù)運輸類飛機適航標準介紹有關(guān)增壓艙安全防護的適航條款，分別對增壓艙結(jié)構(gòu)防護、增壓艙系統(tǒng)安全和增壓艙釋壓的適航要求進行分析；然后再對美國聯(lián)邦航空管理局頒布的有關(guān)非包容轉(zhuǎn)子和增壓艙咨詢通告進行分析。
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機 飛機增壓艙 安全防護
1 增壓艙結(jié)構(gòu)防護的適航要求分析
非包容轉(zhuǎn)子爆破飛出的部分碎片會擊中飛機增壓艙，良好的增壓艙結(jié)構(gòu)能后抵擋一些能量小的碎片。適航審定中對轉(zhuǎn)子非包容性的關(guān)注要素應(yīng)包括：飛機關(guān)鍵部件和系統(tǒng)的布局，處于轉(zhuǎn)子碎片影響區(qū)域內(nèi)的關(guān)鍵部件和系統(tǒng)的防護、隔離和備份，以及對轉(zhuǎn)子碎片影響安全分析。因此，對增壓艙結(jié)構(gòu)防護的適航條款進行分析。
1.1 條款內(nèi)容
（1）CCAR25.365（e）：增壓艙內(nèi)部和外部的任何結(jié)構(gòu)、組件或零件，如因其破壞而可能妨礙繼續(xù)安全飛行和著陸時，則必須設(shè)計成能夠承受在任何使用高度由于以下每一情況使任何艙室出現(xiàn)孔洞而引起的壓力突降：發(fā)動機碎裂后發(fā)動機的一部分穿透了增壓艙[1]。
（2）CCAR571（e）損傷容限（離散源）評定，在下列任一原因很可能造成結(jié)構(gòu)損傷的情況下，飛機必須能夠成功地完成該次飛行。①受到1.80 kg（4 磅）重的鳥的撞擊，飛機與鳥沿著飛機飛行航跡的相對速度取海平面VC 或2 450 m（8 000英尺）0.85VC，兩者中的較嚴重者；②風(fēng)扇葉片的非包容性撞擊；③發(fā)動機的非包容性破壞；④高能旋轉(zhuǎn)機械的非包容性破壞[1]。
（3）CCAR25.903（d）（1）：渦輪發(fā)動機的安裝對于渦輪發(fā)動機的安裝有下列規(guī)定：必須采取設(shè)計預(yù)防措施，能在一旦發(fā)動機轉(zhuǎn)子損壞或發(fā)動機內(nèi)起火燒穿發(fā)動機機匣時，對飛機的危害減至最小[1]。
1.2 條款的技術(shù)解釋
（1）CCAR25.365（e）條款：該條款規(guī)定了在飛機增壓艙發(fā)生突然釋壓時，增壓艙的隔框、隔板或者地板等結(jié)構(gòu)必須能夠經(jīng)受住由于壓力突然下降而產(chǎn)生的載荷。民用飛機的增壓過程比較緩慢，并且地板、隔板之間是相同的，各個隔艙之間沒有壓差，增壓艙內(nèi)部的結(jié)構(gòu)不受壓差載荷，只有外壁承受壓差載荷。如果增壓艙發(fā)生破損，則各個隔艙將會由于突然釋壓而產(chǎn)生壓力差，這種壓力差可能會破壞機身結(jié)構(gòu)，進而影響飛行安全。
（2）CCAR571（e）條款：該條款通過（a）4lb鳥的撞擊，（b）風(fēng)扇葉片的非包容性破壞，（c）發(fā)動機的非包容性破壞，（d）高速旋轉(zhuǎn)機械的非包容性破壞，對以上4種外來物的撞擊進行評定，能夠使飛機受上述4種損傷的狀態(tài)下完成此次飛行。
（3）CCAR25.903（d）條款：該條款是要求飛C結(jié)構(gòu)設(shè)計必須采用必要的預(yù)防措施，來防止因為非包容的轉(zhuǎn)子失效等引起的危害，并對所有的區(qū)域進行保護。其目的是要求采用必要的預(yù)防措施，以確保動力裝置安裝的各部件功能安全正常。
2 增壓艙設(shè)備系統(tǒng)的適航要求分析
非包容轉(zhuǎn)子碎片飛出后有可能還會擊中一些安裝在增壓艙內(nèi)部的一些關(guān)鍵系統(tǒng)部件，如液壓系統(tǒng)、飛機操控系統(tǒng)，這些系統(tǒng)的安全也直接影響著飛機的安全飛行。因此，對增壓艙系統(tǒng)安全的適航條款進行分析。
2.1 條款內(nèi)容
（1）CCAR25.1309（a）凡航空器適航標準對其功能有要求的設(shè)備、系統(tǒng)及安裝，其設(shè)計必須保證在各種可預(yù)期的運行條件下能完成預(yù)定功能[1]。
（2）CCAR25.1309（b）飛機系統(tǒng)與有關(guān)部件的設(shè)計，在單獨考慮以及與其他系統(tǒng)一同考慮的情況下，必須符合下列規(guī)定：
①發(fā)生任何妨礙飛機繼續(xù)安全飛行與著陸的失效狀態(tài)的概率為極不可能；
②發(fā)生任何降低飛機能力或機組處理不利運行條件能力的其他失效狀態(tài)的概率為不可能[1]。
（3）CCAR25.1309 （d）必須通過分析，必要時通過適當?shù)牡孛妗w行或模擬器試驗，來表明符合本條（b）的規(guī)定。這種分析必須考慮下列情況：
①可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和損壞；
②多重失效和失效未被檢測出的概率；
③在各個飛行階段和各種運行條件下，對飛機和乘員造成的后果；
④對機組的警告信號，所需的糾正動作，以及對故障的檢測能力。
2.2 條款的技術(shù)解釋
（1）25.1309（a）中的“各種可預(yù)期的運行條件”是指飛機可預(yù)期的所有運行條件，例如：高度條件、環(huán)境溫度條件、飛行包線以及各種氣象條件等。
（2）CCAR25.1309（b）是根據(jù)各種失效狀態(tài)概率以及嚴重性之間存在合理而可接受的反比關(guān)系提出的總的要求。FAA提出飛機系統(tǒng)及相關(guān)部件的設(shè)計，在考慮單獨設(shè)計及與其他系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)設(shè)計時，必須滿足以下規(guī)定：
①每種災(zāi)難性失效狀態(tài)不可且不能由單個失效導(dǎo)致；
②每種危險性失效狀態(tài)是極其微小的；
③重大性的失效狀態(tài)是絕對不可能發(fā)生的。
（3）25.1309（d）規(guī)定在使用分析方法時，應(yīng)采用適當?shù)娘w行、模擬器或地面試驗驗證各種失效狀態(tài)概率以及嚴重性之間存在合理而可接受的反比關(guān)系。若是災(zāi)難性失效狀態(tài)無需試驗來驗證。該條款是為了保障有序且充分地對可見失效或其他事件對安全性的影響而提出的。
3 增壓艙釋壓的適航要求分析
非包容轉(zhuǎn)子碎片擊破飛機蒙皮結(jié)構(gòu)后，增壓艙則會發(fā)生快速釋壓現(xiàn)象。飛機釋壓導(dǎo)致客艙內(nèi)空氣不足而威脅飛行人員的生理健康，因此，對有關(guān)增壓艙釋壓方面的適航條款進行分析。
3.1 條款內(nèi)容
CCAR25.841（a） 載人增壓艙和隔艙必須有裝備為飛機在最大使用高度的正常運行條件下保持不超過8 000英尺的座艙壓力高度。
如申請25 000英尺以上的運行合格審定，飛機的設(shè)計必須使得在增壓系統(tǒng)發(fā)生任何可能的失效情況后，乘員不會暴露于超過15 000英尺的座艙壓力高度。
CCAR25.841（2）：飛機必須設(shè)計成在發(fā)生任何未經(jīng)表明是極不可能的失效情況而導(dǎo)致釋壓后不會使乘員經(jīng)受超出下列座艙壓力高度：
（1） 7 620 m（25 000 英尺），超過2min；或
（2） 12 192 m（40 000 英尺），任何時段。
CCAR25.841（a）（3）：在評估座艙釋壓情況時應(yīng)考慮機身結(jié)構(gòu)、發(fā)動機和系統(tǒng)的失效[1]。
3.2 條款的技術(shù)解釋
CCAR25.841（a）（2）：人可以承受的最大大氣壓力極限為海拔高度4 500 m，若在一定時間內(nèi)，人所承受的壓力超過該海拔高度，這會對人生理上造成傷害，甚至?xí)霈F(xiàn)生命危險。因此，本條（a）款要求飛機在正常運行時，增壓座艙壓力高度不應(yīng)高于7 620 m超過2 min，或者任何時段座艙壓力高度都不能超過12 192 m。（a）（2）中要求在所有能夠引起增壓客艙釋壓的故障中，對故障發(fā)生概率在1×10-9以上的情況進行釋壓分析，故障包括發(fā)動機非包容轉(zhuǎn)子爆破、輪胎爆裂等。在應(yīng)急下降分析時，不僅要考慮動力損失，還要考慮發(fā)動機損壞造成的其他影響，如供氣量減少和發(fā)動機液壓動力的丟失。
4 有關(guān)非包容轉(zhuǎn)子和增壓艙的咨詢通告的分析
由于非包容轉(zhuǎn)子爆破的事故原因很多，所以對所有失效的可能的預(yù)防很難，同時也很難對所有的區(qū)域進行防護。適航規(guī)章33部中33.75b中要求不能出現(xiàn)轉(zhuǎn)子爆破碎片擊穿機匣的事故，但由于當前制造和材料本身等原因，以及發(fā)動機轉(zhuǎn)子葉片長期在惡劣環(huán)境下工作，使得發(fā)動機葉片斷裂和老化問題不可避免。法規(guī)中規(guī)定，必須采取設(shè)計預(yù)防措施，使得非包容爆破事故對飛機的危害降至最低[2]。但飛機的結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜且部件較多，因此適航規(guī)章中要求對飛機的重要部件要進行隔離、防護或者備份處理。
咨詢通告AC20-128A對于小碎片的要求：小碎片的尺寸大小為轉(zhuǎn)子葉片末端的一半[2]。根據(jù)維修經(jīng)驗，只有少數(shù)的非包容小碎片能夠擊穿增壓艙蒙皮，大多數(shù)小碎片都不能穿透增壓艙。對要防護的部件和系統(tǒng)，首先要對小碎片能夠影響的區(qū)域進行安全性分析，根據(jù)分析的結(jié)果進行相應(yīng)的防護。
AC20-128A中對增壓艙的要求：對于申請需要在41 000英尺以上高空飛行的飛機，發(fā)動機應(yīng)布置在增壓艙不會受到非包容性碎片影響的位置?；蛘吣軌虮砻?，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速泄壓率和相關(guān)艙的壓力泄漏率能夠滿足緊急降落，其間不能讓機組人員和乘客失去工作能力，機組人員啟動緊急降落系統(tǒng)的反應(yīng)時間為17 s。
咨詢通告AC25-20中要求[3]：發(fā)動機轉(zhuǎn)子爆破、發(fā)動機風(fēng)扇失效爆裂、非包容發(fā)動機葉片失效等離散源對壓力容器（增壓座艙）的損傷，應(yīng)通過分析證明對增壓的影響。基于使用經(jīng)驗，應(yīng)考慮發(fā)動機在巡航高度推力完全喪失下，飛機的釋壓相關(guān)情況。
咨詢通告AC25-20在釋壓后應(yīng)急下降中指出[3]：飛機增壓客艙開始釋壓和飛機開始應(yīng)急下降之間有一段機組人員的反應(yīng)時間，該反應(yīng)時間主要分為機組人員意識到釋壓時間和氧氣面罩插管的時間。根據(jù)飛機機組人員在應(yīng)急狀態(tài)下的模擬時間的平均值為17 s，這17 s時間代表了75%的機組人員反應(yīng)時間；而飛機在安裝面罩的5 s內(nèi)開始應(yīng)急下降。也就是說，飛機從釋壓起到飛機開始應(yīng)急下降的時間需要22 s。
5 結(jié)語
通過分析適航條款和相關(guān)咨詢通告，結(jié)果如下：
（1）對于申請需要在41 000英尺以上高空飛行的飛機，發(fā)動機應(yīng)布置在增壓艙不會受到非包容性碎片影響的位置。或者能夠表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速釋壓率和相關(guān)艙的壓力釋壓率能夠滿足緊急降落，其間不能讓機組人員和乘客失去工作能力。
（2）CCAR25.841中要求w機釋壓后，座艙壓力高度大于7 620 m時不能超過2 min。
（3）飛行駕駛?cè)藛T的反應(yīng)時間分為：17 s的機組人員意識到釋壓時間和5 s的氧氣面罩插管的時間，即飛機從釋壓開始到飛機正式應(yīng)急下降的時間需要22 s的反應(yīng)時間。
