国内外航空发动机随机振动试验的现状与分析

近年来，对航空发动机耐久性，可靠性的要求越来越高，因此发动机随机振动试验监测，分析及故障诊断显得更为突出和重要，本简述了国内、外发动机振动试验监测的现状、差别及发展动向，并提出了某些建议。     

技术进步对发动机试验设备建设的要求

描述了发动机技术进步对发动机试验能力和试验设备建设的要求。介绍了在不同历史阶段为满足性能、适用性和耐久性试验而建设的典型试验设备。最后，分析了发动机试验要求和设备建设的发展趋势以及改善测试设备的重要性。并指出，数值仿真技术的发展可以大双减少试验工作量，但对试验技术和试验设备提出了更高的要求。     

航空发动机可靠性试验方法研究

在分析航空发动机相关标准的基础上,对发动机在研制过程中零部件和整机试车、试飞项目及其考核目的进行研究。对试验进行了分类,提出了开展极限/强化试验的必要性;以故障模式及失效机理分析为依据,阐述了发动机在研制过程中成附件可靠性极限/强化试验的方法、应用原则及效果,并针对高周疲劳、性能稳定性和耐久性等考核重点梳理了整机可靠性试验的条件和载荷设计要求,提出了整机可靠性试验载荷谱选用建议。     

提高飞机发动机耐久性和可靠性的途径

飞机发动机耐久性和可靠性问题的特征之一是具有综合性和多重性。为提高飞机发动机的耐久性和可靠性,降低成本和降低故障率,应在设计阶段和加工制造阶段保证其固有耐久性和可靠性;通过大量的零部件试验、地面整机试验以及飞行试验来验证其耐久性和可靠性;在使用及维护过程中,保持其固有耐久性和可靠性。     

大型无人机主结构耐久性试验加载技术

为验证某大型无人机主结构的疲劳寿命是否满足设计指标要求，探寻主结构的疲劳薄弱部位，为结构设计改进及制造工艺改进提供试验依据，进行全尺寸主结构耐久性试验。针对该型号无人机先进布局设计及结构设计所带来的试验机约束、载荷优化、载荷谱编制、精确加载等试验加载方面的难点，进行相关试验加载技术的对比与分析以及新技术的系列验证，由此提出大型无人机主结构耐久性试验的多功能支持夹具设计、无人机机体结构载荷优化、综合载荷与扣重的载荷谱协调编制、新型拉压垫弹性体应用、作动筒专用扣重装置设计等新的技术。经过该试验机半倍疲劳寿命的阶段性试验验证，可以表明各项技术合理可行，稳定可靠，确保了试验正常运行。     

发动机空中停车的故障分析与预防措施

一、概述自从涡喷涡扇发动机使用以来,空中停车的故障始终没有间断过。这是因为发动机零部件经常在高温高负荷下工作,且其结构日趋复杂,对工艺、材料水平的要求不断提高。而目前的设计、工艺、材料、管理和使用水平还不能完全保证其可靠性和耐久性要求。特别是对发动机进行重要考核的耐久性试验还是采用几十年前就已经采用的150小时持久试车,面对日益变化的飞机使用要求,即使在试车程序安排、发动机功率分配、进气状态变换、油门移动方式以及发动机温度负     

发动机进气温度畸变高响应温度测试技术研究

本详细介绍了高频响温度传感器的设计、校准、误差分析及修正技术，并结合发动机进气温度畸变试验研究了高频响温度测试技术和数据处理方法，对航空发动机稳定性评定试验研究具有重要的指导意义。     

涡轮级间封严环的超声速喷涂应用研究

在航空发动机设计中正确地选择和使用涂层对保证和提高机件的可靠性、耐久性和寿命至关重要。简要介绍了某机涡轮级间封严环定位槽磨损故障,阐述了超声速喷涂机理、特点和围绕使用技术条件所做的喷涂工艺试验、结合力试验、耐磨性试验、氧化试验、硬度测定和金相分析以及涂层的试车考核效果。     

航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述

航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元，长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境，在航空发动机外场使用中故障率占比高，产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型，对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展；剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因，同时结合航空发动机正向研发体系建设需要，指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战，并立足于现有国内设计水平及工业基础，给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。     

F110发动机使用寿命延长计划

目前 ,GE公司正在实施F110发动机使用寿命延长计划 (F110SLEP)。该计划采用综合高性能涡轮发动机技术计划和现有的F4 0 4、F4 14、YF12 0和F136发动机验证的部件和技术 ,以提高F110发动机的综合能力 ;采用三维气动设计的叶片和整体叶盘结构的转子 ,以提高压气机的效率 ,减少零件数 ,延长转子和结构件的寿命 ;采用先进的材料和冷却技术 ,以提高高压涡轮的耐久性 ;通过改进燃烧室 ,以延长燃烧室的使用寿命 (延长 1倍 ) ;采用先进的加力燃烧室和数字式控制器 ,以提高耐久性 ,减少维护。　　采用了上述先进技术后 ,F110发动机的使用寿命将…     

美国加速任务试车技术在军用航空发动机上的应用

加速任务试车(AMT)是目前国外研究军用航空发动机耐久性的标准试验,是发动机寿命管理的重要方法。本文以美国F404-GE-402发动机、F110-GE-100发动机为例,介绍了AMT技术在发动机设计验证、部件改进、寿命管理、维修计划等方面的具体做法,对有效提高我国发动机型号研制的风险管理与控制能力和实现发动机的高可靠性具有重要的研究与借鉴价值。     

006号F136发动机试车达最大推力

2010年，GE和罗罗公司联合攻击机的发动机团队将进行6台发动机试车。近日。作为最后一台常规起降（CTOL）型F136验证机，006号发动机完成了最大加力状态试车，并首次进行了整机性能测试。本次试验不仅检验了F136发动机相关改进设计的可行性，并且验证了其耐久性和推力范围与设计预期相比有所增加。     

关于现代飞机机体结构耐久性试验要求与方法的探讨

飞机机体结构耐久性很大程度上取决于制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，可以用经济寿命来表征。要求经济寿命超过一倍设计使用寿命，在一倍设计使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤。经济寿命必须取得全尺寸飞机机体结构耐久性试验的验证。探讨了全尺寸飞机机体经结构耐久性试验要求和方法，以及保证飞机试验质量的技术措施。耐久性试验和试验结束后拆毁检查与断口金相分析所得的试验数据和试验结论，可作为最终给定飞机机     

普惠、USAF解决F119涡轮振动问题

F119发动机高压涡轮叶片的振动问题是1993年元月在工程和发展型(EMD)F119发动机开始试车后一个月出现的(详见本刊1994年第8期)。工程师们花了11个月时间对此进行诊断。1994年初,经过详尽的分析,研究人员设计了一个试验项目来证实他们的观点并验证解决问题的方法。在此试验中他们采用了3台EMD F119发动机分别进行了海平面静态试验、海平面初始耐久性试验和高空台试验。1994年得出的试验结果肯定了工     

小流量涡轮风扇发动机高空模拟试验技术研究

介绍了FWSxx型发动机设计定型高空模拟试验中出现的问题和分析研究结果。针对出现的问题采用了多项试验技术措施和技术方法，有效地解决了试验中的技术难题；并根据涡轮风扇发动机高空模拟试验的特点，指出了SB101高空台对涡轮风扇发动机进行低空（≤2km）模拟中存在的问题，对存在的问题提出了技术改造方案。     

航空发动机磁力密封设计与试验研究

简要介绍了磁力端面密封的工作原理,研究了这种密封的设计要点及上进行了性能、耐久性及寿命试验.试验结果表明,磁力端面密封具有密封性能优异、寿命长等优点,基本能够满足某型发动机研制的需要.     

带发动机短舱模型的风洞试验技术

翼挂发动机或尾置发动机构型飞机的风洞模型试验有着特殊的要求，本文介绍了带发动机短舱的模型试验技术及各种试验模型的主要优缺点，着重介绍了选型阶段广泛应用的通气短舱试验技术，模型设计技术及应注意的问题。     

涡轮叶片锯齿冠激光熔敷的应用研究

在航空发动机研制中，正确地选择和使用涂层对保证和提高机件的可靠性、耐久性和寿命极为重要。介绍了某机涡轮叶冠工作面的磨蚀故障，阐述了激光熔敷的机理和特点，按使用技术条件做了熔敷工艺试验、结合力试验、耐磨性试验、氧化和腐蚀试验，并进行硬度测定和金相分析，通过熔敷涂的试车考核证明其效果良好。     

民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法

为了保证民用涡扇发动机在高高原机场首次试飞起动成功,采用建模设计方法,建立了发动机部件级起动模型,包括高 海拔气候条件对起动机特性的影响、旋转部件低转速特性延伸和修正、高海拔燃油雾化及点火对燃烧室效率的影响、发动机附件 阻力和功率损失、风阻和吸放热等模块,设计了民用涡扇发动机高海拔起动控制规律。采用仿真和试验分析技术建立了民用涡扇 发动机起动方案设计方法和试验调试优化方法,详细分析了起动机能力降低、转子运转阻力增大、燃油喷嘴雾化效果差、部件效率 和稳定性降低等4项影响高高原起动成功的因素。按照循序渐进的原则设计了高高原试飞起动风险规避试验流程。试验结果表 明：设计的民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法有效,确保了飞机首次转场高高原机场降落后成功起飞。     

F414提高耐久性发动机

F4 14提高耐久性发动机即F4 14EDE发动机 ,它是以F4 14 -GE - 40 0发动机为基础 ,采用先进的气动设计软件提高部件的效率和采用先进结构、材料延长部件寿命而改进改型的发动机。高压压气机采用三维气动设计 ,使流量增加 5 % ,效率提高 3个百分点 ;燃烧室采用干低排放技术 ,使NOX、HC和CO的排放量明显降低 ;高压涡轮采用三维气动设计和先进的冷却技术 ,使效率提高 2个百分点 ,耐温能力提高 6 5 .5 6℃ ;排气框架采用三维气动设计 ,使加力燃烧室效率提高 3个百分点 ,压差降低 1.5 %。预计采用上述技术后 ,在保持硬件与F4 14 -GE -40 0…