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绪论：在寻找写作灵感吗？爱发表网为您精选了8篇航空发动机论文，愿这些内容能够启迪您的思维，激发您的创作热情，欢迎您的阅读与分享！
Abstract: Digital electronic control has been the main development direction of aero-propulsion control system. To grasp the design method of digital syestem, the paper focuses on the study of fuel control to different phase of aero-engine, takes the digital electronic control system as the object,and puts the fuel control as main line. Different working phrase of the fuel system control has been analyzed. Finally, the specific regulation plan was gaven.
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.
[3]黄宏涛.航空发动机数字控制系统调节计划[D].西北工业大学硕士论文，2001.
关键词：发动机控制系统 模拟仿真 优化设计
中图分类号：V233.7 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2015）02（c）-0210-02
1 研究背景
研究目的：针对航空发动机控制部件进行实体建模，建立部件数据库，包含部件的结构参数与控制特性；并搭建控制系统工作特性的仿真平台，能方便地组建控制系统与分析系统的工作特性，并对系统进行优化设计，服务于教学实践。
研究意义：航空发动机的发动机性能计算机仿真不仅能够指导发动机设计、缩短研制周期、节约经费，而且具有良好的可控性、可观性、安全性、重复性和经济性等特点。建立合理、准确的航空发动机工作过程的数学模型是发动机性能仿真的基础，建立适合于各种仿真目的的发动机仿真模型是仿真试验与分析的关键。
2 发动机转速控制系部件及系统
2.1 动态特性
根据航空发动机转速控制系统的工作原理，构建转速控制系统的原理图。
当系统的输入量不变，只考虑干扰量时，系统的传递函数为
2.2 稳态特性
稳态的误差是控制系统准确度的一种量度，是控制系统性能的一项重要指标。在航空发动机控制系统中，由于发动机的外界条件经常发生变化，系统要在频繁的干扰输入下工作，因此，对干扰恢复稳定时，输出量的给定值与实际值的偏差。但作为系统稳态性能分析，需要讨论系统输入和干扰输入两种情况。
主要根据终值定理：
假设系统的干扰输入为零，即，误差传递函数为
系统的开环传递函数为
系统对单位阶跃输入的稳态误差为零，对单位斜坡输入的稳态误差为常数。
2.3 控制系统模型建立
使用AMESim对航空发动机转速调节系统建模仿真过程中，首先基于转速调节器结构原理图，经对原理图及工作过程分析，确定对建模仿真具有重要作用的系统关键元件；其次，根据各元件特点将调节器主要元件分类为机械元件、液压元件等；然后针对不同类别，对各元件采取相应的建模方法分别进行建模；最后，再根据原理图连接各关键元件，构建调节器模型。建模过程的主导思想是力求为用户提供元件尽可能多的输入参数，并具有尽可能准确的数学模型[1]。
3 控制系统的优化
对于控制系统的优化，根据性能的指标要求对系统性能的参数进行调整。其中，系统不可调整参数为油泵参数K3=1.0，K4=1.0；发动机参数TE=0.9s，KE=0.23[2]，见表1。
通过参数的调整得到不同的单位阶跃响应曲线、单位脉冲响应曲线、系统的Bode图以及系统根轨迹图（见图1），对在不同参数下的稳定性、灵敏性、系统的开环频率特性和闭环系统的时域响应特性，进行分析，找到并得出最合适的控制参数。
发动机的动态特性随发动机的工作状态和飞行条件改变而改变。高空低速飞行并且发动机在低转速状态工作时，发动机的动态性能最差。因此，在完成设计状态下的系统性能分析检查后，必须在各种飞行条件下，对发动机的各种工作状态进行系统仿真，并按性能指标定量检查仿真结果。若性能不满足要求，应重新调整参数值，直至满足性能指标要求为止。如果调整参数值仍不能达到要求，应重新修改校正装置结构或重新设计。
4 发展的前景以及优势
目前研发的航空发动机控制部件及系统仿真教学平台主要是针对单转子喷气式发动机的研究，对于目前新一代航空发动机采取的控制手段是电子控制技术，即全权限数字发动机控制器FADEC。数字电子控制器能够进行复杂运算，实现更为复杂的控制规律，可以布置更多的发动机载传感器，用于监控发动机工作状态并且能使发动机控制系统具备故障诊断和故障重构能力，大大提高可靠性，实现发动机自适应控制[3]。
5 结语
该文研究的主要内容包括：首先，分析了航空发动机控制系统建模仿真技术的发展情况；其次，分析研究了液压机械式发动机及其转速控制系统的组成及工作原理，并对带比例反馈的转速控制系统的组成及工作原理进行了详细的分析研究；再次，提出了基于AMESim的航空发动机燃油调节系统建模仿真研究方法；紧接着使用该建模方法对液压机械式发动机转速转速控制系统进行了建模；最后，对开环、闭环转速控制系统性能分析研究，并对“软参数”流量系数的计算及变化情况进行详细的分析研究并得到单位阶跃响应曲线、单位脉冲响应曲线、系统的Bode图以及系统根轨迹图。
该文所建立的航空发动机转速控制系统仿真平台，通用性强，使用灵活，利用此控制系统可以实现各种发动机转速控制系统的仿真。在已研发的航空发动机控制部件及系统仿真教学平台的基础上进行完善、改进，将航空发动机电子控制技术引入进该仿真教学平台去，拓展航空发动机控制部件及系统仿真教学平台的应用范围，有利于更好地理解、学习航空发动机的工作原理。
参考文献
[1] 陈宏亮.X_8航空发动机燃油调节系统建模仿真研究[D].西安：西北工业大学，2006.
关键词：航空发动机；低涡轴；清洗
中图分类号：V267 文献标识码：A
现代的航空发动机是一个典型的复杂工程技术系统，包含了众多的相关子系统，其工作过程是极其复杂的气动热力传动的过程。在众多的部件中，发动机低涡轴是航空发动机传动系统中的关键部件之一。发动机低涡轴在工作时，其表面会吸附很多杂质，影响其工作性能。在发动机修理过程中，需要对低涡轴进行超声清洗，除去其表面附着的杂质。如果这些杂质不能被彻底的清除，那么航空发动机的安全性能得不到保证。所以，对航空发动机低涡轴进行超声清洗是发动机大修过程中至关重要的一个环节。
低涡轴超声清洗机就是专门由于清洗低涡轴的设备，本文详细介绍了发动机低涡轴超声清洗机控制系统的设计过程及功能。
1 低涡轴超声清洗机总体设计
基于低涡轴超声清洗的工艺要求及超声清洗机机械设计对电气控制系统的要求，低涡轴超声清洗机电气控制系统应具备以下功能：
（1）电气系统应具有漏电保护功能。
（2）清洗机具有对清洗槽及储液槽中清洗液测温、加热及自动控温的功能。
（3）清洗机具有清洗槽中清洗液低位控制功能。
（4）清洗机能够自动设定及控制超声清洗时间。
2 清洗液测温及控温系统设计
2.1 清洗机测温功能设计
工艺要求在进行低涡轴超声清洗时，超声清洗试机清洗槽内的清洗液要一直保持在特定的温度区间内，因此设备要对清洗槽内的清洗液进行温度测量。而且由于储液槽内的清洗液根据需要会向清洗槽内补液，为防止在工作中达不到温度要求的清洗液被补进清洗槽中，影响清洗效果，所以对储液槽内的清洗液进行温度测量也是十分必要的。
铂电阻作为一种精密的温度检测元件被广泛应用于智能仪表和自动控制系统。铂电阻温度传感器是利用其电阻和温度成一定函数关系而制成的温度传感器，由于其测量准确度高、测量范围大、稳定性和复现性好等特点，被广泛用于中温（-200℃～650℃）范围的温度测量中。本试验器采用铂电阻测温方式来测量清洗槽及储液槽内清洗液的温度。
2.2 清洗机控温功能设计
由于低涡轴清洗时需要清洗液温度保持在一定范围内，而在工作过程中，清洗液的温度必然会降低，所以设备需要一套能够自动加热控温的系统。本设备采用温控表来实现温度的显示及自动控制。
现就清洗槽为例，对清洗液的加温，控温过程进行说明。工作前，将温度表的温度上下限设定好。工作时，由于清洗液的温度低于温控表的温度下限，所以温度下限报警触点闭合，加热管开始工作，清洗槽开始加温；当清洗液的温度超过温控表设定的温度下限，温度下限报警触点断开，加热管继续工作，清洗液的温度继续升高；当清洗液的温度超过温控表设定的温度上限，温度上限报警触点断开，加热管停止工作，随着超声清洗工作的进行，清洗液的温度将会降低；当清洗液的温度低于温控表设定的温度下限，温度下限报警触点再次闭合，加热管开始工作，清洗液温度升高，直到清洗液的温度超过温控表设定的温度上限，加热管停止工作。以此往复，清洗槽内的清洗液的温度将一直保持在设定的工作温度范围内。
3 超声控制系统设计
由于低涡轴为空心轴，为了能够使清洗的效果更好，所以超声系统振源分为两部分：超声振板――主要功能是使清洗槽内清洗液超声振动，清洗轴的外表面；超声振动棒――主要功能是使低涡轴内部的清洗液超声振动，清洗轴的内表面。
低涡轴的清洗工艺还要求超声清洗的时间，所以在本设备超声控制系统中采用定时器来设定超声振板及振动棒的工作时间，并且在到达工作时间后，设备自动停止超声振板及振动棒工作，达到精确控制的目的。
4 其它系统设计
4.1 漏电保护系统设计
用于清洗低涡轴的清洗液是导电的液体，加热管、超声振板及振动棒出现漏电现象，那么直接威胁着操作者的生命安全，所以设备在设计中增加漏电保护的功能。设备带有漏电保护功能的空气断路器，加热管、超声振板及振动棒出现漏电现象，漏电保护器将动作，切断该用电器主回路电源，使设备处于安全状态中，保护操作者的人身安全。
4.2 清洗液液位保护系统设计
清洗机工作时，可能出现两种清洗槽“干烧”现象。第一，工作前忘记向清洗槽中添加清洗液时就开始加热，由于清洗槽内没有清洗液造成“干烧”现象；第二，超声清洗工作时间过长，清洗液挥发严重，操作者没有及时发现造成“干烧”现象。这两种情况都会对设备造成严重的损坏，甚至发生火灾等安全事故。为避免这种情况的发生，在清洗槽中增加了液位传感器。当清洗槽中的清洗液超过液位传感器设定的下限值时，液位传感器的常开触点闭合，将这个触点串联在控制回路中，只有这个触电闭合的情况下才可以进行加热的工作。
结语
低涡轴是航空发动机的重要部件，其在发动机修理过程中超声清洗的结果，直接影响着发动机的性能及安全。所以低涡轴超声清洗机是修理航空发动机必不可缺的试验设备。通过对低涡轴的技术资料及工艺文件要求的消化理解，确定设计电气控制系统所需的技术参数，完成试验器的电气控制系统设计。设备具有自动控温、超声计时控制、清洗液液位低位控制、漏电保护等功能。超声清洗机的电气性能完全可以满足低涡轴的超声清洗工艺要求，而且系统还具有性能稳定、操作简单、维护方便、安全性高等特点。
参考文献
[1]杨帆.某型航空发动机滑油系统试验台计算机控制系统设计与实现[D].西安：西北工业大学硕士学位论文，2009.
[2]李博.航空发动机燃滑油散热器热动力性能研究[D].沈阳：东北大学硕士学位论文，2008.
【关键词】消喘 恢复状态 工作原理
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。
参考文献：
[关键词]航空发动机 地面起动 供油量 起动时间
中图分类号：V235.13 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）13-0123-01
1 起动过程简介
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。发动机的地面起动一般包含以下三个阶段[1]，第Ⅰ阶段：燃烧室点火燃烧之前，在起动机的辅助下，将发动机的转子加速接近至点火转速。当高压转速到达时，向燃烧室中喷入燃油并点燃。第Ⅱ阶段：待燃烧室内燃油点燃形成稳定的火源之后，涡轮便开始进入工作状态，发出功。第Ⅲ阶段：当发动机转速达到时，涡轮的输出功率已明显远大于压气机所需要的功率，此时，可以断开起动机与发动机之间的联接，发动机依靠涡轮的扭矩独自将发动机从加速到慢车转速，至此，完成发动机的整个起动过程（图1）。
2 起动油量对发动机起动情况的影响
从式中可见，某型发动机转速与油量呈函数关系，对其地面起动过程来说，选择合适的起动供油规律至关重要。
试验在地面环境温度达到36～38℃时进行，当大气温度较高时[2]，虽然滑油、燃料的物理性质变化都会更有利于起动，但由于空气流量的减小，燃烧室内容易形成过分富油燃烧，从而导致温度过高。故高温条件下对起动油量的考核最苛刻，起动油量选择不恰当极易导致温度上升过快而超温。
3 试验结果分析
3.1 试验方法
试验设计过程中尽量避免其他因素对试验的影响，仅分析起动供油量对发动机起动的影响。试验点选择过程中尽量保证环境温度和压力变化不大。
起动过程中起动机脱开的逻辑是：起动到达一定时间或者发动机n2转速大于一定值。发动机起动试验过程中，为了避免起动机功率影响，起动过程中尽量保证起动机进口空气参数一致。
试验过程中选择4种供油规律，通过分析4种供油规律的起动机脱开转速、起动机脱开时的排气温度、起动过程中最大的排气温度和起动时间来分析起动油量对地面起动的影响。
3.2 试验结果分析
由于在高温天气起动，起动过程中起动时间较长，4种方案的起动机脱开均为时间脱开。
a）方案1
选择起动油量为下图2中方案1。起动过程中，转速上升缓慢，起动机脱开转速为41.2%，后3阶段排气温度上升至接近起动极限排气温度，S后停止起动发动机。
从起动不成功的现象看，2阶段起动机脱开时排气温度为4方案中最高，可见起动前期温度上升较快，而后期排气温度上升至其起动排气温度最大值，故将起动供油规律调整为方案2，在原始供油基础上2阶段段减6%油，控制前期过快上升的温度；对起动机脱开后3阶段油量也进行更改，减4%油，抑制排气温度上升。
b）方案2
采用方案2后再次起动，发动机起动成功，起动机脱开时转速48.4%，较方案1有明显提高，脱开时排气温度降低23℃，但起动过程中最大排气温度接近极限温度，起动时间82s。从起动机脱开加速至慢车转速时间（起动3阶段）为32s，后期发动机转速上升缓慢，起动时间仍较长，排气温度最大值也较高。
c）方案3
方案2虽然能够起动成功，但其排气温度在起动机脱开时已经较高，最大排气温度接近极限，起动时间较长。故采用方案3，2阶段在方案2的基础上再减4%的油量，抑制前期过快排气温度增长；起动机脱开后发动机转速上升缓慢，在起动3阶段增加油量。从表1中可知，采用方案3后起动发动机成功，起动时间缩短3s，排气温度最大值比方案2高5℃，起动机脱开转速为45.1%，脱开时排气温度比方案2低31℃，起动时间缩短2s，从起动的情况来看，采用方案3后，虽然起动机脱开时排气温度较低，起动2阶段转速上升较慢，起动时间较长。而发动机排气温度在3阶段上升过快，起动后段增加油量不可行。
d）方案4
方案4相对方案1在起动2阶段减小5%左右，起动机后段后油量和方案1相同。发动机起动成功，起动时间较方案2减少6s，起动排气温度最大值较方案3减小29℃，起动机脱开转速47.4%，脱开时排气温度减小11℃，相较与其他几次规律较好。
方案4减少了2阶段段供油量，抑制了前期过快增长的温度，同时又不至于使转速上升过慢，使排气温度控制在较为合理的范围内；在3阶段期的供油与方案1相同，使起动机脱开后涡轮带转阶段转速上升在合适范围之内（表1）。
4 结论
通过实验得到以下结论：
a）对于起动供油规律为转速-油量规律的发动机，合适的起动供油规律至关重要，选择合适的起动供油规律能有效的降低排气温度最大值，缩短起动时间；
b）所选择的4个方案中4号方案起动时起动油量较为合适，抑制排气温度过快上升，发动机转速上升快，起动时间短。
参考文献
深厚的学科积淀广泛的学科背景
孕育了以孙晓峰教授和陈懋章院士为带头人的创新团队的能源与动力工程学院，是北航1952年建院时最早建立的两个系之一，前身为航空发动机系。经过50年的建设，能源与动力工程学院从单一的航空发动机专业发展成为涉及4个一级学科，拥有8个博士点、9个硕士点和3个本科专业的学科专业群。其中，航空发动机专业是国家首批博士点（1981年），1988年被评为国家重点学科。其所在的“航空宇航推进理论与工程”学科是国家重点学科，保持国内第一的地位。能源与动力工程学院注重学术团队的建设，现有院级团队8个，覆盖了教师的70％，学院的科研和教学骨干基本上都在这8个团队当中。在院级团队的基础上，根据不同的科研需要灵活快捷地构成大型的综合团队，冲击校级和国家级的学术团队。以孙晓峰教授和陈懋章院士为带头人的创新团队就是院级5个学术团队组合构成的教育部首批批准的创新团队。
该创新团队是一个年龄和专业结构合理的团队，组成人员有院士、长江学者和跨世纪优秀人才，也有全国优秀博士论文获得者，老中青结合，具有很大的创新潜力。团队里的每个人都有自己独特的研究领域：陈懋章院士是我国著名的航空发动机专家，长期从事叶轮机气动力学和粘性流体动力学研究的教学与研究工作，在航空发动机领域卓有建树；孙晓峰教授在气动声学、叶轮机非定常流等多个方面有着重要的学术贡献。团队中30多岁的年轻学者也已经在国际上崭露头角，例如李晓东在计算气动声学方面做出的显著成绩，在NASA组织的考核中被认为是同行中最好的工作之一；全国百篇优秀博士学位论文获得者景晓东在气动声学的涡声相互作用方面的研究，被美国、英国、荷兰的研究组重复试验给予验证；另一位全国百篇优秀博士学位论文获得者闫晓军则在复杂结构力学方面做出了重要贡献。可以说，团队里每个人的手里都有“绝活”。
创新的发展理念累累的科研硕果
该创新团队是一支极具创新精神的团队，他们正在研究的课题优势突出，且在理论方面和技术方面都提出了不少新问题，需要从基础研究着手加以逐个解决，既有巨大潜力，又有严峻挑战。
作为首批批准的教育部创新团队，该团队成员过去多年的研究已为新的创新团队积淀了深厚的基础：以该团队成员为第一完成人先后获得了国家科技进步一等奖和国家技术发明二等奖，近来又在大小叶片这一先进气动布局的研究中取得了突破性进展。
谈到对团队和创新的理解，团队成员有着自己的看法：
陈懋章：“在学术和技术上提出有引领作用的重大创新目标，目标要高，台阶要大，要在科学和技术上有重大意义。这种项目要相对稳定，不是短平快，而是一段时期的奋斗目标。这种重大创新项目，应该使大家有兴趣，有奔头，成为团结奋斗的目标，这是团结、组织团队的基本因素。”这位功成名就的院士，主张做科研要“一竿子插到底”，不但工作态度是这样，科研内容也是从基础研究、应用研究、工程验证一直进行到型号应用。虽然已是70岁的高龄，但他仍每天早出晚归扎根在研究和试验的第一线，有时一人同时操纵着好几台计算机在实验室里进行研究和运算。有人开玩笑说他像纱厂里的挡车工，穿梭于几台机器之间，忙了这台忙那台。但他不是计算机的奴隶，他正是从这些大量计算数据中，攫取关键信息，探究真实的机理，寻求优化的流场。
孙晓峰强调：“团队是主题研究的结合，是学术与精神的结合，以思想为基础的团队，才是真正的团队，才是有战斗力的团队。我们的凝聚不是强调听一个人的话，是要当我们联合起来的时候形成合力，作为一个拳头打出去，让别人感觉我们是一个令人刮目相看的团体。”
创新团队建立以来，研究工作取得了很大进展。不畏艰险，不怕挫折，充分发挥多学科协同作战优势，集小步为大步……这些正是这个创新团队能够不断取得重大成绩的基本要素。
和谐的研究氛围开放的研究团队
【论文关键词】叶片类零件 工装设计 工序数模
【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。
最后，调用符合设计条件的标准件后，根据设计信息利用ug软件自身的建模功能进行修改达到设计要求，最后根据ug工程图功能得到带有标注尺寸要求的工程设计图。
关键词：电火花，表面强化，涡轮导向器，金相组织，显微硬度
电火花表面强化是利用电极材料与金属材料表面间的脉冲火花放电，将电极材料熔融到金属表面，形成合金化熔渗层。电火花放电属于高能量密度放热，亦成电火花熔覆或称为脉冲电弧显微堆焊，可以提高零件的硬度、耐磨性、腐蚀性及热硬型等表面性能。电火花强化工艺方法简单，装备造价低，经济效益明显，因而广泛应用模具、导轨及齿轮、轧辊工件面的表面涂覆强化。此外还可以采用不同电极材料对工件表面的性能进行改性处理，亦可收到非常明显的工艺效果[1-6]。
航空发动机的涡轮导向叶片，普遍采用高温镍基合金制成，使用过程中这些部件经常出现裂纹等损伤。高温合金价格昂贵，如果受损部件一次性报废，势必造成极大的浪费，因此如何良好修复航空发动机的涡轮导向叶片等热端部件是一个亟待解决的问题。本文尝试采用电火花技术对受损部件进行修复。
1 试验步骤1.1 试验条件
试样用阴极射线从涡轮导向器上切下，材料为镍基高温合金K418，其化学成分(质量分数，%)为：C0.08～0.16，Cr11.5～13.5，Ti0.5～1.0，Fe1.0，Mn0.5，Al5.5～6.4，Si0.5，Nb1.8～2.5，Zr0.06～0.15，Mo3.8～4.8，B0.008～0.02，余为Ni。试样经100号粗砂纸打磨，再用丙酮清洗试样表面、干燥以脱脂。
试验设备为3H-ES型金属表面强化修复机。输入电压AC220 V，单相50/60 HZ，功率1500 W，频率70~700 HZ。采用HXS－1000型号的显微硬度仪，测试试样的显微硬度。
电极为旋转式，强化电极材料与试样材料相同。试验中采用氩气保护。
1.2 试验数据
为了尽可能从较少的实验中寻找出结论，采用正交实验法。电火花修复试验工艺参数如表1所示。
表1 试验工艺参数
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