发布时间：2022-05-08 09:22:25
序言：写作是分享个人见解和探索未知领域的桥梁，我们为您精选了1篇的航空发动机论文样本，期待这些样本能够为您提供丰富的参考和启发，请尽情阅读。
摘要 本文介绍了一种用于清洗航空发动机进气道的水剂清洗剂NS851,将其与国内外成熟同类产品进行对比,并实测该清洗剂运用在发动机长试后,功率恢复效果。文中还综合比较了NS851清洗剂与国内、外同类产品的经济成本。从而论证NS851清洗剂的经济效益和社会意义。
关键词 水剂清洗剂;对比试验;功率恢复;表面活性剂
0 引言
国产航空发动机在外场使用没有整机清洗规范,对于在内陆飞行的航机,由于飞行高度高,腐蚀气氛少,发动机气道腐蚀污染情况不太严重,所以,对正服役发动机的防腐蚀维护技术要求并不突出。但由于近年来,从用于海上低空飞行的航机返厂修理的情况来看:气道腐蚀严重,发动机功率下降,从而导致飞行寿命减短。这是由于航机工作环境盐雾浓度大,发动机在工作时吸入盐雾、尘埃和自身产生的油污,在高温和氧化作用下形成油垢、积炭沉积于气道内的各零部件表面,从而导致气道内零部件腐蚀情况严重。为减少腐蚀,延长发动机的寿命,必须增强发动机的日常维护。因此,发动机需要频繁清洗,通过气道的冲洗减少气道内盐份和污物的附着并恢复发动机功率。
国内、外对发动机整机清洗剂的研究情况:
1)法国TM公司在WZ8发动机大修手册中明确规定了进气道清洗剂牌号:ARDROX6345;
2)北京航材院研制的发动机清洗剂:GT1。
根据海上飞行航机的工作环境及航机气道内零件材料的特点,我试验室自行配制了NS851清洗剂。工作后功率下降的发动机通过用NS851清洗后将恢复功率,而清洗剂本身不能对发动机气道内的材料产生影响。
1 理化测试及测试结果
研制过程中将NS851与GT1、ARDROX6345这3种清洗剂进行了理化对比测试,根据3种清洗剂的使用体积比来配制试验溶液(溶剂:去离子水):
NS851:5%;GT1:20%;ARDROX6345:20%。
1)PH值:用PH计进行测量,见表1;
2)清洗剂对金属材料的腐蚀试验:
(1)全浸腐蚀、缝隙腐蚀、高温腐蚀均按GJB20356进行,结果见表1;
(2)洗剂对钛合金(TC1)的应力腐蚀试验:该项目由北京航空材料研究院完成。
试验结果:3种清洗剂对钛合金均无应力腐蚀,金相形态见图1~图3。
应力腐蚀500倍金相检查应力腐蚀500倍金相检查
3)清洗剂对非金属材料的影响
(1)清洗剂对石墨涂层的影响。试验材料:高温石棉石墨、低温石棉石墨、镍石墨;
试验方法:将3种带石墨层的零件浸泡在清洗剂中,室温,200h。浸泡结束对石墨层进行车削0.2mm,以检查石墨层的结合力。
试验结果:3种清洗剂对3种石墨层均无影响(石墨层无脱落现象)。
(2)清洗剂对涂层的影响:试验材料:H61-32涂料、H61-1涂料、氟橡胶。
试验方法:将3种涂层试片浸泡在清洗剂中,室温,200h。浸泡结束用划格、胶布法检验涂层的结合力。
试验结果:3种清洗剂对3种涂层均无影响(涂层无起皮、起泡、脱落现象)。
2 使用后功率恢复
XX航空发动机试车300h后,功率降低到94%,用NS851清洗剂对其进行进气道冲洗后功率恢复到97%。发动机试车前后,清洗前后功率情况见表2。
3 讨论
NS851是一种水剂清洗剂,它是由多种表面活性剂组成,不含无机盐成份,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剂。表面活性剂是由亲水基和憎水剂构成,亲水基吸附水分子,憎水基吸附油分子。通过表面活性剂使油和水结合起来,形成了乳化液,表面活性剂在此起乳化作用。只有保证乳化液的稳定才能使油污溶解在水中。吸附于油与水界面上的表面活性剂形成具有一定强度的界面膜,对油微粒起保护作用,油微粒在布朗运动下发生碰撞时不易聚结,所以界面膜的强度对乳化液的稳定性起着很大作用。NS851中含有脂肪醇和脂肪胺、脂肪酸类表面活性剂,界面吸附层中乳化剂分子与醇、胺、酸这些极性分子发生作用形成复合物,使界面膜强度增高。由于多种表面活性剂的使用,使混合的表面活性成分吸附在水―油界面上,分子间发生作用形成络合物,由于分子间强烈作用,界面张力显著降低,表面活性剂在界面上吸附量增多,形成的界面膜密度增大,强度增高。乳化液稳定性增强,从而清洗液溶解油污的能力加强。所以NS851能有效的去除了油污,恢复发动机功率。
4 社会效益及经济效益
NS851清洗剂由我厂自行研制,其组分完全国产化,通过多年在整机上的使用,清洗效果良好,能达到清洗发动机、恢复发动机功率、减少气道内金属零件的腐蚀,从而达到延长发动机工作寿命的目的。NS851的成功使用,使我们再不需要进口整机清洗剂,从而摆脱了发动机整机清洗技术受制于人状态。
由于NS851使用比例低,国内原料采购成本低,其使用成本是本是进口产品的1/10,是国内同类产品的1/7。
5结论
1)NS851是我厂自主研发的一种发动机整机清洗剂,其与国内外成熟同类清洗剂的理化性能相当,对发动机气道内的主要材料均无影响。长试后发动机使用NS851清洗后,能明显提高功率。所以说NS851清洗剂已达到了发动机整机清洗目的;
2)NS851原料采购方便,成本低廉;
3)NS851可以广泛运用到直升机、运输机、工业地面燃机的清洗维护。
摘 要:我军航空发动机油封工作中存在的问题阻碍了航空发动机油封技术的训练。为解决该问题,开发了一套航空发动机油封模拟系统。它利用虚拟仿真技术模拟航空发动机油封操作过程,是一种集油封虚拟训练和考核评价于一体、经济实用的现代化教学手段。根据航空发动机油封操作规程,系统功能设计包括引导提示、油封仿真、考核评价三个模块,油封仿真是核心,它包括视景仿真、运动仿真、音响仿真、操作仿真四个子功能,能够提供等同于实操,甚至更好的训练效果,具有重大的经济效益和军事效益。
关键词:油封仿真; 航空发动机; 虚拟仿真技术; 军事效率
0 引 言
目前虚拟仿真技术广泛应用于自动控制、医疗康复、教育娱乐、维修训练、军事训练等各个领域[1-4]。虚拟本质是客观事物在计算机上的一种仿真实现,是一种由计算机全部或部分生成的多维感觉环境,通过特殊的头盔、数据手套等传感设备进入虚拟空间,感知和实时操作虚拟世界中的各种对象,使参与者有身临其境的感觉,能体验、接受和认识客观世界中的客观事物。
虚拟仿真技术应用于航空发动机油封训练是当前我军航空发动机油封工作的迫切需要。我军航空发动机的油封设备多为20世纪80年代生产,可满足老旧机种的油封工作。由于一些进口和国产的新机种逐渐成为我军主战机种,目前的油封设备已无法满足其发动机油封的需要。另外,航空发动机油封技术含量高,操作规程复杂,油封设备操作较为严格,要求操作人员本身应具有较强的责任心和专业的油封工作技术和经验。目前,我军院校基本没有开设相应的油封专业学科,油封人才基本靠“师傅带徒弟”的模式来培养,很难满足目前航空发动机油封工作的实际需要。
这些问题严重影响了航空发动机油封技术的训练,而利用虚拟仿真技术能够创建出真实感和沉浸感较强的航空发动机油封环境,为航空发动机油封工作提供油封虚拟训练,有助于提高油封人员的操作水平和操作技能。虚拟仿真技术已经成熟并广泛应用,因此开发一套航空发动机油封模拟系统已成为一种既经济又实用的解决方法。
1 开发工具
航空发动机油封模拟系统采用目前世界上广泛使用的工业仿真软件Creator,GL Studio,Vega Prime和Visual C++ 6.0进行开发[5-6]。
Creator是世界上领先的实时三维数据库生成系统,可以用来对发动机、油封设备、仓库等实物场景进行三维建模。油封设备的各种仪表是由GL Studio来建模的,并以可视化模型数据库的形式生成OpenFlight(.flt)文件格式标准的层次视景数据库。然后,OpenFlight文件再调入Vega Prime,成为实时仿真的一部分。
Vega Prime具有良好的图形环境界面和完全面向对象的C++语言应用程序接口API,丰富的实用库函数及大量的功能模块可满足拆卸油管,控制油封设备进行油封等多种仿真要求[7-8]。
但是,Vega Prime本身不能实现人机交互,还需要用Visual C++ 6.0进行系统集成。该系统以Visual C++ 6.0为开发平台,使用Vega Prime的函数库,并通过复杂的编程,实现对虚拟场景、环境、运动的模拟仿真。
2 系统分析及设计
航空发动机油封模拟系统包括训练和考核两种模式。训练模式的特点是系统需要具备操作引导和错误提示功能;考核模式的特点是系统需要具备评价功能。
为了满足油封训练和考核的需要,航空发动机油封模拟系统设置了引导提示、油封仿真、考核评价三个功能模块,如图1所示。
图1 航空发动机油封模拟系统功能模块
其中,油封仿真又包括视景仿真、运动仿真、音响仿真、操作仿真四个子功能模块。视景仿真、音响仿真是实现航空发动机模拟训练系统沉浸感的重要因素;运动仿真、操作仿真是实现学员与虚拟油封设备和环境之间交互的主要手段;引导提示、考核评价是整个系统的必要组成部分[9]。
2.1 引导提示
引导提示功能用于在初次练习时进行操作引导,操作错误时进行判断并提示。当操作熟练以后可取消引导或者提示再进行练习。
2.2 油封仿真
2.2.1 视景仿真
视景仿真是将航空发动机油封过程中实体建立数字化的模型,如道路、仓库、油封车、电源车、发动机、油管和电缆、扳手等工具、各种油料、履历本、包装材料、油封专用车等。其中,发动机的内部结构模型对于油封模拟训练系统来说不需要建模,所以重点是建立发动机的外部结构模型。发动机的外部结构模型比较复杂,主要是建立各种开关和油封时需要连接油管、电缆的器材及其接头帽盖、铅封的模型,其次是建立发动机及其外部附件的外形建模,细节部分要充分利用贴图来进行建模。
摘 要：航空发动机经常工作在高温、高速、高负荷、强振动的恶劣环境下，其内部的电气附件线路在这些恶劣环境中容易发生故障。电气线路的绝缘性故障是一种常见的故障，分析电气附件线路中可能出现的绝缘性故障种类，并针对每种故障画出等效电路，然后进行仿真，从而得出结论。总结并分析常见的绝缘性故障种类，可以提高发动机的维修效率，并保证飞机的飞行安全。
关键词：航空发动机；电气线路；绝缘性故障
电气附件是航空发动机的基本单元，其种类繁多，连接电气附件的线路称之为电气附件线路，发动机体积庞大，电气附件数量极多，其内部的电气附件线路错综复杂，导线粗细不一，长度最长可达几十公里，发生故障时排查起来非常困难。在此对常见的电气附件线路的绝缘性故障进行了分类，并对每类故障进行了仿真，从而得出故障产生的机理，在故障排查过程中更具有针对性，从而提高发动机的维修效率，并保证飞机的飞行安全。
1 航空发动机电气线路绝缘性故障原因
航空发动机工作环境恶劣，系统之间互相影响，高温、高速、高负荷、强振动等因素都有可能引起电气附件线路产生故障，线路的绝缘层损坏是多种因素共同作用的结果。电气线路的绝缘故障有以下两种特点：（1）线路集中，线路间挤压、摩擦等造成线路绝缘层损坏；（2）大面积的化学腐蚀、高温、高压等条件下引起线路老化，提前对线路进行测量可有效减少该类故障所引起的事故。
造成电气附件线路绝缘层腐蚀老化的原因主要有以下四种：（1）机械老化；（2）化学腐蚀；（3）热老化；（4）电老化。
2 航空发动机电气附件线路绝缘故障种类
波音公司的标准线路施工手册和空客公司的电器标准线路施工手册都对所有相关的电气附件的绝缘电阻最小值和电压值做了相应的数值要求。通过查询PW4000系列某一型号航空发动机相应的标准线路施工手册，30多种电气附件涉及127处测量点，统计了这些绝缘测量点的测量方式，结果如表1。
表1 电气附件数量及绝缘测量方法
通过分析该表，得到了两种发动机电气附件绝缘测量点的测量方式：第一种是同一个电气附件的不同测量点之间的测量方式，即Pin/Pin方式；第二种是同一个电气附件的测量点与地面之间的测量方式，即Pin/Gnd方式。
（1）Pin/Pin（层间）绝缘故障。航空发动机电气附件数量极多，电气附件线路分布紧密，两束距离很近的导线如果出现线路绝缘层老化，并且没有及时发现并排除故障，则线路之间容易产生电弧，容易引发火灾，若该线路出现在油箱附近，则会引起爆炸事故，危害极大。
（2）Pin/Gnd（Φ兀┚缘故障。电气附件线路的绝缘层老化时，导线对地的绝缘电阻就会减小，有可能引起电压击穿，回流过大，使得线路绝缘层被烧焦，对飞行安全造成极大危害。
3 航空发动机电气附件线路绝缘故障仿真
为了更有效地保证飞机的飞行安全，我们要对发动机电气附件线路绝缘故障进行预防，在此对上述电气附件中的线圈两种绝缘故障进行仿真，分析电气附件的绝缘性能的好坏对系统的影响。
3.1 电气附件对地绝缘故障仿真
在电气附件的绝缘介质发生老化的过程中，产生绝缘故障的地方对地电容是随着绝缘老化程度的不断加深而逐渐增大，对地的绝缘电阻是随着绝缘老化程度的不断加深而逐渐减小的。
定义在航空发动机电气附件绝缘介质中某一处出现绝缘老化现象，当此处的等效绝缘电阻Ro、等效绝缘电容Co的值不断变化时，测出等效绝缘电阻Ro与接地线之间的电压，可以得到等效绝缘电阻Ro与绝缘处电压Uo之间的关系。通过固定等效绝缘电容Co的值，不断改变线圈对地的等效绝缘电阻模拟传感器线圈绝缘性故障，可以得到绝缘处电压与等效绝缘阻值变化的关系，测试电路的原理图如图1所示[1]。
当绝缘故障处的等效电容Co取一系列固定值时，通过不断的改变线圈对地的阻值模拟绝缘性能变化过程，可以得到绝缘故障处电压Uo随绝缘介质对地绝缘阻值Ro变化的关系如图2所示。
从图2中可以看出，当绝缘故障处的电容Co分别取不同值时，随着绝缘电阻Ro的不断减小，绝缘故障处的电压Uo存在着明显的过度变化，在图中的拐点之前，绝缘故障处的电压Uo随着等效绝缘电阻Ro的减小几乎没有任何变化，而在等效绝缘电阻Ro的值继续变小出现在拐点之后，绝缘故障处的电压Uo随着等效绝缘电阻Ro的减小直线上升。从图中可以看出，拐点对应的等效绝缘电阻最小值R'可以看作判断绝缘电阻性能好坏的标志，当等效绝缘电阻值大于R'时，航空发动机电气附件的绝缘性能良好，当等效绝缘电阻值小于R'时，航空发动机电气附件的绝缘性能出现故障。在等效绝缘电阻小于R'并持续减小时，可以看到对地电压值直线上升，发生了电压击穿现象。在飞机附件维修手册中对每一个电气附件的等效绝缘最小值R'都给出了详细的值。
3.2 电气附件层间绝缘故障仿真
航空发动机电气附件长时间运行在高温、潮湿、震动等十分恶劣的环境中，在电磁、电场、机械、化学等外因的作用下，电气附件中线圈的绝缘层十分容易发生损坏，绝缘层损坏导致两个线圈之间会出现金属导体裸漏，造成两者之间的气体间隙被击穿，发生电弧现象。
航空发动机内部一般使用的是幅值为115V、频率为400Hz的交流电，在线圈发生绝缘磨损后，将两线圈之间的绝缘值等效为Z，由此电弧故障的简化等效电路图如图3所示[2]。
当发动机电气附件中线圈的绝缘层磨损十分严重时，层间绝缘故障基本上相当于短路，取极端情况下等效绝缘电阻R的阻值，即等效绝缘电阻R趋向于零，得到电流的变化如图4所示。
在发动机电气附件中的线圈绝缘正常没有层间绝缘故障时，等效绝缘电阻R在兆欧的级别，取极端情况下等效绝缘电阻R的阻值，即等效绝缘电阻R趋向于无穷大，电流的变化如图5所示。
通过不断减小等效绝缘电阻R的阻值，即R从无穷大不断减小到0，仿真两个线圈之间绝缘老化现象发生时，两个线圈之间的电流与等效绝缘电阻R之间的关系如图6所示。
4 结束语
本文对航空发动机电气附件线路的绝缘性性进行了介绍，分析了各类故障产生的原理，为日后故障检测方法的研究与技术层面上的改善打下了基础。通过研究关于民用航空发动机电气线路绝缘性问题的大量资料，并将其按原理进行了分类，建立了故障模型，通过对模型的仿真，研究了有关电气附件线路绝缘故障问题，希望对提高发动机的维修效率和保障民航客机的安全有所帮助。
摘 要：某航空发动机试验过程中发生振动大故障。分解后，发现高压涡轮转子叶片等多处零组件有磨损、变形甚至断裂的情况。将全台共计72片高压涡轮转子叶片委托中国航空工业集团公司失效分析中心进行分析，确认原因为高压涡轮转子叶片超温。分析高压涡轮转子叶片超温的多种可能原因，采用排除法，推断此次高压涡轮转子叶片超稳为局部超温，原因为高压涡轮导向器堵块脱落打伤高压涡轮转子叶片导致高压涡轮转子叶片冷却失效。根据推断寻找事实依据，推导故障模式。提出解决高压涡轮导向器堵块存在脱落可能性的方案，为后续高压涡轮转子叶片超温问题的判断提供分析思维导向。
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
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。
摘要：随着我国市场经济的不断发展，各行各业对于战略成本管理的关注越来越多，为了获得更好的收益和回报，各行各业也都在不断地改进成本管理模式和方法，其中也包括我国的航空发动机制造企业。从目前我国的实际情况来看，战略成本管理还没有充分地在这类企业中得到具体的应用，主要是由于其发展尚未成熟。本文通^对战略成本管理的内涵、战略成本管理与传统成本管理的对比以及具体实施战略成本管理应注意的问题进行细致的梳理和分析，协助我国航空发动机制造企业更好地管控成本，提高经济效益，同时也供学界讨论。
关键词：战略成本管理 航空发动机 制造企业 应用
一、关于战略成本管理的概述
（一）战略成本管理的内涵
对于企业来讲，制定长远的战略目标，是企业实现整体发展目标的重要工作。而企业长远战略目标的制定，需要进行很多工作，并将其作为决策的依据，收集有价值的信息就是主要工作之一。如果此项工作无法有效完成，则会造成企业无法了解自身与市场竞争企业的优劣，无法实现可持续发展的基本目标，这样就更不必说长远战略目标了。那么，战略成本管理到底指的是什么呢？实际上是指企业运用成本管理技术，提高企业战略地位，同时降低企业成本的管理过程。具体而言，战略成本管理其实就是一个通过对投资立项、研发与设计、生产环节和销售环节等整个链条进行全方位监控管理的过程，其重点是从战略的视角对影响成本的因素进行系统的分析，从而进一步发现能够有效降低成本的途径，最终目标是以此来营造企业的持久竞争优势。从另一个角度来讲，企业的实际需求是企业能否实现最终战略目标的决定性因素。21世纪是信息时代，战略成本管理工作无法脱离成本管理信息，而信息并不是固定不变的，所以，制造企业战略成本管理也会随之不断变化。
（二）战略成本管理的作用
从企业的角度出发，战略成本管理的作用很大。
首先，战略成本管理工作涉及的内容比较全面，可以说对企业实际运营中的方方面面均有所涉及，而且企业内部组织管理无法限制，能够从全局的角度掌控整个公司的运行。
其次，战略成本管理工作可以动态地掌控企业的实际运行。在进行战略目标制定的过程中，内外部环境因素都会被考虑，但是这部分因素并不可控，所以为了更好地保证战略目标制定的准确性，应当实时且充分地掌握企业内外部环境的变化，而战略成本管理工作可以很好地解决这方面的问题，从这个角度看，作用很大。
二、战略成本管理与传统成本管理的比较分析
（一）传统成本管理存在局限性
首先，对于传统成本管理来讲，其主要关注的内容是如何降低企业内部成本，而并没有考虑保证企业运转的供应商和顾客。传统成本管理主要通过压低材料采购价格降低成本，这样只会造成与供应商之间关系的僵化，很容易失去供应商，同时也会失去向前整合的机会，进而失去获得进一步降低成本的机会。另外，传统成本管理一般将产品销售至消费者作为成本管理的最后环节，无法获取精准的产品信息，在一定程度上可能增加分销和售后成本。
其次，传统成本管理仅仅是单纯的为了降低成本而降低成本，并没有过多地考虑企业降低成本的根本目的。制造企业在实际运行过程中，绝大多数环节都会产生成本支出，但是，并不是所有的环节成本都可以降低。比如，通过盲目缩减企业的研发开支，在很大程度上都会造成企业产品和技术缺乏先进性，无法进行同行业竞争，从而失去市场。还有，通过降低企业质量管控成本，极有可能发生产品质量不过关，造成企业整体形象受损，这将直接影响企业的可持续发展。因此，企业的工作重点必须向制定和贯彻竞争战略方面转移。传统成本管理片面追求成本节约，重视短期效益，这将大大削弱企业的长远发展能力。
最后，企业创造价值的表现是能够为顾客提供必要的便利需求，而企业的全部业务并不都可以创造价值，如生产出来的废品，只会减少价值。企业成本管理需要对内部价值链进行分析。市场经济时代，企业面临的是开放的、有竞争的市场环境，通过了解行业价值链等因素可以更好地实施成本管理，做到“知己知彼”，这样才能够更加有效地实现企业的长远战略目标。同时，了解并分析竞争对手的成本管理也是很重要的。企业内部的生产过程是传统成本管理的主要对象，供应和销售很少考虑，而战略成本管理对象则不同，涉及产品生产的整个生命周期。
（二）战略成本管理较传统成本管理优势明显
相较于传统成本管理，战略成本管理优势明显，主要体现在成本优势上，这也是其和传统成本管理的主要区别。市场竞争的法则就是优胜劣汰，制造企业要想更好的生存和发展，就必须通过加强成本管理，有效地降低成本。
首先，对于我国航空发动机制造企业来讲，通过实施战略成本管理，可以更加有效地促进企业进行统筹兼顾管理工作，在保证整体利益的基础上调整局部利益，保证长远利益的基础上调整短期利益，同时可以通过改善实际运营状况，提高企业的实际竞争优势。
其次，通过进一步实施战略成本管理，可以提升企业适应外部环境变化的能力。通过不断适应外部环境，可以更多地获取竞争对手的信息，做到知己知彼，另外，通过运用价值链分析法对目标企业与上、下游企业之间关系进行研究，可以达到共赢的目的。
最后，战略成本管理的实施，能够有效地更新传统成本管理理念，在保证成本最小化的基础上，提高企业资源的利用率，获得更多的使用价值，使得企业在资源一定的情况下，充分开发和利用这部分资源。当然，对于企业的管理者也是有一定要求的，那就是需要企业管理者从整体角度进行成本管理工作，为实现企业整体战略发展提供必要的支持。
三、实施战略成本管理过程中需要特别注意的问题
从我国航空发动机制造企业的实际情况来看，实施战略成本管理的基础是保证产品的质量需要符合要求，同时企业需要不断地适应外部环境的变化，与时俱进，并且需要重点关注以下问题。
（一）需要重点关注企业与上、下游之间的价值链关系
从管理对象来看，管理范围不同，战略成本管理对象涉及范围较广，涉及成本全方位的管理，而传统成本管理对象的范围相对较为狭窄，主要涉及企业内部的生产过程，所以，企业在实施战略成本管理过程中需要重点关注价值链的开发和运用。那么，如何做到呢？第一，需要企业必须了解自身内部的价值链，将非增值作业和增值作业加以区分，尽最大可能消除非增值作业；第二，需要了解企业自身的位置，然后通过强化上、下游价值链之间的关联和沟通，以保证供应过程与销售过程的成本管理；第三，需要了解竞争对手的价值链，通过运用SWOT分析法，分析自身的劣势和优势，不断地强化自身。
（二）需要更新成本管理观念，完成由传统成本管理向战略成本管理的过渡
从目前我国航空发动机制造企业的实际发展情况来看，传统成本管理模式仍然是主要的成本管理方式，而这存在着严重的局限性，仅是为了达到降低成本的目的而降低成本，并不能达到成本管理的目的。而这种情况的主要原因就是成本管理观念不到位造成的，因此，需要我国航空发动机制造企业更新成本管理观念，完成由传统成本管理向战略成本管理的过渡。
（三）进一步加强和推进企业文化建设工作
从企业发展的角度来讲，企业文化的建设和延续是企业发展之源，是企业价值理念的重要组成部分，能够影响各项职能的实现和发挥，同时可以制s企业的管理措施和政策。因此，加强企业文化建设工作是我国航空发动机制造企业实施战略成本管理工作的重点。这样可以提升员工的工作环境和积极性，促进其自觉节约成本，为企业实施战略成本管理工作打下基础。
（四）加强部门间的沟通与交流
对于企业的运营来讲，信息的有效传递是企业稳定运行的关键，因此，企业各部门之间应当加强沟通交流，对于主要业务环节建立必要的信息资源共享机制或平台，保证企业内部信息能够及时且有效地传递到各个部门及各个环节，为企业实施战略成本管理工作提供必要的信息数据，保证决策的准确性。
四、结语
在我国的传统成本管理过程中，降低成本被认为是企业成本管理的目标，而且手段就是节约。当然，节约可以降低成本，但这只是手段之一。随着相关市场经济的发展，仅仅依靠节约来降低成本，已经不能够满足现代企业的发展需求了，新的管理理念也逐渐诞生并快速发展，那就是战略成本管理理念。“支出最少的成本，获取最多的使用价值，得到最多的利润”，这才是现代成本管理的目的。随着战略成本管理的发展，其发挥的积极作用已经越来越明显，能够进一步突破传统成本管理的局限，从企业内部扩展到外部，同时能够把握成本管理的真谛，通过战略定位、价值链分析等手段降低成本，提升企业竞争力。
（作者单位：中国航发南方工业有限公司）
【摘 要】空饫淙聪低彻岽谡个航空发动机，在热端部件的隔热与冷却、叶尖间隙控制、腔室封严、等方面起着极为重要的作用，直接决定着航空发动机能否安全可靠地工作。涡轮盘腔是空气系统的重要组件，对涡轮盘的冷却性能有显著的影响。本文应用Flowmaster对某型燃气轮机涡轮盘腔进行了仿真，对该涡轮盘腔设计进行分析。
【关键词】航空发动机；空气系统；仿真
0 引言
发动机的二次空气系统主要用去冷却封严发动机部件[1]，其主要结构包括孔口、篦齿封严、以及特定的腔室结构等。本文的计算方法基于Miller[2]博士的理论，应用商业软件Flowmaster对瞬态条件下的发动机空气系统部件涡轮盘前腔进行了仿真计算。
1 计算模型
如图1所示，选取某型燃气轮机涡轮盘前腔建立计算模型，对盘腔的瞬态特性进行分析。在Flowmaster中搭建盘腔的"准二维"计算网络。
计算模型如图2（左）所示。流路系统中包含一个进口（涡轮盘前腔气流进口）和一个出口（涡轮前腔出口），流动方向为沿径向向外。将盘腔出口简化为阻力损失元件。出口间隙的系数由Flowmaster数据库以及经验公式提供。
以涡轮盘旋转轴为Y轴零坐标。为充分考虑盘腔几何外形对于气体流动的影响，将盘腔划分为8个小的腔室，每个腔室尽可能调整为矩形。盘腔内的节点及元件分布如2（右）所示。
计算过程中应用到的元件的尺寸参数及计算参数如下。
封严篦齿：直齿，流通面积0.0006m2，篦齿封严间隙0.6mm，封严齿距5mm，齿数7，封严齿宽0.5mm。
出口间隙：流通面积0.0001m2。
2 边界条件及发动机转速
发动机转速如图3所示，模拟发动机运行启动至运行稳定的过程。其中，0时刻为计算开始时间，并非发动机的实际启动时刻。进出口条件如图4所示。盘腔边界为绝热。
3 计算结果
计算的时间步长取为0.1s，计算总时间为120s。其他控制收敛的参数根据计算经验进行相应调整。
图5给出发动机稳定工作时（110s）盘腔内的总温分布。由图中数据可知，盘腔内节点的温度沿径向向外升高，并且越是靠近盘腔外侧，节点温度升高的越明显。引起温度升高的主要原因是右侧高速旋转的涡轮盘对气流的加速作用。
盘腔出口体积流量如图6所示，随发动机进口压力的提升，流经盘腔的空气流量逐渐增加。盘腔内其典型节点的总压分布如图7所示。从计算结果中可以看出，冷却气流流过篦齿封严，压力降低。节点11到节点7之间流动，压力降低，总温升高。由于右侧旋转盘对气流的加速作用，节点7到4之间，冷却气流的总温和总压同时升高。同时，由于盘腔的加速作用有限，各点的压力相差不是很大。
Flowmaster将盘腔简化为“准二维”模型，通过将盘腔离散为多个小的部件来完成盘腔的仿真计算。经由一维计算，可以求得盘腔内不同径向位置的压力、温度、涡流强度等数据。该方案能够较好将盘腔融入一维网络系统，并且能够考虑盘腔几何外形以及盘腔内离心效应的影响。相对于三维数值仿真，该方案极大的减少了计算量。对于搭建完整的空气系统仿真方案，具有一定的指导意义。
摘 要：随着科技的进步， 航空发动机的加工制造也日趋复杂。本文在分析某航空发动机锥形钣金件的拉伸特点的基础上对航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺进行了分析。
关键词：锥形钣金件拉伸成形；变形控制；工艺分析
航空发动机锥形钣金件的拉伸是拉伸成形的重点也是难点。在某型航空发动机制造的过程中所遇到的某一航空发动机锥形钣金件，其主材采用的是高温合金，材料的厚度为1±0.1mm，对拉伸成形的精度要求很高。根据设计要求，航空发动机锥形钣金件拉伸成形后最薄处板材的厚度减小量不得超过原材料厚度的10%。在传统的航空发动机锥形钣金件的拉伸后会导致锥形钣金件的型面变形较大，从而严重影响拉伸完成后的航空发动机锥形钣金件的拉伸精度。为提高航空发动机锥形钣金件的拉伸效果，需要根据航空发动机锥形钣金件的拉伸特点使用新型的航空发动机锥形钣金件的拉伸加工工艺。
1.传统航空发动机锥形钣金件的拉伸过程中所存在的问题
在传统的航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺中，航空发动机锥形钣金件的拉伸效果差的主要原因有以下几点：
（1）由于航空发动机锥形钣金件的拉伸时所采用的板材在各批次之间的性能上有所差异，致使在对航空发动机锥形钣金件的拉伸进行拉伸加工时需要对每一批次的板材进行性能测试，测试出拉伸板材的压边力，而这一方式将会造成极大的材料浪费，也不利于提升航空发动机锥形钣金件的拉伸效率和拉伸精度。
（2）在航空发动机锥形钣金件的拉伸加工中，由于缺乏板材拉伸效果的研究从而无法对材料的塑性变形趋势进行模拟预测，从而导致航空发动机锥形钣金件的拉伸在拉伸加工中，容易导致航空发动机锥形钣金件的拉伸出现凸包、转接处出现滑移等缺陷，从而导致航空发动机锥形钣金件的拉伸后的型面精度出现超差影响航空发动机锥形钣金件的拉伸的使用。因此，在对航空发动机锥形钣金件的拉伸进行拉伸加工的过程中需要改进航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺，做好对于锥形钣金毛坯件拉伸工艺的优化，从拉伸操作、航空发动机锥形钣金件的拉伸模具结构的科学设计等方面入手，提高航空发动机锥形钣金件的拉伸质量。
2.某型号航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺分析
某型号航空发动机锥形钣金件在进行拉伸工艺和拉伸模具设计时需要以航空发动机锥形钣金件的锥形相对高度、航空发动机锥形钣金件的相对锥顶直径和板材的厚度等稻葑魑基础。在航空发动机锥形钣金件的拉伸中，对于不同的锥形件需要采用不同的拉伸参数。根据锥度的不同可以将航空发动机锥形钣金件分为浅锥形件、中等深度锥形件和深度锥形件等多种形式，根据航空发动机锥形钣金件深度的不同需要设计出不同的拉伸工艺。某型号航空发动机锥形钣金件采用的锥度是26°，这一锥度的航空发动机锥形钣金件在拉伸的过程中存在着拉伸变形量较差、复弹度较大等的特点，针对这一特点在航空发动机锥形钣金件的拉伸过程中需要采用更大的压边力。此外，其在拉伸的过程中容易因航空发动机锥形钣金件的毛坯处于悬空的状态而导致拉伸失稳起皱等的缺陷，针对这一特性，在航空发动机锥形钣金件的拉伸过程中需要采用较大的压边力。
在对航空发动机锥形钣金件的毛坯进行设计时，需要将航空发动机锥形钣金件的毛坯件设计成同心圆毛坯件。这是根据拉伸面料等面积变形的原理，加之对航空发动机锥形钣金件进行拉伸时需要采用由内向外两方向进行双向进料拉伸，因此需要将航空发动机锥形钣金件的毛坯料选择成同心圆毛坯件形式。
对于航空发动机锥形钣金件拉伸模具的设计时，航空发动机锥形钣金件的拉伸模具采用的是普通拉伸结构，在这普通的拉伸结构中加设了一些限制毛坯料活动的厚垫块以及一些限制毛坯料拉伸高度的限位块。航空发动机锥形钣金件的拉伸模具包含上模板、凹/凸模、压边圈等。在对航空发动机锥形钣金件进行拉伸时，第一阶段需要高度限制块用以对航空发动机锥形钣金件毛坯料拉伸高度的精确控制。完成了第一阶段的拉伸后，需要采用活动限制料厚垫块来保证航空发动机锥形钣金件的拉伸中毛坯料从外缘处顺利进料，从而完成对于航空发动机锥形钣金件直壁部分的拉伸，同时采用这一拉伸方式能够有效地避免航空发动机锥形钣金件转接处的滑移缺陷。
在对航空发动机锥形钣金件进行拉伸工艺设计时，为了最大限度地做好对于航空发动机锥形钣金件毛坯料从内外径走料量的控制，避免在航空发动机锥形钣金件的转接R处拉伸过程中出现滑移而导致“双转接”痕迹问题，在航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺的设计中需要加强对于毛坯料塑性变形量的精确控制。拉伸方案设计时采用一套模具两阶段的拉伸方案。在第一阶段首先采用较大的压边力用对毛坯料进行压死，避免毛坯料从外缘处走料，将航空发动机锥形钣金件在第一阶段的拉伸变形控制为翻边。航空发动机锥形钣金件的塑性变形依靠内孔变大来进料。在对航空发动机锥形钣金件毛坯料进行拉伸时第一阶段的塑性变形区都应当处于拉应力变形状态，处于拉应力变形状态有利于降低材料的复弹量，从而实现航空发动机锥形钣金件的拉伸精度的提升。对于航空发动机锥形钣金件第一次的拉伸高度确定为与转接R拉伸出时的量为宜。如超出这一拉伸量容易造成航空发动机锥形钣金件内孔拉伸塑性变形从而产生内孔拉裂的缺陷。航空发动机锥形钣金件毛坯料第二阶段的拉伸需要对航空发动机锥形钣金件的直壁部分进行拉伸，这一阶段的拉伸主要依靠的是毛坯料外部走料塑性变形，变形方式为拉伸。在这一阶段为了做好对于拉伸变形精度的控制，确保毛坯件的边缘为变形区，需要在毛坯料拉伸时增加限制料厚的活动限位板，将4块限位板均匀地放置于凹模的压边圈内。限位块宜采用与毛坯料相同的材质。通过上述两个阶段的拉伸将能够确保在航空发动机锥形钣金件的拉伸区并未失稳起皱的情况下使得材料能够从外缘区域顺利地进入到凹模区域，并最终完成对于航空发动机锥形钣金件的拉伸。新航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺核心是通过适当地添加活动限制控制块的方式来对航空发动机锥形钣金件的拉伸变形区的变形量与变形应力进行控制。通过此种航空发动机锥形钣金件的拉伸工艺的改进能够有效地对航空发动机锥形钣金件毛坯料的塑性变形进行精确地控制，提高航空发动机锥形钣金件的拉伸精度。
结语
本文在分析航空发动机锥形钣金件的拉伸难点的基础上对如何通过工艺改进的方式提高航空发动机锥形钣金件的拉伸精度，确保航空发动机生产的顺利进行。
摘 要：文章对航空发动机试验中Pxi测试系统的实际应用情况进行详细分析和研究，根当前的实际情况，提升发动机各性能参数测试的准确性及有效性。
关键词：航空发动机；Pxi测试系统；应用；分析
在我国社会经济迅速发展的环境形势下，航空行业的整体发展势头也非常迅猛。在航空事业的发展过程中，其自身的质量以及安全稳定性能非常重要，不仅对行业事业整体发展有非常重要的影响，而且对人们的出行安全也提供了良好的保障。航空发动机作为飞行器的心脏，亦是其最主要的部分，其性能能够直接对飞行器的品质起到决定性作用。地面试车台进行的航空发动机性能、功能试验的准确性、可靠性，是保障发动机安全稳定性的有力基础。
1 Pxi测试系统
1987年，VXI诞生，其IEEE1014-1987在当时可以说是非常先进的PC总线，在某种程度上，加速了全球PC工业的整体发展。在当前社会经济不断快速发展的形势下，各个领域都取得了良好的成效，PC工业的发展也同样取得了进步。在实际操作过程中，可以看出，在PC插卡的基础上，这种数据采集板形势在经过不断的发展和改革创新形势下，已经发展为PCI总线的模块化自动测试设备系统，成为一种全新的测试平台标准。这种仪器系统在实际操作过程中，可以说是PCI扩展的一种通用性测试系统总线，不仅能够保证自动化系统在日常操作过程中的稳定性和坚固性，而且能够减少成本。
经过一段时期的发展，Pxi技术逐渐成为自动化测试以及控制的主流平台之一，Pxi测试技术不仅拥有高通道数据采集，而且能够将测试信号进行切实有效的混合，这样不仅能够从根本上保证试验效果的准确性和有效性，而且能够将其自身的应用效果充分发挥出来[1]。Pxi技术可以说是国防以及航空航天测控应用当中非常重要的主导技术之一。对各类测控设备的数字化、智能化以及综合化等科技水平的高要求，无形当中加速了高性能Pxi测控产品以及系统级的整体方案的创新。将计算机PCI总线扩展到仪器作为Pxi技术的整体发展思路，将PC以及与其相关的各个硬件自身的优势特点充分发挥出来。这样不仅能够满足航空航天在实际操作过程中的任何测试或者是系统的测量，而且能够实现未来自动化工业测试的发展趋势[2]。
2 Pxi技术在实际应用过程中的优势特点
2.1 机械性能良好
Pxi技术在实际应用过程中，为了将其自身的作用尽可能发挥出来，在实际操作过程中，将PC技术、仪器技术以及欧卡机械规范进行有效的结合，这样不仅能够具备软件的整体运行标准，而且能够保证数据在传输过程中的速度和效率，尽可能保证系统开发的时间被有效缩短。Pxi测试系统在实际应用过程中，能够从根本上有利于系统升级的模块化设计和处理，在无形当中增加了特殊冷却以及相对应的环境要求，提供了两种与标准PCI系统相互操作的方法。这样不仅能够保证其自身在实际操作过程中的稳定性和有效性，而且能够尽可能集中冷却和电磁兼容性能[3]。另外，Pxi测试系统在自身的操作过程中，其自身所需要投入的成本比较低，有利于集成，其自身的灵活性也比较良好，所以优势特点比较多，有利于维护系统工作寿命期限内的成本。
2.2 电气性能良好
Pxi测试系统实际应用过程中，可以说是保持了基本上PCI总线的所有优点，同时增加了一个100MHz差分系统时钟、差分信号和差分星形触发，来满足高级定时和同步的需要。在实际操作过程中，其自身具有一定的公共触发线、星形触发总线、以及本地总线等等，这些总线不仅能够在实际操作过程中，对其起到良好的辅助性作用，而且能够促使其自身的电气性能达到良好的标准。另外，高性能的I/O曹位很多，具有即插即用仪器的驱动程序在实际应用过程中，能够尽可能满足定时的准确性和有效性，并且能够实现同步旁带通讯的整体需求。不仅能够从根本上符合工业环境应用的整体坚固设计要求，而且能够将其自身的影响和作用充分发挥出来[4]。
3 Pxi测试系统在航空发动机试验中的应用
3.1 航空发动机试验测试参数
在航空发动机试验的过程中，将Pxi测试系统应用其中，不仅能够从根本上提高测试结果的有效性，而且能够保证对其进行科学合理的测试。航空发动机试验测试参数主要包括稳态数据采集系统和动态数据采集系统两个方面。首先，对直流电压与交流电压之间的有效值信号进行测试，比如直流为正负极10V，变流为36V，交流就是115V。其次，对电阻值参数进行测试，比如利用电缆来对电阻进行识别，对电阻的绝缘性、导通性等等，就要详细分析和研究。另外，对于频率信号也要进行相对应的试验测试，比如交流电源自身的频率、基准信号等等，这些都是在试验测试过程中非常重要的参数，能够直接对航空发动机试验起到一定的影响和作用。时序信号也是试验测试参数当中必不可少的一项重要部分，比如一些起动信号、停车时间等等，这些都能够提供非常重要的参数作为依据。
3.2 Pxi模块
温度采集：温度参数采集一般选用采用SCXI1503（16通道采集输出，用于普通热电阻温度采集）以及SCXI1112（8通道采集输出，用于热电偶温度采集）采集。
转速采集：一般采用SCXI1126（8通道采集输出）进行采集。
压力采集：压力参数一般采用SCXI-1102B（32通道模拟量采集变换）配合压力变送器使用。
电压、电流采集： SCXI-1102B（32通道模拟量拟量采集输出）配合电量、电压变送器使用。
配置windows操作系统的嵌入式Pxi控制器专为满足测试、测量和控制系统的苛刻要求而设计。它们配备的最新处理器选件被安放在专门设计的坚固结构中，适合在宽广温度范围以及高冲击和振动环境中运作。最佳CPU性能、坚固结构、高可靠性和长期可用性的结合让Pxi嵌入式控制器成为适合Pxi系统的理想控制选件。通过SCXI信号调理对结合Pxi采集器对频率信号进行测量。
4 结束语
综上所述，在对航空发动机进行试验分析和研究的时候，将Pxi测试系统科学合理的应用其中，不仅能够从根本上对其进行科学合理的测试分析，而且能够保证测试结果的有效性和准确性，并能够保证测试系统的高可靠性及长期可用性。
作者简介：徐杰明，男，汉族，本科。
摘 要：航空发动机和燃气轮机已被我国列入十三五重大专项，航空制造业的发展对我国建设强大的国防具有重大意义。机匣类零件作为航空发动机的重要组成部分，起到了包容、承力、连接的重要作用，其加工技术也是航空零部件制造中的一个难点。本文主要研究了航空发动机机匣类零件的加工制造，阐述了机匣类零件的加工难点和易产生的问题，结合了生产科研实践，着重研究并探讨了几种机匣类零件变形控制的方法。
关键词：航空发动机；机械加工；机匣类零件；变形控制
一、航空发动机机匣简介
航空发动机被誉为现代工业制造业皇冠上的明珠，其生产制造覆盖材料、冶金、机械加工、热处理、特种工艺等多项技术领域，是一个国家工业水平的体现，被誉为“国之重器”。航空发动机由进气道，低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷口等几大单元体组成。其中压气机、燃烧室、涡轮等核心部件又由机匣壳体、内环零件和叶片组成。机匣零件作为航空发动机上的重要零件，为整个发动机提供了一个封闭的空间，保证气流顺利进入，被压缩升压、充分燃烧、膨胀做功、排出后形成推力。机匣将航空发动机各个单元进行连接，形成整机；为控制系统、燃油系统、传动系统等搭建了一个互相连接的整体。航空发动机机匣按照结构可以分为整体机匣、对开机匣、异形机匣、附件机匣、带有整流直板的机匣几大类。机匣根据其使用部位不同，所用材料也不同，压气机部分工作温度较低，一般采用钛合金，涡轮部分由于气体经过燃烧室后温度大幅升高，一般采用高温合金进行制造。
二、航空发动机机匣制造难点
随着航空发动机设计的不断优化和使用指标的不断提高，新一代的航空发动机越来越追求高推重比和低油耗。这就要求各级零部件的重量尽可能的轻。故机匣类零件的壁厚一般都在1.5mm～3mm之间，而机匣类零件的直径大都在600mm～1000mm，属于大型薄壁类零件，因此在加工过程中极易产生变形，而且由于其使用功能的要求，往往具有复杂的构型和严格的尺寸及形位公差，在加工过程中不容易合格。同时航空发动机零件很多采用镍基高温合金制造，这种合金硬度高，不易加工，加之有时毛料余量大且不均匀，会在机加过程中产生大量的内应力，在后续的加工和存放过程中应力释放，导致零件变形，经常出现工序中检验合格但在精加工或最终检验时出现尺寸不合格的现象。
三、机匣类零件变形控制研究
1.增加去应力热处理工序
机匣类零件毛料多为圆环锻件，加工余量较大，原材料去除率往往高达80%以上，尤其是粗加工阶段，零件去除的余量是最多的，而粗加工要求尺寸精度较低，且采用的切削参数较大，刀具在切削时产生了大量的切削力，这就造成了零件内部产生了大量的内应力，而此时零件距离最终状态还有很多余量，零件刚性较好，这些内应力不能使零件产生变形，随着零件加工过程的深入，零件壁厚变得越来越薄，这时粗加工时产生的切削力逐渐释放出来而导致零件变形。因此，在粗加工之后，及时释放零件应力非常有必要。零件可以通过自然时效进行去应力，但是自然时效所需的周期很长，往往无法满足零件的生产进度。这时可以采取热处理的方式去消除零件的残余内应力。去应力热处理的温度较低，因此在整个热处理的过程中不会使金属组织发生相变，在零件的保温和逐渐冷却过程中，零件的内应力得到释放。去应力热处理之后，零件端面一般会产生1mm～1.5mm的变形，需要安排一道修基准工序将零件端面修平。值得注意的是，增加去应力热处理要充分考虑零件的变形量，否则零件变形过大，零件所剩加工余量小于零件的变形量会导致零件无法加工合格。
2.改进工装夹具
机匣类零件大多数为环形件，因此需要大量的车加工，在车床上典型的装夹方式有压紧，夹紧和涨紧。在进行粗车加工时零件往往采用四爪卡盘进行夹紧或涨紧，在精车加工中大多采用压紧的方式，相比较而言，压紧的方式不容易产生内力，因此从消除内应力的角度考虑，在半精加工中还是尽可能多地采用压紧的方式。对于高度100mm以上，直径800mm以上，最小壁厚2mm以下的大型薄壁机匣往往需要采用在夹具上增加辅助支撑的方式来减少零件的加工变形。辅助支撑块多需要采用橡胶材料，有一定的硬度但又不会挤伤零件表面。辅助支撑大多需要至少8点以上进行支撑，8个支撑块均匀地分布在零件的圆周方向上。在使用时需要注意的是支撑力不能过大，否则会使零件产生变形，效果适得其反，为保证辅助支撑力恰到好处，可以先用百分表找正零件圆周，然后使用限力扳手移动一个辅助支撑块至零件表面，当百分表指针刚要变化时记录限力扳手所用的力，这样在移动其他辅助支撑块时使用同样的力就能达到支撑零件且零件不变形的状态，增加辅助支撑可以机匣最“薄弱”的结构上增加强度，减少零件在加工过程中的震动，让刀等现象，有效减少了机匣的变形。
3.优化走刀路线和加工余量分配
优化车加工的走刀路线对提升零件变形控制有较大作用。对于加工余量较大和易变形的零件可以采取多层走刀，不要将所有余量一次去除。车加工零件轮廓时不要采取单独加工完成零件一侧表面后再进行另一侧加工的方式，而是应采用内外表面交替去除余量的方式进行加工。在加工两个相邻表面时可以采取相对，相背的方式进行加工。工程师在编制数控程序时不能单纯地考虑工人加工和测量的方便，还要从全局考虑零件所承受的切削力的状态来安排走刀路线，将机匣的变形控制在最小程度。
加工余量的分配在机匣加工中非常重要，好的余量分配可以使机匣的各个部分在整个加工过程中受力均匀，避免局部切削力过大而产生变形。零件的大部分余量去除都发生在粗车阶段，而粗车加工多采用普通机床设备进行加工，又要兼顾效率，所以粗车加工的型面设计地相对简单，但也要尽可能地接近零件最终轮廓表面以避免精加工余量过大，产生过多的切削力。还可以在粗车加工之后，精车加工之前加入半精车加工，将零件的轮廓形状加工出来。一般而言粗车留给半精车加工单边1mm～1.5mm余量，半精车留给精车单边0.5mm～1mm余量。
4.采用电化学加工去余量
电化学加工利用金属在电解液中的电化学阳极溶解去除金属表面材料。通过电化学加工去除余量的优点是没有切削力产生，因此零件不易产生变形和内应力。整个加工过程电极作为阴极，被加工零件作为阳极，工件和电极之间保持0.1mm～1mm的加工间隙，电解液不断以高速从间隙中流过，带走零件（阳极）溶解的产物，同时带走电流产生的热量。电化学加工加工范围较广，而且生产效率高，一般为传统机械加工的5～10倍。加工后的表面质量较好。电化学加工的精度低，多用于粗加工去余量，因其没有切削力，可以利用在薄壁机匣去余量加工，可有效消除由于切削力过大导致的机匣变形。该方法的缺点是设备资金投入较大，而且会产生污染，需要做好污染处理。
结语
机匣类零件变形控制是一个涉及到多种因素的复杂工程，需要从毛料材质、工艺路线、加工参数、零件装夹、热处理工艺等方面多重考虑。机匣变形的控制方法随着先进制造技术的不断发展也在不断增加和提升，无人干预加工，高速切削，新型刀具和更优化的数控编程方式的应用都能使得机匣的变形得到更好的控制。
摘 要：某航空发动机在生产过程中重复出现了轴承故障。为降低轴承的故障率，我们开展了对轴承故障问题的研究。将生产过程中常见轴承故障分为3类：轴承表面划伤、磕伤故障；轴承锈蚀故障；轴承试车后压坑、麻点故障。本文介绍这3类故障的形貌特点，为轴承故障的分析提供一定的思路；分析3类轴承故障产生的原因，针对性制定防护措施，达到降低轴承故障率的目标，减少经济损失，提高外场发动机使用可靠性。
关键词：航空发动机；轴承故障；防护措施
某航空发动机在生产过程中重复性地出现轴承故障问题。轴承故障问题的发生，既增加发动机的质量成本、带来因轴承报废造成的额外工作费用，又耽误了发动机的交付进度，降低发动机及轴承外场使用的可靠性。因此，有效降低轴承故障发生率非常重要。
1.常见轴承故障种类
将近些年生产过程中的轴承故障问题汇总梳理，根据轴承常见故障形貌特点将某航空发动机的轴承故障种类分为以下3类：轴承表面划伤、磕伤故障；轴承锈蚀故障；轴承试车后压坑、麻点故障。
（1）轴承表面划伤、磕伤故障
轴承跑道出现异物拖动造成的规则性轴向长条划伤，一般伴有滚动体出现轴向旋转划伤出现，严重时具有一定深度。
（2）轴承锈蚀故障
轴承跑道、滚动体表面形成坑状锈蚀或面积较大的浅表性腐蚀，锈蚀故障形貌一般呈点状或片状。
（3）轴承试车后压坑、麻点故障
轴承压坑故障形貌一般为圆形凹坑，有集中发生特性，会出现大压坑边缘有小压坑的现象；麻点故障形貌为黑色细小点状凹坑，直径一般在0.2mm以下，有扩散发生特性，表面抛修后成纵深形分支状扩散。
2.轴承故障原因分析
经过资料的查阅比对，结合发动机结构特点，分析3类轴承故障的原因。
（1）轴承表面划伤、磕伤故障原因分析
某航空发动机的轴承一般采用分体轴承，在装配过程中合套，而由于轴承的游隙非常小，在轴承装配过程中滚棒没有收到位，会造成轴承划伤；在大组件装配过程中的同轴度未对正，会造成轴承划伤；在轴承测量过程中，一些表面尖锐的测具与轴承工作面接触时，会造成轴承工作面划伤；另外，在轴承装配、保管过程中，也有可能与外物接触、磕碰，会造成轴承表面磕伤。
（2）锈蚀故障原因分析
轴承材料属高碳钢，材料与水汽接触极易产生锈蚀现象，主要产生原因有如下两种。
①日常轴承防锈管理存在问题。存放过程中轴承被空气氧化，产生锈蚀。
②人手上汗液中含有水分与盐，在搬运或装配的过程中，若人手出汗或沾有非中性辅助材料时，接触轴承会发生电离反应，加速氧化作用，产生锈蚀。
轴承的锈蚀故障一般在夏天湿度大时较严重。
（3）轴承试车后压坑、麻点故障原因分析
结合发动机结构特点，产生轴承压坑、麻点故障的原因主要有锈蚀和异物压伤。
①锈蚀
当轴承发生锈蚀时，若未及时处理保持锈蚀状态，会导致锈蚀加深，形成麻点故障；若轻微锈蚀的轴承继续工作也会导致锈蚀处扩散形成麻点故障，一般此类麻点向轴承基体方向有较深的纵向延展。
②异物压伤
某型号航空发动机由于滑油系统的特点，可能在滑油系统中存在黑色异物，导致轴承工作时被压伤。黑色异物来源分为以下6类。
（a）封严面磨损掉落
某型号航空发动机封严结构大部分采用的是空气封严，密封面为蜂窝或涂层，在工作中存在磨损脱落现象。蜂窝表面由电火花加工形成，存在金属材料融化后形成的颗粒与金属氧化物；涂层为金属或金属化合物粉末构成，磨损掉落后的脱落物硬度较高。
（b）空气系统的异物
某型号航空发动机的部分空气系统机件，如导向叶片，在加工过程中使用吹沙工艺，砂粒容易形成残留。
（c）涂层加工过程切屑残留
为保证封严环的同轴度，三支点、五支点轴承封严环为组合后加工，加工时虽然采取了一定的保护措施，但由于结构限制，涂层切屑易残留在滑油腔中。
（d）导管中存在砂粒
导管加工过程折弯时采取填充物方式保持导管材料延展不产生局部凹下。12mm以下直径的导管采用灌入松香的方式，12mm以上直径的导管采用灌入砂子的方式。灌入砂子的导管在管路折弯后形成了部分区域有静电吸附作用，吸附少量沙子。导管加工完成后被静电吸附的沙子不易清除，进入滑油系统会造成轴承压伤。在管路与接头焊接后表面焊道处理时，采用砂纸打磨的方式也很容易造成砂纸中的金刚砂残留，而这部分金刚砂表面含有粘接剂，很难清除，容易造成管路内含有砂粒。
（e）机件内壁表面氧化物脱落也会造成滑油系统出现异物。
（f）轴承等机件存放、运输或装配过程中，有微小多余物掉落或空气中的大颗粒物吸附在机件表面，未及时清除。
3.轴承防护措施的制定
根据故障产生的原因，针对轴承表面划伤、磕伤故障，轴承锈蚀故障和轴承试车后压坑、麻点故障进行了相关控制工作。
（1）轴承表面划伤、磕伤故障防护
为避免轴承表面划伤、磕伤故障的发生，在装配流程及轴承检测上尽量减少拆、合套的过程。对员工进行实际操作培训，提高员工轴承装配经验。在装配合套的过程中遇到卡滞情况不强行装配，将轴承轻轻旋转，使轴承内外套趋于平行，减少轴承的损伤程度；在轴承装配时，采用润滑脂将滚棒收起到位，避免装配过程中滚棒卡伤轴承；上部装配的部件与下部发动机均要用水平尺确定水平状态，在轴承将要接触时，下落速度要慢，采用手动吊装滑轮，便于明显感知装配状态。
将与轴承配合的工装材料更换为环氧树脂，避免与轴承接触时划伤轴承。派制专用工装，专人管理轴承及与轴承相关的工装。
（2）轴承锈蚀故障防护
日常轴承采取真空包装存放，避免原始包装不能完全实现与空气隔离。真空包装困难的已装配在组件上的轴承油封后尽量采取塑料袋包装，并放置防潮砂，确保小环境的空气干燥。在组件上放置时间较长的组件规定半年为期限，超过半年则将轴承分解进行油封管理。
轴承操作过程中，工人必须带防汗的一次性绢布手套，有效地防护手上汗液对轴承的影响，同时一次性手套的使用还可以有效的避免二次污染。
（3）轴承试车后压坑、麻点故障防护
加强对轴承锈蚀的防护，发现轴承出现锈蚀后及时处理，避免锈蚀扩大形成麻点故障。
控制滑油系统清洁度，加强对油品清洁度等级的控制；对涉及轴承腔及滑油系统流路的机件进行充分冲洗，将残留在成附件壳体死腔内的机加残留金属屑冲洗干净；在装配或装配后运输发动机过程中，用堵头、堵盖或防尘罩隔离发动机与外界环境，避免在发动机试车过程中，有残留金属屑、沙粒等异物进入轴承腔内。
结语
对近些年生产过程中某航空发动机轴承故障问题的汇总梳理，明确了其常见的轴承故障种类。通过轴承故障原因分析，从轴承的入厂、存放、装配、运输和与轴承故障问题相关机件的清洗环节入手，针对性提出对策，进行某航空发动机轴承故障发生的防控。一方面，这些对策可为其他型号航空发动机的轴承故障防控做参考；另一方面，我们也要认知到，@些措施并不能全面杜绝某型号航空发动机轴承故障的发生，针对某型号航空发动机轴承故障防控措施仍然需要认真研究，任重而道远。
摘 要：随着我国经济的快速发展，航空领域也得到很大的提升，但是随着科学技术的不断提高，我国民用航空发动机也存在很多问题，并且相关的工作人员也一直致力于其研究中。本文正是对当下民用航空发动机的维护机制问题进行了深入的分析，并对其存在的问题提出了相应的优化策略，期望可以维护我国民用航空发动机制的安全、提升民用航空发动机的水平、完善民用航空发动机的功能、以及降低民用航空发动机的安全隐患。
关键词：民用航空；发动机；维护机制
对于航空飞机而言，发动机一直以来都是飞行安全中最主要的影响因素之一，尤其是民用航空飞机，发动机起到至关重要的作用，对我国民用航空发动机的维护机制进行优化对航空事业的发展有着重要意义。不但可以提高工作人员的技术水平，还可以健全我国保养制度体系。因此，以下就是对我国民用航空发动机维护机制的优化进行的深入分析。
1 民用航空发动机需解决的维护机制问题
1.1 民用航空发动机维护保养机制不完善
我国民用航空发动机需解决的维护机制问题之一，就是民用航空发动机维护保养机制不健全[1]。主要体现在以下两个方面：一是沟通机制运行未得到完善，我国民用航空的沟通机制涉及到地勤人员、飞行人员、以及维修部门等岗位之间形成的沟通机制，并且就我国目前民用航空发动机的发展现状而言，保养机制的正常运行就会被影响，飞行员之间无法将发动机发生的问题及时地上报到维修人员处，更无法对其具体情况进行仔细的描述；二是维护保养制度过于片面，但维护保养制度对我国民用航空发动机的维护机制又具有很大的影响，尽管在民用航空发动机的维护机制中经常进行定期性的检查，但是由于片面的维护制度，维修人员的具体责任也无法进行明确，除此之外，由于维护保养制度不具有弹性，维修人员也无法进行有效的约束自制力，进而降低自身的工作积极性。
1.2 民用航空发动机的技术管理不到位
民用航空发动机维护机制最突出的问题是缺少相应的技术管理，在维护机制中，缺少相应的技术管理标准，没有明确规定应采用的维护技术。很多民用航空发动机的技术人员，技术水平相对较低，而且也没有实战经验，这就使得发动机的维修保养难度加大。在民用航空发动机的维护中，技术的支撑是其解决问题的重要保障[2]。虽然在民用航空发动机的维护管理中引进了一些技术，但从实际的运用效果来看，并没有起到有效的作用，这归结于民用航空发动机对相应的技术管理不到位造成的。
2 优化民用航空发动机维护机制的策略
2.1 构建有效的发动机维护保养机制
对于民用航空发动机的优化，一方面需要注重的是对维护机制的构建进行完善，在这一过程中，维修部门要加强与地勤、飞行等人员的沟通与联系，能够及时的发现发动机的问题。另一方面是发动机的保养，也是维护机制需重点关注的内容，不进行定期的保养，也会使得民用航空飞机出现运行的危险。所以，要对发动机进行定期的保养，定期的检查，完善民用航空发动机的维护保养机制。使得维修人员根据这一机制，开展有效的工作，提高自身的责任意识[3]。还能够根据这一机制进行合理的监管，更加强了民用航空发动的安全性能。
2.2 加强航空发动机的技术管理
在民用航空发动机维护机制的优化当中，技术的管理是其重要的内容，在发动机的维护中应创新发展一些新技术，为发动机的维护提供技术支持。这就需要相关的技术研发人员进行相应的技术研究，比如说新推出的发动机监控技术，这种技术实现了对发动机的的监控，以及发动机在运行过程中的监控[4]。对于发动机的维修人员，也应该进行相关的技术培训，提高其对于民用航空发动机维护机制的技术水平。更要加强对于技术的管理，通过技术的管理，制定相应的维护制度，相关的设备维护机制等等，在保障发动机应用维护机制的基础上，进行相关机制的保障。
3 结语
综上所述我们可以知道，优化我国民用航空发动机的维护机制可促进经济的快速发展，尽管我国的民用航空发动机的维护机制存在很多问题，如民用航空发动机维护保养机制不健全、民用航空发动机的技术管理不到位等，但只要可以完善有效的发动机维护保养机制、加强航空发动机的技术管理等，还是可以完善民用航空发动机的维护机制。既可以维护民用航空发动机的安全，又可以完善相关的共同机制，还可以提高飞机的飞行安全。
摘要： 为降低航空发动机轮盘的质量，提高发动机推质比，对发动机转子轮盘进行参数化结构优化设计.研究辐板不同高度处厚度与轮盘径向破裂裕度的关系，以简化轮盘辐板优化方法.以周向破裂转速裕度为约束条件，体积最小为优化目标函数，利用Isight软件和有限元数值模拟方法研究轮盘盘心优化方法，并通过算例计算验证其正确性.结果表明：在满足s束条件的基础上，轮盘体积减小8.66%，最大等效应力减少10.4%.该方法可为航空发动机轮盘轻量化开发提供参考.
关键词： 航空发动机； 轮盘； 辐板厚度； 破裂裕度； 破裂转速； 等效应力； 约束； 体积
0引言
轮盘是航空发动机重要的安全关键件之一，在高转速、高温度、高压力的恶劣条件下工作.轮盘的转速一般都达到每分钟数千转到数万转，负责固定叶片的轮盘除要承受自身的离心力外还要承受叶片的巨大离心载荷.由于叶片和轮盘的离心载荷很大，需要较大的盘心承受，所以轮盘设计得比较重.以高压涡轮为例，其单盘的质量能占到整个高压涡轮部件总质量的50%.由于涡轮盘质量巨大，其一旦破坏，产生的高能碎块是任何机匣都无法包容的，因此为保证涡轮盘的可靠性，其设计也不得不保守.随着优化技术的发展以及市场对产品效率的要求越来越高，对轮盘的轻质化设计需求也越强烈.早期国内有开展整体叶盘的设计研究[13]，随着焊接技术和材料研究的发展[45]，轻质化轮盘的优化方法又有双辐板轮盘设计的研究方向[69]，但国内实际工程应用，依然是单辐板为主要设计形式.榫槽形状的优化也是轮盘优化的一种有效途径[10].考虑到多辐板涡轮盘的加工制造存在较高的技术要求，基于国内现有的成熟加工能力，本文从工程应用的角度考虑，对分体盘盘体寻求一种简洁、高效的优化设计方法.
1轮盘结构优化设计思路
轮盘破裂对发动机的破坏程度极其严重，而且是非包容性的.为防止轮盘破裂，轮盘的优化设计以轮盘的破裂转速储备裕度为限制条件.对于高速旋转的轮盘而言，径向破裂裕度和周向破裂裕度是轮盘安全性的2个重要指标.
径向破裂裕度最薄弱的区域为辐板，因此当轮盘的径向破裂转速有一定的裕度时，可以适当减薄辐板位置的厚度，通过降低径向破裂转速的裕度达到减重的目的.根据周向破裂裕度的计算方法[1112]可知盘心和辐板为周向破裂裕度的计算区域，而盘心是承载周向载荷的重要区域，因此，对轮盘的优化考虑采取2步：第一步对辐板优化，第二步对盘心优化.
以轮盘的破裂裕度为约束条件，优化轮盘设计.破裂转速的计算方法采用常用的平均应力法和有限元方法.破裂转速储备裕度的计算公式[1112]为Mburst=mσUTSσAVGTan式中：m为材料利用系数；σUTS为平均工作温度下的材料强度极限；σAVGTan为平均周向应力或平均径向应力.
2轮盘辐板优化
2.1幅板各高度处厚度变化交互影响研究
辐板的径向载荷主要由喉部以上结构的离心力产生，辐板自重对辐板的径向载荷影响较小，假定辐板某个高度处的厚度只对此高度处的径向破裂储备有影响，由于厚度变化而导致的离心载荷变化可以忽略，辐板各高度处的厚度对其他高度处的平均径向应力的影响可以忽略不计，幅板各高度处厚度变化无交互影响.轮盘辐板的A～D位置见图1，通过HyperMesh的Morph功能，逐渐减少辐板高度A处的厚度，计算轮盘辐板B，C和D处的径向破裂裕度，见图2.从图2可以看出，轮盘高度A处的厚度变化对B，C，D处的径向破裂储备影响非常小，因此可以认为对于径向破裂裕度，幅板A高度处厚度变化对B，C，D高度处无交互影响.
2.2辐板厚度变化与径向破裂裕度的关系
在轮盘的辐板上选取不同高度为handle 1，handle 2，handle 3，handle 4，handle，5和handle6 等多处截面，见图3.以每个截面高度处的辐板厚度为参变量，计算每个截面高度不同厚度的径向破裂转速储备.以辐板厚度的减少量为横坐标，较蚱屏言6任纵坐标绘制曲线，可以得到各处辐板厚度减少值与对应高度的径向破裂裕度关系.进而拟合辐板优化的曲线见图4.
由图4可知，在辐板区域范围，对应高度处的厚度变化与径向破裂裕度近似成线性关系为f（x）=ax+b （1）在辐板喉部，厚度参数变化与径向破裂裕度的线性关系匹配度较高；在接近盘心的部位，厚度参数变化与径向破裂裕度的拟合曲线为多段折线线性关系，例如handle 7处的辐板优化拟合曲线不再是一条直线.然而，轮盘的最小径向破裂裕度发生的位置是辐板的喉部位置，这个位置的辐板厚度最小，因此轮盘辐板的优化可以采用线性公式.
2.3辐板优化算例
以某轮盘为算例，辐板优化步骤如下.
（1）基于HyperMesh网格模型，开展参数化建模.该方法在网格变化的同时，温度场随之变化，可减少温度场的反复迭代和反复分网过程.
（2）研究辐板厚度变化与径向破裂裕度的关系，获取优化拟合曲线.
（3）基于ANSYS环境进行有限元计算和后处理分析.
优化设计流程见图5.对轮盘原设计结构进行有限元建模，采用带中节点的四边形单元SOLID183.模型中的几何形状和载荷条件满足轴对称条件的位置采用轴对称单元，榫接位置采用带厚度的平面应力单元.边界条件约束辐板右侧，见图6.轮盘温度分布范围为450～500 ℃，呈径向梯度分布，见图7.转子叶片位置采用质量单元MASS21模拟叶片离心力.
轮盘的材料为FGH96合金[13]，密度ρ=8.32×103 kg/m3，泊松比为0.311.
在轮盘辐板不同高度位置，通过改变各位置的参数值，计算轮盘的各点平均径向应力与径向破裂裕度.根据辐板优化的拟合方程，获取各高度处a和b的值，见表1.
径向破裂储备目标设为1.4，通过辐板优化的拟合方程，可以获得辐板各高度处的可减少厚度值.优化后的辐板模型见图8.
优化后辐板的最大等效应力水平相当，应力分布趋势相似，见图9和10.轮盘辐板优化前后的计算结果见表2.
优化后的轮盘体积减少6.77%，径向破裂裕度由1.540减少到1.400，满足优化设计约束条件.优化后，轮盘的周向破裂裕度未明显变化，与原始模型的周向破裂裕度相当.
3轮盘盘心优化
轮盘盘心是轮盘周向破裂裕度影响的重要因素.盘心优化流程见图11.
以盘心不同高度位置的厚度为参数，建立有限元模型.通过试验设计方法确定参数取值和样本点，变化盘心的几何形状进行仿真计算.以盘心的体积为优化目标，以盘心的周向破裂裕度为约束条件；通过Isight软件中的优化算法分析计算结果，获取优化的参数值；最后以优化参数值建立模型，完成有限元求解，验证优化参数的正确性.
4盘心优化算例
在优化后辐板模型的基础上开展盘心优化，以盘心厚度为参变量，见图12.参数P1～P6变化范围为-5～+5 mm，以周向破裂裕度大于1.297为限制条件，以体积最小值为优化目标.
通过试验设计确定样本点的值，采用HyperMesh的Morph功能生成有限元模型，完成各样本的有限元计算.根据各样本点有限元计算结果，在Isight软件中获取输入变量与输出变量的相关性.各变量对破裂裕度和体积的影响分别见图13和14.由此可以看出：P3对优化目标体积和约束条件破裂裕度影响比重都较大.在要保证约束条件的情况下减小体积，需要选择对约束条件不敏感、对优化目标影响大的参数，进行较大调整.
为较精确地找到全局最优点，采用多岛遗传算法[1415].多岛遗传算法是在传统遗传算法的基础上，基于群体分组的并行性遗传算法.多岛遗传算法将整体种群划分为若干子群，并将子群隔绝于不同的“岛屿”上，各个子群独立地进化，而非全部种群采用相同的进化机制，并且各个“岛屿”间以一定的时间间隔进行“迁移”，使各个“岛屿”间进行信息交换.多岛遗传算法能够有效地提高运算速度，并且若干独立进化的子群可提高整个种群的遗传多样性，回避传统遗传算法的早熟现象，有利于找到全局最优解.
通过多岛遗传优化算法，获取各变量的取值，建立盘心优化后的有限元模型.原始模型与优化完成后的模型对比见图15.模型优化前、后的应力云图对比见图16～19，计算结见表3.与原始模型相比，优化后模型的最大等效应力减少.由图18和19可知，优化前后方案轮盘周向破裂最大应力均发生在盘心位置.由图19和表3可知，优化后的轮盘最大周向应力为1 040 MPa，增加0.7%，周向破裂裕度满足大于1.297的约束条件.优化后的轮盘质量减少8.66%，径向破裂裕度由1.540减少到1.400，周向破裂裕度由1.299减少到1.297，满足约束条件.
由表3可知，盘心优化后模型的径向破裂裕度与辐板优化后模型的结果相同，均为1.400，盘心的形状改变未影响轮盘的径向破裂裕度，因此轮盘分步骤开展优化工作可行并高效.
5结论
本文以轮盘为研究对象，以轮盘厚度为参变量、破裂裕度为优化限制条件、体积为优化目标，研究轮盘的优化设计方法，得到以下结论.
（1）对轮盘的优化可以采用辐板和盘心优化分步开展的方法，以减少优化参变量的个数和类型.本文仅选择厚度作为变量，优化方法高效、简单.
（2）幅板各高度处厚度变化对其他高度处的径向破裂裕度无明显交互影响.
（3）辐板的减重优化可按照线性拟合曲线，有利于简单、高效完成辐板优化设计，具有一定通用性.
（4）辐板厚度的变化对轮盘的周向破裂裕度无明显影响.
（5）盘心的优化设计并未影响轮盘承担径向破裂载荷的能力.
（6）在满足设计目标的基础上，经过参数化优化，轮盘体积减小8.66%，最大等效应力减少10.4%.
该优化方法对轮盘的结构设计具有借鉴意义.后续工作可以在优化后模型的基础上，使轮盘的轮廓过度点更加平滑，减少局部的应力集中，消除几何角点的高应力区域.
摘 要：航空发动机是一个国家工业发展水平的重要体现。对比于一般的机械加工制造，航空零部件对机械加工的精度要求更高，避免因加工质量缺陷而影响航空发动机的使用质量和使用寿命。在航空发动机机械零部件的加工中尤其是在对叶片进行加工时为避免加工工序出现偏差，需要对发动机叶片的加工工序进行严格的测算。文章在分析工时定额特性的基础上提出了基于SLFM神经网络模型的航空发动机叶片工时定额计算新方法，从而实现对于航空发动机叶片工时定额的快速估算.
关键词：工时定额；SLFM；特征参数；航空发动机叶片
前言
航空发动机叶片加工是航空发动机制造中的重点也是难点。为做好对于航空发动机叶片的加工制造，在航空企业生产制造中需要依照航空发动机叶片工时定额的精确计算来规划布控企业管理规划、生产调度、成本控制等多个环节。通过合理的调度规划实现航空发动机叶片加工环节、加工结构的优化，从而确保航空发动机叶片生产高效、稳定的进行。在现今的航空发动机叶片的加工制造过程中，大量的使用现今的五轴数控加工设备，做好航空发动机叶片工时定额的计算从而实现对于数控加工设备的合理调配是航空发动机叶片正常生产的重要保证。
1 航空发动机叶片工时定额现状分析
在国内传统的航空发动机叶片工时定额中主要采用的是人工查表法，此种方法既不科学也不效率，随着计算机技术和先进制造技术的不断引入，新的航空发动机叶片工时定额方法（如计算机查表法、数模分析法、神经网络法以及混合法）被逐渐的引入到航空发动机叶片工时定额中，在为航空发动机叶片工时定额带来方便、高效的同时也存在着一些不足，以计算机查表法为例，其需要将航空发动机叶片工时定额的相关数据存储在数据库中，数据存储的量大且维护较为繁复，影响计算机查表法的应用效果。数学模型法在应用的过程中对于数学模型的建立和应用要求较高，不利于航空发动机叶片工时定额工作的顺利进行。而在现今广为使用的BP网络模型，在航空发动机叶片工时定额的计算、规划过程中存在着网络性差、容易陷入局部最小的局限性。为规避上述航空发动机叶片工时定额方法中所存在的缺陷，通过对航空发动机叶片工时定额计算过程中各主要影响因素进行分析的基础上提出了基于SLFM神经网络模型的航空发动机叶片工时定额计算新思路，通过将各影响航空发动机叶片工时定额计算的特征参数作为模型的网络输入，通过与航空发动机叶片工件相似、相匹配零件进行对比规划构建航空发动机叶片工时定额计算网络模型，通过对网络模型的输入数据进行归一化处理，从而实现了对于航空发动机叶片工时定额的准确计算和划定，保障了航空发动机叶片生产的顺利进行。
2 航空发动机叶片工时定额计算方法与网络模型的建立
2.1 航空发动机叶片工时计算方法
航空发动机叶片在生产的过程中具有种类繁多、加工精度要求高等的特点。在航空发动机叶片加工过程中需要在分析航空发动机叶片毛坯料材料、毛坯料尺寸大小以及航空发动机叶片的结构、所采用的加工方式等的特征参数。在采用数控加工方式来对航空发动机叶片工进行加工的过程中，对于航空发动机叶片工的加工特性可以对其按照相似原则不同种类的航空发动机叶片进行规划分类，并对航空发动机叶片加工时的各种代表因素作为特征参数，并航空发动机叶片数控加工时叶片的特征信息与工时信息等进行规划分类，并对这些特征信息进行建模计算以对航空发动机叶片的数控加工工时进行计算。
在对航空发动机叶片工时进行计算时，在对同类航空发动机叶片各影响数控加工工时的各类特征参数进行提取筛选归纳分析，将这些归纳后的参数作为航空发动机叶片工时定额模型的输入，将同类航空发动机叶片的工时定额作为输出完成对于航空发动机叶片工时定额计算网络模型的建立。对于一种全新的航空发动机叶片进行工时定额计算时，首先对航空发动机叶片中的各类特征参数进行识别，而后从数据加工的数据库中选用相似零件集来作为航空发动机叶片工时定额模型的训练样本来对网络模型进行训练，最后根据匹配最相似的航空发动机叶片网络模型来计算航空发动机叶片的工时。
2.2 建立航空发动机叶片工时影响因素体系
在对航空发动机叶片进行工时计算的过程中，要选取影响零件工时的主要因素来作为相应的特征参数完成航空发动机叶片工时影响因素体系的建立。在对相应特征参数数据库的建立时应当根据现有典型航空发动机叶片的外形结构参数、加工工艺参数等，对影响航空发动机叶片工时的各种参数进行提取并综合归纳，从而对航空发动机叶片工时定额过程中的各类参数如航空发动机叶片的种类、航空发动机叶片的截面形状、航空发动机叶片的减震结构形状、尖部形状、航空发动机叶片根部形状、叶片尺寸、航空发动机叶片的材料种类、航空发动机叶片毛坯料形式以及所采用的数控加工设备等的各种特征信息进行提取归纳。在上述几种航空发动机叶片特征参数的基础上完成对于航空发动机叶片工时影响因素体系的建立。在上述的航空发动机叶片的特征参数中，航空发动机叶片的种类表示的是航空发动机叶片的分类特征，根据航空发动机叶片用途的不同，不同种类的航空发动机叶片在结构和功用上具有较大的差异。对于航空发动机叶片的截面形式的不同可以分为等截面、变截面以及根据坐标点所建立起来的航空发动机叶片空间曲面等，这一参数与航空发动机叶片加工的工艺性具有极大的差异性。航空发动机叶片的结构形状表示的是航空发动机叶片加工面的形状和复杂程度的特征。此外，航空发动机叶片的材料对航空发动机叶片的加工具有极强的影响。
2.3 做好航空发动机叶片相似零件的检索匹配
完成了对于航空发动机叶片各种特征因素的提取和归纳后通过对现有航空发动机叶片进行相似度匹配以确定航空发动机叶片的相似性，并在此基础上完成航空发动机叶片工时定额的计算制定。通常来说，对于同种类的航空发动机叶片具有相似的航空发动机叶片加工特性。因此，在对航空发动机叶片进行相似度检测时首先需要选取航空发动机叶片种类相同的典型叶片，而后通过对其他几种航空发动机叶片的特征因素进行匹配，并完成两航空发动机叶片之间的相似度计算，得出两航空发动机叶片之间的相似度值，将相似度值按照降序进行排列。在相似度值的选取中需要设定一个阀值，小于这一阀值的航空发动机叶片相似度值将予以剔除，同时需要对航空发动机叶片的相似数据库进行充分的建立。
2.4 航空发动机叶片工时定额网络结构与精度分析
完成对于航空发动机叶片特征库建立的基础上，通过将航空发动机叶片中的各种特征参数变量输入到网络模型中得出所计算的航空发动机叶片工时定额，而后将这一航空发动机叶片工时定额值与BP网络模型进行相应的对比以验证航空发动机叶片工时定额的网络精度，从而对航空发动机叶片工时定额的结果进行优化。
3 结束语
航空发动机叶片工时定额是航空发动机叶片加工过程中的重点也是难点。本文在分析航空发动机叶片工时定额特点的基础上提出了基于SLFM模型的航空发动机叶片工时定额新方法，并与BP网络进行了对比验证以确定了此种航空发动机叶片工时定额方法的准确性。
摘 要：该文将根据运输类飞机适航标准介绍有关增压舱安全防护的适航条款，分别对增压舱结构防护、增压舱系统安全和增压舱释压的适航要求进行分析；然后再对美国联邦航空管理局颁布的有关非包容转子和增压舱咨询通告进行分析。
关键词：航空发动机 飞机增压舱 安全防护
1 增压舱结构防护的适航要求分析
非包容转子爆破飞出的部分碎片会击中飞机增压舱，良好的增压舱结构能后抵挡一些能量小的碎片。适航审定中对转子非包容性的关注要素应包括：飞机关键部件和系统的布局，处于转子碎片影响区域内的关键部件和系统的防护、隔离和备份，以及对转子碎片影响安全分析。因此，对增压舱结构防护的适航条款进行分析。
1.1 条款内容
（1）CCAR25.365（e）：增压舱内部和外部的任何结构、组件或零件，如因其破坏而可能妨碍继续安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突降：发动机碎裂后发动机的一部分穿透了增压舱[1]。
（2）CCAR571（e）损伤容限（离散源）评定，在下列任一原因很可能造成结构损伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行。①受到1.80 kg（4 磅）重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面VC 或2 450 m（8 000英尺）0.85VC，两者中的较严重者；②风扇叶片的非包容性撞击；③发动机的非包容性破坏；④高能旋转机械的非包容性破坏[1]。
（3）CCAR25.903（d）（1）：涡轮发动机的安装对于涡轮发动机的安装有下列规定：必须采取设计预防措施，能在一旦发动机转子损坏或发动机内起火烧穿发动机机匣时，对飞机的危害减至最小[1]。
1.2 条款的技术解释
（1）CCAR25.365（e）条款：该条款规定了在飞机增压舱发生突然释压时，增压舱的隔框、隔板或者地板等结构必须能够经受住由于压力突然下降而产生的载荷。民用飞机的增压过程比较缓慢，并且地板、隔板之间是相同的，各个隔舱之间没有压差，增压舱内部的结构不受压差载荷，只有外壁承受压差载荷。如果增压舱发生破损，则各个隔舱将会由于突然释压而产生压力差，这种压力差可能会破坏机身结构，进而影响飞行安全。
（2）CCAR571（e）条款：该条款通过（a）4lb鸟的撞击，（b）风扇叶片的非包容性破坏，（c）发动机的非包容性破坏，（d）高速旋转机械的非包容性破坏，对以上4种外来物的撞击进行评定，能够使飞机受上述4种损伤的状态下完成此次飞行。
（3）CCAR25.903（d）条款：该条款是要求飞C结构设计必须采用必要的预防措施，来防止因为非包容的转子失效等引起的危害，并对所有的区域进行保护。其目的是要求采用必要的预防措施，以确保动力装置安装的各部件功能安全正常。
2 增压舱设备系统的适航要求分析
非包容转子碎片飞出后有可能还会击中一些安装在增压舱内部的一些关键系统部件，如液压系统、飞机操控系统，这些系统的安全也直接影响着飞机的安全飞行。因此，对增压舱系统安全的适航条款进行分析。
2.1 条款内容
（1）CCAR25.1309（a）凡航空器适航标准对其功能有要求的设备、系统及安装，其设计必须保证在各种可预期的运行条件下能完成预定功能[1]。
（2）CCAR25.1309（b）飞机系统与有关部件的设计，在单独考虑以及与其他系统一同考虑的情况下，必须符合下列规定：
①发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效状态的概率为极不可能；
②发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其他失效状态的概率为不可能[1]。
（3）CCAR25.1309 （d）必须通过分析，必要时通过适当的地面、飞行或模拟器试验，来表明符合本条（b）的规定。这种分析必须考虑下列情况：
①可能的失效模式，包括外界原因造成的故障和损坏；
②多重失效和失效未被检测出的概率；
③在各个飞行阶段和各种运行条件下，对飞机和乘员造成的后果；
④对机组的警告信号，所需的纠正动作，以及对故障的检测能力。
2.2 条款的技术解释
（1）25.1309（a）中的“各种可预期的运行条件”是指飞机可预期的所有运行条件，例如：高度条件、环境温度条件、飞行包线以及各种气象条件等。
（2）CCAR25.1309（b）是根据各种失效状态概率以及严重性之间存在合理而可接受的反比关系提出的总的要求。FAA提出飞机系统及相关部件的设计，在考虑单独设计及与其他系统相关联设计时，必须满足以下规定：
①每种灾难性失效状态不可且不能由单个失效导致；
②每种危险性失效状态是极其微小的；
③重大性的失效状态是绝对不可能发生的。
（3）25.1309（d）规定在使用分析方法时，应采用适当的飞行、模拟器或地面试验验证各种失效状态概率以及严重性之间存在合理而可接受的反比关系。若是灾难性失效状态无需试验来验证。该条款是为了保障有序且充分地对可见失效或其他事件对安全性的影响而提出的。
3 增压舱释压的适航要求分析
非包容转子碎片击破飞机蒙皮结构后，增压舱则会发生快速释压现象。飞机释压导致客舱内空气不足而威胁飞行人员的生理健康，因此，对有关增压舱释压方面的适航条款进行分析。
3.1 条款内容
CCAR25.841（a） 载人增压舱和隔舱必须有装备为飞机在最大使用高度的正常运行条件下保持不超过8 000英尺的座舱压力高度。
如申请25 000英尺以上的运行合格审定，飞机的设计必须使得在增压系统发生任何可能的失效情况后，乘员不会暴露于超过15 000英尺的座舱压力高度。
CCAR25.841（2）：飞机必须设计成在发生任何未经表明是极不可能的失效情况而导致释压后不会使乘员经受超出下列座舱压力高度：
（1） 7 620 m（25 000 英尺），超过2min；或
（2） 12 192 m（40 000 英尺），任何时段。
CCAR25.841（a）（3）：在评估座舱释压情况时应考虑机身结构、发动机和系统的失效[1]。
3.2 条款的技术解释
CCAR25.841（a）（2）：人可以承受的最大大气压力极限为海拔高度4 500 m，若在一定时间内，人所承受的压力超过该海拔高度，这会对人生理上造成伤害，甚至会出现生命危险。因此，本条（a）款要求飞机在正常运行时，增压座舱压力高度不应高于7 620 m超过2 min，或者任何时段座舱压力高度都不能超过12 192 m。（a）（2）中要求在所有能够引起增压客舱释压的故障中，对故障发生概率在1×10-9以上的情况进行释压分析，故障包括发动机非包容转子爆破、轮胎爆裂等。在应急下降分析时，不仅要考虑动力损失，还要考虑发动机损坏造成的其他影响，如供气量减少和发动机液压动力的丢失。
4 有关非包容转子和增压舱的咨询通告的分析
由于非包容转子爆破的事故原因很多，所以对所有失效的可能的预防很难，同时也很难对所有的区域进行防护。适航规章33部中33.75b中要求不能出现转子爆破碎片击穿机匣的事故，但由于当前制造和材料本身等原因，以及发动机转子叶片长期在恶劣环境下工作，使得发动机叶片断裂和老化问题不可避免。法规中规定，必须采取设计预防措施，使得非包容爆破事故对飞机的危害降至最低[2]。但飞机的结构非常复杂且部件较多，因此适航规章中要求对飞机的重要部件要进行隔离、防护或者备份处理。
咨询通告AC20-128A对于小碎片的要求：小碎片的尺寸大小为转子叶片末端的一半[2]。根据维修经验，只有少数的非包容小碎片能够击穿增压舱蒙皮，大多数小碎片都不能穿透增压舱。对要防护的部件和系统，首先要对小碎片能够影响的区域进行安全性分析，根据分析的结果进行相应的防护。
AC20-128A中对增压舱的要求：对于申请需要在41 000英尺以上高空飞行的飞机，发动机应布置在增压舱不会受到非包容性碎片影响的位置。或者能够表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速泄压率和相关舱的压力泄漏率能够满足紧急降落，其间不能让机组人员和乘客失去工作能力，机组人员启动紧急降落系统的反应时间为17 s。
咨询通告AC25-20中要求[3]：发动机转子爆破、发动机风扇失效爆裂、非包容发动机叶片失效等离散源对压力容器（增压座舱）的损伤，应通过分析证明对增压的影响。基于使用经验，应考虑发动机在巡航高度推力完全丧失下，飞机的释压相关情况。
咨询通告AC25-20在释压后应急下降中指出[3]：飞机增压客舱开始释压和飞机开始应急下降之间有一段机组人员的反应时间，该反应时间主要分为机组人员意识到释压时间和氧气面罩插管的时间。根据飞机机组人员在应急状态下的模拟时间的平均值为17 s，这17 s时间代表了75%的机组人员反应时间；而飞机在安装面罩的5 s内开始应急下降。也就是说，飞机从释压起到飞机开始应急下降的时间需要22 s。
5 结语
通过分析适航条款和相关咨询通告，结果如下：
（1）对于申请需要在41 000英尺以上高空飞行的飞机，发动机应布置在增压舱不会受到非包容性碎片影响的位置。或者能够表明，由碎片造成最大洞口尺寸所造成的快速释压率和相关舱的压力释压率能够满足紧急降落，其间不能让机组人员和乘客失去工作能力。
（2）CCAR25.841中要求w机释压后，座舱压力高度大于7 620 m时不能超过2 min。
（3）飞行驾驶人员的反应时间分为：17 s的机组人员意识到释压时间和5 s的氧气面罩插管的时间，即飞机从释压开始到飞机正式应急下降的时间需要22 s的反应时间。
