航空发动机适航标准讲义
航空发动机原理与构造复习题
一、选择题 1．燃气涡轮发动机的核心机包括 C 。 A．压气机、燃烧室和加力燃室B．燃烧室、涡轮和加力燃室 C．压气机、燃烧室和涡轮D．燃烧室、加力燃室和喷管 2．在0～9截面划分法中，压气机出口截面是 B 。 A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 3．在0～9截面划分法中，燃烧室出口截面是。 C A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 4．发动机正常工作时，燃气涡轮发动机的涡轮是_____B____旋转的。 A．压气机带动B．燃气推动 C．电动机带动D．燃气涡轮起动机带动 5．气流在轴流式压气机基元级工作叶轮内流动，其_____C____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 6．气流在轴流式压气机基元级整流环内流动，其____C_____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 7．气流流过轴流式压气机，其____C_____。 A．压力下降，温度增加B．压力下降，温度下降 C．压力增加，温度上升D．压力增加，温度下降 8．轴流式压气机基元级工作叶轮叶片通道和整流环叶片通道的形状是____C_____。A．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是收敛形的 B．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是扩散形的 C．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是扩散形的 D．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是收敛形的 9．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 10．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 11．多级轴流式压气机由前向后，____A_____。 A．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐增多 B．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐减小 C．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐增多 D．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐减小 12．涡轮由导向器和工作叶轮等组成，它们的排列顺序和旋转情况是___A_____。A．导向器在前，不转动；工作叶轮在后，转动 B．导向器在前，转动；工作叶轮在后，不转动
航空发动机发展史
航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，
航空发动机原理
航空发动机原理 航空发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，航空发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 航空发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，航空发动机可分为两类 1、吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 2、火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为 1、直接反作用力发动机 直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 2、间接反作用力发动机两类。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。 附图: 活塞式发动机 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。 为航空器提供飞行动力的往复式内燃机。发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。 从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。40
航空发动机典型故障处理报告
目录 第1章绪论 1.1 发动机概述··2 1.2 可靠性与故障··2 1.2.1 可靠性··2 1.2.2 故障··2 1.2.3 故障分析与排故方法··3 第2 章压气机喘振故障分析 2.1 概述··5 2.2 喘振时的现象··5 2.3 喘振的根本原因··5 2.4 压气机的防喘措施··6 第3 章压气机转子叶片故障分析 3.1 概述··9 3.2 压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准··9 3.3 压气机转子叶片故障模式及其分析··10 3.3.1 WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚··10 3.4 WP7系列报废叶片主要失效模式统计分析··12 第4 章发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析及预防 4.1 概述··14 4.2 篦齿盘结构与工作状态分析··14 4.2.1 结构分析··14 4.2.2 工作状态分析··14 4.2.2.1 工作温度高··14 4.2.2.2 工作转速高··14 4.2.2.3 易产生振动··14 4.3 裂纹特征与产生原因分析··15 4.3.1 裂纹特征··15 4.3.2 裂纹原因分析··15 4.4 结论··16 结束语··17 致谢··18 文献··19
第1 章绪论 1.1发动机概述 二十世纪以来，特别是第二次世界大战以后，航空和空间技术有了飞跃的发展。现在，飞机已经成为一种重要的﹑不可缺少的作战武器和运输工具。飞机的飞行速度﹑高度﹑航程﹑载重量和机动作战的能力，都已达到了相当高的水平。这些成就的取得，在很大程度上取决于动力装置的发展。然而，航空发动机属于高速旋转式机械，处于高转速﹑高负荷（高应力）和高温环境下工作的；发动机是飞机的心脏，是体现飞机性能的主要部件。又由于发动机由许多零组件构成，即本身工作情况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。经过多年的努力，在航空领域工作的研究人员已经了解和解决了发动机许多故障，然而，一些故障还是无法完全解决的，只能尽量减少故障对飞机的危害。本论文列举出发动机几种典型故障，并且尽可能的根据科学研究数据来研究分析这几种故障，给出科学的预防故障和排故方法。 1.2可靠性与故障 1.2.1可靠性 产品在规定的条件下和规定的时间内，完成规定功能的能力为产品的可靠性。所谓产品，是指任何元器件、零部件、组件、设备、分系统或系统。规定条件主要指环境条件和使用条件，如产品在工作中所承受的应力水平、温度、振动和腐蚀环境等。规定时间是指广义时间，除产品的工作小时外，还可指其循环次数等。 1.2.2故障 产品或产品的一部分不能或将不能完成预定功能的事件或状态。对某些产品如电子元器件、弹药等称失效。 产品的故障： a. 在规定的条件下，不能完成其规定的功能； b. 在规定的条件下，一个或几个性能参数不能保持在规定的范围内； c. 在规定的应力范围内工作时，发生产品的机械零部件、结构件或元器件的破裂、断裂、卡死等损坏状态，从而导致产品不能满足其规定功能。 故障率： 指工作到时刻t尚未发生故障产品，在该时刻后的单位时间内发生故障的
适航的重点
1.影响飞行安全的主要因素为：人、环境和设备。 2.适航的定义： 适航，即适航性的简称，是指该航空器包括其部件及子系统整体性能和操纵特性在预期运行环境和使用限制下的安全性和物理完整性的一种品质。 3.航空器适航应满足的两个条件：○1航空器必须始终满足符合其型号设计要求。 ○2航空器必须始终处于安全运行状态。 4.航空器的设计和制造单位，从设计图纸、原材料的选用到试验制造、组装生产，直至取得型号合格批准和生 产许可，要对航空器的初始适航性负主要责任。航空器的使用单位和维修单位（包括所属的各类航空人员——飞行人员、维修人员、检验人员等），要对其使用和维修的航空器始终处于安全运行状态，即对航空器的持续适航性负主要责任。 5.适航管理，就是适航控制。民用航空器的适航管理是以保障民用航空器的安全性为目标的技术管理，是政府 部门在制定了各种最低安全标准的基础上，对民用航空器的设计、制造和维修等环节进行科学统一的审查、鉴定、监督和管理。 6.我国政府明确规定：民用航空器的适航管理由中国民用航空局负责。民用航空器适航管理的宗旨是：保障民 航安全，维护公众利益，促进民用航空事业的发展。 7.民用航空器的适航管理分为：初始适航管理和持续适航管理两大类。 8.初始适航管理：是在航空器交付使用之前，适航部门依据各类适航标准和规范，对民用航空器的设计和制造 所进行的型号合格审定和生产许可审定，以确保航空器和航空器部件的设计、制造是按照适航部门的规定进行的。初始适航管理是对设计、制造的控制。 持续适航管理：是在航空器满足初始适航标准和规范、满足型号设计要求、符合型号合格审定基础，获得适航证、投入运行后，为保持它在设计制造时的基本安全标准或适航水平，为保证航空器能始终处于安全运行状态而进行的管理。持续适航管理是对设计、制造的控制。 9.民用航空器是适航管理的主要对象和最终目标。 10.适航管理的特点： ○1权威性或法规性。适航部门代表国家行使管理权力，因此必然具有高度的权威性。 ○2国际性。 ○3完整性和统一性。适航管理的完整性包含着整体完整性和过程完整性两个方面。 ○4动态发展性。 ○5独立性。 11.适航管理按照工作性质的不同可分为三种类型：立法、定标；颁发适航证件；监督检查。 12.适航管理的工作内容： ○1制定各类适航标准和审定监督规则。 ○2民用航空器设计型号合格审定。 ○3民用航空器制造的生产许可审定。 ○4民用航空器的适航检查。 ○5民用航空器的持续适航管理。 ○6对从事维修工作的人员的管理。 13.建立健全严格的法规体系是适航管理科学化的重要标志。民用航空器固有安全水平是在设计阶段确定的。 14.适航标准是一类特殊的技术性标准，是为保证实现民用航空器的适航性而制定的最低安全标准。适航标准与 其他标准不同，是国家法规的一部分，必须严格执行。 15.通观各国适航标准，大体上有如下共同特点： ○1适航标准的法规性。 ○2适航法规的务实性。 ○3适航法规的稳健性。 ○4适航法规的平衡性。 16.中国的适航标准和适航管理规则两方面的内容，均纳入《中国民用航空规章》。《中国民用航空规章》是具有 法律效力的管理规章，凡从事民用航空活动的任何单位和个人都必须遵守《中国民用航空规章》中的各项规定。 17.适航标准的制定使用民用航空的实践，尤其是空难事故的调查结果为背景的。
世界航空发动机发展史
世界航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速
航空发动机总资料
第一章概论 航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3 空气喷气发动机中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(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4 燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。 由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5 航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9 喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN 巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机 1.0kg（daN·h)-1下降到0.55kg(daN·h)-1，噪声下降20dB,NO X下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达
2013级《航空发动机原理》期末考试复习
《航空发动机原理》复习 一、单项选择题（共20题每题2分共40分） 1.以下哪个是衡量发动机经济性的性能参数（ A ）。 A EPR B FF C SFC D EGT 2.涡轮风扇发动机的涵道比是（ D ）。 A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比 C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比 D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 3.高涵道比涡扇发动机是指涵道比大于等于（ C ）. A 2 B 3 C 4 D 5 4.涵道比为4的燃气涡轮风扇发动机外涵产生的推力约占总（C ）。 A20％ B40％ C80％ D90％ 5.涡桨发动机的喷管产生的推力约占总推力的（ B ） A.85-90％ B.10-15％ C.25% D. 0 6.涡桨发动机使用减速器的主要优点是：( C ) A能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速 B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加 C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高 D在增大螺旋桨转速情况下，能增大发动机转速 7.双转子发动机高压转子转速Ｎ2与低压转子转速Ｎl之间有（ C ） A Ｎ2＜Ｎl B Ｎ2＝Ｎl C Ｎ2＞Ｎl D设计者确定哪个大 8.亚音速进气道是一个（ A ）的管道。 A扩张形B收敛形 C先收敛后扩张形 D圆柱形 9.亚音速进气道的气流通道面积是（ D ）的。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形10.气流流过亚音速进气道时，（ D ）。 A速度增加，温度和压力减小 B速度增加，压力增加，温度不变 C速度增加，压力减小，温度增加 D速度减小，压力和温度增加11.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是（ D ）。 Ａ涡轮与压气机Ｂ压气机与歧管Ｃ叶片与膨胀器Ｄ叶轮与扩压器12.轴流式压气机的一级由（ C ）组成。 A转子和静子 B扩压器和导气管 C工作叶轮和整流环 D工作叶轮和导向器 13. 空气流过压气机工作叶轮时, 气流的（ C ）。 A相对速度增加, 压力下降B绝对速度增加, 压力下降
航空发动机文献综述
X学院 学院：机电工程学院班级：2008级机制x班姓名：x x 学号：20081060xxxx 指导老师：xxx
文献综述 课题名称：航空发动机制造工艺 前言： 航空发动机是飞行器的核心部件，它是飞行器翱翔蓝天的动力源，其重要性可以用飞行器的“心脏”来形容，它的性能好坏直接关系到飞行器飞行品质的高低，它的发展无不促进着人类航空事业的进步。 1883年汽油内燃机问世之后，为莱特兄弟的“飞行者”号首次飞入蓝天奠定了坚实的基础；喷气式发动研制问世，让人类首次超越了声音的速度，真正做到了再蓝天中自由翱翔，地球因航空旅行时间缩短而促进了经济全球化进程，继而带动了人类社会的发展进步。 人类世界正是因为有了活塞式发动机才实现了蓝天梦，有了空气喷气式发动机才做到了在蓝天之中飞得更高更远。航空发动机改变了人类生活促进了世界进步，追根溯源还是发动机制造工艺的不断发展所致。制造工艺是发动机进步的基石，也是人类前进的助力，它必将在不断进步的同时，更好的改变人类生活，人类生活也必将因装备更好发动机的飞机而愈加美好。 航空发动机制造工艺国际国内现状： 航空发动机的设计和制造是一项复杂的系统性工程，它必须由多团队、多领域、多部门共同参与。该工程涉及到大量的知识与信息，需要在严格的流程管理控制下实现信息之间的交互和协作，以支持并行的、协同的发动机设计和制造。航空发动机产品零组件构型复杂，零部件数量庞大，加工制造精度高，所用工艺方法自然很是繁复，是世界上最主要的一种技术密集型产品。 长期以来，国内的航空发动机的工艺设计与管理水平比较落后，近年来随着计算机在企业的逐渐深入，大部分航空发动机制造企业已摆脱了手工方式的工艺编制，实现了“工艺设计计算机化”。但这种“工艺计算机化”的应用层次依旧较浅，计算机在工艺部门的应用仅仅停留在文字处理，工艺简图绘制等简单应用阶段，工艺编制效率虽有所提高，但并没有脱离传统工艺编制的模式，其缺陷依然存在。 国内的航空发动机制造工艺主要存在以下问题。第一，工艺设计重复工作多，工艺编制效率低。因发动机的工艺设计涉及的内容多，工作量巨大，传统的工艺设计是由工艺师逐件设计的,忽略了同类零件之间的内在联系，同类零件之间在工艺上应用的继承性和一致性，没有得到足够的重视。 第二，工艺设计环境不统一，工艺质量难以保证。不少企业片面追求所谓的“工艺计算机化”，利用基于文字、表格处理软件、二维制图软件等通用软件开发工艺卡片填写系统。这些系统虽有简单、直观的特点和“所见即所得”的界面风格，并取得了一定的应用效果，但由于工艺设计环境五花八门、层次不一，忽视了企业信息化中产品工艺数据间关联关系的重要性，造成工艺数据的准确性、一致性难以保证，工艺设计质量难以保证，工艺信息集成困难等问题。 第三，工艺知识与经验没有得到有效管理与利用，工艺设计智能化程度低。航空发动机的工艺设计与制造是一项技术性、经验性非常强的工作，所涉及的范围十分广泛，用到的信息量相当庞大，并与具体的生产环境及个人经验水平密切相关。现有的工艺设计系统未能提供较好的手段和方式来保留老一辈工艺人员的知识与经验，造成企业知识资源白白浪费、流失。 另外，国内制造工艺还存在各系统问集成性差、工艺信息交流、共享不畅通等问题依旧存在，国内航空发动机制造工艺落后的局面需要改变。 国际航空发动机制造工艺，其现状优于国内的。国际先进航空企业已经大规模使用CAD、
航空发动机发展史
航空发动机发展史 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段：前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期；后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，构成了所有战斗机、轰炸机、运输机和侦察机的动力装置；活塞式发动机加上旋翼，构成所有直升机的动力装置。著名的活塞式发动机有：美国普拉特·惠特尼公司（简称普·惠公司）的“黄蜂”系列星形气冷发动机，气缸7~28个，功率970~2500kW，广泛用于各种战斗机、轰炸机和运输机。 带螺旋桨的活塞式发动机的最大缺点是飞行速度受到限制（800km/h以下）。
航空发动机构造
航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：
航空发动机设计的总体强度
航空发动机设计的总体强度 众所周知，航空发动机是一种高温、高压、高转速的精密机械，那强度，必须刚刚的！！上一期的总体结构想必大家还念念不忘，本期借着结构的东风讲讲发动机的总体强度。 第一个问题，强度专业是干啥滴？通俗地讲，“大发”作为一个干得多吃得少的新时代好青年，没有一个强健的身体可不行呢，这个强健，既体现在普通意义的强度上面（抗拉抗弯还要抗扭），还体现在抗疲劳能力（怎么折腾都不坏）和抗打击能力（无知的小鸟呼啦啦地撞上来）等方方面面，总的来说，生活在 航空发动机这样一个地狱般的工作环境里，没有一副打不坏、耐力好、贼扛揍 的好身板是不行的。为了确保发动机方方面面的零组件都能符合这样变态的标准，我们的强度攻城狮们可谓是殚精竭虑。 今天，我们首先为大家介绍的是总体强度专业。 在国内，很少有总体强度这样一个概念，那总体强度是干什么的呢？其主要有三个方面：用洋文来说分别为Load, WEM and Rotor Dynamics。发动机行业内有句名言，载荷先行活看结构，这个载荷呢就是这里的Load；WEM作为一个 洋小伙，其全称为Whole Engine Model，凡是和整机模型相关的各种任务都 找他；最后一位就是本期的主角，RotorDynamics，转子动力学。 下面客官请听我娓娓道来。 1转子动力学的前生后世 为满足航空器日益增长的舒适性、经济性、高效率等要求，现代民用航空发动机被设计为带涡轮和压气机的旋转机械。为保障不同涡轮和压气机的工作性能，发动机主要采用双轴和三轴的结构布局，而转速往往达到每分钟几千（低压部件）或几万转（高压部件）。在这种严酷的工作条件下，发动机转子动力学设计就显得尤为重要了。 发动机转子动力学设计的优劣，直接影响着发动机整机振动的好坏与否。 如果将航空发动机拟化为一个人，涡轮、压气机、燃烧室等部件结构代表 着发动机的骨骼与肌肉，燃油和空气代表着食物与血液，性能等代表着物理特
航空发动机叶片材料及制造技术现状
航空发动机叶片材料及制造技术现状 在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件，并被誉为“王冠上的明珠”。涡轮叶片的性能水平，特别是承温能力，成为一种型号发动机先进程度的重要标志，在一定意义上，也是一个国家航空工业水平的显著标志【007】。 航空发动机不断追求高推重比，使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求，因而国外自7O年代以来纷纷开始研制新型高温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料；单晶高温合金已经发展到了第3代。8O年代，又开始研制了陶瓷叶片材料，在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。 1 航空发动机原理简介 航空发动机主要分民用和军用两种。图1是普惠公司民用涡轮发动机主要构件；图2是军用发动机的工作原理示意图；图3是飞机涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布；图4是罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布；图5为航空发动机用不同材料用量的发展变化情况。 图1 普惠公司民用涡轮发动机主要构件 图2 EJ200军用飞机涡轮发动机的工作原理
图3 商用涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布 图4 罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布 图5 航空发动机用不同材料用量的变化情况
1变形高温合金叶片 1.1 叶片材料 变形高温合金发展有50多年的历史，国内飞机发动机叶片常用变形高温合金如表1所示。高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。 1.2 制造技术 生产工艺。变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辊压成形的。模锻叶片主要工艺如下： （1）镦锻榫头部位； （2）换模具，模锻叶身。通常分粗锻、精锻两道工序；模锻时，一般要在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面之阻力，以利于金属变 形流动； （3）精锻件，机加工成成品； （4）成品零件消应力退火处理； （5）表面抛光处理。分电解抛光、机械抛光两种。 常见问题。模锻叶片生产中常见问题如下： （1）钢锭头部切头余量不足，中心亮条缺陷贯穿整个叶片； （2） GH4049合金模锻易出现锻造裂纹； （3）叶片电解抛光中，发生电解损伤，形成晶界腐蚀； （4） GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。 发展趋势。叶片是航空发动机关键零件．它的制造量占整机制造量的三分之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。
一般类旋翼航空器适航标准(CCAR-27AA)
一般类旋翼航空器适航标准(CCAR－27AA) 目录 A分部总则 §27．1 适用范围B分部飞行 总则 §27．21 证明符合性的若干规定 §27．25 重量限制 §27．27 重心限制 §27．29 空机重量和相应的重心 §27．31 可卸配重 §27．33 主旋翼转速和桨距限制 性能 §27．45 总则 §27．51 起飞 §27．65 爬升：全发工作 §27．67 爬升：单发停车 §27．71 下滑性能 §27．73 最小使用速度时的性能 §27．75 着陆 §27．79 极限高度－速度包线 飞行特性 §27．141 总则 §27．143 操纵性和机动性 §27．151 飞行操纵 §27．161 配平操纵 §27．171 稳定性：总则 §27．173 纵向静稳定性 §27．175 纵向静稳定性演示 §27．177 航向静稳定性 地面和水面操纵特性 §27．231 总则 §27．235 滑行条件 §27．239 喷溅特性 §27．241 “地面共振”其它飞行要求 §27．251 振动C分部强度要求 总则 §27．301 载荷 §27．303 安全系数 §27．305 强度和变形 §27．307 结构验证 §27．309 设计限制飞行载荷 §27．321 总则 §27．337 限制机动载荷系数
§27．339 合成限制机动载荷 §27．341 突风载荷 §27．361 发动机扭矩 操纵面和操纵系统载荷 §27．391 总则 §27．395 操纵系统 §27．397 驾驶员限制作用力和扭矩 §27．399 双操纵系统 §27．401 辅助旋翼组件 §27．403 辅助旋翼固定结构 §27．411 地面间隙：尾桨保护装置 §27．413 安定面和操纵面 地面载荷 §27．471 总则 §27．473 地面受载情况和假定 §27．475 轮胎和缓冲器 §27．477 起落架的布置 §27．479 水平着陆情况 §27．481 机尾下沉着陆情况 §27．483 单轮着陆情况 §27．485 侧移着陆情况 §27．493 滑行刹车情况 §27．497 地面受载情况：尾轮式起落架§27．501 地面受载情况：滑撬式起落架§27．505 雪撬着陆情况 水载荷 §27．521 浮筒着水情况 主要部件要求 §27．547 主旋翼结构 §27．549 机身、起落架及旋翼支撑结构应急着陆情况 §27．561 总则 §27．563 水上迫降的结构要求 疲劳评定 §27．571 飞行结构的疲劳评定 D分部设计和构造 总则 §27．601 设计 §27．603 材料 §27．605 制造方法 §27．607 紧固件 §27．609 结构保护 §27．610 闪电防护 §27．611 检查措施
航空发动机原理
气体动力学基础 一、 填空（30分，每空1分） 1. 气体密度是指_单位容积内气体的质量 _。从微观上讲，密度的大小代表了 _气体分子 的疏密程度-。气体流过航空发动机的喷管时，其密度的变化规律是 —减小 2. 从微观上讲，气体压力是 _大量气体分子无规则运动碰撞器壁的总效应 _。在比容一 定的情况下，气体温度升高，引起气体压力的变化规律是 —增大。 3. 定压比热是指_在压力一定的条件下，1kg 气体 温度升高或降低 1C,所需吸收或放出的 热量_；定压比热与定容比热的关系式可以写成 C p c v R 。 4. 绝热过程是指 气体在和外界没有任何热交换 的前提下， 所进行的热力过程 ；在该 过程中压力和比容的关系式可以写成 邑 （上）k ;该过程的外（容积）功的计算式可以写 P l V 2 、 1 成丨 （p 2 V 2 p 1v 1 ）。 k 1 5?“ 一维定常流”中“一维”是指 _气流参数是一维坐标的函数 _。 6. 可压流的连续性方程可以写成 A V 常数，它说明_在一维定常流 的条件下，流过各 截面的气体流量相等 。 7. 一维定常流能量（焓）方程的一般形式是 i 2 i 1。气体流 过发动机的涡轮时，能量方程可以改写成 V 22 丨，此方程表示的能量转换
关系是气体焓的下降，用来对外作功和增加气体的动能;气体流过发动机进气道时，能量V 2 方程可以改写成i ——常数，此方程表示的能量转换关系是焓和动能之和保持不变。 2 8?滞止压力（总压）是指理想绝能条件下，将气流滞止到速度为零时的压力_。气体流过发动机的进气道时，在不考虑流动损失的情况下，总压的变化规律是不变的。
民用航空器适航管理知识点
适航管理主要内容 第一章 1、适航性、适航标准、适航管理、初始适航、持续适航定义； 2、适航标准的特点及含义； 3、适航性责任； 4、适航管理的宗旨； 5、适航管理的主要内容及方法； 6、适航管理在保障民用航空安全中的作用； 第二章 1、适航管理结构体系及各层管理单位； 2、各地区管理局适航处、各适航审定中心的主要职责； 第三章 1、适航管理立法的必要性； 2、适航管理立法的基本原则； 3、适航管理法规和文件体系的构成及各层主要的法律法规； 4、适航管理相关法规具体针对的内容； 5、适航指令、适航管理程序、咨询通告定义及编号方法； 6、与初始适航、维修、运行相关的法规； 第四章 1、航空器从事国际国内飞行必须携带的证件； 2、国籍登记标志的相关规定； 3、挂旗航空公司的定义； 第五章 1、适航管理各证件的颁发对象、有效期和转让性； 2、生产许可证的申请资格及持有人权利；PC编号； 3、适航证类别及颁发对象；适航证的重新签发； 4、特许飞行证分类及颁发对象； 第六章 1、初始适航管理中适航部门的基本责任； 2、专用条件、适航标准的豁免或等效安全措施的定义； 3、型号设计更改的分类； 4、对型号设计“大改”的批准形式； 5、生产许可证可获得的适航批准； 6、对航空材料、零部件和机载设备的审定批准方式；PMA不适用的条件；PMA，CTSOA 的区别； 7、航空产品的分类，各类航空产品用于国内或出口时应颁发的适航证件； 8、如何保持合格证的完整性：适航指令，使用困难报告； 第七章 1、持续适航管理的三要素； 2、航空器持续适航管理要求：航空器运营人对航空器适航性的责任；运行规章适用的条件；公共航空运营人维修系统的组成及其主要职责；维修记录的要求；ETOPS定义及类别；二类仪表近进分类；民用航空器的年检制度；适航证的签署； 3、维修单位的分类；维修单位通过合格审定需具备的条件；维修放行证明类别；等效安全
[整理]《航空发动机结构分析》思考题答案.
《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2
2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？