航空发动机附件传动系统研究

民航发动机机构与系统

第一章绪论 1. 简述航空发动机研究和发展工作的特点。技术难度大、周期长、费用高 2. 简述航空燃气涡轮发动机的基本类型及其特点。（1）涡喷推力大、重量轻、能适应高速高空飞行的优点，能实现超音速飞行。能量损失大、耗油率高。（2）涡桨动力来源大部分是螺旋桨产生的拉力，小部分是尾喷管产生的推力。排气能量损失小，推进效率高，耗油率低。飞行速度受限制,适于中低速飞行。主要用于支线客机。（3）涡扇耗油率低、起飞推力大、噪音低、迎风面积大。分为内外涵道，适用于较高的飞行速度，且在很广的飞行速度范围内，都能满足推力和经济性的要求。尾喷管和风扇提供推力。（4）涡轴主要用于直升机。工作和构造上基本同于涡桨，但尾喷管速度较低，不产生推力。（5）螺桨特点是兼有涡扇与涡桨发动机两者的优点，即比涡扇发动机省油，经济性接近涡桨发动机的水平，又可以接近涡扇发动机的飞行M数巡航。振动噪音大。第三章二、简答题 1. 简述涡喷发动机五大部件的功用。进气道以最小的流动损失引进空气，并降低流速，提高压力。压气机压缩空气，为燃烧室提供高压空气，提高效率。燃烧室组织燃烧，将化学能转化为热能，形成高温高压空气，为涡轮和喷管中膨胀创造条件。涡轮将燃烧室输出的高温高压燃气的大部分能量转化为机械功，使涡轮高速旋转并输出功。尾喷管使燃气膨胀加速提高燃气速度，产生推力；通过反推装置产生反推力；降低噪音；调整发动机工作状态。 2. 为什么要对发动机转子轴向力减荷？经常采用的转子轴向力减荷措施有哪些？作用于压气机和涡轮转子的轴向力很大若单独通通过滚珠轴承承受负荷，则需要滚珠轴承数目多，并且结构上难以实现，所以必须采取措施减小转子轴向力。措施：（1）将压气机转子与涡轮转子做成刚性连接或用可传递轴向力的联轴器连接。（2）在轴流式压气机最末级轮盘的后方采用封气装置限制高压气流入盘后空腔，并将此腔通过机匣上的定径空与大气相同。（3）将压气机后级或出口级的高压气体引到压气机转子第一级轮盘前腔，使作用于第一级轮盘前端面上的向后的气体压力增大，从而减小转子上向前的轴向力。 3. 何为发动机转子支承方案？转子支承方案的表示方法有哪些？在发动机中转子采用几个支撑结构，安排在何处，称为转子支撑方案。 4. 在转子支承方案中，止推支点在转子中的位置安排一般有哪些考虑？ 5. 写出图3.12和图3-15转子支承方案的代号，并比较二者的特点。 6. 图3.51给出了RB211涡轮风扇发动机的转子与承力系统，分析该发动机的承力系统包括了哪几种承力框架？并在图上标出。第四章一、填空题

航空发动机基础研究专业说明

航空发动机基础研究专业说明本次调研针对航空发动机7个基础研究专业开展，包括系统与总体、气动燃烧与传热、结构强度与振动、试验与测试、控制系统与成附件、材料、制造与工艺等。一、系统与总体包括航空发动机、辅助动力、燃气轮机和直升机传动系统的综合设计、飞发一体化、总体性能、系统集成以及信息化等技术领域（具体包括需求分析、技术经济性设计、技术状态管理、整机匹配设计、热力循环设计、隐身设计、仿真技术、机械系统设计、整机热管理和信息化技术等）。二、气动燃烧与传热包括航空发动机、辅助动力及燃气轮机相关产品中部件/系统相关的气动、燃烧与传热、噪音等领域（具体包括气动热力性能设计、通流及匹配设计、气动弹性与稳定性设计、气热固耦合设计与分析、供油/雾化/掺混及点火设计、空气系统设计、冷却设计及热分析技术、热防护设计和防冰系统设计等）。三、结构强度与振动包括航空发动机、辅助动力、燃气轮机和直升机传动系统的总体、系统和部件相关的结构设计、强度与寿命、振动控制、适航、可靠性等领域（具体包括总体结构布局与匹配设计技术、承力系统设计技术、重量分配与控制技术、结构变形协调与控制技术、外部结构设计技术、振动设计与抑制技术等）。四、试验与测试包括航空发动机、辅助动力、燃气轮机和直升机传动系统的整机、系统和部件相关的试验、测试及试验设施设备等领域（具体包括整机/核心机地面试验技术、高空模拟试验技术、强度试验技术、部件试验技术、内流换热试验技术、控制系统试验技术、机械系统试验技术、直升机传动系统试验技术、动力装置试飞技术、特种及环境试验技术、测试传感器技术、试验试飞测试技术、故障诊断与预测技术、数据采集及处理技术等）。

航空发动机附件机匣结构设计及齿轮强度分析

航空发动机附件机匣结构设计及齿轮强度分析郭梅;邢彬;史妍妍【摘要】以适应某型航空发动机功能要求设计的附件机匣为研究对象，将国内外先进设计理念融入结构设计和强度分析中。采用高可靠性结构设计方法进行齿轮、轴承等重要传动部件设计；分析了齿轮疲劳强度，考虑了壳体、轴的实际刚度对齿轮疲劳强度的影响，使分析结果更接近真实情况。该附件机匣随发动机累计试车超过300h仍工作状态良好，表明其结构设计合理，能够满足发动机附件传动功能要求。%To meet the function requirement for an aeroengine, the structural design and strength analysis of accessory gearbox system were carried through the domestic and international advanced design theory. The important transmission parts including the gear and bearing were designed by the high reliability structure design method. The gear tooth fatigue strength was analyzed detailedly and the effect of the real stiffness of case and shaft on the gear fatigue strength was considered, and the result was close to the reality, The system work well after more than 300 hours engine test. The results indicate that the accessory gearbox has reasonable structure design and meet the transmission functions. 【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2012(038)003 【总页数】3页(P9-11) 【关键词】附件机匣;齿轮;轴承;疲劳强度;航空发动机

航空发动机控制系统设计与仿真研究

航空发动机控制系统设计与仿真研究随着全球航空业的快速发展，航空发动机作为飞机最重要的部件之一也经历了巨大的进步和变革。现代航空发动机不仅在效率、可靠性和安全性方面有所提升，而且在控制系统的设计和仿真研究方面也取得了很大的成果。在本文中，我们将探讨航空发动机控制系统的设计和仿真研究。一、航空发动机控制系统概述航空发动机控制系统包括多个模块，例如油液系统、点火系统、电子控制单元(ECU)等。这些模块的作用是协同工作，确保发动机正常稳定地运转。其中，ECU是发动机控制系统的核心模块，它根据传感器获取的参数（如温度、压力、转速等）以及各种输入信号，计算出需要执行的操作指令，并控制相应的执行机构执行操作。二、航空发动机控制系统设计 1.信号采集和处理为了准确地控制航空发动机，ECU必须能够准确地掌握发动机的运转状况。因此，ECU需要安装多个传感器，能够采集发动机的转速、温度、压力、电压等数据。传感器采集到的信号需要经过滤波和放大等处理，才能够被ECU正确地读取和分析。

2.控制算法 ECU需要根据传感器采集到的数据执行相应的控制算法。目前，常用的控制算法有PID调节技术、模糊控制技术、神经网络控制技术等。PID调节技术是一种经典的控制算法，它通过比较反馈信号和置信信号的差异，来调整执行机构的输出值。模糊控制技术则是一种能够在复杂不确定性环境中进行有效控制的算法。神经网络控制技术则是一种利用人工神经网络对系统进行建模并实现控制的技术。 3.执行机构 ECU需要控制多个执行机构，例如电喷、点火器、油泵等。这些执行机构需要根据ECU的指令执行相应的动作，从而调整航空发动机的运转状况。三、航空发动机控制系统仿真研究 1.仿真模型建立为了更好地研究航空发动机控制系统，我们可以使用仿真技术来建立航空发动机控制系统的仿真模型。仿真模型可以模拟航空发动机的运转状况，并用于测试和验证控制算法的有效性。在建立仿真模型时，我们需要考虑发动机的各种参数，例如发动机的转速、油温、水温、燃油压力等。 2.仿真结果分析

航空发动机总体结构和工作系统探析

航空发动机总体结构和工作系统探析摘要：本文重点分析了发动机的转子结构，并对转子支承方案、支承结构和承力系统，以及相关的辅助系统和各部件之间的协调关系进行分析。然后对其他工作系统进行简析，如滑油系统、燃油系统、除冰系统等进行简介。关键词：发动机转子结构；转子支承方案涡喷和涡扇发动机的总体结构方案，要受到循环参数、气动参数和结构参数的影响。例如发动机的推力与尺寸，涵道比及排气方式，总增压比与涡轮压气机转子的数目，涡轮前燃气温度及气冷式涡轮级数，燃烧室类型与排气污染限制，内外涵之间的气动联系和机械联系等。 1 转子 1.1转子结构 ①转子系统航空发动机转子是指叶片、盘、轴及其连接结构组成的轴系，一般是由多个零部件组装而成。转子系统是指转子及其支承结构组成的系统，其功能是承载高速旋转所产生的各种负荷。 ②转子数目现代航空发动机的最大特征是采用双转子压气机和涡轮。发动机轴的数目，在很大程度上取决于压气机的增压比。对于军用飞机（如歼击机和强击机）所需的发动机迎面推力大，宜选用相对不高的增压比。而对于远程运输机和民航客机上的发动机，则要求耗油率小，发动机的增压比就要提高。所以，在一般倾向于采用高增压比发动机的情况下，所采用的增压比范围较宽。

单转子涡喷发动机结构简单，支承数目少，重量轻。但是这种方案稳定工作范围较窄，只适用于增压比相对不高的发动机。这种发动机的压气机须采用放气或可调静子叶片，以保证在不同使用状态下的稳定工作。双转子和三转子方案适用于压气机增压比高的发动机，其中双转子方案用得最广。这种方案由于每个转子的转速都可接近其的最佳值，压气机的级增压比和效率也可随之提高，因而级数有所减少。双转子发动机方案很适合涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机，因为外涵风扇的直径与内涵压气机的不同，它们需要不同的转速，而且取决于涵道比、风扇与压气机的直径差、以及不同组合的风扇级数与压气机级数。在三转子方案的涡扇发动机中，其风扇、中压压气机和高压压气机分别由 3 个涡轮驱动，它们彼此独立，只有气动联系。这种方案的发动机，它的每个涡轮压气机部分的参数都可接近最佳值，因而级数少且级效率比较高。高增压比发动机采用三转子压气机方案，其气动稳定性较好，工作范围宽。但是，这种型式的发动机结构复杂，主要是英国罗罗公司应用。 ③转子连接形式在航空发动机的转子系统中，转轴一般是由多段通过连接结构组合而成，在连接结构设计中，不仅需要满足传递扭矩和传递轴向负荷的需要，在动力学设计方面还要求连接结构具有足够的连接刚性和稳定性。 1.2支承方案转子支承方案是根据转子系统的结构设计方案和总体结构布局，确定各转子轴承的分布和位置。它对整机结构变形、动力特性和结构质量分布具有重大影响。 1.3静子承力系统航空发动机静子承力系统是由多个承力框架和承力机匣连接而成的结构组件，用于承受和传递作用在结构单元上的载荷，是由各轴承座到发动机安装节之间的承力结构的统称，包括承力框架和承力机匣。在承力系统上支承有转子系统、发动机与飞机的连接结构，以及运输用固定节和传动附件机匣等。 1.4二次空气系统

航空发动机结构完整性研究进展

航空发动机结构完整性研究进展摘要：航空发动机的结构完整性是至关重要的，它不仅涉及到其自身的功能、强度、刚度、振动、疲劳、蠕变、寿命、损伤容限以及可靠性，而且还必须确保飞行器的安全、稳定以及持续的运行。本文旨在深入探讨国际上有关航空发动机结构完整性的最新研究进展与成果，特别是美国《发动机结构完整性大纲》以及其他有关研究计划的历史演变，并对当前国内航空发动机结构完整性的研究现状与未来发展提出建议。关键词：航空航天；发动机结构；完整性引言：航空发动机是一个极其复杂的动力机械系统，它需要承受极端的气动、热、机械载荷，并且需要能够持续运行，以确保飞行器的安全、可靠、可操控，进而保证任务的顺利执行。它的运行需要极大的耐受能力。为了实现现代化高性能飞行器，航空发动机结构必须具备良好的完整性，以确保其具有良好的使用功能、有效的工作效率、可靠的运行状态以及可持续的维护，从而达到最大限度地减少全寿命周期成本。 1.航空发动机结构完整性的内涵及意义航空发动机的结构完整性，也被称为结构强度，是一个复杂的概念，它包含了多种因素，如功能、强度、刚度、变形、振动、疲劳、蠕变、损伤容限、寿命以及结构的可靠性。这些因素之间存在着复杂的联系，既影响着气动热力学的特征，也影响着结构材料的选择和制造工艺。20世纪六十年代末，美国首次提出了关于飞行器结构完整性的理论。20世纪60年代末，F100发动机以其出色的性能和卓越的技术，成功地打破了众多竞争对手的垄断，只需五年的时间，便可以顺利完成1973年的试飞任务【1】。但美国空军材料实验室的数据显示，从1963年到1978年，3828次飞行事故中，43%的原因源自于发动机，其中包括四十七个涡轮转子叶片和导向叶片的损坏，60个主燃油泵的故障，10个加力泵轴承的故障，8个四号轴承的故障，还有120多个其它的问题，R而这些事件的主要原因则是结构的不完善。多次失误导致的严重后果，使美国军队深受教训，因此，1980年

飞机动力系统的研究与发展趋势

飞机动力系统的研究与发展趋势近年来，随着全球化的加深，国际交流日益频繁，飞机行业的发展也愈加迅猛。在飞机的诸多关键系统中，动力系统的研究和发展牵动着整个行业的发展。今天，我们就来探究一下，飞机动力系统的研究与发展趋势。一、航空发动机技术的发展航空发动机是飞机动力系统的核心，也是整个飞机动力系统研究的重点。在航空发动机方面，目前国际上广泛应用的两大发动机类型是涡轮喷气发动机和涡扇发动机。涡轮喷气发动机是最早问世的喷气发动机，且成本较低，效率也不错。但是，由于它的构造简单，燃烧室中的燃烧不完全，排放的废气浓度高，因此能源利用率较低。而涡扇发动机是当代常见的喷气发动机。它通过推进气流以达到提高推力、降低噪音等效果。与传统的涡轮喷气发动机相比，涡扇发动机的气流比率更高，功率密度更大，同时排放也更为环保。

如今，随着科技的不断进步，航空发动机技术也在不断地更新换代。未来，随着电力赋能技术的广泛应用，电力融合动力技术可能会开始在航空领域中得到更广泛的应用，并且会对涡扇发动机和涡轮喷气发动机等传统动力系统产生巨大的冲击。二、航空发动机节能和增容的探究随着全球能源危机的威胁日益突出，节能环保逐渐成为全球共同关注的问题。在飞机动力系统方面，也是如此。航空发动机的最大燃油效率被认为是不可更改的，但是，通过改进发动机的设计，可以提高飞机整体燃油效率。为了提高航空发动机的效率，研究人员开始关注发动机内部的一些小细节，例如燃料喷射、喷咀精度、散热量等。此外，减少飞机的重量也是一个重要的方向。通过使用轻量化的材料，例如一些金属材料和碳纤维材料，可以有效地降低飞机的总体重量，从而提高飞机的燃油效率。在增容方面，为了增加实现飞机的超音速速度，航空发动机的推力也有了很大的提升。通过使用涡扇发动机和后推比更高的涡

航空发动机传动系统设计优化

航空发动机传动系统设计优化随着航空业的快速发展，航空发动机传动系统的设计优化也变得越发重要。传动系统是指将航空发动机所产生的能量传递到飞机的推进器上，从而实现飞机飞行的过程。在传动系统设计优化过程中，需要考虑多方面的因素，包括可靠性、效率、重量、成本等。接下来，本文将详细介绍航空发动机传动系统设计优化的相关内容。一、传动系统的组成在介绍传动系统的设计优化之前，我们需要了解传动系统的基本组成。传动系统通常由以下几部分组成： 1. 发动机轴：用于连接发动机和传动系统，将能量传递至传动系统。 2. 聚合器：用于将来自多个推进器的能量合并，传递至传动系统中的转子。 3. 转子：传动系统的关键组件，将能量转换为机械功，并将其传输至推进器。 4. 推进器：用于将推进力传递至飞机。二、优化传动系统设计的目标在优化传动系统的设计时，需要考虑以下几个方面的因素： 1. 可靠性。传动系统的可靠性是至关重要的，一旦发生失效或损坏，可能会导致灾难性后果。 2. 效率。传动系统的效率越高，能量损失就越小，这也能够提高飞机的飞行性能。 3. 重量。传动系统的重量越轻，飞机的负载就越小，从而提高了整体的飞行效率。

4. 成本。传动系统的制造和维护成本越低，对于提高航空公司的经济效益也更有帮助。三、优化传动系统设计的方法 1. 材料优化。传动系统各个组件所选择的材料也会影响其可靠性、效率、重量和成本等方面的表现。根据材料的特性和应用范围，选择适合的材料对于传动系统的设计具有重要意义。 2. 结构优化。采用卓越的结构设计，可以更好地实现传动系统的功能。例如，对于传动系统中的轴和轮毂等组件可以采用轻量化结构，并采用坚固的连接方式，从而减轻整机重量并提高传动系统的可靠性。 3. 技术优化。技术的发展也为传动系统的设计和制造提供了更多的选择和可能性。例如，采用智能化的传动系统控制模块，可以最大限度地提高传动系统的效率和可靠性。四、应用案例目前，航空公司和航空发动机制造商已经启动了一系列关于传动系统设计优化的项目。典型案例包括： 1. 波音公司的现代推进系统(MPS)：该系统控制了推进器的旋转速度和向心力，从而提高了传动系统的效率和可靠性，并降低了维护成本。 2. 洛克希德马丁公司的垂直升降机传动系统：该系统采用了轮式式结构，通过电机控制轮毂的旋转，从而完成垂直起降过程。 3. 美国豪斯公司的液力传动系统：液力传动系统能够实现高速传动和高效能的变速。它可用于海上风电、火电机组、重型机械等领域。

航空发动机传动系统强度性能的研究

航空发动机传动系统强度性能的研究航空发动机是现代航空技术中不可或缺的部分，它的性能直接关系到飞机的安全和运行效率。航空发动机传动系统是航空发动机的重要组成部分之一，其强度性能的研究对于提高整个发动机的性能和可靠性意义重大。本文将分析航空发动机传动系统强度性能的研究现状和未来发展方向。一、传动系统的定义和结构传动系统指的是传递机械能或信号的系统，是航空发动机中转动部分与不转动部分之间的联系和媒介，承载着整个动力系统的转矩、转速和功率输出等参数。传动系统主要由轮毂、传动轴、减速箱、拖动装置等部件组成，其中轮毂为发动机提供旋转动力，传动轴和减速箱将旋转力量传递到发动机内部，拖动装置则为外部提供反向动力。二、传动系统强度性能测试方法传动系统的强度性能测试是指通过试验手段对传动系统的可靠性和强度进行检测，以验证其是否可以满足设计要求。常用的测试方法包括静态载荷试验、动态载荷试验、振动试验、最大转矩试验等。静态载荷试验是指在试验中应用静止载荷，推测传动系统受力情况和材料强度。

动态载荷试验是指在试验中施加动态载荷来研究传输系统的强度性能。最大转矩试验是指在试验中涉及传动系统的最大转矩、负载扭矩和应力情况。三、传动系统强度性能的研究现状目前，国内外研究者在传动系统强度性能方面已经取得了一定的研究进展，以下是几个方面的示例： 1、理论分析传动系统的强度往往需要依靠理论推导获取解决方案。研究人员通过微分方程、传递矩阵、有限元法等数值分析方法建立数学模型及模拟试验，以分析传动系统的强度决策。 2、试验研究试验研究是确定传动系统强度和可靠性的基础，目前国内外很多制造商都通过试验组仪器，利用试验仪器进行传动系统的线性转矩测试、弯曲载荷测试以及驱动较长时间以进行阻尼系数测试。 3、先进材料钢、铜、铝和镍基合金等金属材料在传动系统中应用广泛。但随着科学技术的发展，具有更好性能/质量比的高级机械材料，特别是碳纤维增强聚合物（CFRP）和复合材料，正被用于传动系统的领域。

航空发动机传动系统故障分析研究

航空发动机传动系统故障分析研究航空发动机是一架飞机最为关键的部件之一，而传动系统则更是发动机正常运转所必需的部件。传动系统故障往往会导致整个飞机的运行异常，因此需要对其进行深入研究和分析。一、航空发动机传动系统的构成和作用航空发动机传动系统由多个部分构成，包括转子、传动轴、减速器、齿轮、轴承、润滑油等。它们的作用是将发动机的旋转动力传递给飞机的推进器，保证飞机的正常起飞、飞行和着陆。二、航空发动机传动系统故障的分类和原因航空发动机传动系统故障的分类可以分为机械故障和电气故障两类。机械故障主要包括轴承损坏、齿轮断裂、传动轴弯曲等，而电气故障则包括电机损坏、电磁阀失效等。引起这些故障的原因也多种多样。在机械故障方面，常见原因包括材料缺陷、制造质量不良、使用年限过长等。在电气故障方面，常见原因包括电子元件老化、线路故障、供电异常等。三、航空发动机传动系统故障的影响和检测方法航空发动机传动系统故障的影响是非常严重的，会导致发动机无力或无法正常转动，进而影响飞机的飞行安全。因此，对其进行定期的检测和维护是非常重要的。

检测航空发动机传动系统故障的方法主要有两种：一种是使用检测仪器，可以通过传感器检测到传动轴和轴承的振动、温度等数据，判断系统的运行状况；另一种是进行目视检查和听觉检测，例如观察齿轮和轴承的外观，同时听取传动系统是否发出异常的噪音。四、航空发动机传动系统故障的防范措施为了尽可能地防范航空发动机传动系统的故障，需要采取以下措施： 1、推广先进的材料和制造工艺，提升传动系统的质量和寿命； 2、加强传动系统的保养和维护，定期更换润滑油和检查零部件磨损情况； 3、对传动系统进行定期检测，确保其正常运行状态； 4、对传动系统进行结构优化和功能扩展，改善其适应性和故障容错能力。五、结论航空发动机传动系统是航空发动机的重要组成部分，其质量和运行状况直接影响飞机的安全性和性能。因此，对航空发动机传动系统进行分析和研究，确保其正常运行和检修维护，是确保航空安全的重要保障。

航空发动机传动系统设计与优化

航空发动机传动系统设计与优化航空发动机传动系统是航空发动机中至关重要的组成部分，其设计和优化对飞机的性能和可靠性有着重要的影响。本文将探讨航空发动机传动系统设计的关键要素，并介绍传动系统的优化方法，以提高飞机的效率和可靠性。航空发动机传动系统设计的关键要素包括传动比、转速、传动装置类型以及材料选择等。传动比是指发动机输出轴和飞机动力装置之间的转速比，它的选择要根据飞机的性能要求和发动机特性进行权衡。较高的传动比可以提高飞机的速度和爬升性能，但也会增加重量和复杂度，同时对传动系统的可靠性和维修性提出更高的要求。因此，在设计航空发动机传动系统时，需要综合考虑飞机的性能、可靠性和维修性等多个因素。转速是航空发动机传动系统设计中另一个重要的要素。发动机的转速范围决定了传动系统的设计和选用的传动装置类型。通常情况下，航空发动机的转速范围较大，因此需要选用可以适应大范围转速变化的传动装置，如齿轮传动或液力传动。齿轮传动具有较高的传动效率和可靠性，但噪音和振动较大，同时需要进行定期的润滑和维护。液力传动则具有较好的减振效果和传动效率，但较大的体积和质量限制了其应用范围。因此，在选择传动装置类型时，需根据转速要求、空间限制和性能要求等因素进行综合考虑。航空发动机传动系统的材料选择也是设计的重要考虑因素之一。由于航空发动机传动系统工作环境恶劣，要求具有较高的耐热、耐磨损和耐腐蚀性能。常用的传动系统材料有高强度钢、耐热铝合金和镍基合金等。这些材料具有较高的强度和耐热性能，在高温和高载荷下能够保持良好的工作性能。此外，使用先进的表面处理技术，如硬质涂层和表面改性技术，可以进一步提高传动部件的耐磨损和耐腐蚀性能。除了传动系统的设计，优化航空发动机传动系统也是提高飞机性能和可靠性的关键。传动系统的优化包括轻量化设计、降低传动损失和提高传动效率等方面。轻量化设计可以减少传动系统的重量，提高飞机的有效载荷和燃油效率。常用的轻量化方法包括材料优化和结构设计优化等。材料优化可以通过选用高强度、轻量化的材料来减少传动部件的重量，如采用高强度镍基合金替代传统的钢材。结构设计优化可以通过优化传动部件的形状和减少结构件的数量，来减少传动系统的重量。降低传动损失和提高传动效率也是传动系统优化的重要目标。传动损失可以通过减少传动链条中的齿轮副和摩擦件来降低。例如，采用高效液力传动可以减少传动链条中的齿轮副，从而降低传动损失。提高传动效率可以通过优化传动比和加强润滑管理来实现。传动比的优化可以使发动机在工作点处于最佳转速范围，提高传动效率。润滑管理可以通过选用高性能润滑油和实施定期的润滑维护来减少摩擦和磨损，提高传动效率。

航空发动机附件及厘传动齿轮失效分析研究

航空发动机附件及厘传动齿轮失效分析研究摘要：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；失效分析 1 航空发动机附件及厘传动齿轮的故障原因分析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 航空发动机附件及厘传动齿轮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。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 航空发动机附件及厘传动齿轮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

航空发动机设计技术研究

航空发动机设计技术研究航空发动机是飞机的“心脏”，它的性能直接关系到飞机的安全、经济和运营效率。在当前竞争激烈的航空工业中，航空发动机设计技术的研究已成为航空产业发展的重中之重。一、航空发动机设计技术研究的背景航空发动机是一种高度复杂的热力学装置，它的工作过程涉及热、力、振动、稳定性等多个学科。随着科技的进步和人们对飞行安全的高度重视，航空发动机性能的提高已成为一个必须持续不断的追求。同时，航空市场的快速扩张也使得航空发动机的需求量持续增加，因此，发动机制造商必须不断研究发动机的设计技术，使之满足高质量、高效率、低成本等要求。二、航空发动机设计技术的研究内容 1.机型选择和发动机匹配。随着飞机技术的不断发展和创新，不同类型的飞机出现了，而每种飞机的需要的发动机也不同，因此，在设计发动机时，必须考虑飞机的应用场景，包括高空旅客飞机、低空地区和严酷的地形或气象条件下的运输机、快速军用战斗机等不同类型的飞机的需求，以确认适合不同飞机的发动机类型。 2.高性能机械设计。发动机里的各种机械部件，如轴承、摩擦副、传动机构等都是发动机稳定、高性能运行的关键。因此，设计发动机时，需要采用高精度机械设计和材料选择，以保证发动机的高性能和可靠性。 3.燃气轮机技术。燃气轮机是航空发动机的核心技术，它能够高效地将化学能转换为机械能。燃气轮机的设计决定了发动机的能效水平和噪音水平。因此，设计师需要采用新材料和先进技术来提高燃气轮机效率，以实现高性能、高经济性、低噪音的目标。

4.先进控制技术。随着数字化技术的发展，控制系统已成为航空发动机性能的关键因素之一，尤其是在提高燃料效率和降低排放的同时保证发动机可靠性方面。因此，先进控制技术的研究对于发动机的性能提升至关重要。三、航空发动机设计技术研究发展趋势 1.数字化设计和制造技术的应用。数字化技术的应用能够实现发动机制造的自动化、高效化以及质量和安全的提高，同时，数字化技术还可以加速设计和试验过程，快速复制和优化新产品。 2.节能减排、低碳环保的发展趋势。航空发动机在燃烧过程中产生的废气和废物会对环境造成不良影响，因此，开发低碳、节能、环保的航空发动机已成为航空工业普遍的关注点。 3.复合材料的应用。复合材料的研发应用可以大幅度降低发动机的重量和优化发动机的结构，同时可以改善发动机的维护和制造成本，并且能够提高发动机的性能和可靠性。四、发动机设计对于未来航空工业的可能影响随着航空工业的快速发展和人们对高效率、低碳环保、舒适性的要求越来越高，航空发动机设计技术的研究和创新将会对未来航空工业产生重大影响。发动机的巨大突破和创新可能会推动航空产业的技术革新，提升航空工程的生产效率和经济效益，进一步推动航空工业的发展。

航空发动机传动件花键副薄膜技术研究与应用 -回复

航空发动机传动件花键副薄膜技术研究与应用-回复航空发动机传动件花键副薄膜技术是一种在航空领域中应用的新兴技术。本文将通过介绍花键副传动件的基本原理、薄膜技术的发展以及该技术在航空领域的应用等方面，逐步介绍航空发动机传动件花键副薄膜技术的研究与应用。第一部分：花键副传动件的基本原理花键副是一种常见的机械传动结构，其由一对互相啮合的齿轮或齿条组成，常用于传递转矩和运动。花键副的传动效率高、结构简单、使用寿命长等特点，使其广泛应用于航空发动机等高速高负荷工况下的传动装置中。第二部分：薄膜技术的发展薄膜技术是一种通过在材料表面覆盖一层薄膜来改变材料表面性能的技术。随着材料科学和表面工程技术的不断发展，薄膜技术应用广泛，可以有效地改善材料的硬度、润滑性、耐磨性等性能，提高机械传动件的使用寿命和可靠性。第三部分：航空发动机传动件花键副薄膜技术的研究与应用花键副传动件在航空发动机中承担着关键的传动功能，对运行维护和整个飞机的安全起着重要作用。然而，在高速高温、高负荷等极端工况下，花键副易出现磨损、疲劳等问题，影响传动效率和工作稳定性。为了解决传动件花键副存在的问题，研究人员开始将薄膜技术引入航空发动机传动件的设计和制造中。通过在花键副传动表面上覆盖一层硬质薄膜，可以有效提高其硬度和耐磨性，减少因摩擦和磨损导致的能量损失

和故障。目前，航空发动机传动件花键副薄膜技术主要有两种方式：涂覆薄膜和激光表面改性。涂覆薄膜是指将硬质合金、陶瓷等材料制成薄膜，然后通过热喷涂、物理气相沉积等方法将其覆盖在传动件表面。激光表面改性则是指利用激光技术对花键副传动表面进行局部熔化和改性处理。航空发动机传动件花键副薄膜技术的研究和应用主要集中在以下几个方面： 1. 材料选择：选择适宜的薄膜材料，如钼合金、碳化钨等，以提高传动件的硬度和耐磨性。 2. 表面处理：通过调节激光处理参数和工艺，实现传动件表面的薄膜形成和改性处理。 3. 性能评估：通过实验和模拟方法，评估传动件花键副经过薄膜技术改性后的摩擦学性能、疲劳寿命等指标。 4. 实际应用：将研究成果应用于实际航空发动机传动装置中，检测和验证其传动效果和可靠性。总结：航空发动机传动件花键副薄膜技术的研究和应用有助于提高传动件的耐磨性、降低能量损失，增强航空发动机的效率和可靠性。然而，该技术目前还处于实验室研究和试验阶段，需要进一步的实验和验证才能更好地应用于实际航空工程中。

航空发动机行业研究

航空发动机行业研究批产及交付迎拐点，长坡厚雪初体现 2022中报看航发产业链：批产交付迎拐点，长坡厚雪初体现航发产业链：2022年H1实现营收362.34亿元(较2021年 H1+28.27%），实现归母净利润29.93亿元(较2021年H1+28.06%)，实现毛利率20.00%，较2021H1下降3.06pcts；存货达398.33亿元（较2021年H1+7.05%），合同负债+预收款达219.41亿元（较2021年H1-19.23%），预付账款在2021H1的高基数水平上+7.72%。航发产业链中上游：存货增速提速，行业景气度持续上攻规模效应显著体现，盈利能力持续提升：五年间（2018A-2022H1），产业链整体毛利率由21.06%提升至25.75%，提升4.69pcts，期间费用率由14.59%下降至6.60%，下降7.99pcts，净利率由2.50%提升至 10.93%，提升8.43pcts，我们认为，航发产业链有望持续迎来产品结构优化带来的产能利用率提升（小批量、多品种影响产能调配），同时叠加新品爬坡后规模效应下边际成本下降（包含了固定成本的分摊减少及因制造升级带来的可变成本下降），盈利能力在放量的基础上未来或将进入持续改善轨道。在手订单充足，行业景气度持续提升：航发产业链自2021H1迎来下游大额合同负债以来（预收款+合同负债同比增加162.51%），均陆续开始积极备产备货（2022H1存货同比+20.26%，应收票据及账款 +26.84%），看好后续产品持续交付，行业景气度持续高企。全球航发产业链格局航空发动机——工业皇冠上的明珠

航空发动机附件机匣热分析研究

航空发动机附件机匣热分析研究吕亚国;刘振侠;路彬;刘宝瑞【摘要】A new thermal analysis method of aeroengine accessory gearbox was developed, which possessed both the advantage of thermal net work algorithm and Ansys software. The thermal analysis of the inner components of accessory gearbox adopted thermal network algorithm using Fortran language and the thermal analysis of the chamber adopted Ansys software using APDL language, the data exchange and associated calculation was considered as well. A case study was executed , and the temperature field, the heat generation and the temperature of the outlet lubrication of the accessory gearbox was attained. The simulation example verified the feasibility of the presented method.%综合热网络法和有限元软件Ansys的优势,建立一种航空发动机附件机匣热分析计算方法.用Foman语言开发基于热网络法的附件机匣内部元件热分析模块,用APDL语言开发基于有限元软件Ansys的壳体热分析模块,2个模块之间存在数据交换和迭代联算.通过对某航空发动机附件机匣进行热分析计算,获得附件机匣的温度场分布、生热量以及润滑油出口温度,说明了该计算方法应用于附件机匣热分析计算的可行性. 【期刊名称】《润滑与密封》【年(卷),期】2011(036)010 【总页数】6页(P62-66,80) 【关键词】附件机匣;热分析;热网络法;Ansys;温度场;生热量;润滑油

军用航空发动机成附件研制程序研究

军用航空发动机成附件研制程序研究刘海年;栾旭;李昌红;贾淑芝;谷俊【摘要】针对国内武器装备研制程序要求不适用成附件、成附件研制阶段工作内容不统一、成附件技术管理要求不完整的现状,开展军用航空发动机成附件研制程序研究.本文首先阐述了国内外供应商产品研制程序的现状,对比分析了国内外供应商产品研制程序的差异;其次结合产品研制程序和相关标准要求,从技术审查、技术状态管理、技术成熟度等方面补充了相关技术管理要求;最后提出了军用航空发动机成附件研制程序的建议,明确了成附件研制阶段的工作目标、工作内容和典型交付物;为规范成附件各阶段研制活动、保障产品研制工作的有序进行、实现产品研制目标提供指导. 【期刊名称】《航空科学技术》【年(卷),期】2018(029)009 【总页数】5页(P48-52) 【关键词】航空发动机;成附件;研制程序;工作内容【作者】刘海年;栾旭;李昌红;贾淑芝;谷俊【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所,辽宁沈阳 110015;中国航发沈阳发动机研究所,辽宁沈阳 110015;中国航发沈阳发动机研究所,辽宁沈阳 110015;中国航发沈阳发动机研究所,辽宁沈阳 110015;中国航发沈阳发动机研究所,辽宁沈阳110015 【正文语种】中文

【中图分类】V233 航空发动机配套成附件是发动机的重要组成部分，其本身具有使用周期长、技术难度大、风险高的特点。根据国内外发动机配套产品的研制与使用经验，如果产品研制程序不合理，阶段内涵定义含糊，技术管理活动不全面，常常会出现研制时间不同步、活动不一致、结果不协调、风险管控无效等问题，最终导致研制反复大、需求无法满足、进度无法保证、经费超支等问题，严重影响产品研发的效率与成功率。针对国内武器装备研制程序要求不适用成附件、成附件研制阶段工作内容不统一、成附件技术管理要求不完整的现状，开展军用航空发动机成附件研制程序研究，本文首先阐述了国内外供应商产品研制程序的现状，对比分析了国内外供应商产品研制程序的差异；其次结合产品研制程序和相关标准要求，从技术审查、技术状态管理、技术成熟度等方面补充了相关技术管理要求；最后提出了军用航空发动机成附件研制程序的建议，明确了成附件研制阶段的工作目标、工作内容和典型交付物，为规范成附件各阶段研制活动、保障产品研制工作的有序进行、实现产品研制目标提供指导。 1 国内外现状分析 1.1 国外现状分析为了规范产品的研制活动，欧美供应商在产品开发程序中明确的规定了产品研制阶段、各阶段的工作目标、工作内容和典型交付物。如美国霍尼韦尔公司（Honeywell）的新产品导入流程（NPI）[1]将产品开发分为7个阶段，规定产品不同阶段需要完成的主要工作和典型交付物，并在NPI的关键节点处设置多个技术评审点；英国美捷特公司（Meggitt）参照DO-254《硬件产品设计保证指南》[2]的要求，将产品开发分为联合定义、初步设计、详细设计、生产交付和集成验证5个阶段，明确不同阶段的主要工作内容；同时，不同阶段也明确了计划流程、