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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.
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.
一、引言
20世纪以来，随着航空发动机技术的不断突破，其性能得到了很大的提高。与此同时，航空发动机的各相关成本也在节节攀升，而且在与其性能权衡的过程中逐步凸显出来，成为一个关键问题。
全寿命周期成本（Life Cycle Cost，
LCC）最早是由美国国防部提出的，对于航空发动机来说，LCC是指政府或者其他机构在项目的全寿命周期内所花费的全部支出，这里所提到的全寿命周期一般包括研制、生产和维护、弃置三个阶段。LCC的提出为我们进行成本管理提供了一个新的思路，它的作用至少体现在以下方面：（1）评价竞争项目；（2）寻找成本驱动因素，降低成本；（3）更加准确地预测详细成本；（4）权衡性能与成本。这四个方面的作用都要以LCC的估算为基础。
本文试图以作业成本法的思想为基础，结合已有的研究成果，提出一种新的LCC估算思路，以此改进现有的LCC估算方法。
二、文献回顾
美国国防部于20世纪60年代中期提出了“LCC”的概念，在此之后，包括武器装备在内的产品或系统的LCC估算模型和方法获得了广泛的研究。从国外的情况来看，这些研究主要是集中于美国的一些研制单位和研究机构，比如兰德（Rand）公司、美国国防分析研究所（Institute for Defense Analysese，IDA）、美国航空航天学会（AIAA）等。最早提出的方法是参数估算法（Parametric），它是以航空发动机的性能参数为基础来对LCC进行估算的，运用该方法可以在项目的方案设计阶段对项目的LCC进行估算。J.R.Nelson（1978）在《航空涡轮发动机的全寿命周期成本》一文中提到了兰德公司提出的航空发动机的LCC估算模型，这个模型便是参数估算模型的一种，它是兰德公司在研究了美国29种涡轮发动机的数据以后所建立的，模型中用到了推重比、涡轮进口温度和耗油率等参数。与参数估算法几乎同一时间出现的还有类推估算法（Analogous），这种方法是以参照发动机的LCC为基础来估算新研制发动机的LCC。Boehm（1981）在《软件工程经济》一文中提到了类推成本估算法，这种方法简单易行，通常也用于项目的早期阶段，但其估算结果很大程度上取决于新研制发动机与参照发动机的相似性。随着项目的逐步推进，详细的工程分析得以进行，这便为“自下而上（Bottom-up）”估算法的提出创造了条件。这种方法也被称为工程估算法，它是利用工程分解结构自下而上地逐项计算成本，将整个项目在寿命周期内的所有成本单元累加起来得出LCC的估计值。以上提到的三种方法是较为传统的方法，R.Curran（2004）等人在《航空工程成本模型回顾：遗传因果关系的方法》一文中对近些年来所提出的一些新的方法作了阐述，包括基于特征建模法（Feature-based modelling）、模糊逻辑法（Fuzzy logic）、神经网络法（Neural networks）、不确定性法（Uncertainty）、数据挖掘法（Data mining）。除了美国学者在这方面所作出的贡献外，英国南安普顿大学的S.V.Tammineni（2009）等人提出了基于知识的航空燃气涡轮发动机的成本建模方法，这也是一种较为新颖的方法。
国内的相关研究起步较晚，较早对这一问题进行系统研究的是李屹辉（2000），在其硕士论文《军用航空发动机全寿命费用分析研究》中，李屹辉构建了航空发动机在寿命周期各个阶段的成本估算模型，但由于数据较难搜集，没能确定模型中变量的系数。在这之后，很多学者将研究的重点放在了研制成本的估算上，比如徐哲、刘荣（2005）用偏最小二乘回归法来估算武器装备的研制成本，杨梅英、沈梅子（2006）用灰色组合模型来估算发动机的研制成本，但这两篇文章所用的数据都是美国的。也有学者由于数据较难搜集转而提出一些成本估算的框架，比如尹峰、刘劲松（2006）在《发动机研制费用的测算》一文中以工程估算法为基础构建了成本要素框架，谭云涛、郭波（2007）提出了基于CAIV的航空发动机性能与费用的综合权衡模型框架。除了以上提到的参数估算法和工程估算法，周琦、李震模（1999）用神经网络法对导弹武器系统的研制成本进行了估算。总的来说，国内的研究由于数据搜集问题较难开展。
从国内外的研究情况来看，不论是传统的估算方法，还是较新的估算方法，都有一个共同的缺陷——细化程度不够，成本估算以主要性能参数为输入，直接以LCC为输出，不能对成本形成的原因进行识别和控制。本文试图在性能参数和LCC之间架起“作业”的桥梁，以便更加准确地估算LCC和更好地进行成本控制。
三、基于作业成本法的航空发动机全寿命周期成本估算
（一）作业成本法
作业成本法（activity-based c-
osting，ABC）的基本思想最早由美国会计学者科勒在20世纪30年代末40年代初提出，随着间接费用在产品总成本中的份额越来越大，传统的成本核算方法逐渐露出弊端，作业成本法应运而生。这种方法以作业为间接费用归集对象，通过资源动因的确认、计量，将资源费用归集到作业上，再通过作业动因的确认、计量，将作业成本归集到产品上，其流程如图1所示。
（Nanjing Jincheng College of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211156，China）
摘要：航空发动机安全可靠的快速起动是保证其顺利进入正常工作的前提，发动机在地面和高空起动特点各不相同，在对起动过程的模拟研究中，对发动机地面与高空起动特点进行深入的分析是极为重要的先决条件。
Abstract: The quick, safe and reliable starting of aircraft engine is the premise to ensure the smooth entry into work. The characteristics of engine starting at ground and in high altitude are different. In the simulation study process of starting, the depth analysis of the characteristics at ground and high altitude is the extremely important prerequisite.
关键词：航空发动机 起动特性 地面起动 高空起动
Key words: aircraft engine；starting characteristics；ground starting；high altitude starting
中图分类号：TK44文献标识码：A文章编号：1006-4311（2011）15-0034-02
0引言
根据不同需求，航空发动机起动过程可分为两种[1]：地面起动和空中起动。地面起动即发动机在地面从静止的停车状态加速到慢车状态的过程，空中起动即发动机空中停车再点火起动加速到慢车状态的过程。发动机可靠、快速的起动过程对保证军用飞机的作战效能至关重要，起动性能的好坏是衡量航空发动机综合性能的一项重要指标。
1发动机起动过程概述
1.1 地面起动航空发动机从零转速加速到慢车转速的过程称为起动过程。发动机在地面起动时必须依靠外界动力源，因为这个时候没有空气流过发动机，如果向燃烧室喷油点火只能将发动机烧损而转子不会转动起来。只有达到一定的转速后，燃烧室内的气流才能建立起稳定燃烧所需要的气流压力和温度，因此发动机地面起动必须依靠起动机带转。一般情况下，发动机的地面起动包含以下三个阶段[3]，如图1所示。
图1中，M■为起动机的扭矩，M■为涡轮扭矩，M■为压气机扭矩，η■为带动附件及克服摩擦的效率，M■/η■为起动过程的阻力矩。
第一阶段：在未向燃烧室供油时，起动机功率输出轴带动发动机高压转子旋转到接近点火转速n1。第二阶段：在燃烧室内点燃燃油，涡轮产生功率。当涡轮的扭矩恰好等于阻力矩时，发动机的转速n■■称为最小平衡转速。按理，当n>n■■后，M■>M■/η■，发动机可独自起动。但为了安全可靠地起动，通常在这一阶段起动机继续工作，辅助涡轮将发动机转速带至大约是（1~2）倍最小平衡转速（接近n2）。第三阶段：发动机转速达到n2时，涡轮产生的功率已经明显大于压气机所消耗的功率，在控制系统作用下起动机脱开与发动机高压轴的联接，发动机依靠涡轮的剩余扭矩将发动机独自从n2加速到慢车转速ni。
1.2 发动机高空起动过程航空发动机在空中工作时，由于种种原因可能造成空中停车，这时需要重新起动。典型的发动机空中起动包线图如图2所示[4]。空中起动与地面起动不同。按起动初始转速划分，高空起动分两种类型：起动机带转起动和风车点火起动。飞机在高空飞行时，受进口气流影响，发动机转子可维持一定的初始转速。当初始转速足够高时（大于某一转速n1），可直接点火起动；否则，飞机需要借助俯冲或起动机带转来提高核心机的转速，达到点火转速后方可点火起动。
2发动机地面起动特点分析
2.1 低温起动在平原地区，大气温度对发动机的起动有着很大的影响。在严寒季节，大气温度很低，燃料的粘度增大，挥发性不好，雾化和汽化的质量也变差，因而在燃烧室内产生火源和形成稳定火焰的条件都变差。一般来说，大气温度降低到-30℃时，起动点火装置尚能产生稳定的点火源，但是，燃料系统喷出的燃料所形成的混合气，被点火源点燃和形成稳定火焰所需要的时间，却随着大气温度的降低而增长。这会使涡轮参加工作的时间推迟，起动过程所需时间增长。
同时，由于大气温度降低，大气密度增大，发动机空气流量增大，压气机消耗功率随之增大；大气温度降低，会使滑油变稠，摩擦力矩也随之增大。在起动机功率不变的条件下，起动过程第一、二阶段的剩余功率将会减少，起动的可靠程度随着大气温度的降低而变差。有时甚至出现在起动过程的某个转速下，剩余功率等于零而造成“冷悬挂”现象。
2.2 高温起动在炎热季节，大气温度较高，一般来说发动机比较容易起动。但是，大气温度过高时，空气密度低，发动机空气质量流量小，起动过程中容易形成混合气富油，涡轮前温度高，可能引起压气机进入气动不稳定状态，结果出现涡轮前温度高而转速停止增加的“热悬挂”现象。
此外，某些发动机，在大气温度较高的条件下（如30℃以上）再次起动时，由于发动机停车不久，燃烧室内的壁温仍然较高，流经燃烧室的空气受热膨胀，密度较小，这时，起动的燃料就嫌过多，以至于混合气过于富油，不能被电嘴产生的火花点燃，不能形成点火源，发动机无法正常起动。因此，在大气温度较高的情况下，发动机停车后，应该对发动机进行充分的冷却，以利于发动机再次起动[4]。
2.3 高原起动发动机的起动过程，先由电动机起动燃气涡轮起动机，再由燃气涡轮起动机起动发动机。进驻高原机场，空气稀薄，进入燃气涡轮起动机和发动机的空气流量减小，燃气涡轮起动机和发动机的功率都将减小，起动过程中的剩余功率减小，导致发动机转子的加速度减小，特别是起动第一阶段，有可能起动机功率不足以带动发动机运转到点火转速以上，至少加速度会减小，延长起动时间。同时，由于高原地区发动机空气流量小，为了保证发动机起动可靠，需要调整起动供油量。如果起动供油量没有同空气流量成比例地减小，例如发动机空气流量减小很多，起动供油量减小得很少，就会在燃烧室内形成富油燃烧，使涡轮参与工作早，排气温度上升快、数值高[4]。
当供油量调整不当时，对燃烧室混合气的余气系数和涡轮前燃气温度的影响较大，易发生转速悬挂。如果起动过程中，压气机发生轻微失速，引起压气机需用功率增大，也极有可能发生转速悬挂。
3发动机高空起动特点分析
与地面起动相比，航空发动机的空中起动有一些不同的特点。具体如下：
3.1 发动机空中起动一般不需要起动机带转[5]发动机在空中停车后，其转子在迎面气流的作用下继续旋转。虽然压气机和涡轮都处于远离设计点的工作条件，具有非常低的效率，但仍然可以建立起稳定的工作状态，即“风车”状态。在喷管未临界时，发动机风车状态转速仅取决行马赫数，随着飞行马赫数的增加，风车转速增加，喷口达到临界后，发动机换算转速保持不变，而物理转速却随着发动机进口温度的增加而增加，风车转速一般为50%~70%，在转速低的情况下，由于进口来流滞止造成发动机进口压力增加很多，使涡轮中的压降增大，平衡转速n■■明显降低，因此空中起动一般不需要起动机带转。
3.2 发动机在高空熄火情况下再起动，并不一定处在完全风车状态[6]由文献[6]得知，发动机在高空遭遇空中停车后，发动机转子转速迅速降低，需要立即点火重新起动。如果错过最佳点火时机，当转子转速低于发动机空中起动下限转速（15%）时，由于燃烧室进口气流速度较低，不利于燃油雾化，将给燃烧室重新点火带来很大困难。此时，需要借助飞机俯冲或起动机带转来提高核心机转速，达到点火转速后方可点火起动。
3.3 空中点火条件差点火随着高度的增加变得愈加困难，随着高度的增加，发动机进口温度和压力降低，空气密度减小，涡轮剩余扭矩减小，而燃烧室进口气流速度增加，给点火造成了很大困难。另一方面，由于压气机出口压力相当低，使得起动点火条件恶化，燃烧室内稳定工作的余气系数α的变化范围大大缩小，甚至不能点燃燃烧室内的混合气，这使得高空起动时点燃的范围非常狭窄。由此可见，在飞行中发动机从自转可靠地起动只是在一定的（对每一台发动机而言）飞行高度即空中起动边界以下，并且是在比较狭小的飞行速度范围之内才有可能，飞行速度范围的下限是由发动机自转时不大的转速所限制，而其上限则被恶劣的主燃烧室点火条件以及复杂的起动供油规律等所限制。
因此，在飞行中发动机突然遭遇空中停车，或短时间被迫停车（例如为了消除压气机中气流的严重分离而被迫停车）等情况下，在发动机进入自转状态之前，即发动机转速还没有大幅度下降的情况下就点火，并向燃烧室供应必须的燃油量，将使航空发动机可靠起动的程度大为提高，但如果错过最佳点火时机，当转子转速低于发动机空中起动下限转速时，则需要借助飞机俯冲或起动机带转来提高核心机转速，达到点火转速后方可点火起动。
4结语
航空发动机地面与高空起动特点各不相同，在对每种起动特点分析透彻后，将对研究整个起动过程起到关键性的作用。
参考文献：
[1]廉筱纯，吴虎.航空发动机原理.西安：西北工业大学出版社，2005.6.
[2]王勤芳.燃气涡轮发动机原理.南京航空航天大学.2006.8.
[3]周文祥.航空发动机及控制系统建模与面向对象的仿真研究.南京：南京航空航天大学博士论文，2006.9.
1 引言
发动机发生喘振时，气流会沿压气机轴向发生低频率高振幅的气流震荡，这种震荡会带动压气机的叶片产生强烈的震动，使叶片在短时间内发生严重损坏或断裂，导致发动机流道受损，严重导致报废。所以消喘系统的完好性对发动机至关重要。
2 发动机消喘系统工作原理
2.1 消喘系统的功用
发动机出现喘振时能自动退出喘振状态，所采取的措施如下：（1）短时间接通消喘系统的同时，转动高压压气机可调导向器叶片；（2）增大尾喷口临界截面积；（3）接通遭遇起动，随后恢复发动机原来的工作状态。
2.2消喘系统的组成
（1）综合调节器。综合调节器防喘保护通道的功用是，当发动机出现喘振和超温时，通过控制发动机燃油通道和几何通道，来消除发动机喘振和超温，并将发动机恢复到原稳定状态。（2）空气压力受感部。空气压力受感部接收高压压气机后的空气总压（P02）和静压（P2），并把空气总压和静压输送到喘振信号器。安装位置在高压压气机九级整流叶片中间的通道内。（3）喘振信号器。喘振信号器为变压器式，测量压差工作范围0.1～2.2f/2。测量压差PCK的数值和符号，并向防喘保护装置传输电信号。安装位置在外涵道前机匣上。（4）执行机构。通过接收喘振信号，完成一系列消喘动作。
2.3 消喘系统电气附件工作过程
当发动机出现喘振征兆时，喘振信号器的输出电压发生变化，该输出电压被传输到发动机综合调节器的防喘保护装置。
喘振信号器的输出电压有两个分量：正比于压差平均值PCK1的不变分量和正比于压力脉动PCK2的交变分量。在防喘保护装置内，按照PCK1和PCK2来测量输出电压。
如果高压压气机转速n2
在解除“К1”指令后，“К1”指令在发动机起动自动器内保持（8±1.6）秒。当n2
2.4消喘系统机械液压部分工作过程
2.4.1喷管临界截面面积重调机构的工作
当发动机消除喘振系统工作时，油泵调节器输出定压油信号，该定压油作用在喷管重调机构活塞下腔。活塞在油压力作用下，克服弹簧力带动传动拨杆上移，由于传动拨杆与差动机构齿轮轴不在一个平面内，使传动拨杆绕齿轮轴转动，通过差动机构带动带误差凸轮的齿轮转动，并使误差凸轮也转动，误差凸轮杠杆再带动分油活门衬筒上移，打开活塞上腔的回油路，使分油活门上移，开大喷管临界截面面积，增大发动机压气机的稳定裕度。
2.4.2高压压气机导流叶片调节系统的工作
当消除喘振系统工作时，电磁活门通电，定压活门来油输入到高压压气机导流叶片重调器重调机构活塞右腔，使活塞左移，通过杠杆机构带动分油活门右移，作动筒活塞左腔来油，右腔回油，作动筒活塞右移，使导流叶片朝减小发动机空气流量方向转动，增大了发动机的稳定工作裕度。当电磁活门断电时，电磁活门切断定压活门的来油，重调机构活塞在弹簧力作用下，恢复到原工作状态。
3故障定位及原因分析
某日某单位，发动机地面试车检查消喘系统时，发动机转速n2由85.7%下降到44.2%，涡轮后温度下降180℃，经过约13秒钟后发动机参数恢复正常。进行主泵调节器放气，经多次检查故障现象未消失。
分析故障原因有以下几种可能性：
3.1综合调节器故障
综合调节器收到地面检查仪发出喘振信号后，向电磁活门发出周期性指令：接通1.5±0.2秒，断开0.5±0.2秒。由于综合调节器质量问题导致发出消喘指令持续时间出现问题，电磁活门接通时间过长，导致发动机切油过深。
3.2主泵调节器故障
主泵调节器液压继电器从结构上保证当切油时间过长时切断齿轮泵后高压燃油通往主燃油分配器油路，避免发动机因切油时间过常停车。综合调节器收到地面检查仪发出喘振信号后，向电磁活门发出周期性工作指令。液压继电器时间调整层板节流器依据本身流量调节发动机切油时间长短。如果层板节流器堵塞或者液压继电器分油柱塞卡滞，运动不灵活将会导致发动机因切油时间过深而导致发动机停车。
3.3燃油分配器故障
油泵调节器中的定压活门的油液通往分配器活门右边，放油断流活门左移，切断了分配器活门右边回油路，因而有压力升高，分配器活门左移切断了通往主、副输油圈的油路，燃烧室供油中断。当发动机喘振信号消失时，发动机停车活门退出工作，切断了油泵调节器定压活门通往分配器活门右边的油路，放油断流活门在左边弹簧力作用下右移，打开分配器活门右边的回油路，分配器活门右边压力下降，在其左边油压作用下右移，打开了通往主副输油圈的油路，恢复向燃烧室的供油。
外场先后更换综合调节器、主泵调节器后，地面试车检查故障现象再现，说明该故障不是由二者引起。后更换燃油分配器后地面试车检查消喘系统正常，确定该故障是由燃油泵分配器故障引起的。
4结语
航空发动机作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要表现。而发动机内部的每个分系统也都直接的影响发动机的性能，所以消喘系统也是保证发动机、飞机以及驾驶人员安全性的重要组成部分。本论文对航空发动机消喘系统进行了原理上的讲解以及结合具体故障对涉及该系统的各个附件进行了分析，为以后遇到此类故障提供了排故思路，也为以后其他型号的发动机的研发和设计提供了经验。
一、模拟的类型
1.模拟的基本类型
模拟是以科学技术理论与实践为基础，在一定环境与条件下，将研究对象用其它手段进行模仿的一种实验方法。该方法不直接涉及研究对象固有的现象与过程本身，而是设计一个和该现象与过程相似的模型，并通过该模型间接地呈现出该现象与过程。模拟实验的目的主要是便于经济地检验、验证、再现、发现或揭示该现象与过程的特征、演变规律与内在机制。
模拟的基本类型有物理模拟与计算机模拟。
物理模拟是制作和某现象与过程相似的物理模型，并对该模型研究，获取该现象与过程的特征。
计算机模拟是利用计算机对某现象与过程进行求解、分析、判断以及图像显示等，得出该现象与过程的特征。计算机模拟有模型模拟和统计模拟两种基本方法。
2.模拟实验方法的进展特征
科学技术的发展，对许多航空航天系统有越来越严格的性能要求[4-7]。为探索性能的未知特性，实时评估与预测性能退化轨迹，科学技术研究已经从静态发展到动态、从线性发展到非线性、从确定性参数发展到不确定性参数、从不变性函数发展到多变性函数。面对这些新问题，现有研究所采用的模拟实验方法取得了许多进展。
以近年来航空航天技术领域的某些中文科技论文为案例，经研究发现，模拟实验方法的最新进展以依赖问题的属性信息和现场信息为特征，旨在求解动态、非线性、不确定性与多变性等复杂问题，根据对问题信息的依赖特征，将现有的模拟实验方法归纳为属性依赖法与现场依赖法。
二、属性依赖法
属性依赖法是基于属性、目标属性与层次属性等3个信息要素的模拟实验方法。
属性是问题的抽象刻画，表示问题的性质与关系。性质表示问题的固有特征，关系表示不同问题之间的性质传承与影响。
目标属性是期望得到的对问题属性的某种解答或认知。
层次属性是目标属性的分解，即将目标属性分解为若干个子属性。若子属性彼此独立，则称为同层次子属性;否则称为非同层次子属性。层次按从低到高的顺序分为多层，目标属性依赖于最高层子属性，最高层子属性依赖于次高层子属性，依次类推，直到最低层子属性。
根据目标属性的不同，属性依赖法又细分为同步进化法与层次进化法。
1.同步进化法
同步进化法是将问题分解成低一层次的多个彼此独立的子问题，用基本模拟方法逐个解决各子问题，最后融合出结果。这是一种化整为零、逐个击破、同步进化的方法。具体做法是，若目标属性是由多个低一层次的独立子属性综合构成，则可以根据各独立子属性的特征，进行子属性模拟，然后推断各子属性的模拟结果，使各子属性由低层次同步进化至高层次，获得目标属性特征。
例如，揭示航空发动机非线性动力学特征是相关领域的一个重要问题。为此，文献[7]综合现有方法的优点，提出一种振动耦合动力学模型，计算出系统非线性响应，并在两个航空发动机转子模拟装置上进行模态实验，发现计算结果与实验结果有很好的吻合性。
在这个案例中，非线性响应特征问题被分解为2个同层次的子问题，即理论建模计算与模态实验，2个子问题解答的融合是将计算结果与实验结果进行对比分析。可以看出，解决这2个子问题的实验模拟方法分别是物理模拟和计算机模型模拟，经过对2种模拟结果的对比检验，最终推断出航空发动机非线性响应的某些特征，为探索航空发动机非线性动力学特征提供了新思路。
2.层次进化法
层次进化法是将问题按属性层次由低到高地分解成多个前后有联系的子问题，用基本模拟方法逐步解决各子问题，最后直接得到结果。该方法的特点是化整为零、逐步击破、依次进化。具体做法是，若目标属性可以分解为多个彼此低一层次的关联子属性，则可以根据各子属性的特征，按照设计好的步骤，依次进行子属性模拟，逐步使属性由低层次向高层次进化，逼近目标属性特征。
例如，航空发动机的故障诊断技术对发动机性能的可靠性、维护性和保障性有重要影响。但是，现有研究主要关注故障诊断算法的有效性，尚未有效验证故障检测率、定位率与虚警率等指标，从而无法定量评价故障诊断系统性能。这里的问题是如何定量评价故障诊断系统性能?
为此，文献[4]将问题分解为混合卡尔曼滤波器组故障诊断理论，发动机故障诊断系统和故障诊断实验等3个不同层次的子问题。这3个层次的进化关系为：(1)用计算机模型模拟方法构建混合卡尔曼滤波器组，为发动机故障诊断系统奠定理论模型基础;(2)基于理论模型，针对民用涡扇发动机常见的4种故障，用物理模型模拟方法搭建发动机故障诊断系统，为故障诊断实验奠定基础;(3)基于故障诊断系统，用统计模拟法评价出发动机故障诊断系统性能的定量指标值。
在该案例中，依次解决3个子问题的实验模拟方法分别是计算机模型模拟、物理模型模拟和统计模拟，最终目标是实现故障诊断系统性能的定量评价，为工程实践提供了重要依据。
三、现场依赖法
现场依赖法是基于时间序列和参数序列的模拟实验方法，时间序列和参数序列统称为序列。时间序列是将某现象的某一个指标在不同时间上的各个数值按时间先后顺序排列而形成的序列，序列中的信息与时间密切相关。参数序列是由某现象的某些特征值构成的序列，序列中的信息与时间没有关系。
现场依赖法是指依赖于问题真实现场信息的一种模拟实验方法，其特点是，在模拟实验中有现场的实时信息输入、输出与交流，可以及时矫正评估与预测结果。按照现场实时信息特征，现场依赖法可以细分为时间序列依赖法与参数序列依赖法。
1.时间序列依赖法
时间序列依赖法是根据现场实时信息的输入时间序列来实施输出序列运行轨迹评估与预测的一种模拟实验方法。
不确定性的输入时间序列干扰会导致输出时间序列运行轨迹发生未知的非线性与多变性演化，通过将外界的真实或模拟真实的时序干扰输入模拟实验系统，获取输出时间序列的演化响应机制，及时预测与矫正其运行轨迹，可以为真实航空航天系统的可靠运行奠定基础。
例如，为揭示大气阻力导致卫星轨道衰减的机制，文献[1]构建了模拟实验系统，将地球扁率与大气阻力摄动影响作为输入时间序列，通过模型模拟输出轨道根数变化，获取卫星轨道高度衰减结果即输出时间序列。其中，依赖的现场实时信息是经模拟改进的用某卫星高精度加速度仪测量得到的大气密度数据。尽管热层大气密度数据呈现出明显的动态、非线性、不确定性与多变性时序特征，模拟轨道序列与卫星实际轨道序列仍然保持一致，发现了卫星运行轨迹演变的新特性，研究成果具有创新性。
2.参数序列依赖法
参数序列依赖法是根据现场实时信息的输入参数序列来实施输出序列运行轨迹评估与预测的一种模拟实验方法。
常见参数有刚度、阻尼、固有频率、压力、流量与温度等，多种参数的组合构成参数序列。模拟实验系统的参数序列取值应该与真实系统的参数序列保持一致，才能可信赖地实施输出序列运行轨迹评估与预测。
例如，文献[8]的卫星在轨微振动环境模拟实验，用物理模拟方法构建出低频弹性支撑装置，揭示出自由边界条件对卫星动力学特征的影响机制，为提高卫星在轨微振动地面模拟实验精度奠定了基础。其中，依赖的现场实时信息是微振动扰振，输入参数序列为激振力参数，输出序列为模拟卫星弹性体的模态相应。
四、结 语
基于科学技术问题的属性信息和现场信息特征，提出模拟实验的属性依赖法与现场依赖法，可以解决动态、非线性、不确定性与多变性问题，为模拟实验方法的发展提供新思路。
模拟实验方法归类为科学技术研究方法论，合理运用属性依赖法与现场依赖法可以有效地验证或再现研究对象的表现，揭示其演变规律，发现某些未知特性。
科研：“我会再接再厉”
记：非常感谢曹教授能在百忙之中抽出时间接受我们采访，希望这不会影响到您其他的工作安排。
曹：不必客气，有什么问题你们可以随便提问。
记：曹教授，我们知道您现在担任哈工大航空学院的飞行器动力学与控制团队责任教授以及动力学与振动控制实验室主任，目前主要从事航天器空间飞行器然后航空发动机、大型发电机等复杂机构与结构的非线性耦合动力学与振动控制方面的研究工作。请问您是从什么时候开始研究的，目前主要取得了哪些成绩？
曹：2006年5月，我结束在英国兰开斯特大学的科研工作回国后，来到哈工大工作。此后，我就开始从事转子系统，包括大型气能发动机组、大型风力发电设备、航空发动机等旋转机械的振动与稳定性问题的一些研究，并在转子轴承的油膜力表征、带叶片盘的转子轴承系统的非线性振动、叶片机匣的碰摩力表征以及双转子系统的复合碰摩等方面都取得了一些成果。关于这方面的研究论文，主要发表在了英国《机械工程师会刊：工程摩擦学》、《摩擦学国际》、英国《声与振动》、美国机械工程师协会的《振动与声学》、《振动与控制》和《国际机械科学》、《振动与冲击》、《力学季刊》、《航空动力学报》等国内外知名学术刊物，同时还包括一些在国内外的学术会议上报告和交流的一些论文。
2008年，我参加了国家自然科学基金重大研究计划“近空间飞行器关键基础科学问题”，并且主持了高超声飞行器非线性耦合动力学与热弹性颤振控制相关的两个培育项目，因此在机翼以及臂板颤振和控制方面也取得一些成果，提出了包含非线性反馈在内的组合控制律，适用于不同飞行速度的递进式控制律，不同程度地提高了颤振的临界速度。这些相关的成果发表在《中国科学》、《非线性动力学》、《国际声与振动杂志》等学术刊物上。
另外，在航天器研究方面，我从2010年开始着手研究航天器的部件以及卫星和火箭之间的隔振问题，包括主动隔振，被动隔振，主被动一体化的减振、隔振问题，同时还主持了相关的减振/隔振的几个项目。从研究思路来说，我们主要是采取了电磁式的隔振器，包括这个现在用的很新的隔振平台技术方面的工作，并且设计了相应的隔振平台，从而获得了比较好的隔振效果。目前，这部分工作还正在开展当中。
实事求是地说，这些年来我们的研究工作虽然已经取得了一些成绩，但有很多工作还需要深入研究，还需要进一步努力，同时还要多跟国内外的同行进行交流。
记：说到学术交流，我们知道您参加过很多国内外专业学术讨论会，并作了很多重要的学术报告，给您印象最深刻哪次会议，会议起到哪些作用？
曹：是的，我确实受邀参加过很多国际会议，在这些国际会议中，我大多担任分会场主席，主持讨论。此外，我自己也组织过相关的国际会议。要说印象最深刻的学术会议，我觉得2012年在北京召开的第23届国际理论与应用力学大会（International Congress of Theoretical and Applied Mechanics，简称ICTAM）作为国际力学界最权威的学术联合体IUTAM组织的最重要的学术大会，自1924年在荷兰代尔夫特市首次举办后，每4年举办1次，迄今已经在世界范围内成功举办了22次。由于IUTAM的权威性，ICTAM大会在国际力学界有着强大的号召力，被誉为国际力学界的“奥林匹克盛会”。由胡海岩院士主持召开。据不完全统计，有来自世界各地的1300多名力学工作者参加了第22届ICTAM大会的学术交流，共收录论文1322篇论文，其中包括来自中国大陆的近200篇论文。因此，从这个角度而言，这个会议能够在我们国家召开，不仅是我国力学界的一次盛举，而且充分体现了近年来中国力学水平的提高，是我们国家力学研究跻身于世界前列的一个表现。
对于这个会议，我的印象非常深刻，这个会议在我们国家召开，应该说对于我国的力学研究，尤其是动力学与控制及其工程应用的研究与发展起到了非常积极的作用。
记：作为哈工大航天学院的教授、博士生导师，您对我国航天事业现状肯定有很深的了解。那么，您认为我国在航天航空领域还有哪些不足？
曹：我从事的是关于航天器结构振动与控制方面一些研究工作，所以还是着重从这个角度来谈一谈吧。应该说，我国近些年在这些领域的研究取得了很大的进步，但是还有很多相关的挑战性的问题，比如大型航天器柔性结构振动对姿态运动、轨道稳定性等的影响，又比如说柔性结构振动与姿轨运动的协调控制器的设计与实现、连接铰间隙带来的非光滑系统动力学与控制问题，都需要深入的研究。
从航空领域来说，涉及大飞机的大展弦比机翼的颤振及其抑制也需要开展仔细地研究。此外，航空发动机转子系统振动问题同样是亟待解决的关键问题之一。
教学：“关键还是要培养学生的独立科研能力和创新能力”
记：作为博士生导师，您最注重对学生哪些方面的培养，目前为止您培养过多少优秀的博士生，他们都在哪些领域为国家做着贡献？
曹：就博士生培养而言，我认为最重要的还是要培养学生的独立进行科研工作的能力，简而言之，就是要着重培养学生的科研创新能力。也就是说，要在科研过程中，培养学生发现问题和解决问题的能力。当然，除了这些，还需要培养学生具备一些与科学研究相关的工作能力。比如说，从问题的提出到申请相应的项目，然后对这个项目进行相应的计划和解决，最后写出相应的科研报告等等，各个方面都需要培养。与此同时，导师还应当关注学生的修为和交流能力，比如说沟通与学术交流方面的能力培养、国际视野的培养等。
基于这些理由，我们会鼓励学生参加相应的国际会议，并且也会派出学生进行联合培养，同时我们因为自己组织过一些国际国内的学术会议，所以我们的学生在这个过程当中，也参与了这样一个国际国内学术会议的组织安排等这样一些工作。应该说，在博士生的培养方面，我们做的工作应该是比较全面的。
我在国外工作的时间比较长，2006年才回国，因此直到2006年我才开始带自己的研究生。迄今为止，已有9人获得了博士学位，他们分别在相关的科研院所和高等院校工作，如涉及航空航天的研究院所、南京理工大学、哈尔滨工程大学等单位。
至于说为国家做出了哪些重要贡献，我想到现在还说不上。不过，从我了解到的情况来说，他们目前都已经在各自的工作岗位上发挥了一些积极的作用。
记：除了在哈工大从事教育工作，您还曾到香港、英国、澳大利亚等海内外进行访问或教学，在这一过程您感觉和国外的教育方面有哪些差别？
曹：这个问题，我可以简单地谈一点自己的看法。1996年和1999年，我在香港理工大学的土木与结构工程系做了一些合作研究，2000―2006年在英国兰开斯特大学物理系，也是做一些合作研究，后来去澳大利亚做了一个短期的访问。通过在这些个国家和地区的合作研究，我本人也确实接触到了一些新的东西，从而了解到国外教学与研究方式跟我们当然有一些区别。
我认为国外的教育跟我们最大的一个区别就是他们更注重启发式的教学，并且更关注学生动手能力的培养，尤其是在研究成果的展示方面，外国的学生具有相当的优势。因为他们从高中、大学、研究生到博士生都一直有相应的展示的机会，都要做相应的研究与交流，还要做相应的报告。所以国外学生在成果展示以及和外界的交流等方面，具有一定的优势。但从另外一个角度来看，我们中国学生的基础更好，更扎实，学的东西也更多一些。
因此，我们经常可以看到这样一种情况，就是中国的学生大概在刚毕业的一两年，如果要和国外的学生去竞争的话，那么在成果展示和交流能力方面可能会稍微差一些，但是一旦我们熟悉了国外学生的研究方法，应该说中国的学生还是很有优势的。
目标：“教学与科研工作应当并举，不可偏废”
【论文摘要】针对目前航空发动机典型零件一叶片类零件工装设计现状，创建了三维工序数模驱动的叶片类零件工装设计系统，阐述了系统的优点、结构、功能、工作流程，并以ug二次开发实现了原型系统。通过在国内某大型航空发动机公司进行应用，大大提高了叶片类零件工装设计的效率，缩短了设计时间。
航空发动机是飞机的关键部件，而叶片类零件则是航空发动机的核心零件之一，也是发动机研制和批产的“瓶颈”环节。其特点是结构复杂、品种、数量繁多，对发动机的性能影响大、设计和制造周期长、工作量大。由于叶片类零件种类多，叶型、榫头的形状复杂，其工装设计也相对复杂。有效的工装设计可以提高工装设计效率、提高工装(包括零部件)重用度、缩短工装制造周期、降低工装制造成本。
目前工装设计选择的cad平台主要以电子图板方式在企业工装设计领域使用，即人工进行工装结构设计、参数计算，然后利用cad软件平台进行绘图、出图。其中大部分企业采用二维cad基本上只解决工装绘图问题，起到了电子图板的作用，但是参数化功能不足，设计效率低。而极少数采用三维cad软件的企业由于三维实体造型速度慢，三维实体模型虚拟装配繁琐，输出符合国标的二维工程图速度更慢等因素并没有在工装设计中切实的发挥出三维cad软件强大的实体造型和参数化驱动等功能。
基于上述的工装设计的实际情况，提出以压气机叶片为对象，开发工序数模驱动的叶片类零件的工装设计系统。本系统的设计思想是基于航空发动机中不同级的叶片，很大一部分在拓扑结构上一样，装夹方式也相同，只在尺寸上有差异，如图1所示。因此设计这些叶片的工装时，采用基于实例的三维工序驱动的设计方法，即实现工序数模驱动下的工装数模自动进行尺寸调整，形成新的工装数模，并通过设计者局部小的修改后，形成最终的满足要求的新工装。
1系统特点
本系统与翼宠cad彰工装设计相比，具有以下的特点。
1．1实现工艺工装并行设计
传统的工艺过程设计和夹具设计过程是相分离的，通常由工艺设计部门进行零件的工艺设计，生成详细的加工工序后，将有关信息传递给工装设计部门，由它完成工装设计。然而，建立基于面向工装设计的工艺成熟度模型，在pdm产品数据管理平台上，直接使用同一数据源三维模型，定制工艺、工装并行设计业务流程，从而实现工装工艺的并行设计。
1．2三维工序数模驱动工装设计
其核心思想是通过工序数模中包含的工艺特征信息(如基准特征信息、定位及夹紧基准信息、精度特征信息、材料特征信息和管理特征信息等)来驱动工装中的相关组件，使这些组件在空间位置和尺寸上做相应的调整，从而达到自动生成新工装的目的。
1．3基于pdm的集成化工装数据管理
基于pdm平台，建立单一数据源的工装数据库，保证工装数据的唯一性、实时性、有效性和安全性。工装基础数据和信息包括：产品信息、工艺信息、已有工装信息、工装标准件库、典型构架．结构库、加工设备接口信息，工装设计经验知识等。通过对工装基础数据和信息的有效组织和利用，创造能让工装设计人员迅速、有效地掌握和借鉴已有工装设计经验的环境，从而提高工装设计速度。
2系统体系结构
基于上述特点，本系统以oracle为底层数据库，以tcenterprise(pdm)为数据管理平台，以ugnx3．0为cad支撑系统，采用ug／openapi对ug进行二次开发，运用参数化建模方法和专家系统等技术，实现工装的快速设计；所有工装数据全部基于pdm系统实现统一管理，保证工装数据的唯一性、实时l生、有效性和安全性。
基于以上思路，本系统由工序模型设计子系统、工装设计子系统、工装实例添加子系统三部分组成，具体系统体系结构，如图2所示。
3系统工作流程
系统采用工序数模驱动的工装设计方法，其工作流程，如图3所示。
3．1建立新的工序数模
这是新工装设计的驱动力，是工装模型进行自适应变化的信息来源。
3．2建立典型工装装配体模型
这是新工装设计的基础，即典型实例模型将根据新工装数模中的信息做相应的变化，形成新的工装模型。
3．3新工装的形成过程
新工装的形成过程主要是在新工序数模驱动下的自动化过程。首先，需要找到合适的典型工装；然后，将这个工装装配体模型另存为新名字，同时修改各组件的名字；再次，将新工序数模装配进去，执行相关程序，使装配体各个组件及相互配合关系发生改变；最后，手动进行某些细节的修改，从而形成最终的新工装。
4系统功能
系统的功能主要分为三部分：工序数模设计功能、基于实例的工装设计功能、实例添加向导功能。
4．1工序数模设计模块
主要提供计算机辅助造型、数模属性添加两类功能。具体功能：(1)叶片零件模型叶身截型线造型功能；(2)叶身数据处理完成叶身的造型功能；(3)叶身的叶根叶尖的延伸功he；(4)凸台的造型功能；(5)榫头的造型功能；(6)对工序模型各部分进行布尔并运算生成工序模型；(7)向工序模型添加相关属性等功能。
4．2工装设计模块
三维工序驱动的工装设计系统的功能主要为：工装设块提供基于工序数模的工装设。工序数模驱动的工装设计，其核心思想是通过工序数模中包含的信息来驱动工装中的相关组件，使这些组件在空间位置和尺寸上做相应的调整，从而达到自动生成新工装的目的。改设计思想中包含有三个关键的技术：工序数模包含的信息、工装组件数模包含的信息、工装装配体的相关约束。
要达到上述目的，需要提取一些信息：
(1)工装与工序数模之间的装配信息，包括装配元素和装配关系。其中装配元素是指装配关系中直接装配的那些组件的几何元素，如工序数模的叶盆表面，工装中定位销球形表面等。装配关系是指装配元素之间以什么关系装配在一起，如对齐、面贴合等。
(2)工装装配体组件之间的尺寸关联信息。由于采用数模驱动的设计方法，所以当用一个新的工序数模驱动工装装配体实例时，与工序数模直接接触的那些组件会根据工序数模包含的信息进行自动的适应性调整，包括空间位置和尺寸。这就要求其它组件也必须在空间位置和尺寸上做相应的变化。为此，工装装配体各个组件之间需要建立尺寸关联关系。建立关联关系的原则是：当一个组件的尺寸变化后，会影响到哪些组件的尺寸，如何影响。建立的尺寸关系用ug中的表达式进行记录，包括两种：装配关系中的距离表达式和组件所对应的part文件中的特征表达式。
4．3工装实例添加功能
这是一个向导工具，引导操作人员定义新典型工装装配体，并对添加相应的属性。
工装实例库中的实例是相对典型的和稳定的工装装配体。实例库的建立需要在pdm平台下完成，要考虑实例库和pdm之间的管理关系，以及实例库中的实例与pdm中产品bom之间的关系。实例库中工装实例的添加、删除、修改和查询功能均需在pdm环境中完成。
工装实例库的建立需要两方面的工作：
(1)以叶片类零件为应用对象，对典型工装设计知识进行总结归纳，包括：典型且可以重用的零组件、零组件的尺寸参数、技术规格、图形、设计流程，形成相应的夹具零组件库和工装实例库。
(2)工装实例库的构造使用相关参数化造型等技术，在典型工装或专用工装设计完成之后，任何新的工装设计如果满足一定的相似条件，就可以快速的从库中实例派生出新的工装设计，从而解决快速设计的需求。
5系统实现
本系统是以ug／nx3．0为开发平台，下面具体介绍系统功能的实现过程。
从工艺部门接到工装设计任务后，进入ug软件进行工装设计。典型工装在pdm下进行管理，根据制造bom的结构，这些工装的part文件与使用它们的那些物料关联在一起，并建立属性信息，表明该工装是哪道工序使用的。生成的工序模型，如图4所示。
下面以压气机叶片毛坯锻件的第一道工序—铣进排气边的工装夹具设计为例，进行描述。首先，根据工艺规程和叶片毛坯锻件图，利用ug二次开发的参数化工序建模菜单，输人参数和属性添加进行工序建模，生成的工序模型和各部分名称信息，如图4所示。根据建好的三维工序模型，在pdm下的工装实例库选择工装类型；紧接着，在ug中打开选好工装类型模型，然后在装配环境下调入三维工序模型，进入ug二次开发的工装设计菜单，根据对话框提示指出叶盆或叶背(定位点在叶盆就指定叶盆，在叶背就指定叶背)，接着通过遍历工序模型得到工序数模驱动的新工装模型，最后通过适应性装配和局部小的修改得到完全满足需求的新工装模型。系统各菜单和叶片工序数模驱动的新工装，如图5所示。
Abstract: with the rapid development of national economy, automobile production increased year by year, our country more and more cars, cars are more and more complex. Especially the rapid development of science and technology, the automobile industry competition has changed from single performance competition steering performance, environmental protection, energy saving, comprehensive competition. Only the automobile engine, to cope with the world energy crisis and reducing the environmental pollution, the research and development work has focused on reducing fuel consumption, reduce emissions, lightweight and reduce wear and so on, to optimize the technology will be widely used in these studies.
Keywords: engine, machine, technology, performance
中图分类号：S219.031文献标识码：A 文章编号：2095-2104（2012）
发动机是一部由许多机构和系统组成的是将某一种型式的能量转换为机械能的复杂机器。其作用是将液体或气体燃烧的化学能通过燃烧后转化为热能，再把热能通过膨胀转化为机械能并对外输出动力。而汽车发动机是汽车的动力装置。由机体、曲柄连杆机构、配气机构、冷却系、系、燃料系和点火系（柴油机没有点火系）等组成。按燃料分发动机有汽油和柴油发动机两种。按工作方式有二冲程和四冲程两种，一般发动机为四冲程发动机。
随着世界能源问题和环境污染问题的日趋严重，飞机及汽车作为污染环境和消耗能源的大户，备受人们的关注。发动机燃烧过程直接影响节能和环保，对发动机燃烧过程优化的研究越来越受到重视。
发动机设计以结构、热力、燃烧、强度、振动、流体、传热等多个学科为基础，可变因素多，随机性大，是一个可变互耦系统的优化问题。多学科设计优化通过充 分利用各个学科之间的相互作用所产生的协同效应，获得系统的整体最优解，因而在发动机传统设计流程图上有很大的应用优势。
发动机的优化涉及到多个目标，与单目标优化问题不同的是这些目标函数往往耦合在一起，且每一个目标具有不同的物理意义和量纲。它们的关联性和冲突性使得对其优化变得十分困难。多目标优化方法可以分为如下两大类并且已在发动机的优化设计中得到了应用。1.基于偏好的多目标优化方法此方法根据工程实际的具体情况，首先选择一个偏好向量，然后利用偏好向量构造复合函数，使用单目标优化算法优化该复合函数以找到单个协议最优解。如利用线性组合法对发动机的悬置系统进行多目标优化；利用加权法对液体火箭发动机的减损和延寿控制进行多目标优化。2.基于非劣解集的多目标优化方法 此方法首先需要找到尽可能多的协议解，然后根据工程实际情况，获得决策解。相比基于偏好的多目标方法，该方法更系统、实用和客观。如通过多目标遗传算 法，以单位推力、耗油率等为目标函数对航空发动机总体性能进行优化；基于多目标遗传算法对固体火箭发动机的性能和成本进行优化。在发动机的生产及实际使用中，总是存在着材料特性、制造、装配及载荷等方面的误差或不确定性。虽然在多数情况中，误差或不确定性很小，但这些误差或不确定性结合在一起可能对发动机的性能和可靠性产生很大的影响。对于此类不确定性问题的优化，传统的优化方法已无法解决，而必须求助于不确定性优化方法。 随着发动机质量越来越轻，而其功率和转速不断提高，振动和噪声问题越来越突出。振动不仅影响到发动机自身的强度和性能，而且会给车辆整体寿命和乘客舒适 性造成很大的影响。除了对发动机本身结构进行改进外，对发动机的减振系统进行优化也是一条提高车辆整体振动性能的有效途径。传统的弹性减振系统已无法满足 舒适性要求，未来的趋势是半主动减振和主动减振控制系统，即能根据发动机激励、路况、车辆行驶状态和载荷等自动调节系统参数，优化车辆动力学特性，实现主 动减振。车用发动机的减振系统是一复杂的非线性系统，而神经网络因其自身的非线性映射能力在未来发动机减振系统的优化设计中具有很大的潜力。另外，由于发 动机动力系统的复杂性，在模型、载荷、激励等方面都具有很大的不确定性，减振系统的优化不可避免地应考虑系统不确定性的影响，可以利用模糊集或区间数学理 论结合神经网络进行不确定性优化，以提高减振系统的可靠性和鲁棒性。
发动机的燃烧和排放系统直接影响到 发动机的燃油经济性、噪声、排放等重要指标，影响到汽车的节能与环保性能。对燃烧与排放系统的优化可从两个方面进行。一方面是燃料喷射系统的优化，可通过 电控单元精确控制各气缸的燃油喷射量，自由控制发动机的转矩，使得发动机具有良好的启动性能和最佳的输出响应特性，并使得气缸达到最佳混合气状态，提高燃 油热效率，降低噪声；另一方面是优化进气管系的结构参数，改进发动机燃烧室，优化压缩比。未来的燃烧与排放系统的设计，应当综合考虑喷射系统和发动机结 构，同时注重结构、燃烧、流体、噪声等不同专业领域的性能提高，进行多学科优化设计。汽油发动机的热效率为 20 %～30 % ,柴油发动机为 30 %～40 %。如能广泛地使用柴油机 ,将会节约大量燃料。柴油机的优点还在于它可以使用纯度比较低、价格比汽油便宜的柴油作燃料。据统计 ,将汽油机转换为柴油机 ,每升燃料的行程里程平均可增加 35 % ,同样质量和功率相同的柴油机与汽油机相比 ,油耗可降 15 %～ 25 %。因此 ,各汽车制造商都积极地增加柴油车的比重 ,目前绝大多数商用车都装备柴油机 ,而各汽车厂商提供的装有柴油机的轿车、行车也日益增多 ,如宝马、奔驰、奥迪、丰田、本田、马自达等都在全力开发并推出环保型柴油车。在欧洲 ,轿车柴油化的比例已高达 40 % ,且有不断上升之势。
综上所述，优化技术在发动机的设计 制造中占有非常重要的地位。包括常规优化方法和智能优化方法在内的优化技术已被应用于发动机设计。考虑到能源的短缺和环境问题的重要性，未来的车用发动机 优化设计的研究将是以节能和环保为重点的综合最优，应当建立并应用多种不确定多目标多学科优化理论方法、策略及算法；并应大力开发在一个优化平台上集成各 个学科设计要求的多学科多目标优化设计系统，该系统将具有更高的优化效率和较好的开放性，可以更好地适应未来汽车个性化设计的趋势。
摘要：
[1]汽车行业一体化 (质量、境、业健康安全)管理体系认证的研究 .吉林大学 . 2007中国优秀硕士学位论文全文数据库 .
1.概述：
该发动机预装架为非标框架类零件，需求量少，只要两个，但要求在同一个安装平台上具有互换性，这对加工变形的控制提出了很高的要求。该预装架的制作，涉及到材料、焊接、热处理、简易工装设计、机械加工等多个学科的知识，难度大。
2.主要技术条件分析
2.1 .尺寸要求
预装架安装座宽度方向中心尺寸490±0.1mm，安装座长度方向中心尺寸976±0.1mm，且两件预装架尺寸中心对角线偏差不超过0.15mm，前安装座的中心与发动机安装板的中心重合一致，相差不超过±0.1mm。
2.2.零件表面粗糙度
零件的加工面粗糙度要求较高，发动机输扭轴安装面及工艺基准板底面粗糙度Ra为0.8μm，因而在加工表面时，采用低进给量来保证其表面粗糙度要求。其余各面的表面粗糙度要求，一般的加工即可达到。
3.铆焊制作
3.1.材料准备
零件主要采用80×40×3.5mm和50×40×3.5mm两种规格的矩形钢管，材料为合金结构钢30CrMnSiA。按工艺拆解的零件图，铆工下料后，铣工定长，铣不同角度和弧度的焊接贴合面，保证焊接处的贴合良好，减小焊接应力及变形。
在铆焊平台上，焊接安装座中心定位轴，以轴中心为基准，组合各件（安装座组焊时底边留5mm加工余量），各零件中心直线度偏差
3.2. 焊前准备
合金结构钢30CrMnSiA含碳量0.28%～0.34%，属于中碳调质钢，具有很高的强度和硬度，但韧性相对较低，焊接性能一般，焊接容易产生裂纹及气孔。所以焊前需做以下准备工作：
3.2.1.四个安装座组焊时底边留5mm焊后加工余量；
3.2.2.焊缝及周边区域内先用丙酮擦除油污，再用砂布、钢丝球等将待焊部位清理干净，以防止产生气孔、夹渣等缺陷；
3.2.3.选择正确的焊接材料，控制焊缝的化学成分，限制有害杂质的含量；
3.2.4.为防止焊接时产生裂纹，焊材使用前必须进行干燥处理；
3.2.5.针对30CrMnSiA薄板进行焊接工艺试验，并根据焊接工艺评定制定合理的《焊接工艺指导书》。
3.3. 焊接工艺
为合理控制焊接热循环，改善焊接应力状态和消除氧化物、硫化物以及低熔点共晶体的有害作用，经过权衡对比各种焊接方法，决定本零件采用热量集中的焊接方法，即手工钨极氩弧焊。
3.3.1.焊接材料：直径为φ2mm的H08Mn2NiMoA焊丝。
3.3.2.焊接规范参数：焊接电流I=130A～140A，焊接速度V=120 mm/min～150mm/min，保护气体流量Ar=10 L/min ～15L/min。
3.3.3.钨极直径=φ3.2mm ，喷嘴直径=φ8 mm ～φ11mm。
3.3.4.焊接步骤：焊缝长度上每隔40mm长点焊固定，再进行连续焊。
3.3.5.焊后焊缝及热影响区采用石棉粉保温，缓冷。
3.3.6.修整焊缝，校正焊接变形。
3.4. 效果检查
预装架为重要零件，焊后对焊缝进行X射线探伤，无裂纹、夹渣等缺陷。外形尺寸进行了检查，变形量
3.5.人工时效
预装架铆焊制作后，内部残余较大的焊接应力。该预装架用于振动场合，需要各安装尺寸保持长期稳定，因此要消除内应力。安排去应力退火的工序，消除内部残余应力，减小零件的变形和焊缝的开裂。
4.机械加工
图纸施工阶段，因对铆焊变形量的大小不能确定，焊后加工面一般留有5mm左右的加工余量。而在机械加工工程中，一次去除这么多的余量，会产生较大的加工内应力，使用过程中应力释放，会导致变形超过允许值的情况发生。为此，要采用分步加工的方法：先粗加工，粗加工时产生较大的内应力通过去应力退火消除；然后精加工。因此时加工余量少，应力和变形就小，稳定性好，满足图纸尺寸及使用要求。
4.1.粗加工
针对一次加工余量多，加工难度较大的特点，安排粗加工工序。在T68卧式镗床上进行粗加工，各尺寸根据需要留有1～2mm的加工余量。
4.2.人工时效
按工艺要求，现场检查各尺寸合格后，为减小粗加工时产生的切削力、夹紧力和切削热对加工精度的影响，预装架送至热处理车间进行去应力退火。
4.3.精加工
采用龙门磨床，平磨四处工艺基准板底面，即加工基准面。在型号为TH61125的数控卧式加工中心上精加工，以工艺基准面为支撑，利用弯板等工装夹紧，四个装夹点均匀分布，装夹力均匀，装夹牢固，加工四处安装定位孔及输扭轴安装面和安装孔。
4.4.外观处理
未加工表面扩平腻子，喷防锈底漆及天蓝色面漆各两遍。
5.结论
根据最终检验测量的尺寸，得出该两个预装架中心尺寸偏差
本论文以某发动机预装架制作为例，介绍了非标框架类零件加工变形的各项控制措施，从焊接前的准备，到焊接过程及其后的机械加工过程，以及工序的安排，这些方法对提高框架类零件的尺寸精度及使用稳定性有很大的帮助。
参考文献：
潜心探索提出故障诊断新方法
重大装备的各类故障中，因结构裂纹导致的失效占60%以上。裂纹这一“隐形杀手”被形象地称为重大装备安全运行的“癌症”，具有难发现、易扩展、强破坏的特点。何正嘉带领课题组于上世纪90年代中后期重点研究裂纹动态定量诊断新技术，经过10余年的潜心研究和探索，发现并揭示了裂纹位置、裂纹深度与裂纹动态响应信号之间的内在联系，发明了基于小波有限元模型的三线相交结构裂纹的动态定量诊断方法，实现了大型回转机械结构裂纹动态定量诊断，解决了裂纹动态定量诊断这一国内外故障诊断领域的前沿与挑战性难题。
在研究过程中，何正嘉首先建立了适宜结构裂纹故障诊断的小波有限元理论，采用多分辨多尺度小波函数替代传统有限元的多项式插值函数，实现了结构裂纹的高精度建模。最终何正嘉研发出了机械结构裂纹定量诊断仪，可应用于汽轮机和航空发动机转子等结构的裂纹诊断，对关键设备安全运行与避免灾难性事故产生意义重大。
目前，该成果从基础理论、技术实现到仪器开发，已经形成了一整套技术，在东方汽轮机公司、某航空发动机维修厂、西门子信号有限公司、上海宝钢等50余家企业得到应用，获得了良好的经济效益与社会效益。针对某型号航空发动机高压转子内部裂纹因探头不可到达而难以无损探伤的问题，利用小波有限元建模和动态测试，实现了裂纹定量诊断，成为某厂航空发动机安全保障中一种重要检测技术。实践证明，何正嘉所研制的机械结构裂纹定量诊断仪对裂纹位置与深度的定量识别误差均在5%以内。这一成果填补了国内外在机械结构裂纹动态定量诊断领域的技术空白，能够确保设备安全运行，避免因裂纹引起的灾难性事故发生。
在裂纹动态定量诊断新技术研究的同时，何正嘉的主攻方向是机械故障非平稳高精度诊断领域。他在长期的研究中发现，傅里叶变换、小波变换、第二代小波变换、多小波变换等的共同本质是数学上的内积变换，由此揭示了不同机械故障高精度诊断的内积变换数学原理，并指出，构造和运用性能优良的基函数与动态信号进行内积变换，是提高机械监测诊断合理性和准确性的关键技术。
何正嘉率先将先进的非平稳信号处理方法引入机械监测诊断领域，提出了变工况非平稳机械设备运行故障诊断方法，从多尺度、多分辨时频域提取故障信号特征，克服了采用传统平稳信号诊断方法难以准确提取变工况运行设备非平稳故障特征的不足；最终开发了机械故障非平稳高精度诊断系列新技术。开发了机车走行部、发电机组等关键机械设备运行监测诊断系列实用技术和在线监测诊断网络系统，开拓了机械故障非平稳高精度诊断的新领域。
继往开来科研团队促发展
何正嘉教授治学严谨，倡导团队精神，在学术梯队建设方面成绩突出。担任机械制造系统工程国家重点实验室系统监控与诊断方向学术带头人，负责建设机械基础实验教学国家级示范中心。创建的“装备智能诊断与控制”科研教学团队拥有教授16名，其中教育部长江学者1名、教育部新世纪优秀人才6名、全国百篇优秀博士论文获得者1名、交大腾飞教授3人；承担国家级精品课程3门。为装备制造学科发展凝聚了CAD/CAM、数控技术、故障诊断和减振降噪等一批骨干力量。他为人师表，举贤荐能，甘为人梯，乐于奉献，扶持青年学者成长为学科发展带头人，支持和帮助青年骨干教师主持或参与各类重大项目申报，在教学科研方面多次取得国家级成果奖励。教学中，他负责并组织建设了机械基础实验教学国家级示范中心和3门国家级精品课程，何正嘉教授获2008年陕西省师德标兵称号、2010年全国优秀科技工作者称号。
何正嘉在指导研究生的过程中投入巨大的精力，同步严格要求研究生不断提升道德品质和学术水准。培养的博士研究生陈雪峰获得了2007年全国百篇优秀博士学位论文，2008年入选教育部新世纪人才、2009年入选陕西省科技新星、2010年入选西安交通大学腾飞人才，陈雪峰教授已成为我校机械工程学科的教学科研骨干，主持2项国家自然科学基金、1项863项目以及多项横向合作课题。培养的博士研究生訾艳阳教授2010年入选教育部新世纪人才，主持3项国家自然科学基金、1项863项目以及多项横向合作课题，2009年当选机械工程学院分党委副书记。培养的博士研究生向家伟先后以德国洪堡学者和日本JSPS学者的身份，出国深造。培养的胡桥博士2006年毕业后在西安705所工作，工作业绩突出，目前担任总工程师助理；祁克玉博士在212所勤奋工作，获得了单位高度好评。
在科研中，他以西安交通大学机械装备诊断与控制研究所所长、机械制造系统工程国家重点实验室系统监控与诊断方向学术带头人的身份，领导开创了诸多创新性理论、技术与系统，推动了中国机械设备故障诊断的发展，被评为“全国优秀科技工作者”。他从事工矿企业设备状态监测、故障诊断研究及应用四十余年，在机械设备结构裂纹定量识别、非平稳信号故障诊断和智能预示等方面开展基础理论研究和重要工程应用，取得创新性成果。主持2项国家自然科学基金重点项目“大型复杂机电系统早期故障智能预示的理论与技术”(50335030，2004―2007)和“关键设备故障预示与运行安全保障的新理论和新技术”(51035007，2011―2014)以及4项国家自然科学基金面上项目；主持2项高等学校博士学科点专项科研基金资助项目“小波有限元理论与转子横向裂纹故障诊断的研究”（20040698026，2005―2007）和“优良特性多小波构造原理与机电设备复合故障诊断”(200806980011，2009―2011)；参加2项国家973项目“数字化制造基础研究（2005CB724100, 2006―2010）”和“超高速加工及其装备基础研究”(2009CB724405，2009-2014)；负责20余项与企业合作项目。以第一完成人获国家技术发明二等奖1项(2009年)、国家科技进步三等奖1项(1999年)和省部级一等奖2项、二等奖1项。授权发明专利6项。出版著作7部，350篇，其中SCI收录72篇、EI收录100篇，论著被国内外引用3613次。
