3针4针M8插头、航空插头、防水插头
3针4针M8插头、航空插头、防水插头
3针4针M8插头，别称：M8航空插头、M8防水插头，其主要有两种类型——带电缆和不带电缆（螺钉接线）的。
带电缆插头电缆直径为3.5mm-5.0mm，长度有1米、2米、5米至10米，可按照需求定制，同时也分直头和弯头。螺钉接线插头出线口有4-6mm和6-10mm两种可选，需要客户自己接线。
下面小编提供几张3针与4针M8插头的针位图与尺寸图，供大家参考：
3针4针M8螺钉接线插头尺寸图：
3针4针M8电缆插头直头尺寸图：
3针4针M8电缆插头弯头尺寸图：
机械故障诊断综合大作业—航空发动机的状态监测和故障诊断
机械系统故障诊断 综合大作业 航空发动机的状态监测和故障诊断 1.研究背景与意义 航空发动机不但结构复杂，且工作在高温、大压力的苛刻条件下。从发动机发展现状看，无论设计、材料和工艺水平，抑或使用、维护和管理水平，都不可能完全保证其使用中的可靠性。而发动机故障在飞机飞行故障中往往是致命的，并且占有相当大的比例，因此常常因发动机的故障导致飞行中的灾难性事故。 随着航空科学技术的发展并总结航空发动机设计、研制和使用中的经验教训，航空发动机的可靠性和结构完整性已愈来愈受到关注。自70年代初期即逐步明确航空发动机的发展应全面满足适用性、可靠性和经济性的要求，也就是在保证达到发动机性能要求的同时，必须满足发动机的可靠性和经济性（维修性和耐久性）的要求。 可靠性工作应贯穿在发动机设计-生产-使用-维护全过程的始终。对新研制的发动机，应在设计阶段就同时进行可靠性设计、试验和预估；对在役的发动机，应经常进行可靠性评估、监视和维护。军机和民用飞机的主管部门，设计、生产、使用和维护等各部门，应形成有机的、闭环式的可靠性管理体制，共同促进航空发动机可靠性的完善和提高。 2.国内外进展 自70年代前期，国外一些先进的民用和军用航空公司即着手研究和装备发动机的状态监视和故障诊断系统。电子技术与计算机技术的迅速发展，大大促进了航空发动机的状态监视与故障诊断技术的发展。至今，监视与诊断技术作为一项综合技术，已发展成为一门独立的学科，其应用已日趋广泛和完善。 按民航适航条例规定航空发动机必须有15个以上的监视参数。现今美国普?惠公司由有限监视到扩展监视，逐步完善了其TEAMIII等系统，美国通用电气公司也不断在发展其ADEPT系统。 从各国空军飞机发动机的资料来看，大都采用了发动机状态监视与故障诊断系统。包括发动机监视系统EMS，发动机使用情况监视系统EUMS和低循环疲劳计数器LCFC等，同时为了帮助查找故障，近年来还发展了发动机故障诊断的专家系统，如XMAN和JET—X。美国自动车工程协会（SAE）E-32航空燃气涡轮监视委员会研究并颁布了一系列指南，包括航空燃气涡轮发动机监视系统指南、有限监视系统指南、滑油系统监视指南、振动监视系统指南、使用寿命监视及零件管理指南等。 我国相关民用航空公司和院校开展的发动机状态监测与故障诊断的研究工作已初见成效。并且对于新研制的高性能发动机已将实施状态监视列为重要的技、战术指标，因此正较全面的开展这方面的研究工作。但是总的看来，国内该项工作开展得还不够，亟待有计划、有步骤地借鉴国外的成功经验，发展并推广我们自己的状态监视与故障诊断技术，以适应飞机和发展的需要。
《航空发动机》知识点总结
1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力 的气体。 2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数 3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能 4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。 5. ???????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位 推力。F s = F / q m 7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。sfc = 3600q mf / F 8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方, 那里的气流参数为*0*0 0,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1 111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为 *3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为 *4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ; --------------------------------------------------------------------- 9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系 数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括 1.超音速飞行时会有附加阻力 2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。 10. 燃气发生器包括：压气机，燃烧室，涡轮，又称发动机核心机。 --------------------------------------------------------------------- 11. 当发动机在空气湿度比较高和温度比较低的条件下工作时，在压气机进口部 分，（如整流罩和支板处）会出现结冰现象，危害包括：（1）冰层会引起发
从国外几起严重故障谈航空发动机研制的艰巨性
1 国外几起严重飞行事件 1．1 B一1B轰炸机在海湾战争中却阵 1．1．1风扇叶片甩脱使B—lB全面停飞 1991年1月l 7日，海湾战争爆发时．在美国空军服役共有97架b-1轰炸机。这XIE飞机却因F101发动机故障全部趴窝．影响了正常的飞行。1990年10月初，一架B-lB轰炸机刚飞到1 800 m高度时，l号发动机突然起火，飞机紧急着陆。检查发现发动机第1级风扇转子的一片叶片断裂．造成锁住所有叶片的卡环损坏，导致这级全部叶片从轮盘上甩出。使发动机失火。为研究这一故障原因及处理意见，空军当局下令B一1B轰炸机在10月5日至17日 期间停飞待处理。刚刚结束“禁闭”期恢复飞行后，又有一架飞机在着陆后立即复飞的训练中，地面人员发现飞机的3号发动机失火，立即命令飞机紧急着陆，经检查又是第l级风扇叶片锁叶片的卡环损坏，使8片叶片甩离轮盘，造成风扇部件严重损坏，并引起发动机失火。因此，美国战略空军司令部再次下令，驻扎在4个空军基地的97架B一1B再次停飞到1 991年2月5日。此时海湾战争爆发，这一故障致使B一1B轰炸机未能参战。 经过对故障的认真分析和试验研究，发现原设计的锁住叶片的卡环强度不够，是这两次事件的肇事原因。据统计，自1 986年6月
29日第1架B-1B加入美国空军服役到1990年底，发动机累计工作时间超过10万小时，曾出现6次叶片甩离事件。 1.1．2造成叶片甩脱事件的原因 由于发动机风扇叶片工作一段时间后，叶片被吸入的细小沙石冲刷磨蚀，叶型略有变化因而改变了叶片的自然振动频率，在97％的风扇最大转速下叶片出现共振，振动应力很大。如果叶片存在一些缺陷．例如被外来沙石打出的小凹坑、锈蚀及加工中不注意留下来的某些划伤等，就会使叶片折断，转子上只要有l片叶片断裂，转子的平衡就被破坏，风扇转子就会产生高频振动．导致卡环断裂．造成更多的叶片从轮盘上甩出，结果引起发动机着火。 1.1.3改进措施 首先改进卡环的设计。将原来由不锈钢材料制造的厚度为l.6 mm 的卡环．改用镍基合金制造，厚度加大到3.68mm.卡环厚度加大后，强度提高约 2.5倍。更换材料使它的疲劳强度与耐腐性能均得到提高。新的卡环于1991年2月开始在飞机上换装．每天换装20台发动机(即5架飞机)．到8月底B-1B全部换装完毕。 为解决叶片断裂问题，发动机生产厂家GE公司还对风扇转子做了改进设计。在风扇叶片根部加装减振块，以降低风扇叶片的振动应力
民用航空发动机性能故障诊断途径
第34卷第3期航空发动机Vol.34No.3 2008年9月Aer oengine Sep.2008 民用航空发动机性能故障诊断途径 史秀宇 (南方航空公司沈阳飞机维修基地,沈阳110169) 摘要:发动机性能状态监控是保证飞行安全的重要手段。航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存 取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用。介绍了多个综合利用AC ARS、QAR译码巡航报告 等信息对V2500发动机进行性能故障诊断的案例,对如何利用多种手段和EHM软件对V2500发动机进行故 障诊断作了总结。 关键词:V2500发动机;性能监控;故障诊断 Fault D i a gnosis Approach of Perfor mance for C i v il Aeroeng i n e SH I Xiu-yu (Shenyang Maintenance&Overhaul Base,China Southern A irlines CO.LT D,Shenyang110169,China) Abstract:Engine Perfor m ance M onitoring is extre m ely i m portant for Flight Safety A ssurance.A ircraft A ddressing and Reporting Syste m(ACARS)and Q uick A ccess Recorder(QAR)are adopted m ore and m ore w idely by the A irlines. So m e cases w ere presented w hich applied the infor m ation of decode cruise reports of ACARS and QAR and etc to perfor m perfor m ance fault diagnosis forV2500engine.The conclusions of ho w to use m ultiple tools and EH M soft w are to perfor m fault diagnosis for V2500engine are summ arized. Key words:V2500engine;perf or mance monit oring;fault diagnosis 1 引言 现代民用航空飞机发动机的使用维护以视情维护为主,而发动机性能状态监控是视情维护的重要组成部分。在当今的航空市场中,航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用,在日常的飞机故障诊断特别是发动机性能监控工作中发挥着异常重要的作用。 而分析发动机性能变化趋势,不仅可以了解发动机的性能状况,而且还可以判断一些与发动机相关联的系统故障,比如指示系统故障、放气系统故障等。 本文以V2500发动机为对象,对民用航空发动机性能故障诊断的途径进行分析。 收稿日期:2007-12-06 作者简介:史秀宇(1974),女,工程师,从事民用航空发动机维护工作。2 结合ACARS巡航报告进行发动机性能故障诊断 沈阳飞机维修基地对A320系列及MD90飞机所装的V2500系列发动机,采用P W公司开发的Engine Health Monit oring(简称EH M)软件来比较和分析巡航数据,进行性能监控。系统需要的飞机参数有气压高度(ALT)、马赫数(MN)和总温(T AT)等,需要的发动机参数有发动机压力比(EPR)、排气温度(EGT)、燃油流量(W F)、低压转速(N1)和高压转速(N2)等。利用EH M软件,将每天通过ACARS 和QAR获取的实际发动机性能数据,与相同条件下系统内的标准值进行比较,得到主要性能参数的差值,即发动机性能参数值DEGT、DW F、DN1和DN2;根据这些差值,绘成对应的各种短期及长期性能变化趋势报告图。 2.1 飞机指示系统故障诊断 2006年12月29日,EH M趋势报告显示B-6270飞机(机型为A321)双发巡航参数偏移,即
发动机典型故障的统计分析
发动机典型故障的统计分析 学生：宋屿指导老师：左渝钰 摘要 一部航空发动机发展是伴随着故障的频繁发生、排除、再发生与再排除的过程，即使是比较成熟的航空发动机，在使用很长时间与积累了丰富经验后，也还会出现故障甚至是严重的故障。航空发动机的故障率很难有一个标准的统计数量，这主要是由于发动机中零部件数量繁多，其形式与功能不等，故障模式又不一样，故很难统一计量。从总体上看故障类别主要有性能型故障，结构系统故障以及附件系统故障等。本文主要对航空发动机轴承滑蹭损伤故障进行分析说明，并列举浅析了某型涡喷发动机主轴圆柱滚子轴承典型故障和该涡喷发动机近年来出现过的一些常见故障。 关键词：航空发动机，轴承损伤，
前言 航空发动机是为航空器提供动力，实现航空器前进的装置，是保证其正常工作所必须的系统和附件，它包括燃油系统、滑油系统、点火系统、启动系统和防火系统等。航空发动机从宏观上可以分为活塞式发动机和空气喷气发动机两大类（空气喷气发动机又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机），本文主要以带压气机的的燃气涡轮发动机为例展开分析。 燃气涡轮发动机主要由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。其工作原理是将从进气装置进入的空气在压气机中被压缩后，进入燃烧室并在那里与喷油嘴喷出的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气，燃气在膨胀过程中驱动涡轮作高速旋转，将部分能量转变为涡轮功，涡轮带动压气机不断吸入空气并进行压缩，使发动机连续工作；另一部分燃气则通过尾喷管的继续膨胀，将燃气中剩余的热焓充分转变为动能，以高速从喷口喷出，产生向前的推力，从而使飞行器前进。 组成航空发动机的零件较多，并且工作环境特殊，所以，航空发动机往往具有多种故障模式，并且故障率也比较高，尤其是一些偶发故障。怎样根据所表现出来的状况来准确判断、排除发动机的故障呢？那么，对航空发动机的故障进行分析则显得相当重要！
航空发动机的故障诊断方法研究
摘要 通过回顾航空维修理论及技术的发展历程，分析了以可靠性为中心的维修思想的优越性,阐述了几种航空维修方式各自的特点,指出了新维修思想所带来的革命性成果,即保证安全的前提下降低了维护成本和维修工作量。最后，对新维修思想在我国的应用途径与前景提出了自己的观点。 关键词: 可靠性; 航空维修; 视情; 事后。 1课题背景及其意义 航空维修是随着飞机的诞生而出现的,它是一门综合性的学科。随着科学技术的发展,航空维修经历了从经验维修、以预防为主的传统维修阶段到以可靠性为中心和逻辑决断法的现代维修阶段。目前航空维修已经是一门系统性的学科。 1传统和现代维修思想的对比 1.1传统的维修思想 按照传统的观念,航空维修就是对航空技术装备进行维护和修理的简称,即为保持和恢复航空技术装备实现规定功能而采取的一系列工程技术活动。其基本思想是安全第一,预防为主,也就是按使用时间进行预防性维修工作,通过定时检查、定期修理和翻修来控制飞机的可靠性。这种以定时维修为主的传统维修思想将飞机的安全性与各系统、部件、附件、零件的可靠性紧密相联,认为预防性维修工作做得越多,飞机就越可靠,翻修间隔期的长短是控制飞机可靠性的重要因素。西方通常将这种以定期全面翻修为主的预防维修思想也叫定时维修思想称之为翻修期控制思想。 1.2 现代维修思想的形成 随着航空工业的发展,飞机设计及可靠性、维修性都有了极大提高,特别是余度技术的采用使飞行安全基本有了保障。维修手段上检测设备日益完善,磁粉、着色、荧光、X光等无损探伤手段和电子计算机得到普遍运用。详细的寿命统计资料的积累、疲劳对飞机结构影响程度的掌握,充实了维修经验和理论知识,使可靠性理论和维修性理论得到发展。另外,维修的经济性、维修方针的适用性也越来越多地成为航空维修工作中必须考虑的问题。自此,新的维修思想应运而生,以可靠性为中心的现代维修思想在对传统的航空维修思想继承和发展的基础上对航空维修的历史。经验和理论知识进行概括和总结,除了仍坚持传统维修思想
737飞机发动机引气系统及其常见故障的分析
15. 一、引言 737飞机发动机引气系统是一个多发性故障的系统，2008年我公司所执管飞机共发生发动机引气系统故障12起，其中737CL飞机8起，73 一、引言 737飞机发动机引气系统是一个多发性故障的系统，2008年我公司所执管飞机共发生发动机引气系统故障12起，其中737CL飞机8起，737NG飞机4起。跟我们公司机队两种机型的数量比正好一致，3架737NG飞机服役机龄虽然较737CL飞机短，但发动机引气系统故障发生率并不低，这与两种机型发动机引气系统工作原理、主要部件基本一致是分不开的(部件在发动机的安装位置不一样)的。主要部件除了引气预冷器和引气调节器有些差异、件号不同外（引气调节器只是其中的超压电门作动的门槛压力不一样，737CL飞机为180PSI,737NG飞机为220PSI），其它如PRSOV、高压级调节器、高压级活门、490℉过热电门、450℉恒温器、390℉预冷器控制活门传感器、预冷器控制活门等件号都是一样的。因此我们可以把737CL和737NG两种机型的发动机引气系统合二为一来分析。下面我们就简单介绍系统基本原理，系统各职能分系统的组成和部件简单功能检查，引气系统常见故障的分析排故。希望能对我们在排除该系统故障时有所帮助。 二、系统基本原理 737飞机发动机气源系统在发动机低转速时由高压压气机9 级引气，这时依靠高压级调节器和高压级活门控制引气压力，这时5级单向活门关闭防反流；在高转速时由高压压气机5级引气，这时高压活门关闭并且5 级单向活门打开，由引气调节器（BAR）和压力调节和关断活门（PRSOV）控制引气压力。在引气调节器内有一个过压电门（180PSI或220PSI作动），在压力调节和关断活门出口有490℉过热电门，当系统出现超温超压时，空调附件组件(ACAU)内的过热继电器接通，控制引气调节器内部的锁定电磁活门关闭，使PRSOV失去控制压力并由弹簧力关闭。这时，主警告灯亮，驾驶舱头顶板(P5板)上的引气跳开（BLEED TRIP OFF ）灯亮，同时TRIP/RESET 电路预位。当超温超压消失时，按压P5-10面板上的RESET 电门复位，PRSOV 打开重新工作。预冷器系统的作用是在引气进入气源总管前，通过预冷器控制活门控制通往预冷器的冷却空气量从而控制引气温度,这个系统是自动控制的。预冷器控制活门靠390℉温度传感器和地面大翼热防冰（WTAI）电磁活门的信号控制活门开度。 三、各职能系统的组成和部件故障隔离分析 为了便于分析隔离故障，我们可以把发动机引气系统分为四个职能系统： 1.压力调节和关断系统：(图1)
航空发动机滑油系统常见故障分析
- 31 - 高 新 技 术 性，把轴承安装位设置为固定约束，由于巴哈赛车运行工况恶劣，有可能在某一时刻会发生3种极限同时出现的情况，因此将3种工况下的受力合并后统一乘以1.5倍的安全系数施加在轮毂上，以保证在各种工况下轮毂都能满足其使用要求。最后将显示选项设置为非平均值，优化目标为减重50 %，运行ANSYS 软件得到轮毂拓扑优化结果。 从3种极限工况下50 %拓扑减重图中可以看出，原设计下的轮毂在3种极限工况下的拓扑优化结果各不相同，在综合考虑3种极限工况下的应力图以及3种极限工况下的50 %拓扑减重图后发现，其需要减重的主要部位在于安装轮辋以及制动盘安装的法兰支撑臂中，因此，在安装轮辋的法兰支撑臂以及安装制动盘的法兰支撑臂处，采用数铣加工工艺进行轻量化处理以降低质量。 ３．２ 轮毂结构设计校核 为使最终优化完成的轮毂能满足其刚度、强度要求，再 次将最终设计的轮毂导入ANSYS Workbench 中进行静力学仿真，并利用3种工况下的载荷进行强度校核。轮毂受力在乘以安全系数后仿真出的最大应力均低于材料屈服强度320 MPa，应变也没有变大。优化结果见表1。 表1 优化结果对比表 优化前优化后变化率紧急制动工况下的最大应力／ＭＰａ２５．６７７４３．１２２５９．５４ ％越过不平路面工况下的最大应力／ＭＰａ５．２０９８１７．１２９３０．４１ ％急转向工况下的最大应力／ＭＰａ ２２．６１４３８．６４５５８．５１ ％轮毂质量／ｋｇ ０．４９ ０．３２７ ６６．７３ ％ ４ 结语 该文分析得出轮毂法兰的最大应力制动盘安装位处，且均小于材料的许用应力，因此认为该轮毂满足静力强度的要求，其安装轮辋以及制动盘安装的法兰支撑臂中存在较大的冗余量。而后结合拓扑优化模块对轮毂进行了轻量化设计。最后对设计的轮毂进行了结构静力学分析的效验，结果显示该轮毂满足其设计的强度、轻量化及其使用要求。参考文献 [1]吴国瑞，陈晓鹏，张世琪.铝合金轮毂的优势与热处理[J].内燃机与配件，2018（23）：105-106.[2]王新建，张蕊，耿杰，等.巴哈赛车转向节结构优化设计[J].天津职业技术师范大学学报，2018，28（3）：42-46. [3]吴国瑞，陈晓鹏，张世琪.汽车铝合金轮毂铸造技术工艺应用研究[J].内燃机与配件，2018（24）：81-82. １ 滑油系统基本组成１．１ 滑油箱 滑油箱分为干槽式和湿槽式2种。干槽式滑油箱的特点是拥有独立的外部油箱。如果滑油存在于发动机内集油槽或集油池中，则称为湿槽式滑油箱。现在的涡扇发动机绝大部分是干槽式。加油可以是重力加油或压力加油。加油口应标注“Oil”和油箱容量。通过目视检查口盖可以清楚地看到滑油箱中的实际滑油存储量，为重力或压力加油提供依据。油箱应留有容量为10 %或0.5 gal 的膨胀空间。油箱中的传感器用来测量油箱滑油量，并在驾驶舱仪表上显示出来。 １．２ 滑油冷却器 燃油/滑油热交换器的功能是使滑油在任何操作情况下都能保持足够的温度。不过燃油温必须保持在1.7 ℃~143 ℃以防燃油结冰和燃油气化。滑油绕着燃油流过的管路流动。滑油需要循环使用，因此必须将滑油的热量散掉。温度控制活门决定了滑油是否通过散热器。滑油温度低时，不需要散热，温度控制活门打开，滑油旁通，不进行热交换；滑油温 度高时，温度控制活门关闭，迫使滑油同燃油或者空气进行热交换。 １．３ 滑油滤 在供油路和回油路上都装有滑油滤以保证滑油清洁。油滤有旁通活门，一旦油滤堵塞，旁通活门打开。用油滤压差电门监视油滤是否堵塞。当油滤前、后压差过大时，给驾驶舱信号，显示油滤堵塞。 １．４ 其他各类部附件 磁屑探测器又称磁性堵塞，安装在回油路上探测金属粒子，判断发动机内部机件工作状态。其内部的永久磁铁和滤网吸附含铁及不含铁的粒子、碎块。磁屑探测器应定期拆下检查，在高倍放大镜下观察分析。磁屑探测器有自封活门，防止磁性堵塞拆下时滑油流出；接通驾驶舱告警系统，提供指示；油气分离器；为防止滑油箱、齿轮箱和轴承腔中的压力过高，在滑油系统中有通大气的通风口。在空气通往机外之前，空气中的油滴被油气分离器分离出来。通过油气分离器，去除气泡、蒸汽，防止供油中断或破坏油膜，减少滑油 航空发动机滑油系统常见故障分析 张 椋 （上海工程技术大学，上海 201600） 摘 要：该文运用可靠性维修理论对飞机滑油系统故障进行分析和研究，并详细叙述了处理故障的方法。飞机滑油系统故障分析的内容是运用AMM（飞机维护手册）手册对飞机滑油系统的工作原理、结构、内部系统以及飞机滑油系统故障原因进行分析研究。关键词：航空发动机；滑油系统；故障分析中图分类号：TP18 文献标志码：A
航空发动机整机振动故障诊断
1. 航空发动机整机振动故障诊断 1.1 国内外现状 1）国内航空发动机整机振动故障诊断技术研究现状 国内具备发动机整机振动试验条件的单位只有发动机的设计单位和生产单位，例如沈阳航空发动机设计所和沈阳黎明公司，因此国内对此项研究的开展非常有限，成果很少。由于试验条件的限制，目前国内一些高校、研究所主要针对航空发动机工作过程中影响振动的关键部件开展研究工作。北京航空航天大学机械设计及自动化学院王春洁和曾福明根据保持器的运动特点，建立了冲击振动模型，分析影响振动的因素及其关系，研究保持架的轴向突然断裂和疲劳断裂机理，从而有针对性地解决了碰撞问题；目前，振动信号的盲源分离技术得到重视，取得了一些研究成果。西北工业大学旋转机械与风能装置测控研究所的宋晓萍和廖明夫利用盲源分离法对双转子航空发动机振动信号进行分离，对某型双转子航空发动机高压转子和低压转子所测得包含不同频率振动信号，运用Fast ICA 算法进行了分离；西北工业大学电子信息学院马建仓、赵林和冯冰利用盲源分离技术对某型涡扇发动机振动偏大的现象进行了分析，采用Fast ICA 和JADE算法对振动信号进行分析并且在一定条件下分离出了发动机的振源信号，为发动机的振动故障诊断技术提供了依据。中航工业航空发动机设计研究所已建成了转子振动故障再现试验器，能对发动机研制中出现的多种振动故障进行试验和信号分析，采用神经网络、小波分析技术等先进诊断技术，更加完善的故障诊断专家系统逐渐被建立起来；北京航空航天大学的洪杰、任泽刚把先进的信息处理方法和专家系统应用在航空发动机整机振动故障诊断中进行研究，中国民航大学的范作民、白杰等人把故障方程、人工神经网络等方法应用在民用航空发动机故障诊断技术中进行了研究。西北工业大学的张加圣等人开发了一套处理航空发动机振动信号以及状态监控的系统软件，具有各个过程参数的数据采集、处理计算及控制输出，监控数据的显示、存储、分析等功能。西北工业大学的杨小东等人研究某型航空发动机整机试车的故障特点，开发了某型航空发动机整机试车故障诊断与排除系统，该系统具有良好的用户交互界面，提供了系统用户管理、故障信息的智能汇总等功能。 由于航空发动机的设计需要具备整机振动的实验条件，具备这样条件的沈阳
航空发动机结构练习题库(二)
1.（）是将化学能转变为热能，推动涡轮做功的部件。 A.进气道 B.压气机 C.燃烧室 D.涡轮 正确答案:C 试题解析:燃烧室是将化学能转变为热能，推动涡轮做功的部件。 2.燃烧室常见故障不包括（）。 A.高温应力引起的故障 B.机械振动引起的故障 C.外来物打伤 D.积碳、热腐蚀引起的故障 正确答案:C 试题解析:外来物打伤不是燃烧室故障，多为压气机故障。 3.燃烧室性能要求不包括（）。 A.点火可靠 B.燃烧稳定 C.尺寸大，结构复杂 D.燃烧完全 正确答案:C 试题解析:燃烧室性能要求结构简单，尺寸小。 4.燃烧室组成不包括（）。 A.扩压器 B.火焰筒 C.喷嘴 D.尾喷管 正确答案:D 试题解析:尾喷管不属于燃烧室部件。 5.燃烧室常见类型不包括（）。 A.单管燃烧室 B.环管燃烧室 C.矩形燃烧室 D.环形燃烧室 正确答案:C 试题解析:燃烧室常见类型包括单管，环管和环形燃烧室三种。 6.环形燃烧室主要类型不包括（）。 A.半环形 B.全环形 C.折流式 D.回流式 正确答案:A 试题解析:环形燃烧室类型不包括半环形。 7.（）燃烧室由单独燃烧室组成，并每个带有自己的火焰筒和外套。 A.单管燃烧室
B.环管燃烧室 C.矩形燃烧室 D.环形燃烧室 正确答案:A 试题解析:单管燃烧室由单独燃烧室组成，并每个带有自己的火焰筒和外套。 8.（）燃烧室由多个单独火焰筒组成，并共用内、外环形机匣。 A.单管燃烧室 B.环管燃烧室 C.矩形燃烧室 D.环形燃烧室 正确答案:B 试题解析:环管燃烧室由多个单独火焰筒组成，并共用内、外环形机匣。 9.（）燃烧室由内、外机匣构成环形气流通道。 A.单管燃烧室 B.环管燃烧室 C.矩形燃烧室 D.环形燃烧室 正确答案:D 试题解析:环形燃烧室由内、外机匣构成环形气流通道。 10.WP7发动机中的燃烧室属于（）。 A.单管燃烧室 B.环管燃烧室 C.矩形燃烧室 D.环形燃烧室 正确答案:B 试题解析:WP7发动机中的燃烧室属于环管燃烧室。 11.JT15D发动机燃烧室类型属于（）。 A.带单独头部的环形燃烧室 B.全环形燃烧室 C.折流式环形燃烧室 D.回流式环形燃烧室 正确答案:D 试题解析:JT15D发动机燃烧室类型属于回流式环形燃烧室。 12.燃烧室（）部件的功用是减速增压，利于燃烧。 A.壳体 B.扩压器 C.火焰筒 D.点火器 正确答案:B 试题解析:燃烧室扩压器部件的功用是减速增压，利于燃烧。 13.燃烧室扩压器形式不包括下列哪种（）。 A.一级扩压式 B.二级扩压式 C.多级扩压式
航空发动机故障诊断系统设计
航空发动机故障诊断系统设计 班级：机自02 姓名：周思荣 学号：10011052
摘要 作为飞机的“心脏”——航空发动机因其系统结构复杂、工作环境恶劣（高速、高温、高压和重载等），比较容易发生各种故障。据不完全统计，航空发动机发生故障的概率约占整个飞机故障的30%，重大飞行事故中40%左右的机械故障是由发动机故障引起的，因此必须采取有效的措施努力提高航空发动机的可靠性，故障诊断技术就是其中一种行之有效的办法。本文拟采用离线结合在线的故障检测方法对航空发动机进行故障监测，在飞机飞行过程中通过采集发动机的振动信号，并进行初步处理，判断出是否有故障出现的征兆，与此同时将测得的信号传送至地面监测站进行详尽的分析，并对航空发动机的状况准确的评估，以预防突发事件的出现。若在线监测发现飞机有故障出现的征兆则在飞机着陆后再进行离线检测，并结合在线监测所得的数据进行综合分析，准确的诊断出飞机的故障所在。这种航空发动机的故障监测方法不仅能够快速的找出故障所在，提高诊断效率，还能够预警的作用，预防重大事故的发生。 关键词：航空发动机，故障诊断，在线监测，离线检测 正文 一、选题背景和意义 航空发动机是一种高速旋转的流体机械，对可靠性要求很高，因此它的维护也显得十分重要。早期的维护主要依靠定期维护，即根据发动机设计时确定的寿命和工程实践经验来确定维护和返修的周期，实际中，由于不同发动机工作环境存在差异，其寿命也不尽相同，简单的定期维护势必造成过剩维修或者带故障飞行，从而导致维修成本居高不下。随着现代航空技术的不断进步，人们对发动机的性能要求也越来越高，这使得发动机的结构日益复杂、负荷日益繁重，安全性和可靠性等方面的问题也越来越突出。 通过现代信息处理技术对航空发动机的振动状况进行监测分析与故障诊断，为充分了解发动机的工作性能、预防未知故障的发生提供了有力的依据。具体来来，通过状态监测记录和显示发动机的运行状态参数，对异常状态参数做出报警，同时为故障分析提供分析数据；根据所获得的数据信息，结合发动机一些结构和性能方面的指标，对可能要发生或已经发生的故障进行分析判断，确定故障的类别、部位及严重程度，提出维修对策。 航空发动机远程故障诊断技术研究通过监测发动机工作中的振动、气动/热动、结构、燃/滑油等状态参数，提取相关特征信息，通过一些现代的模式识别方法及时判断出发动机可能存在的故障，并预测这些故障可能的发展趋势，保证发动机的安全运行。航空发动机远程故障诊断系统的建立，可以帮助维护人员及时获取发动机运行时的一些状态参数和相关的故障信息，制定合理的维护计划。