时间：2023-04-06 18:47:08
序论：在您撰写航空发动机论文时，参考他人的优秀作品可以开阔视野，小编为您整理的7篇范文，希望这些建议能够激发您的创作热情，引导您走向新的创作高度。
发动机装配技术状态数据模型的概念
针对航空发动机型号，现有的PDM技术已经可以较好的对其进行技术状态管理。由于实际装配中，单台航空发动机技术状态强调可追溯性，即对于每一台发动机在排故、维修、大修时需要明确其装配技术状态历史，就必须对单台发动机进行装配技术状态管理。进行单台发动机装配技术状态管理的基础是结构化的数据模型，装配环境下的技术状态数据可以分为三大部分：物料信息、工艺信息与检验信息。这里的物料信息是指产品基本信息及组成产品的各种零/组/部件的信息；工艺信息是指装配各级物料节点所执行的工艺/工序/工步的信息；检验信息是指执行装配的关键项进行检验，具体表现为相对应的检验项的规定值与实际值。物料信息、工艺信息、检验信息都可表示为树形结构。它们间也具有复杂的对应关系，其中包括：工艺与部件或组件对应、检验表与工艺对应、检验项与工序对应、子检验项与工步对应等。由于航空发动机的多装多试的特点，单台发动机在其生命周期的多次装配中会频繁的发生物料信息、工艺信息和检验信息的改变，集中表现在由于串换件、寿命件的到期等，发生各级物料（部件/组件/零件）的变化；由于采用不同版次的工艺、针对个别发动机装配下发的技术文件、技术通知、工艺更改单等会产生工艺信息的变化；物料或工艺信息改变同时也伴随产生了检验信息的变化。因此单台发动机的装配技术状态不仅与同型号同批次的其他发动机的技术状态不同，在其生命周期内本身的技术状态也随时间变化。所以，航空发动机装配技术状态数据模型必须包含两个方面，从空间上说，要用尽可能用简单的模型表示出错综复杂的物料、工艺、检验信息的对应关系；从时间上说，要准确地刻画出发动机装配技术状态随时间变化的情况。
发动机装配技术状态数据模型的定义
以下对发动机装配技术状态在时间条件约束下的物料、工艺、检验等信息进行定义。定义1：航空发动机装配技术状态模型，C={M，PAC，R，T}。其中M为物料信息集合、PAC为工检信息集合、R为关系集合、T为时间。当物料信息集合为整台发动机的物料信息时，C表示单台次发动机T时刻的技术状态；当物料信息为整台发动机物料信息子集时，C表示相应部件、组件等的技术状态。定义2：物料节点集合M：航空发动机某一时刻物料集合为：M={m1，m2，m3…，mn}，n∈N，N为自然数；mi={IDmi，a1，a2，a3，…，ak}，k∈N，mi∈M。M中mi可以是产品、部件、组件或者零件，为产品任意级物料节点。mi中IDmi为物料节点的唯一标识，a1，a2，a3，…，ak为这一物料节点属性，比如关键尺寸、物料寿命、是否为关重件的标识等，可灵活的根据需要进行实例化。定义3：工检信息集合PAC：PAC={pac0，pac1，pac2，…，pacl}，l∈N；Paci={IDpaci，b1，b2，b3，…，bl}，t∈N，paci∈PAC。由上面的分析可知，虽然物料信息和工艺信息节点不是同级一对一的关系，对于具体的发动机产品，工艺及检验信息节点也总是伴随着唯一的物料节点出现，这里不妨将相对应的两种节点合并为工艺及检验信息节点，也是适应了许多先进发动机制造厂商实行的“工检合一”的需要。对于每一个工艺及检验信息节点paci，IDpaci为工艺及检验信息节点的唯一标识。类似于定义1，b1，b2，b3，…，bt亦为paci（1≤i≤l）工艺信息节点的属性，当paci为不同级别的工艺信息节点时，属性可以实例化为工艺版本、关键工序标识等。当paci为工序级节点，若bj={IDbj，CheckContentbj，CheckStandardbj，CheckValuebj}表示一个子检验项，其中，IDbj唯一标识了该子检验项，CheckContentbj为子检验项的具体内容，CheckStandardbj为检验项的规定值，CheckValuebj为检验项的实际值，该属性可给出单件产品由于每次装配产生的检验项信息，一般表示执行一个工步产生的检验信息。定义4：关系集合R=MR∪PR∪MPR其中：MR={r|r=（mi,mj）,若埚mi和mj的父子关系，mi,mj∈M};PR={r|r=（paci,pacj）,若埚paci和pacj的父子关系，paci,pacj∈PAC}；MPR={r|r=（mi，pacj），若埚mi和pacj的对应关系，mi∈M，pacj∈PAC}；该集合可以确定出技术状态模型中存在的物料信息节点之间、工艺及检验信息节点之间、物料信息节点与工艺及检验信息节点之间三种关系。图2展示了一个简化了的技术状态模型的具体例子，该模型具有三层物料信息结构。左面的部分为单台发动机产品的物料状态，右边的部分为与之相对应物料的工检信图1航空发动机装配技术状态息，用连线表示存在相关的关系。
发动机装配技术状态数据模型的基本操作
单台发动机单次装配执行其间，发动机装配技术状态会因装配的执行随时间动态变化着，表现为技术状态模型中各集合元素的变化。集合元素的变化可以归结为两种基本操作，令Ci={Mi，PACi，Ri，Ti}为Ti时刻的产品/部件/组件的技术状态，Ci={Mi+1，PACi+1，Ri+1，Ti+1}为Ti+1时刻的技术状态，Cpa1={Mpa1，PACpa1，Rpa1，Tpa1}为pa1部件/零件某时刻的技术状态，用两种算子进行表示：加法操作算子+：+（Ci，Cpa1）={Mi∪Mpa1，PACi+1，Ri∪Rpa1∪Rst，Ti+1}加法操作为发动机装配时增加技术状态物料节点的操作，附带了工艺节点的增加和对应关系的增加。减法操作算子-：-（Ci，Cpa1）={Mi-Mpa1，PACi+1，Ri-Rpa1-Rst，Ti+1}减法操作为拆卸发动机零部件的操作，该操作会产生发动机技术状态物料节点的减少，而且附带了工艺节点的减少和对应关系的消失。由以上的两种基本操作函数，可以得到更加复杂的技术状态改变的操作。例如，对于航空发动机的换件技术状态变化，可视为经过了-（Ci，Cpa1）和+（Ci，Cpa2）操作，用pa2替换了pa1部件。对于单台发动机的每段或每次装配，可以认为其技术状态经历了数个加法、减法操作。例如C1为某次装配前的产品的技术状态，C1={{m1，m2，m3，m4，m5}，{pac1，pac2}，（{m1，m2），（m1，m3），（m2，m4），（m2，m5），（pac1，pac2），（m1，pac1），（m2，pac2），T1}，首先拆卸掉部件，pa1，Cpa1={{m2，m4，m5}，{pac2}，（{m2，m4），（m2，m5），（m2，pac2）}，T1}，即进行了操作-（C1，Cpa1），得到C1′={{m1，m3}，{pac1′}，（{m1，m3），（m1，pac1′）}，T1′}；然后进行了操作+（C1′，Cpa2），装配上部件pa2，pa2的技术状态为Cpa2={{m6，m7，m8}，{pac6}，（{m6，m7），（m6，m8），（m6，pac6）}，T2}；得到C1={{m1，m3，m6，m7，m8}，{pac1″，pac6}，（{m1，m6），（m1，m3），（m6，m7），（m6，m8），（pac1″，pac6），（m1，pac1″），（m6，pac6）}，T2}；如图3所示。实际中的操作可能会拆卸到零件级，这里适当简化为拆卸到部件级。4沿时间轴发动机装配技术状态快照序列的生成单台发动机首次装配自T0时刻开始，在其生命周期内会经历数个加法、减法操作，形成关于时间轴TS=（T0，T1，T2，T3，…）的发动机单机技术状态快照序列CS=（C0，C1，C2，C3，…）。首次装配过程中，零件装配成组件，组件装配成部件，进而装配成发动机整机，这期间发生的对装配技术状态的操作体现为大量的加法操作，由零部件的技术状态合成为发动机的技术状态；非首次装配，则还会发生大量技术状态减法操作，最终表现为整机技术状态随时间不断的更新。与其他复杂产品不同，航空发动机生命周期中要经历多次拆卸-装配的过程。这样可以把时间轴划分为若干个阶段，包括新机一装、新机二装、旧机排故的一、二装、旧机大修的一、二装等。TS中时间Ti的取值不同，会引起技术状态记录详细程度不同。记录的密度越大，对技术状态追踪的也就越详细，但占用的存储空间就越多。当Ti取值为装配执行过程中若干时刻时，序列CS可以对装配过程进行记录。现设Ti为每次装配结束的时间，（Ti-1，Ti）时间段则为两次装配间的时间段，在本时间段内，假定不对微小的技术状态变化进行记录，得到的覆盖全时间轴技术状态快照序列如图4所示。
航空发动机强度计算作为专业必修课，从航空发动机中抽象出叶片、盘等结构，建立模型，开展结构的应力计算和强度分析，较为艰涩、枯燥，采用传统的板书教学模式，教师对于说明复杂的零部件结构和受载形式往往力不从心，此外，传统的教学方法还受到课堂板书时间、教学语言、课堂纪律等不利因素影响，从而影响学生听课的积极性，教学的进度和教学的质量。与板书教学相比，教师使用多媒体课件时，学生往往会表现出较大的兴趣。据有关调查统计，同样的内容，视听结合记忆效果比只凭看提高40%，多媒体教学正是实现视听结合的有效手段。因此，在发动机强度计算的教学过程中，采取多媒体辅助教学可以达到提高教学效率、吸引学生专注度、加深学生理解力等积极的作用。多媒体教学是指通过计算机把多媒体的符号、文字、公式、图像、声音、动画等各个要素按教学要求进行有机组合，并采用投影屏幕的形式显示出来，结合教师的讲解和引导达到合理教学过程的目的。多媒体教案与传统书面教案相比，更加美观、生动。对于发动机强度计算这类具有内容抽象而又复杂的课程，具有明显的教学效果。多媒体教学与传统教学方式相比具有以下优点。
1.多媒体教学具有生动、形象、具体可感的特点，可以解决板书不易表达的内容，抽象问题直观化，创建生动的表象。
2.多媒体教学集声音、影响、图片、文字、动画于一体，能够充分调动学生的感官系统，极大提高学生的课堂学习兴趣和专注度，激发学生学习的主动性，活跃课堂气氛。
3.多媒体教学具有知识容量大、信息量多等特点，提高单位时间授课信息量，有利于学生拓宽知识视野。
4.多媒体教学事先组织好的教学内容，有利于节约教师板书时间，使得教师更加灵活地控制教学节奏、设计教学过程、提高教学效率，同时降低教师上课的强度，避免重复板书这种机械的体力劳动。
二、多媒体教学的注意事项
随着微机和多媒体技术的发展和普及，多媒体教学正逐步取代传统的教学方式，有数据统计显示高等教育80%以上的老师已经视多媒体为必不可少的教学工具。然而，多媒体教学只是一种教学手段，如何合理地使用多媒体技术提高教学质量一直是众多教师所关注的重点。
（一）多媒体教学具有众多优势，但是使用不当，会存在以下问题
1.教师过多依赖多媒体教件，照本宣科，忽略课前备课，对讲课内容不熟悉。多媒体课件中已经事先设计好讲课的文字、图片和公式等内容，容易导致教师轻视课前备课，导致在课堂上对所讲授内容不熟悉。
2.采用他人多媒体课件，生搬硬套，缺少教师作为教学主体对课程的思考。现在多数课程都采用了多媒体课件，教师也可能通过很多途径获得相关课程的多媒体课件，直接使用他人课件就可能导致教师缺乏对所授课程的积极思考和讲课方式的精心设计。
3.多媒体教件成为教师讲解演示的工具，缺少师生之间的互动，会导致学生过于被动地接受知识，甚至缺乏学习的兴趣。
4.多媒体教件华而不实，分散学生注意力。多媒体教件可以穿插声音、影像、图片，建立一个丰富多彩的立体课堂。但是，多媒体教件也同时可能存在过度使用声、光、影，从而冲淡教学的主要内容，同时分散同学的注意力。
5.多媒体教件的优点之一是知识容量大、信息量多，然而使用不当也会使得这一优点变成缺点。单页信息量大，重点不突出，也可能导致授课速度过快的缺点。
（二）教师在多媒体教学的过程中，有必要注意以下几点，才能更好地发挥多媒体教学的优势
1.使用多媒体课件，应在课前对多媒体课件和教材充分熟悉，对内容了然于胸，并合理板书，引起学生积极性，发挥教师在教学过程中的主导作用。
2.多媒体课件中，注意课程内容的贯穿和表达。多媒体课件的内容安排要站在学生的角度来思考，每幅画面的出现要符合学生的学习思维习惯。如：逐条显示画面的信息，做好前后承接，图形配以一定的关键文字进行说明，公式的推导要像写板书一样逐条出现。
3.教师和学生同为主体，互动教学。避免教师在上面不停地讲，学生在下面沉默地听。在多媒体课件设计过程中，要实现分步提示，要适时地抛出问题，引导学生跟着教师的思路走，引导和指导学生主动学习，对学生的疑难问题及时反馈、及时解决。
4.画面简洁，只显示相关信息。要重视心理学中的有意注意和无意注意规律，减少在课件中与教学内容无关系的图像、音乐、动画等，否则会使学生把更多的无意注意放在画面和音乐上，无法专心于真正需要他们关注的教学内容，教学效果大打折扣。因此，不要在多媒体课件上使用不必要的图像或动画装饰。
5.课件上的信息要简单、准确、明了，突出重点，避免把整段文字搬上屏幕，导致学生来不及看，引起厌烦情绪。讲课注意节奏，快慢结合，对于内容简单的要加快节奏，重点、难点要慢讲，从而加深学生对所学知识的理解与消化。由此可见，虽然多媒体教学有着传统教学不可比拟的优点，合理运用多媒体手段可以提高教学效果，但是多媒体教学并非是改善教学效果的唯一途径和手段，不能因为其优点而完全抛弃板书等传统教学手段。更为理智的做法是针对不同的教学内容，采取与之相应的教学手段，综合利用各种教学方式，取长补短，相辅相成，从而达到提高教学效果的最终目的。
三、《航空发动机强度计算》课程中多媒体教学与传统教学相结合
关键词：航空发动机；整机振动；高压涡轮转子叶片超温；冷却失效
中图分类号：V231 文献标识码：A
当代航空发动机的高压涡轮部件承接在主燃烧室后，是将高温高压气体内能转化为机械能最重要的部件之一。虽然目前绝大多数的高压涡轮转子叶片均采用高性能的单晶合金材料制造，但高温高压高转速的恶劣工作条件下，仍存在多种影响因素导致高压涡轮转子叶片局部超温，进而发生叶片基体脱落等恶性状况。
以最终确定为高压涡轮转子叶片局部超温原因导致的某航空发动机振动事件进行典型分析，探究造成局部超温的影响因素，充实完善振动问题数据库，为后续航空发动机振动问题的判断提供分析思维导向。
1.振动发动机分解检查情况概述
1.1 故障现象
某航空发动机试验过程中，出现振动值急剧上升，大幅超出规定值的现象。立即停止试验，用孔探仪检查发现，该航空发动机的高压涡轮转子叶片多处烧蚀。
1.2 发动机分解检查情况
故障发生后，对发动机按大组件进行了分解检查。外部管路、附件及尾喷口分解未见异常；分解加力扩散器时，发现少量金属颗粒；分解涡轮后机匣时，发现少量金属粉末状颗粒，且多为粉末状碎屑；分解低压涡轮转子组合件时，发现低压一级导向器密封片变形，低压一级涡轮叶片表面存在不同程度打伤；分解高压涡轮转子组合件时，发现16片叶片存在严重损伤掉块情况，其余叶片存在不同程度的变形，叶片叶尖磨损严重；分解主燃烧室联合单元体时，发现高压涡轮导向器叶片组上1件堵块缺失，高压涡轮导向器叶片表面存在多处不同程度的打伤，高压涡轮外环块磨损严重，外环块封严片严重变形；分解二支点支承组件时，发现二支点密封装置石墨断裂一处；分解低压单元体、高压机匣、高压压气机转子及中介机匣组件时，未见明显异常。
1.3 检定结果
因主要受损零件集中在涡轮部分，高压涡轮转子叶片受损严重，故将全台高压涡轮转子叶片（72片）委托中国航空工业集团公司失效分析中心进行分析工作。对高压涡轮转子叶片断口分析结果表明，为高压涡轮转子叶片超温导致的超温疲劳断裂。
2.高压涡轮转子叶片超温影响因素分析
叶片出现超温一般有以下几个来源：油体雾化不良、燃油品质不良、起动喷嘴油压过低等造成的燃烧不均匀，富油燃烧，火焰后移等导致的环境超温；冷却通道（气膜孔、型芯堵塞、叶片结构损坏）破坏造成温度场分布不均匀导致的局部超温等。从该航空发动机叶片试车情况以及其他部件的损伤情况，对此台高压涡轮转子叶片出现局部区域性超温的原因展开分析。
2.1 环境超温
从高压涡轮转子叶片损伤周向分布情况看，损伤掉块且超温的叶片集中在1/4的区域内。距离较远的叶片有过热，但无超温现象，可以说明高压涡轮转子叶片环境温度无明显异常，即部分叶片的超温疲劳断裂是由局部超温导致的。
2.2 局部超温
梳理经验树，导致高压涡轮转子叶片局部超温的原因有：高压涡轮转子冷却流路不畅；高压涡轮转子叶片顶端盖板脱落或翘曲；叶片内冷却通道堵塞；高压涡轮转子叶片损伤导致冷却失效。针对某航空发动机进行逐条分析。
2.2.1 高压涡轮转子冷却流路不畅
该冷却流路的空气从高压压气机出口引入转子盘腔内部，经高压压气机封严盘上的一道篦齿流入高压鼓筒轴外腔，然后又经一道篦齿与经预旋喷嘴后的主燃烧室内环腔的气流汇合后分为两股。一股经篦齿盘上的外篦齿后，从导向叶片和转子叶片根部的间隙流入主流道；另一股经篦齿盘上的孔后流入高压涡轮工作叶片，对高压涡轮工作叶片冷却后，分别从叶片前缘、盖板上和其他部位的气膜孔及尾缘的劈缝流入主流道。根据主燃烧室故检结果，预旋喷嘴处未发现异常，冷却流路未发现堵塞，故某航空发动机的高压涡轮转子叶片局部超温的原因不为高压涡轮转子冷却流路不畅。
2.2.2 高压涡轮转子叶片顶端盖板脱落或翘曲
高压涡轮转子叶片盖板缺失可造成叶片内冷却空气从顶端流出，叶片气模孔无冷却气流出，叶片气膜冷却失效，会造成叶片烧蚀掉块。检查叶片盖板，掉块较大的高压涡轮转子叶片的叶片盖板在前缘位置完全损伤，其他宏观未裂叶片的叶片盖板无明显掉块，仅存在^为严重的刮磨，及叶背叶尖棱边变形缺失。该航空发动机曾发生过高压涡轮转子叶片盖板脱落、翘曲故障，与此次事故的现象不符，且高压涡轮转子叶片已经采取多种措施，避免盖板翘曲故障发生。因此认为某航空发动机的高压涡轮转子叶片局部超温的原因为高压涡轮转子叶片顶端盖板脱落或翘曲的概率较低。
2.2.3 叶片内冷却通道堵塞
外来物堵塞高压涡轮转子叶片冷却通道，有可能导致叶片冷却的逆流裕度不足而发生超温。因此做如下工作，分解检查故障叶片榫头底部进气窗口，未发现堵塞物；解剖叶片未发现堵塞现象；复查叶片水流量均合格。据此排除某航空发动机的高压涡轮转子叶片局部超温的原因为叶片内冷却通道堵塞。
2.2.4 高压涡轮转子叶片损伤导致冷却失效
检查结果表明，一个高压涡轮导向器堵块缺失。该堵块尺寸为14.8mm×4.3mm×2.2mm，材料为K40M。装配于高压涡轮导向叶片上缘板后端，用真空钎焊方法固定，主要作用是封堵叶片缘板铸造时的工艺退渣口。
将全台共计72片高压涡轮转子叶片做能谱分析，结果表明第14块高压涡轮转子叶片表面存在K40M，且所有高压涡轮转子叶片表面未见其他异常外来成分。这表明缺失的高压涡轮导向器堵块脱落，并且撞击了高压涡轮转子叶片。分析认为如果高压涡轮转子叶片受到外物打伤产生裂纹或裂口，裂纹或裂口损伤随着高压涡轮转子工作出现扩展，使高压涡轮转子叶片内部冷却空气从损伤处流出，叶片气模冷却失效造成叶片超温烧蚀，在中国航空工业集团公司失效分析中心分析报告中，有3片叶片疲劳起源特征为外物打伤。
因此，高压涡轮转子叶片受到外物打伤引起叶片冷却失效有很大可能是某航空发动机高压涡轮转子叶片局部超温的主要原因。
3.某航空发动机故障检查结论并改进工艺
在初步判定为高压涡轮导向器堵块脱落打伤高压涡轮转子叶片引起叶片冷却失效后，有大量的故障检查事实满足以上推论，如：高压涡轮导向器工艺堵块掉落；高压涡轮转子叶片损伤严重；高压涡轮导向器及其他高压涡轮后的流道件均有不同程度损伤；高压涡轮之前的流道件故检未发现异常；掉块叶片主要集中在周向约1/4区域内；故障起始发生在高压涡轮导向器和高压涡轮之间；从断口分析结果来看，高压涡轮转子叶片出现疲劳断裂是由于叶片超温造成材质疲劳性能下降，在源区应力集中（气膜孔和烧蚀缺陷）和振动应力作用下出现疲劳开裂和扩展，最终导致掉块；从试车情况分析，应是高压涡轮转子叶片发生故障后引起的振动；从以往高导叶片堵块脱落故障分析，由于高导堵块焊接工艺存在问题，堵块存在脱落的可能性，且堵块脱落对高压涡轮转子叶片等零件会造成伤害；从故障原因分析，高导叶片堵块脱落打伤高压涡轮转子叶片可以造成高压涡轮转子叶片冷却失效导致局部超温，进而发生撕裂掉块等。
依据分析推得故障模式：发动机工作时，一个高压涡轮导向器堵块发生脱落，掉落在高压涡轮导向器与高压涡轮转子叶片之间的流道内。堵块随着气流撞击到高速旋转的高压涡轮转子某些叶片前缘，对这些叶片产生伤害，形成裂纹或裂口。裂纹或裂口损伤在热应力、离心应力及振动应力等的共同作用下，逐步扩展，导致高压涡轮转子叶片冷却失效，致使叶片超温造成材质疲劳性能下降，进而发生撕裂掉块的情况。撕裂掉块的叶片残骸四散，对相邻高压涡轮转子叶片继续产生伤害。叶片的撕裂掉块影响了附近其他叶片的冷却效果，致使其他叶片也发生了超温的情况。多个叶片的损伤使得高压涡轮转子平衡被破坏，高压涡轮转子发生振动，发动机振动值激增，振动引起高压涡轮转子异位，高压涡轮转子叶片与高压涡轮机匣外环以及空气导管与低涡轴等发生异常碰磨。
至此，某航空发动机试验过程中振动故障的原因判定为高压涡轮导向器堵块脱落。针对此问题，将高压涡轮导向器堵块的工艺方法由真空钎焊改为氩弧焊，某航空发动机后续试验过程中杜绝了此类问题的发生。
结语
航空发动机的发展很大程度上是由于一次又一次解决了振动问题。振动影响因素众多，如何准确抓住发动机振动的罪魁祸首，本次试验过程振动的排除方法可供相关技术人员借鉴：
（1）全面系统检查故障航空发动机，得到翔实的故障检查结论；
（2）抓住故障检查结论重要部分进行最高能力分析；
（3）查阅振动问题数据库寻找故障发生可能原因，利用排除法分析；
（4）大胆假设最可能原因，寻找事实证明，推理故障模式；
（5）判定故障原因，进行技术改进，充航空发动机振动问题数据库。
在航空发动机振动问题的解决上，充实完善航空发动机振动问题数据库、建立符合航空发动机体系的分析问题方法，才是解决振动问题，提升航空发动机试验技术的正确途径。
参考文献
[1]柯招清.高温燃气涡轮叶片的内部冷却和脉动气膜冷却的数值研究[D].合肥，中国科学技术大学，2016.
Abstract： This paper， through virtual reality technology， constructed a aero-engine virtual teaching experiment system which can achieve the functions of engine simulation assembly， engine structure display， engine working mechanism demo， engine simulation test. Through the three-dimensional interaction and visual simulation means of this system， the students can get the vision， hearing， touch and other sensory experiences， with a very strong interaction and immersion. Engine virtual teaching experiment system effectively overcome the high cost， operational difficulties and other issues of traditional teaching experiment， so it has great significance to the promotion of China's aviation technical personnel training.
关键词： 航空发动机；虚拟教学；三维仿真；人机交互
Key words： aero-engine；virtual learning；three-dimensional simulation；human-computer interaction
中图分类号：G64 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2013）11-0181-02
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作者简介：刘振侠（1963-），男，陕西西安人，教授，研究方向为航空发动机推进理论与工程。
0 引言
航空发动机是当代工业技术发展的结晶，是工业技术“皇冠上的明珠”，对国民经济、国防建设起着战略性的作用。随着军事需求、民用航空的发展，航空发动机技术日新月异，新的设计构造不断涌现。但是长期以来，由于人才短缺、基础薄弱等原因，我国航空发动机技术始终与国外先进国家存在着较大的差距。因此，培养高素质、创新型的航空发动机人才对促进我国航空发动机技术发展至关重要。
实践教学是航空发动机教学工作中的重要一环，对促进学生了解发动机内部复杂结构、理解相关理论知识起着重要作用。传统的实践教学内容主要包括参观发动机样机、进行发动机试车实验等。但是，由于航空发动机内部结构非常复杂，难以观测到内部细致结构；进行一次航空发动机试车实验不仅花费高昂，而且对操作者要求极高，只能由专业技术人员操作，学生的参与度很低；另外，航空发动机技术日新月异，教学实验设备难以及时更新，使学生所学知识与实际应用严重脱节。
为了提高学生教学质量，解决航空发动机教学设备陈旧、实验费用高昂等问题，本文将虚拟现实技术与发动机专业教学相结合，建设了了航空发动机虚拟教学实验系统。
1 系统组成与功能
实验系统旨在建立数字化的三维虚拟航空发动机实验室，可以实现发动机结构的虚拟装配，发动机试车台实验仿真，发动机内部工作原理及内部流场展示等多个教学实验内容。学生能够通过这个虚拟空间观看发动机教学实验，并通过视、听、触等感知行为去体验，学生能够主动操作实验，实验系统具有很强的交互性与沉浸感。
如图1所示，为航空发动机虚拟教学实验系统的软硬件组成。硬件包括人机交互所用的传感设备（如数据手套、六自由度鼠标、触觉与力度反馈器等）、显示设备（如头盔、投影屏）、虚拟环境产生器（包括高性能图形工作站、立体声音响）；支撑软件包括对象模型生成软件、虚拟视景软件以及程序编辑平台等。
通过软硬件结合，航空发动机虚拟教学实验系统能实现由发动机虚拟装配、模化实验、流场显示等三个模块的多种功能。
1.1 发动机虚拟装配模块。学生能够在全场景、沉浸式的虚拟环境下任意角度观测到航空发动机各大部件及其内部结构，通过配戴数据手套实时交互地对发动机三维模型进行虚拟装配，加强学生对发动机总体结构和部件间的连接关系的认识；
1.2 航空发动机模化教学视景仿真模块。此平台可模拟发动机在工作过程中内部的运行情况，利用视景仿真技术模拟涡轮转子转动，气流在发动机内外函道的流动以及燃烧室和尾喷管的火焰现象，并能通过对油门杆的交互操作实现对这些动态现象的控制，可以使学生从视觉上对航空发动机内部工作状态有形象直观的认识；
1.3 发动机试车实验仿真模块。能够模拟能使发动机试车的操作过程，可以使学生了解发动机试车的具体步骤，培养学生对试车实验的实际操作能力；通过曲线历程图和实时数据反映发动机特性参数的变化，加深对发动机工作原理和气动特性的理解；提供发动机试车的立体音效和控制台视景仿真，加强了系统的沉浸感；
1.4 流场显示仿真模块。能够模拟发动机内流场质点的流动轨迹，可以使观测者直观了解如叶栅绕流等实验现象及其机理，加深对相关专业课的认识和理解，达到较好的教学效果。
2 系统设计方案
为了应用相应的软硬件设备，完成航空发动机虚拟教学实验系统应满足的需求与功能，采取了以下设计流程来完成系统的搭建，如图2所示。
2.1 第一层为硬件层，主要由虚拟现实人机交互系统、大屏幕立体显示系统和小型桌面虚拟现实系统组成。其中小型桌面虚拟现实系统包括高端PC工作站、VR专业三维立体图形发生器、红外立体眼镜及播放器组成和CRT彩色显示器组成。而人机交互系统包括由六自由度三维空间立体鼠标、数据手套等组成。其中六自由度立体鼠标可实现x、Y、z三个方向上的移动和旋转功能；而数据手套可以真实地模拟人手的装配动作和触觉感应。大屏幕立体显示系统由投影仪、立体转换器、硬幕、偏振片和偏振立体眼镜组成。
2.2 第二层为硬件接口层，主要用于获取六自由度三维空间鼠标、数据手套等的虚拟装配环境结构数据，设定立体眼睛双目视觉间隔参数等。
2.3 第三层为3D模型层，首先可利用Creator、CAD等建模工具，采用体素法、轮廓扫描法和实体扫描等方法建立几何模型，对物体的形状、位置、大小等几何信息，以及发动机各部件间连接关系等拓扑信息进行描述，获得物体重心、表面积、体积、密度、质量、转动惯量等几何、物理参数。
2.4 第四层为支持工具层，在本例中为VEGA虚拟环境开发系统，运行于vC++6.O工作平台，它提供了大量的处理窗口、环境以及实现虚拟动作的函数。
2.5 第五层为驱动层，包括数据手套、六自由度三维空间鼠标、位置跟踪器、立体显示设备等的驱动程序。
2.6 第六层为应用层，可采用vc++6.O开发出面向用户的友好的虚拟装配环境。最终用户并不需要了解繁琐的函数调用和硬件接口，只需通过空间立体鼠标、力反馈数据手套等输入装配控制指令，并通过立体眼镜、头盔显示器等设备观看到实时的装配效果。
3 系统应用与前景
航空发动机虚拟教学实验系统将虚拟现实技术与航空发动机专业教学与实验相结合，克服了传统教学方法设备更新困难、试验费用高昂等问题，突破了传统教学方式的局限性，有效地推动了教学方式的改革与创新。通过航空发动机虚拟教学实验系统在教学实践中的应用，系统有效提高了专业学生的培养质量，节约了实验教学成本，将我国航空动力专业的教学工作推上了一个新的台阶。同时，虚拟教学实验系统的思想在土木建筑、军事教育、医学教学等领域具有广泛的应用前景。随着计算机与多媒体技术、仿真技术、虚拟现实技术的迅速发展，虚拟实验教学必将突破传统教学方式得到广泛应用。
参考文献：
[1]谢晶妮，张茂军.虚拟现实发展趋势展望.计算机工程，2002，28（7）：19.
[2]周前详，姜世忠，姜国华.虚拟现实技术的研究现状与展望.计算机仿真，2003，20（7）.
[3]赵士滨，吴秋峰.虚拟现实技术进入高校实验教学的研究.教育发展研究，2000，（8）：77-80.
[4]石教英.虚拟现实基础及使用算法.北京：科学出版社，2002：1-10.
[5]Bryson S. Implementing virtual reality. ACM SIGGRAPH.1993，43：1-49.
[6]杨宝民，朱一宁.分布式虚拟现实技术及其应用.科学出版社，2000：55-59.
[7]鲁鹏寿.虚拟现实软件系统的研究，电子科技大学硕士学位论文，2002：8-12.
[8]陈庆华.城市景观虚拟现实应用研究.吉林大学硕士论文，2004：7-40.
[9]卢仁甫.基于vega平台的虚拟现实技术的研究.华中师范大学硕士学位论文，2006.
Abstract: Digital electronic control has been the main development direction of aero-propulsion control system. To grasp the design method of digital syestem, the paper focuses on the study of fuel control to different phase of aero-engine, takes the digital electronic control system as the object,and puts the fuel control as main line. Different working phrase of the fuel system control has been analyzed. Finally, the specific regulation plan was gaven.
关键词： 航空发动机；燃油系统；数字电子控制；计划
Key words: aero-engine；fuel system；digital electronic control；plan
中图分类号：V233文献标识码：A文章编号：1006-4311（2011）17-0023-02
0引言
航空发动机的燃油系统用来供给发动机主燃烧室和加力燃烧室的燃油，数子电子控制时，工况燃油流量受电子控制器控制，并要求其在所有工作状态下，保证供给发动机燃油并自动调节供入发动机主燃烧室所需的燃油量。当数控系统发生故障时，液压机械备份调节系统可平稳同步接替数控系统工作自动调节主燃油流量。
1调节规律实现
现代航空发动机大都为双转子，且多为全权限数控系统。为了保持左、右发动机的匹配性，讨论发动机全权限数控系统演示验证样机采用的调节规律跟原液压机械调节规律基本一致。
1.1 稳态调节计划发动机稳态调节计划见表1。当低压转子转速N1
1.2 过渡态调节计划
1.2.1 起动控制
2主燃油供油装置控制回路分析
图1为某型数控发动机主燃油控制逻辑原理图。
航空发动机燃油系统在工作时，电子控制器将理论上计算的燃油流量对应的随动活塞位置电信号输出到电液伺服阀，通过电液伺服阀来控制随动活塞的位置，随动活塞的位置由LVDT反馈给电子控制器，这样便构成闭环回路。当两者有差值时就继续输出信号直止驱动随动活塞到给定位置，通过改变斜盘角度来控制燃油流量。图2给出了高压可变柱塞泵在不同转速下，LVDT电量与燃油流量、高压可变柱塞泵转速之间的二维关系曲线。
由图2中曲线可看出，在高压可变柱塞泵转速一定的情况下，燃油流量随LVDT电量的增加而增大；当LVDT电量一定时，随着柱塞泵转速的增加，燃油流量也在增大。从发动机的工作情况来看，柱塞泵是由发动机高压转子经多级减速后而带转，其减速比为定值2.561，柱塞泵转速的大小也代表着高压转子转速的大小。当高压转子转速增大时，发动机所需的热能也要增大即燃油流量在增大。从该曲线可以看出，发动机的燃油系统可以实现较好的控制。
参考文献：
[1]航空发动机设计手册,第15册，控制及燃油控制系统.
[2]冯正平，孙健国.航空发动机小偏差状态变量模型的建立方法.推进技术,Vol.22，No.1，2001.
[3]黄宏涛.航空发动机数字控制系统调节计划[D].西北工业大学硕士论文，2001.
关键词：发动机控制系统 模拟仿真 优化设计
中图分类号：V233.7 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2015）02（c）-0210-02
1 研究背景
研究目的：针对航空发动机控制部件进行实体建模，建立部件数据库，包含部件的结构参数与控制特性；并搭建控制系统工作特性的仿真平台，能方便地组建控制系统与分析系统的工作特性，并对系统进行优化设计，服务于教学实践。
研究意义：航空发动机的发动机性能计算机仿真不仅能够指导发动机设计、缩短研制周期、节约经费，而且具有良好的可控性、可观性、安全性、重复性和经济性等特点。建立合理、准确的航空发动机工作过程的数学模型是发动机性能仿真的基础，建立适合于各种仿真目的的发动机仿真模型是仿真试验与分析的关键。
2 发动机转速控制系部件及系统
2.1 动态特性
根据航空发动机转速控制系统的工作原理，构建转速控制系统的原理图。
当系统的输入量不变，只考虑干扰量时，系统的传递函数为
2.2 稳态特性
稳态的误差是控制系统准确度的一种量度，是控制系统性能的一项重要指标。在航空发动机控制系统中，由于发动机的外界条件经常发生变化，系统要在频繁的干扰输入下工作，因此，对干扰恢复稳定时，输出量的给定值与实际值的偏差。但作为系统稳态性能分析，需要讨论系统输入和干扰输入两种情况。
主要根据终值定理：
假设系统的干扰输入为零，即，误差传递函数为
系统的开环传递函数为
系统对单位阶跃输入的稳态误差为零，对单位斜坡输入的稳态误差为常数。
2.3 控制系统模型建立
使用AMESim对航空发动机转速调节系统建模仿真过程中，首先基于转速调节器结构原理图，经对原理图及工作过程分析，确定对建模仿真具有重要作用的系统关键元件；其次，根据各元件特点将调节器主要元件分类为机械元件、液压元件等；然后针对不同类别，对各元件采取相应的建模方法分别进行建模；最后，再根据原理图连接各关键元件，构建调节器模型。建模过程的主导思想是力求为用户提供元件尽可能多的输入参数，并具有尽可能准确的数学模型[1]。
3 控制系统的优化
对于控制系统的优化，根据性能的指标要求对系统性能的参数进行调整。其中，系统不可调整参数为油泵参数K3=1.0，K4=1.0；发动机参数TE=0.9s，KE=0.23[2]，见表1。
通过参数的调整得到不同的单位阶跃响应曲线、单位脉冲响应曲线、系统的Bode图以及系统根轨迹图（见图1），对在不同参数下的稳定性、灵敏性、系统的开环频率特性和闭环系统的时域响应特性，进行分析，找到并得出最合适的控制参数。
发动机的动态特性随发动机的工作状态和飞行条件改变而改变。高空低速飞行并且发动机在低转速状态工作时，发动机的动态性能最差。因此，在完成设计状态下的系统性能分析检查后，必须在各种飞行条件下，对发动机的各种工作状态进行系统仿真，并按性能指标定量检查仿真结果。若性能不满足要求，应重新调整参数值，直至满足性能指标要求为止。如果调整参数值仍不能达到要求，应重新修改校正装置结构或重新设计。
4 发展的前景以及优势
目前研发的航空发动机控制部件及系统仿真教学平台主要是针对单转子喷气式发动机的研究，对于目前新一代航空发动机采取的控制手段是电子控制技术，即全权限数字发动机控制器FADEC。数字电子控制器能够进行复杂运算，实现更为复杂的控制规律，可以布置更多的发动机载传感器，用于监控发动机工作状态并且能使发动机控制系统具备故障诊断和故障重构能力，大大提高可靠性，实现发动机自适应控制[3]。
5 结语
该文研究的主要内容包括：首先，分析了航空发动机控制系统建模仿真技术的发展情况；其次，分析研究了液压机械式发动机及其转速控制系统的组成及工作原理，并对带比例反馈的转速控制系统的组成及工作原理进行了详细的分析研究；再次，提出了基于AMESim的航空发动机燃油调节系统建模仿真研究方法；紧接着使用该建模方法对液压机械式发动机转速转速控制系统进行了建模；最后，对开环、闭环转速控制系统性能分析研究，并对“软参数”流量系数的计算及变化情况进行详细的分析研究并得到单位阶跃响应曲线、单位脉冲响应曲线、系统的Bode图以及系统根轨迹图。
该文所建立的航空发动机转速控制系统仿真平台，通用性强，使用灵活，利用此控制系统可以实现各种发动机转速控制系统的仿真。在已研发的航空发动机控制部件及系统仿真教学平台的基础上进行完善、改进，将航空发动机电子控制技术引入进该仿真教学平台去，拓展航空发动机控制部件及系统仿真教学平台的应用范围，有利于更好地理解、学习航空发动机的工作原理。
参考文献
[1] 陈宏亮.X_8航空发动机燃油调节系统建模仿真研究[D].西安：西北工业大学，2006.
关键词：航空发动机；低涡轴；清洗
中图分类号：V267 文献标识码：A
现代的航空发动机是一个典型的复杂工程技术系统，包含了众多的相关子系统，其工作过程是极其复杂的气动热力传动的过程。在众多的部件中，发动机低涡轴是航空发动机传动系统中的关键部件之一。发动机低涡轴在工作时，其表面会吸附很多杂质，影响其工作性能。在发动机修理过程中，需要对低涡轴进行超声清洗，除去其表面附着的杂质。如果这些杂质不能被彻底的清除，那么航空发动机的安全性能得不到保证。所以，对航空发动机低涡轴进行超声清洗是发动机大修过程中至关重要的一个环节。
低涡轴超声清洗机就是专门由于清洗低涡轴的设备，本文详细介绍了发动机低涡轴超声清洗机控制系统的设计过程及功能。
1 低涡轴超声清洗机总体设计
基于低涡轴超声清洗的工艺要求及超声清洗机机械设计对电气控制系统的要求，低涡轴超声清洗机电气控制系统应具备以下功能：
（1）电气系统应具有漏电保护功能。
（2）清洗机具有对清洗槽及储液槽中清洗液测温、加热及自动控温的功能。
（3）清洗机具有清洗槽中清洗液低位控制功能。
（4）清洗机能够自动设定及控制超声清洗时间。
2 清洗液测温及控温系统设计
2.1 清洗机测温功能设计
工艺要求在进行低涡轴超声清洗时，超声清洗试机清洗槽内的清洗液要一直保持在特定的温度区间内，因此设备要对清洗槽内的清洗液进行温度测量。而且由于储液槽内的清洗液根据需要会向清洗槽内补液，为防止在工作中达不到温度要求的清洗液被补进清洗槽中，影响清洗效果，所以对储液槽内的清洗液进行温度测量也是十分必要的。
铂电阻作为一种精密的温度检测元件被广泛应用于智能仪表和自动控制系统。铂电阻温度传感器是利用其电阻和温度成一定函数关系而制成的温度传感器，由于其测量准确度高、测量范围大、稳定性和复现性好等特点，被广泛用于中温（-200℃～650℃）范围的温度测量中。本试验器采用铂电阻测温方式来测量清洗槽及储液槽内清洗液的温度。
2.2 清洗机控温功能设计
由于低涡轴清洗时需要清洗液温度保持在一定范围内，而在工作过程中，清洗液的温度必然会降低，所以设备需要一套能够自动加热控温的系统。本设备采用温控表来实现温度的显示及自动控制。
现就清洗槽为例，对清洗液的加温，控温过程进行说明。工作前，将温度表的温度上下限设定好。工作时，由于清洗液的温度低于温控表的温度下限，所以温度下限报警触点闭合，加热管开始工作，清洗槽开始加温；当清洗液的温度超过温控表设定的温度下限，温度下限报警触点断开，加热管继续工作，清洗液的温度继续升高；当清洗液的温度超过温控表设定的温度上限，温度上限报警触点断开，加热管停止工作，随着超声清洗工作的进行，清洗液的温度将会降低；当清洗液的温度低于温控表设定的温度下限，温度下限报警触点再次闭合，加热管开始工作，清洗液温度升高，直到清洗液的温度超过温控表设定的温度上限，加热管停止工作。以此往复，清洗槽内的清洗液的温度将一直保持在设定的工作温度范围内。
3 超声控制系统设计
由于低涡轴为空心轴，为了能够使清洗的效果更好，所以超声系统振源分为两部分：超声振板――主要功能是使清洗槽内清洗液超声振动，清洗轴的外表面；超声振动棒――主要功能是使低涡轴内部的清洗液超声振动，清洗轴的内表面。
低涡轴的清洗工艺还要求超声清洗的时间，所以在本设备超声控制系统中采用定时器来设定超声振板及振动棒的工作时间，并且在到达工作时间后，设备自动停止超声振板及振动棒工作，达到精确控制的目的。
4 其它系统设计
4.1 漏电保护系统设计
用于清洗低涡轴的清洗液是导电的液体，加热管、超声振板及振动棒出现漏电现象，那么直接威胁着操作者的生命安全，所以设备在设计中增加漏电保护的功能。设备带有漏电保护功能的空气断路器，加热管、超声振板及振动棒出现漏电现象，漏电保护器将动作，切断该用电器主回路电源，使设备处于安全状态中，保护操作者的人身安全。
4.2 清洗液液位保护系统设计
清洗机工作时，可能出现两种清洗槽“干烧”现象。第一，工作前忘记向清洗槽中添加清洗液时就开始加热，由于清洗槽内没有清洗液造成“干烧”现象；第二，超声清洗工作时间过长，清洗液挥发严重，操作者没有及时发现造成“干烧”现象。这两种情况都会对设备造成严重的损坏，甚至发生火灾等安全事故。为避免这种情况的发生，在清洗槽中增加了液位传感器。当清洗槽中的清洗液超过液位传感器设定的下限值时，液位传感器的常开触点闭合，将这个触点串联在控制回路中，只有这个触电闭合的情况下才可以进行加热的工作。
结语
低涡轴是航空发动机的重要部件，其在发动机修理过程中超声清洗的结果，直接影响着发动机的性能及安全。所以低涡轴超声清洗机是修理航空发动机必不可缺的试验设备。通过对低涡轴的技术资料及工艺文件要求的消化理解，确定设计电气控制系统所需的技术参数，完成试验器的电气控制系统设计。设备具有自动控温、超声计时控制、清洗液液位低位控制、漏电保护等功能。超声清洗机的电气性能完全可以满足低涡轴的超声清洗工艺要求，而且系统还具有性能稳定、操作简单、维护方便、安全性高等特点。
参考文献
[1]杨帆.某型航空发动机滑油系统试验台计算机控制系统设计与实现[D].西安：西北工业大学硕士学位论文，2009.
[2]李博.航空发动机燃滑油散热器热动力性能研究[D].沈阳：东北大学硕士学位论文，2008.
