航空发动机燃油泵可靠性评估

航空发动机燃油泵可靠性评估

1前言

空中停车是除鸟击之外导致飞行事故征候的第二大原因，而且 25%左右的空中停车是由飞机机械故障或者维修人为差错等维修管理失效导致的。为了防止空中停车，保证飞机安全持续适航。需对发动机重要部件的寿命和维修间隔做出预判，致使在临界状态时，给予零部件更换和维修。以保证发动机能在正常状态下运行。在此统计了近几年空中停车和发动机的HMU以及燃油泵从出厂后和大修后一直到出现故障的运行时间。根据样本数据建立相应的数学模型，预测出部件的维修间隔。

2 数据分析模型

常用的故障分布模型有指数分布、正态分布、对数正态分布以及威布尔分布。不同的分布适用于描述不同产品特征，一般情况下，指数分布，由于其故障率不随使用时间变化而改变，适用于具有恒定失效率的部件，无余度的复杂系统，经老练试验需定期维护的部件；正态分布可用于分析因机械磨损、老化、腐蚀而发生的产品，一般是飞机结构部分的故障分析；对数正态分布适用于金属疲劳寿命分析、电机绕组绝缘、半导体器件等；威布尔分布主要适用于机电件，如继电器、电位计、陀螺、电动机、航空发电机、蓄电池、液压泵、空气涡轮发动机、材料疲劳件等。在此次分析中主要用到正态分布和威布尔分布，只对这两种分布进行分析。

2.1威布尔函数

威布尔分布广泛的应用于飞机系统及其附件的可靠性分析中。服从威布尔的故障时间 t 的概率密度函数为

式中，β—形状参数；

η—尺度参数；

γ—位置参数。

参数的取值直接对威布尔分布的失效密度函数产生影响，如图 2-1所示。形状参数β主要对分布的失效密度函数的形状产生影响，其大小直接影响失效率的性质；尺度参数η影响分布的失效密度函数的离散度；位置参数γ只对分布的失效密度函数的位置产生影响。可以看出位置参数γ≠0 的情况，可以经位移

变换，将其转换为γ=0 的两参数威布尔分布，其失效密度函数的形状和离散度不会发生改变。为了简化研究方法，只研究两参数威布尔分布，即令γ=0 ，不会对研究结果产生影响。两参数威布尔分布的概率密度函数为

其可靠度函数为：

密度函数为：

失效率函数为：

图2-1分布参数对威布尔分布失效密度函数影响

两参数威布尔分布的形状参数和尺度参数对可靠度的影响如图 2-2所示。图 2-2（a）为形状参数对可靠度的影响，可以看出，在一定的使用时间之前，在同一时刻，形状参数的值愈小，对应的可靠度愈低；在这个使用时间之后，正好相反，在同一时刻，形状参数的值愈小，对应的可靠度愈高。图 2-2（b）为尺度参数对可靠度的影响，可以看出，同一时刻，尺度参数愈大，对应的可靠度愈高。

图2-2 分布参数对两参数威布尔可靠度的影响

两参数威布尔分布具有很好的性质，可以描述递增、递减和恒定故障率的情况。当β<1 时，故障率是递减的，属于早期失效，适用于零部件故障时间分布的早期阶段；当β>1时故障率是递增的，适用于零部件的耗损阶段，其中，当

1<β<4 时属于早期损耗，当β>4时属于快速损耗；当β=1时，威布尔分布退化为故障率恒定的指数分布，属于随机失效。因此，非常适用于飞机系统及其附件寿命数据的可靠性分析。其形状参数和尺度参数，是航空维修工程中制定维修计划的重要依据。

2.2 模型参数估计

（1）利用中位秩和最小二乘法对η和β参数估计

设对某种产品中取n只进行寿命试验，得寿命数据为

{t i，i=1,2,…,n}。假设有t1

。

N+0.4

威布尔分布的分布函数可写成如下形式：

也可以表示为线性：

Y i=βZ i+b

其中,Y i=ln?ln1?MR(t i),Z(i)=ln t i，b=?βlnη。

线性拟合后，其对应的斜率即为威布尔分布的形状参数截距为lnη，斜率为β

对于多重截尾数据，可以通过平均秩次法调整数据秩，从而用调整后的秩确定新的累计概率MR(t i)利用上式最小二乘法对待估曲线进行分布拟合，即可得出最佳分布。平均秩次法是基于截尾数据的秩不确定，而其会影响其后故障数据的秩而提出的一种调整方法。经考虑所有可能的截尾产品的秩位置后得出。

3发动机燃油泵数据分析

为了分析产品的可靠性水平，需要收集可靠性数据。常见的可靠性数据包括成败型数据与寿命数据。成败型数据是指给定工作与时间条件下的故障数，寿命数据是指给定工作条件下的故障时间。针对这两种数据开展的分析略有不同。从目的上看，前者主要是基于产品在给定的工作时间与条件下的故障数，对产品在该工作时间之前发生故障的概率做出统计推断；而后者主要是依据产品在给定工作条件下的故障时间，对产品的寿命做出推断。可靠性数据是进行可靠性分析的基础，只有获得及时、准确、完整、连续的飞机维修可靠性数据，才能有效地开展后续的分析工作，为可靠性管理提供决策依据。

3.1数据预处理

民航飞机的维修可靠性数据信息相对离散又分布较广，飞机系统附件的使用时间、使用数据及性能数据等都是进行可靠性分析的关键数据。其中，使用时间主要包括 TSN（Time Since New，自全新状态起的使用时间）、TSO（Time Since Overhaul，自大修后的使用时间）、TST（Time Since Test，自上次维修或检测后的使用时间）等这些可靠性数据主要从以下信息中提取：日期、航班号、飞机注册号、空中飞行时间、飞循环、使用时间、安装位置、拆下原因、修理报告、事件描述、ATA 章节号、报告类别、检修类别、检修工作单号等。

参考某航CFM56-7B发动机燃油泵非计划拆换数据，使用近两三年的TSO-H数据。剔除过大或过小的数据，然后对时间按照不同大小进行统计。根据数据概率密度分布特征，通过对比，初步判定该组数据与威布尔分布特征类似。如下图

3.2 数据分析

已知两参数威布尔分布的累积失效密度函数为

经变换后并取对数得：

t是设备发生故障的时间点，这可以从故障数据中获得。假如取n次故障发生的时间点，则：T = [t1,t2,t3,…,t100]。其中t1

参数估计过程如下

估算出来的威布尔分布的两个参数β=5.2496 η=3742.3。

在对特征寿命进行估计时要采用MSG-3方法确定该部件的故障后果类型。对于后果为明显的使用性影响（类型 6）的部件，一般要求其可靠度维持在 0.8 以上，故障后果为安全性影响（类型 5，8）的部件一般要求其可靠度维持在 0.9 以上，故障后果为经济性影响（类型 7，9）的部件一般要求其可靠度维持在 0.7 以上即可。在此处认为燃油泵的可靠性为0.9。

可靠性函数为：

将求得的两个参数β=5.2496 η=3742.3代入变形后可得特征寿命为：

t=η(?lnR)1

=13486.1FH

3.3总结

通过对燃油泵寿命时间的估算，可以对维修决策起到决定性的作用，通过与厂家给出的维修时间间隔对比，如果估测时间间隔小于厂家给定的，则可以使用估测时间值，对燃油泵进行定期维护。因此可以较少维修间隔，提高发动机可用时间，从而降低维修成本。

航空燃油泵

航空燃油泵（Fuel Pumps） 08032114 周辉 摘要：阐述了燃油泵的种类和特点，发展现状，重点论述离心泵的结构特点， 工作原理，流量-压力特性曲线。在飞机上的应用，以及在使用维护中常遇到的问题和解决的途径。 关键词：航空、燃油泵、离心泵 引言： 目前，液压传动技术在国民经济的各个领域得到了极其广泛的应用，它是最近四十年来快速发展起来的一门工程技术。 液压传动是利用油泵将原动机（电动机，内燃机或其他动力机）的机械能，转换给能在管路中流动的液压油(或燃油、滑油〉、变成液压能，这种具有液压能的工作液再用阀门和管路传送给油马达或油缸，把液压能转换成机械的旋转运动或直线运动进行各种方式的工作。在燃油系统或润滑系统中，同样必须由油泵确保必要的工作条件。 现代飞机在不断地向高空、高速发展。各种液压传动系统的 性能要求不断地完善，为了提高飞机和其他装备的性能，使发动‘ 机发挥其最大的效率，并保证其安全正常地工作，就必须提供一 系列附件。其中最基本的就是各种低压补油泵。在航空发动机的 燃油附件中除了主燃油附件(燃油调节器、主燃油泵)外，为了提高 燃油供应系统的高空性能和克服燃油流动的阻力，在闭式液压系统中为了补充泄损的工作液等，保证各种液压系统的性能充分的发挥、工作可靠，低压油泵则是不可缺少的一种附件。而在润滑，低压油泵往往作为它们的心脏，其作用是使发动机得到充分的润滑和冷却，防止螺桨和机翼前缘结冰、保证仪表的工作精度等‘目前一架普通的喷气式飞机或较完善的液压传动系统中所携带的大小低压油泵多达十个以上，可见低压油泵在飞机及液压传动系.统中.的作用也是不可忽视的。 航空油泵是现代飞机和发动机广泛应用的附件。由于飞机和 发动机的种类甚多，因而对航空油泵的要求也是多方面的。目前 使用着的航空油泵多达数十种，种类的繁多必然要造成生产、使用和维护中的困难。根据目前生产、使用和维护的实际情况，完全必要并且有条件进行系列化和标准化，以便克服由于种类繁多所造成的各种困难。 1燃油泵的种类和特点 航空油泵的定义:油泵是一种把机械能转换成液压能的机构，用于航空和航天中的油泵称为.航空油泵。 航空油泵的种类繁多，其习惯叫法也各有不同。不同类型的航空油泵均具有自身的工作原理和给构特点。根据作用原理可以分为两大类，离心式油泵和容积式油泵。 1.离心式油泵它具有转速高、体积小、重量轻、效率高、流量大、结

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，

电动燃油泵的构造及检修

电动燃油泵的构造及检修 1、作用： 给电控燃油喷射系统提供具有一定压力的燃油。电动燃油泵的电动机和燃油泵制成一体，密封在同一壳体内。 2、类型： （1）按安装位置不同分为内置式和外置式。 内置式：安装在油箱中，具有噪声小、不易产生气阻、不易泄漏、管路安装较简单等优点。 外置式：串接在油箱外部的输油管路中，优点是容易布置、安装自由度大，但噪声大，易产生气阻。 （2）按结构不同分为：涡轮式、滚柱式、转子式和侧槽式。 3、电动燃油泵的结构 （1）涡轮式电动燃油泵 1) 结构 主要由燃油泵电动机、涡轮泵、出油阀（单向阀）、卸压阀（安全阀）等组成，如下图所示。 图2 涡轮式电动燃油泵 叶轮 涡轮式电动燃油泵的结构及工作原理 组成：燃油泵电动机、 涡轮泵、出油阀（单向 阀）、卸压阀等。 泵壳体 出油口进油口 叶片 滤清器 叶轮前轴承电动机定子电动机转子单向出油阀 卸压阀出油口 2) 工作原理 油泵电动机通电时，燃油泵电动机驱动涡轮泵叶轮旋转，由于离心力的作用，使叶轮周围小槽内的叶片贴紧泵壳，将燃油从进油室带往出油室。由于进油室的燃油不断被带走，所以形成一定的真空度，将燃油从进油口吸入；而出油室燃油不断增多，燃油压力升高，当达到一定值时，则顶开出油阀经出油口输出。出油阀还可在油泵不工作时阻止燃油流回油箱，保持油路中有一定的残余压力，便于下次起动。 3) 优点 泵油量大、泵油压力较高、供油压力稳定、运转噪声小、使用寿命长等优点。 （2）滚柱式电动燃油泵 1）结构

主要由燃油泵电动机、滚柱式燃油泵、出油阀、安全阀等组成。 2）工作原理 当转子旋转时，位于转子槽内的滚柱在离心力的作用下，紧压在泵体内表面上，对周围起密封作用，在相邻两个滚柱之间形成工作腔。在燃油泵运转过程中，工作腔转过出油口后，其容积不断增大，形成一定的真空度 , 当转到与进油口连通时，将燃油吸入；而吸满燃油的工作腔转过进油口后，容积不断减小，使燃油压力提高，受压燃油流过电动机，从出油口输出。 结构和工作原理如下图所示。 图3 滚柱式电动燃油泵结构及工作原理 4．燃油泵的就车检查 （1）用专用导线将诊断座上的燃油泵测试端子跨接到 12V 电源上。 （2）将点火开关转至“ ON ”位置，但不要起动发动机。 （3）旋开油箱盖能听到燃油泵工作的声音，或用手捏进油软管应感觉有压力。 （4）若听不到燃油泵的工作声音或进油管无压力，应检修或更换燃油泵。 （5）若有燃油泵不工作故障，且上述检查正常，应检查燃油泵电路导线、继电器、易熔线和熔丝有无断路。 5．电动燃油泵的检测 拔下电动燃油泵的导线连接器，从车上拆下电动燃油泵进行检查。 1）电动燃油泵电阻的检测 用万用表Ω档测量电动燃油泵上两个接线端子间的电阻，即为电动燃油泵直流电动机线圈的电阻，其阻值应为 2 ～ 3 Ω（ 20 ℃时）。如电阻值不符，则须更换电动燃油泵。 2）电动燃油泵工作状态的检查 按下图将电动燃油泵与蓄电池相接（正负极不能接错），并使电动燃油泵尽量远离蓄电池，每次接通不超过 10s （时间太长会烧坏电动燃油泵电动机的线圈）。如电动燃油泵不转动，则应更换电动燃油泵。 图4 电动燃油泵工作状态的检查 6．燃油泵的拆装与检测 拆装燃油泵时注意：应释放燃油系统压力，并关闭用电设备。拆下燃油泵后，测量燃油泵两

航空发动机发展的瓶颈

中国航空发动机发展的瓶颈 发表日期：2012-11-3 16:32:03 航空发动机一直就是中国的软肋。 从周恩来总理在世时评论中国飞机的“心脏病”开始，到现在50多年了。中国的发动机依然是兵器工业最大的软肋。 不仅仅是你提到的歼击机和大运的涡扇发动机，就是直升飞机的涡轴发动机，中型运输机的涡浆发动机，大型舰船的燃气轮机，中小型舰船和坦克的柴油发动机……无一例外，都是中国的软肋。航空发动机，更是软肋中的软肋。 与美国至少差距30年，什么意思，差一代到一代半吧。这个是事实，没有争议的。 但是另外两个问题就有争议了。一个是这样落后的原因是什么。另一个是，我们究竟什么时候能赶上去。其实这两个问题有内在关系的，搞清楚原因是什么，就更好判断什么时候赶上去。简要提供一些个人的看法，不一定正确。 落后的原因 一：底子太差 新中国建国时，工业基础太差。别说航空发动机，像样的工具钢都没有。要不是朝鲜战争，中国人用大量年轻士兵的无价鲜血去消耗美国的廉价钢铁，换来苏联人把涡轮喷射发动机的制造技术给我们，中国是不可能在1957年就能生产涡喷-5发动机的。 二：航空发动机工业的涉及面太广 虽然同样底子差，同样有文革的挫折，同样有改革开放的机遇，为什么航空发动机就是赶不上来？ 对比之下，中国造电冰箱、电视，甚至造手机、雷达、火箭、飞船都慢慢赶上来了：洛阳光电展上曝光的歼击机最新航电系统直追F22，美国人看了也吃一惊;中国空空导弹专家悠然的说，我们距离美国人，也就10年吧，一脸的骄傲自满;美国官方认为，中国的空警2000，在技术体制先进性上超过了美国现有装备一代。真的，兵器上，我们很多东西距离美国的差距就是10年。什么意思，就是至少没有代差。 而航空发动机呢，差一代到一代半。原因在于，航空发动机工业涉及的面太

电动燃油泵常见故障及使用注意事项

电动燃油泵常见故障及使用注意事项 晶体管电动燃油泵由两大部分组成，即机械泵油部分和晶体管电路控制部分，油泵的主要任务是供给燃油系统足够的、具有规定压力的汽油，以保证发动机正常工作的需要。由于晶体管电动燃油泵直接使用车上的电源，只要通电即可工作，所以供油及时，车辆易于起动。由于晶体管电动燃油泵不是机械驱动的，其出油量可以自动调节，所以只要电源电压和搭铁极性相同，一般情况下可以通用。此外，电动燃油泵可以安装在远离发动机的任何通风良好的部位，这样可以有效地避免夏季行车时由于发动机过热造成的供油系统气阻现象。 1．晶体管电动燃油泵常见故障 在车辆使用过程中，晶体管电动燃油泵经常出现的故障现象有泵油不足或不泵油。 ①泵油不足：其故障现象为接通电源后，能听到油泵内有轻微的“蹦、蹦”响声，用手触摸油泵外壳也能感觉到轻微的振动，但是油压不足。出现这种现象说明油泵的电路部分正常，故障出在机械泵油部分。泵油不足的故障原因有：出油阀、进油阀或回油阀与其阀座之间有异物，导致其密封不严；油路堵塞，回油弹簧弹力不足；柱塞磨损过甚，导致与缸简的间隙过大：若油杯内有小气泡，则说明油泵内部或输油管密封不好。 当出现泵油不足的现象时，可拆开机械泵油部分，按上述原因逐一进行检查和排除。 ②不泵油：其故障现象为接通电源后，油泵根本不泵油。在行车过程中遇到这种现象时，应首先判断故障是在电路部分还是在机械部分。可用万用表测量油泵的火线电压(不要采用刮火法，以防引起火灾)，如果无电压，说明故障在电源部分，应检查电源线路及蓄电池的技术状况是否良好；如果有电压，应进一步判定故障是在油泵的机械部分还是在电路控制部分。 此时可在油泵的电源火线中串入1只0—5A的电流表，然后接通点火开关，若电流表指针在1A左右摆动，则说明油泵的电路控制部分正常，故障出在机械部分，这时应拆开油泵上盖，检查油泵内的柱塞是否被脏物卡住，出油阀、进油阀等零件的位置是否正常；如果电流表无指示或指示电流超过2A，则说明故障在控制电路部分，应用万用表检查电路故障。 在断开电源的情况下，将万用表的红、黑表笔分别接触油泵的火线接柱和外壳，测出一电阻值，然后交换两表笔再测量一次。若两次测得的电阻值一大一小，大的约为1．7kQ，小的约为20Q，则说明晶体管正常，否则为晶体管损坏，应予以更换。接着用万用表测量主、副线圈的电阻值，主线圈的电阻值应为3．2Q 左右，副线圈的电阻值应为32Q左右，否则为线圈损坏，应予以更换。 2．晶体管电动燃油泵使用注意事项 晶体管电动燃油泵的优点很多，但由于它多了1个晶体管控制电路装置，所以其电路比较复杂。为了保证燃油泵可靠地工作，使用过程中应注意以下事项： ①在维修晶体管电动燃油泵的 过程中，必须注意燃油泵的搭铁极性要与汽车的搭铁极性一致，其电压等级也必须与汽车的电压等级一致，否则燃油泵不但不能工作，还有可能烧毁三极管及电

-航空发动机可靠性研究

航空发动机可靠性研究 摘要：可靠性是航空发动机正常工作的重要指标。本文介绍了航空发动机可靠性在国内外的发展概况，可靠性评价指标，简要介绍了影响发动机可靠性的因素，提高可靠性的主要措施。关键词：可靠性；结构强度；评价指标 1.引言 可靠性是指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[1]。研究装备的可靠性是为了提高装备的完好性和任务的完成性，保障装备和人员的安全，减少寿命内的费用。航空发动机是在高温高压的环境中以高速旋转的形式进行高负荷工作的动力机械，是一种集热力气动、燃烧、传热、结构强度、控制测试技术及材料、工艺等多学科于一身，温度、压力、应力、间隙和腐蚀等工作条件非常苛刻，且对质量、可靠性、寿命等要求又极高的复杂系统。 航空发动机工作时在高温高压的环境中以高转速运转，所受的载荷复杂多变，且由于现代大推重比航空发动机的设计性能要求，使得其结构日趋单薄。因此航空发动机出现的故障模式多，故障出现的几率高，故障的危害大，使用寿命短。因此，航空发动机可靠性是设计时必须考虑的重要因素，同时也是航空发动机性能能否得到发挥的重要衡量指标。 飞机的可靠性可以如下定义：可靠性是飞机按设计状态与使用、维护、修理、贮存和运输条件，在描述完成飞行任务能力所有的参数规定值范围内，在某一时间里保持的一种特性。[2] 2.航空发动机可靠性研究的现 状[1] 2.1国外航空发动机可靠性发展概况 航空发动机研制的难度大、周期长、费用高、风险多。西方发达国家只有四大公司-美国的普·惠公司、通用动力公司、英国的罗·罗公司和法国的斯奈克玛公司，才具有独立研制的实力。他们在研制航空发动机的过程中对可靠性问题有着深刻的认识和教训。20世纪60年代末，美国普·惠公司为F-15战斗机发展了新一代推重比为8的高性能涡扇发动机F100。在同年代中，F100的性能是出类拔萃的，特别是其跨/超声速性能有显著的提高。但它的可靠性却未能与其高性能相匹配。F15装备部队后，在使用过程中发动机暴露出很多可靠性问题。F100发动机在最初使用的5年时间里先后发生了500余次旋转失速，47次涡轮工作叶片和导向叶片损坏，60次主燃油泵故障，10次加力泵轴承故障，8次4号轴承故障以及120多起其它各类故障。这些故障使F15战机大批停飞，严重影响了飞机的安全性和战斗力。F100发动机从开始研制到正式投产，军方投资4.57亿美元，时间为5年。但为了解决其可靠性和耐久性问题，却花费了6.6美元和11年的时间进行徘故和改进。同时期，TF30发动机和TF34发动机以及英国罗·罗公司研制的RB211发动机也存在类似的可靠性问题。 F100出现可靠性不高的原因是多方面的，但是最主要的原因是在研制中片面过于追求高性能，而忽视了可靠性问题，发动机的设计没有取得性能、可靠性、维修性等方面的平衡。 片面追求高性能而忽视可靠性，也造成了许多结构故障。据美国空军材料实验室统计，在1963年-1978年15年间，美国空军战斗机发生了3824起飞行事故，其中发动机故障引起1664起，占43.5%，而其中由结构强度和疲劳寿命方面问题导致的事故占90%以上。美国军方和宇航部门在总结单纯

航空发动机的一种新型主燃油泵设计

航空发动机的一种新型主燃油泵设计 离心泵是航空发动机燃油系统应用最多的增压泵，结构简单，体积小，质量轻，抗污染能力强，寿命长。具有同样优点的齿轮泵已成为采用最多的主燃油泵。若将离心泵和齿轮泵合为一体，设计成组合泵，既简化了传动机匣的设计，又减轻了质量，因此，这种组合泵的应用很有前途，尤其是在民航领域。但是，随着航空发动机推重比（或功质比）的不断增高，对泵的要求也在提篼，为此，在不断挖掘各种泵的潜力的同时，还要对新型燃油泵进行研究。 2航空发动机对主燃油泵的新要求寿命增压温升可靠性进口压力7Zm为满足上述要求，在泵的组合形式、设计计算、材料选择等方面均需有新的思路和创新。 3选型的创新众所周知，提高泵的转速是减轻泵的质量的主要途径，对现有广泛采用的离心-齿轮组合泵来说，离心增压泵提高转速的潜力很大，转速提高后，若要改善泵的吸人性能、提高汽蚀比转速，在其叶轮进口设置诱导轮即可。而齿轮泵则难以满足要求，其原因：一是齿轮栗在高速、高压、长寿命时值过大，滑动轴承设计困难，所以齿轮泵对转速的提高有一定的限制；二是在高流量比时，齿轮泵的大量回油将使低的温升目标难以实现。 经过俄罗斯和美国专家的共同研究试验，试制成功一种由带诱导轮的低压离心栗、变流量的高压离心泵和三级旋涡泵组合而成的新型

的主燃油泵，简称离心-高压变流量旋涡泵，如所示。这种泵的最大转速为27000r/min.为满足发动机对泵的新要求，这种组合泵中的离心泵在其设计思想上有着大胆的创新。 4.2航空发动机用离心泵的工作特点由于航空发动机有慢车、巡航、额定、最大（起飞）等工作状态，离心泵亦有与之相对应的不同的供油量，在这种情况下，传统设计把最大流量定为设计流量显然不合理，因为发动机在该状态下工作的时间短，高效率状态未充分显示出优越性。为了减少功率消耗，减轻泵的质量，应该选择发动机工作时间最长的巡航状态的流量作为设计流量。 4.3离心泵设计流量的确定发动机巡航状态的需油量约为最大流量的70%，这时离心泵的效率曲线如所示。在这种情况下，发动机最大状态时泵的效率还是比较高的，但由于设计流量是原来的70%，泵的体积就可明显减小，以利于泵的功质比的提高；而在发动机巡航状态，由于泵的效率的提高，则又可减少发动机的功率消耗。 4设计思想的创新设计思想的创新主要表现在离心泵设计点流量的选择与传统设计不同。 4.1民用泵的运行区间离心泵的特性曲线一般是指转速一定时，泵的扬程H（AP）、效率7、温升At、消耗的功率N与流量Q的关系曲线，心=/（<3）及JV=/（Q），如所示。设计理想的离心泵应该在设计流量Qd运行时，扬程达到设计要求Hd，同时效率要最高。为了扩大泵的使用范围，又不使效率过低，一般将设计流量的80% ~120%定为离心泵的运行区间。

电动燃油泵工作原理

汽车发动机的电动燃油泵工作原理及介绍 燃油泵总成燃油泵的作用是将贮存在燃油箱内的燃油输送至喷油器的燃油管路内。早期的发动机燃油系统中的燃油泵多为机械式，现在电动燃油泵已经将其取代。另外，原来的一些被安装在燃油箱外的电动燃油泵，考虑到散热、隔音及气阻等问题，也均被内置到了燃油箱 燃油泵总成 燃油泵的作用是将贮存在燃油箱内的燃油输送至喷油器的燃油管路内。早期的发动机燃油系统中的燃油泵多为机械式，现在电动燃油泵已经将其取代。另外，原来的一些被安装在燃油箱外的电动燃油泵，考虑到散热、隔音及气阻等问题，也均被内置到了燃油箱内。燃油泵安装于油箱内，与燃油油量表测量装置结合为一个整体。 燃油泵上燃油表桨式计量部分 电动燃油泵的工作原理与电动水泵的工作原理相同，利用电机驱动相应的油泵装置，从而向燃油系统不断输送燃油。要知道，燃油系统必须保持一定的压力，只有这样才能保证喷油器喷出的燃油雾化效果更好，更易燃烧。但当发动机熄火后，燃油系统的压力会丧失，一旦没有残余压力，在高温时管路内很容易产生气阻。这样在发动机重新起动时，由于燃油系统中混入空气，难以保证足够的燃油，发动机就会难以起动。为此，在燃油泵中设置了单向阀。这样当燃油泵停止运转时，单向阀关闭，以维持燃油管路内的残余压力，便于发动机的重新起动。此外，不知大家是否留意过，当你的车辆长时间停放后，如果车内比较安静时，在你打开点火开关不急于起动发动机时，会听到车辆后部传来“嗡嗡”声。这并不是故障，而是为了保证燃油系统有足够的压力起动发动机，让电动燃油泵提前运转2－3 秒建立油压。为了防止电动燃油泵的出油口侧压力过高，还设计了安全阀，这样一旦燃油泵输送的燃油压力过高，安全阀就会打开，使压力过高的燃油回流到燃油箱。

中国全部国产航空发动机的型号及参数

涡喷-5 涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。 涡喷-5是一种离心式?单转子?带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。 涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。 涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛(2650公斤)，加力状态推力37千牛(3800公斤)涡喷-5系列主要有以下改型： 涡喷-5甲：沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。 涡喷-5乙：西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。 涡喷-5丙：西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。 涡喷-5丁：西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。

涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制PA-9B喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器(北航高歌发明)成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了PA-9B所固有的振荡燃烧现象。涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。 最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能： 直径：0.6686 米、长度：2.91 米、净重：708.1公斤 空气流量：43.3 公斤/秒 转速：11150 转/分 增压比：7.14 涡轮前温度：870摄氏度 耗油率：1.63公斤/公斤/小时 推力：3187公斤 推重比：4.59 ＷＰ-６为我国首型超音速航空发动机。其压气机由离心式发展至轴流式，技术上是一次重大进步。1984年沈航首次将我国独创的沙丘驻涡稳定性理论(北航高歌发明)成功应用于ＷＰ-6甲改进型，彻底解决了ＰⅡ-9Ｂ所固有的振荡燃烧现象。

汽车电动燃油泵有几种及其工作原理

汽车电动燃油泵有几种及其工作原理 在现代轿车中采用了各种不同的汽油喷射系统，它们的供油方式也有所不同，但必须安有电动燃油泵。它的主要任务是供给燃油系统足够的且有一定压力的燃油。 由于机械膜片式燃油泵，受到结构限制，安装位置既要远离热源又要直列式固装不可横置。而电动式燃油泵位置可以任意选择，并具有不产生气阻特点。 电动燃油泵的结构是由泵体、永磁电动机和外壳三部分所组成。永磁电动机通电即带动泵体旋转，将燃油从进油口吸入，流经电动燃油泵内部，再从出油口压出，供给燃油系供油。燃油流经电动燃油泵内部，对永磁电动机的电枢起到冷却作用，又称湿式燃油泵。 电动燃油泵的电动机部分包括固定在外壳上的永久磁铁和产生电磁力矩的电枢以及安装在外壳上的电刷装置。电刷与电枢上的换向器相接触，其引线接到外壳上的接柱上，将控制电动燃油泵的电压引到电枢绕组上。电动燃油泵的外壳两端卷边铆紧，使各部件组装成一个不可拆卸总成。 燃油泵的附加功能由安全阀和单向阀完成。安全阀可以避免燃油管路阻塞时压力过分升高，而造成油管破裂或燃油泵损伤现象发生。单向阀设置目的，是为了在燃油泵停止工作时密封油路，使燃油系统保持一定残压，以便发动机下次起动容易。 泵体是电动燃油泵泵油的主体，根据其结构不同的可分滚柱式和平板叶片式。最常见的滚柱式电动燃油泵。 电动燃油泵在车上安装有安装在燃油箱外和燃油箱内。还有少数车型在燃油箱内、外各安装一个电动燃油泵，两者串联在油路上。 拆解分析电动燃油泵及其故障 这两天都在讨论燃油泵的失效模式，一直有一种说法：油箱存油量过少、液面低会导致燃油泵‘烧毁’！前几天喷了一篇关于对上述说法的分析，但总觉得还是缺乏些依据。加上migizhi提出的燃油泵‘突然死亡’问题解释不清，按照毛主席‘解剖麻雀’的思想（^_^！），今天终于忍不住剖开了一只‘藏品3#’电动燃油泵，作成图片，与大家共同研究。 这只燃油泵就是前两天许给‘脱衣服’的那只，STN2000的，98000km时被判了死刑，原因是：噪音猛增，继而停转，把车主扔在了路上！后被我要来，通电后可以转动，但噪音确实很大，空载运转电流达3.6A，空泵时泵壳温上升迅速！ 经由泵入口泵入除锈剂清洗泵的内部，泵出口有锈色除锈剂喷出，并含有杂质。 处理后该泵运转正常，空载运转电流为0.97A，空泵1分钟泵体温度没有明显上升，已经可以正常使用。另有两只‘藏品’电动燃油泵情况基本类似，车不能发动，拖到维修站，检查、维修的结果：泵‘烧’了！

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

我国涡扇10航空发动机内幕

我国涡扇10航空发动机内幕 八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来

结构： 涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带

军用航空发动机可靠性和寿命管理

2003年1月第5卷第1期 中国工程科学Engineering Science Jan.2003Vol 15No 11 研究报告 [收稿日期]　2002-06-20;修回日期　2002-09-18 [作者简介]　徐可君(1963-),男,山东莱州市人,海军航空工程学院青岛分院副教授,博士生 军用航空发动机可靠性和寿命管理 徐可君,江龙平 (海军航空工程学院青岛分院航空机械系,山东青岛　266041) [摘要]　以西方军用航空发动机可靠性和寿命管理为蓝本,阐述了可靠性和寿命管理的基本要素,并结合我 国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,讨论了我国航空发动机可靠性和寿命管理工作存在的差距和误区,指出了我国航空发动机可靠性寿命管理工作落后的根源在于管理观念落后、管理体制不健全、基础工作薄弱、标准不完善。参照西方国家的管理理念,构建和完善我国航空发动机可靠性和寿命管理是必要的,但完全照搬西方标准并不可取。正确做法是结合我国的现状,走出一条合乎国情的道路。[关键词]　 航空发动机;可靠性;寿命;管理[中图分类号]V235 [文献标识码]A [文章编号]1009-1742(2003)01-0082-07 1　引言 20世纪70年代中期,发达国家在追求高性能 军用航空发动机的研制思想指导下,突出推重比、 高涡轮前燃气温度和高增压比。如美国,15年间涡轮前燃气温度提高了430℃,推重比增加了1倍,耗油率降低了15%,与此相适应,涡轮部件的周向应力提高了92%。引发的突出矛盾是,一方面高增压比、高涡轮前燃气温度使得构件所承受的气动负荷、热负荷和离心负荷大幅度增加,另一方面高推重比又要求减轻零件的质量,提高构件的工作应力,其结果使得发动机的结构故障显著增加。据统计,在1963—1978年的15年间,美空军战斗机由发动机引起的飞行事故有1664起,占全部飞行事故的4315%,而其中因结构强度和疲劳寿命问题导致的事故占90%以上。具有代表性的F100发动机,装备部队后故障频频,致使1979年F100发动机曾短缺90～100台,1980年亦有90架F -15、F -16战斗机无发动机可装,战备完好率下降。美军方在总结单纯追求高性能,忽视可靠性和耐久性的惨痛教训基础上,提出了设计发动机 时必须从规定发动机的最高性能转向制定更高耐久 性,于1984年11月30日发布了M IL -STD -1783《发动机结构完整性大纲》(ENSIP )。ENSIP 是一项对发动机设计、分析、研制、生产及寿命管理的有组织、有步骤的改进措施,其目的在于通过显著减少发动机在使用期间发生的结构耐久性问题,确保发动机结构安全,延长使用期限,降低寿命期成本。结构完整性的内容有:结构耐久性准则,耐久性设计要求,维修性准则,材料与处理特性计划,环境说明,地面广泛检验,使用与跟踪政策。F404发动机的研制遵循了结构完整性要求,采取了作战适用性、可靠性、维护性、费用、性能和重量的优先顺序,取得了良好的效果。 国产发动机在使用中亦曾多次发生结构故障,并造成事故。如WP -6发动机涡轮轴折断、九级盘镉脆、五级盘破裂,WP -7发动机四级盘爆破,其他各型发动机转子与静子叶片损伤、折断等。这些故障均属结构完整性问题。有资料表明,国产发动机结构完整性故障约占故障总量的6215%。为此,国内从1984年起相应开展了结构完整性研究工作。但由于基础工作薄弱,认识不统一,致使可

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 知识点

航空发动机原理与构造知识点 热力系 2. 热力学状态参数 3. 热力学温标表示方法 4. 滞止参数在流动中的变化规律 5. 连续方程、伯努利方程 6. 激波 7. 燃气涡轮发动机分类及应用 8. 燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器 9. 涡喷发动机结构、组成部件及工作原理10. 涡扇发动机结构、组成部件及工作原理11. 涡桨发动机结构、组成部件及工作原理12. 涡轴发动机结构、组成部件及工作原理13. EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义14. 喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环）15. 最佳增压比、最经济增压比16. 热效率、推进效率、总效率17. 喷气发动机推力指标18. 发动机中各部件推力方向19. 喷气发动机经济指标20. 涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义21. 涡扇发动机的优缺点及质量附加原理22. 发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨）23. 发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环24. 进气道的分类及功用25. 总压恢复系数和冲压比的定义26. 超音速进气道三种类型27. 超音速进气道工作原理（参数变化）28. 离心式压气机组成部件29. 离心式压气机增压原理30. 离心式压气机优缺点31. 轴流式压气机组成部件32. 轴流式压气机优缺点33. 压气机叶片做成扭转的原因34. 压气机基元级速度三角形及基元级增压原理35. 扭速36. 多级轴流式压气机特

点37. 喘振现象原因及防喘措施（原因）38. 轴流式压气机转子结构形式、优缺点39. 鼓盘式转子级间连接形式40. 叶片榫头类型、优缺点41. 减振凸台的作用以及优缺点42. 压气机级的流动损失43. 多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式44. 压气机喘振现象、根本原因、机理过程45. 压气机防喘措施、防喘措施原理46. 燃烧室的功用和基本要求47. 余气系数、油气比、容热强度的定义48. 燃烧室出口温度分布要求49. 燃烧室分类及优缺点50. 环形燃烧室的分类及区别51. 燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现52. 燃烧室分股进气作用53. 燃烧室的组成基本构件及功用54. 旋流器功用55. 涡轮的功用和特点（与压气机比较）56. 涡轮叶片的分类和结构57. 一级涡轮为何可以带动更多级压气机58. 提高涡轮前温度措施59. 带冠叶片优缺点60. 间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况61. 如何实现涡轮主动间隙控制62. 涡轮叶片冷却方式63. 喷管功用64. 亚音速喷管工作原理（参数变化）65. 亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别66. 超音速喷管形状67. 发动机噪声源及解决措施68. 发动机的基本工作状态69. 发动机特性（定义、表述）70. 涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作71. 稳态下涡轮前温度随转速变化规律72. 剩余功率的定义73. 发动机加速的条件74. 联轴器的分类及作用75. 封严装置的作用、基本类型76. 双转子、三转子支承方

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）。

中国研制航空发动机的故事

中国研制航空发动机的故事 这个历史太长了，有50多年，我记的后面的更清楚一些，先从后忘前讲吧——也就是说，先讲涡扇，再讲涡喷 涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上加装了风扇和外函道的一种航空动力装置，西方从70年代开始，逐步用涡扇换了涡喷 现在世界上评价第三代战机的一个很重要的标准，就是看你是不是用了涡扇发动机。其实呢，中国研制的起步时间并不是很晚，大概是1962年开始的———— 呵呵——开讲第一种——涡扇5—— 涡扇5，起于1962年，当时有部队（废话，当然是空军）提出一个主意，想用涡喷6改型为涡扇发动机之后，装在H5飞机上，当时的涡扇机是世界上的一个发展方向。各国都在研制自己的第一代产品，其实，当时中国和世界各国站在一个起跑线上，也算跟上了时代的节奏了—— 1963年1月设计方案出来了，反正是涡扇5比涡喷6好用的多了，油耗下降30%，推力也增大了不少 把这种发动机装在轰5上，航程和作战半径增加了30%，是有进步的，黑黑。涡扇5的样机是1965年——不好意思，孩子刚才哭的厉害 接着说——1965年啊，总装出来了，结果呢，风扇叶片不合格，出现断裂，到了1965年7月才解决叶片问题。 到了1970年才试车，71年换了发动机的飞机开始试飞（H5），哈哈，就在这个时候呢，轰5的改装计划被取消了，于是，涡扇5的研制就终止了，第一次歇菜—— 1964年的时候，中国开始研制F9和A6战机，歼9大家听说过吧，强6就是强5的新一代产品，这里我习惯用西方的标示符号来表示中国的战机，于是我用的是F9和A6。 为了适应新的飞机的要求，中国开始研制新的发动机，大家知道，刚才的涡扇5用在轰炸机上，现在的涡扇6用的是战机和攻击机，显然，原先的涡扇5的设计是不能用的，于是64年开始干活，当时设计单位是沈阳航发设计所，当时据说搞了22个方案，设计推力70.6千牛，推重比是6的一款发动机。

航空发动机燃油泵可靠性评估

航空发动机燃油泵可靠性评估 1前言 空中停车是除鸟击之外导致飞行事故征候的第二大原因，而且 25%左右的空中停车是由飞机机械故障或者维修人为差错等维修管理失效导致的。为了防止空中停车，保证飞机安全持续适航。需对发动机重要部件的寿命和维修间隔做出预判，致使在临界状态时，给予零部件更换和维修。以保证发动机能在正常状态下运行。在此统计了近几年空中停车和发动机的HMU以及燃油泵从出厂后和大修后一直到出现故障的运行时间。根据样本数据建立相应的数学模型，预测出部件的维修间隔。 2 数据分析模型 常用的故障分布模型有指数分布、正态分布、对数正态分布以及威布尔分布。不同的分布适用于描述不同产品特征，一般情况下，指数分布，由于其故障率不随使用时间变化而改变，适用于具有恒定失效率的部件，无余度的复杂系统，经老练试验需定期维护的部件；正态分布可用于分析因机械磨损、老化、腐蚀而发生的产品，一般是飞机结构部分的故障分析；对数正态分布适用于金属疲劳寿命分析、电机绕组绝缘、半导体器件等；威布尔分布主要适用于机电件，如继电器、电位计、陀螺、电动机、航空发电机、蓄电池、液压泵、空气涡轮发动机、材料疲劳件等。在此次分析中主要用到正态分布和威布尔分布，只对这两种分布进行分析。 2.1威布尔函数 威布尔分布广泛的应用于飞机系统及其附件的可靠性分析中。服从威布尔的故障时间 t 的概率密度函数为 式中，β—形状参数； η—尺度参数； γ—位置参数。 参数的取值直接对威布尔分布的失效密度函数产生影响，如图 2-1所示。形状参数β主要对分布的失效密度函数的形状产生影响，其大小直接影响失效率的性质；尺度参数η影响分布的失效密度函数的离散度；位置参数γ只对分布的失效密度函数的位置产生影响。可以看出位置参数γ≠0 的情况，可以经位移