基于多普勒原理的激光测振技术，能有效帮助航空航天工程师
加快产品投入市场速度和降低成本。
航空航天振动测量
结构性测试是航空产品在设计、开发和制造过程中不可或缺的一部分，它是确保最终产品在性能、质量、安全性和可靠性方面的一个重要步骤。
随着航空航天产业的发展，航空产品的类型越来越多，结构测试的复杂性也不断提高，产品开发和设计改进团队要求更有效的模态测试方法来增加生产力，同时还需与有限元分析模型保持精确相关(如负载分析、声辐射等等)。
传统接触式模态测试方法，需要对加速度计及进行粘贴、布线，属于劳动密集型的测试方法；而当目标结构很复杂和大量被测量点时，测量成本会迅速增加。
NVH特性
为了争取更多的商业飞机订单，航空航天制造商需要在两个重要领域寻求竞争优势：燃油经济性和提高旅客舒适度。因此，如今的航天工程师们比以往更关心振动噪声测量，通过减少飞机内部噪音可增加旅客舒适度。此外，城市空中交通发展飞快，减少飞机外部噪音可提高飞机的接受度。
Polytec 激光测振仪是航空公司提高他们最新飞机NVH特性的必不可少的工具。
颤振检定
空军理工学院（AFIT）使用PSV- 400 – 3D扫描式激光测振仪测量无人机和其它复杂航天器的振动特性，它的使用提高了对飞机的颤振分析结果，显著减少测试时间和数据后处理分析。
航空发动机测试
制造出环境友好的和更强大的航空引擎将引擎设计推到新的极限。激光测振仪可精确解释最难也是最重要的任务，即与寿命相关的振动现象。详见第12页。
地面振动测试
对于一架新的飞机而言，地面振动测试(GVT)花费会非常昂贵，可采用与有限元模型(FE)相关的模态分析来获取测试数据，在做负载分析时可防止结构失效和进行颤振鉴定，为用户节省大量的财力和人力。
飞行器结构部件测试
飞行器上的仪器、设备经常置身于机体振动、发动机噪声、气流扰动，以及起飞、着陆或加速等引起的冲击振动等动态环境中，为保证机载仪器、设备的安全运行，提高系统的可靠性，机载仪表、仪器、部件和设备在装机前大都需要进行振动和冲击试验，考核合格后，方可正式装机。飞行器结构部件的振动分析可以得出其运动学和动力学数据，确定其固有频率以及设计出完整的模态模型。详见第7页采用3-D扫描式激光测振仪测试A320飞机。
MEMS和PCB测试
激光测振仪是印刷电路板和微机电传感器和致动器振动测试的首选设备。
(https://www.doczj.com/doc/b29682153.html,)。
材料测试
材料的分层和开裂是常见缺陷，这会大大降低航空产品的性能。找到局部缺陷，非线性激光测振仪（详见第9页）和兰姆波检测仪都成功地用于无损检测(NDT)。
最好的飞行
多功能全场扫描式激光测振仪，采用非接触式测量方法，无任何附加质量影响，具有高空间分辨率和高频率分辨率的优点。在Polytec的扫描式激光测振仪的帮助下，航天开发工程师和科学家们可以同时降低测试时间和振动测试的复杂性，Polytec 激光测振仪已成为航天开发、质量控制和飞机健康监控等非接触振动测量的黄金标准。
航空结构振动测试
真空环境下的振动测试
图1：4m×6m可充气通信天线模型
图2：真空室内四象限膜的正方形太阳帆（边长20m）
美国国家航空和宇宙航行局（NASA）多年来致力于发展轻型空间结构，以减少航天器发射成本及开发出全新的独特理念。
例如，近年来受到追捧的碟形通信天线（图1），其在太空中充气至30米后固定，具有高速数据通信能力。
另一个轻型结构的例子是为航天器提供推动力的太阳帆。
太阳帆以太阳光光压为推进动力，是一种独特的推进方式，它超越了对反应物料的依赖。其工作原理是：利用太阳帆将照射过来的太阳光（光子）反射回去，由于力的作用是相互的，太阳帆在将光子“推”回去的同时，光子也会对太阳帆产生反作用力，从而推动飞船前进。太阳帆不但要有较小的自身荷载，而且也要具备近乎完美的反射面。由于单个光子所传送的动量非常小，为了拦截大量的光子，太阳帆必须有一个大的表面积。
为满足美航局的未来航天推进需求，ATK公司、SRS科技和NASA兰利研究中心组成的工作小组，在美航局航天推进办公室（ISP）的指导下，开发出可展开太阳帆的构型（图2）。
在地面上进行太阳帆模拟测试，工程师们面临的有三大挑战：
-- 太阳帆表面积大，厚度比纸还薄
-- 不能忽略大气中的空气质量影响，要求在真空环境下测试
-- 模态测试时，测量点密度高，要求将太阳帆表面分成若干个区域进行测量。
本文讨论的是我们面临的唯一难题：真空环境下的太阳帆的模态测试。
图3：真空室
图4：置于密封加压罐内的PSV-400全场扫描式激光测振仪
真空环境
Polytec扫描式激光测振仪是模态测试的首选工具。
为保护激光扫描头不受真空环境影响，工作人员将其置于一密封加压罐内，激光从加压罐的一个窗口射出，并配备强制空气冷却系统防止测振系统过热。与专门开发的扫描反射镜系统（SMS）一起，在真空室内60米远处对太阳帆进行全场模态测量。
图5：真空室内的扫描反射镜系统(SMS)
如图5所示，SMS系统安装在真空室顶部、测试样品的中间，测振仪安装在真空室内一扇门的门框上，SMS系统的静态反射镜将激光束导向两个正交的动态反射镜上。
完全自动化测试
软件采用专门开发的目标跟踪算法，激光束在测量每个网格点前均再次自动聚焦，以保证信号质量最优。
激光系统的初始校准、目标跟踪处理、以及整个数据采集过程均是系统自动完成的。系统在扫描的同时测量反射光强度，软件通过计算反射光强度值矩阵的质心和相应的反射镜角度值来得出太阳帆角度定位。
当调试完激光与SMS系统后，第二步通过SMS系统使得激光与太阳帆上的被测点对应，第三步由软件逐步读取目标定位，完成整个数据采集和存储过程。该完全自动化的测试程序非常严格，多数情况下测试耗时可能会超过5小时。
在本次测试之前，测振系统和SMS系统被证实其测试距离可达85米（甚至更远），远远超出本次实验的60米测试距离。
太阳帆激励
图6：四象限膜的正方形太阳帆的磁激励系统
为了提高太阳帆航天器的有效荷载能力，要求太阳帆超大、超轻、超薄。选择太阳帆材料时需要考虑空间环境的影响，拉伸使薄膜平整，形成近乎完美的反射面。
太阳帆动力学测试所采用的激励方法是在太阳帆的支撑杆的各端部安装电磁铁（每端部2个，共8个），安装的侧视图如图6所示。电磁铁被安装在带有线性驱动器的垂直位移台上，以便精确定位。
为保证正常工作，安装在支撑杆上的电磁铁控制在5mm以内，在每个电磁铁旁均安装微型摄像头，要求两者对齐，并保证适当的间隙尺寸。
为保证真空环境下太阳帆的安全，各支撑杆的端部安装的其中一个电磁铁用于阻止垂直和横向运动。当电磁铁被断电后，弹簧在将其拉离被测表，支撑杆可恢复自由移动。
测量时，各支撑杆端部的另外一个电磁铁同时受到激励。为减少测试时间，太阳帆每个四分之一象限内定义5个测量点，每个支撑杆的端部定义2个测量点。
从四分之一象限测试到整个太阳帆测试，由于太阳帆结构不变，四分之一象限内5个测量点的低空间分辨率可以与44个测量点的高空间分辨率的测试结果相差不大。
太阳帆动力学测试
图7：太阳帆系统的一阶模态（0.5Hz）
如图7所示，太阳帆系统的主模态，在频率为0.5Hz时所有象限同相摆动。在这阶模态下，所有的支撑杆围绕着轴线螺旋式运动。
图8：太阳帆薄膜的一阶模态（0.69Hz）
一阶太阳帆薄膜模态，低的支撑杆参与，在0.69Hz时的呼吸模态。在该模态下，太阳帆四分之一象限的支撑杆围绕自身轴线承受一阶弯曲（见图8）。
通过太阳帆其它主导高阶模态还发现，四分之一象限内的支撑杆承受一阶弯曲，但其中轴线则承受二阶或三阶弯曲，这些测试结果对于结构分析模型的更新优化至关重要。
结论
与有限元分析结合起来，激光测振仪让太阳帆系统的模态测试变得很简单。而且，通过对每个象限模态的拼接组合，确定了整个太阳帆薄膜的高阶模态。
本文描述的方法论可被进一步用于其他轻型结构的测试，如基于通信天线的技术开发等。鸣谢
我们要感谢美国国家航空航天局批准发布这篇文章。
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
航空发动机构造及强度复习 一、基本概念 1. 转子叶片的弯矩补偿 2. 转子的自位作用 3. 动不平衡与动不平衡度 4. 静不平衡与静不平衡度 5. 挠轴转子与刚轴转子 6. 转子叶片的静频与动频 7. 转子的临界转速8. 转子的同步正涡动与同步反涡动 9. 转子的同步正进动与同步反进动10. 持久条件疲劳极限 11. 尾流激振12. 恰当半径 13. 陀螺力矩14. 压气机叶片的安全系数 15. 轮盘的破裂转速16. 应力比 17. 动刚度18. 动波 19. 低循环疲劳20. 轮盘的局部安全系数与总安全系数 二、基本问题 1.航空燃气涡轮发动机有哪几种基本类型？ 2.航空发动机工作叶片受到哪些负荷？ 3.风扇叶片叶尖凸台的作用是什么？ 4.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型发动机的优缺点有哪些？ 5.列举整流叶片与机匣联接的三种基本方法。 6.压气机转子设计应遵循哪些基本原则？ 7.压气机防喘在结构设计方面有哪些措施？ 8.压气机转子有哪三种结构形式？各有何优缺点？ 9.发动机转子轴向力减荷有哪三项措施？ 10.叶片颤振的必要条件是什么？说明颤振与共振的区别。 11.疲劳破坏有哪些基本特征？ 12.燕尾形榫头与枞树形榫头有哪些主要特点？ 13.说明疲劳损伤的理论要点。 14.轮盘有几种振动形式，各举例画出一个振型图。 15.航空发动机燃烧室由哪些基本构件组成？ 16.排除叶片共振故障应从哪几个方面考虑？举例说明各方面的具体措施。 17.什么是等温度盘，为什么采用等温度盘，其温度条件是什么？ 18.涡轮相比的结构特点是什么？ 19.涡轮部件冷却的目的及对冷却气的要求是什么？在涡轮部件上采用的冷却、散热、 隔热措施有哪些？
振动测试理论和方法综述 摘要:振动是工程技术和日常生活中常见的物理现象。在长期的科学研究和工程实践中，已逐步形成了一门较完整的振动工程学科，可供进行理论计算和分析。随着现代工业和现代科学技术的发展，对各种仪器设备提出了低振级和低噪声的要求，以及对主要生产过程或重要设备进行监测、诊断，对工作环境进行控制等等。这些都离不开振动的测量。振动测试技术在工业生产中起着十分重要的作用，为此设计和制造高效的振动测试系统便成为测试技术的重要内容。本文概述了振动测试的发展历程，总结和分析了振动测试系统的基本组成和应用理论，列举了几种机械振动测试系统的类型。最后分析了振动测试系统的几个发展趋势。 关键词：振动测试；振动测试系统；测试技术；激振测试系统 1.引言 振动问题广泛存在于生活和生产当中。建筑物、机器等在内界或者外界的激励下就会产生振动。而机械振动常常会破坏机械的正常工作，甚至会降低机械的使用寿命并对机器造成不可逆的损坏。多数的机械振动是有害的。因而对振动的研究不仅有利于改善人们的生活环境和生活水平，也有助于提高机械设备的使用寿命，提高人们的生产效率。正因如此振动测试在生产和科研等多方面都有着十分重要的地位[1]。为了控制振动，将振动给人们带来的危害降至最低，就需要我们了解振动的特性和规律，对振动进行测试和研究。振动测试应运而生。 振动测试有着较为长久的发展历史，是与人类社会的发展有着紧密的联系。随着计算机技术和相关高科技技术的问世和发展，振动测试系统也有了飞跃性的发展。振动测试系统从最早的简单机械设备的应用到如今的先进的计算机技术和设备的应用。从刚开始的检测人员的耳朵来进行测量、判断和计算出大概的故障点的原始方法到现在的计算机控制、存储、处理数据的处理[2]，无不体现出振动测试系统的长足发展和飞跃式的进步。与此同时，振动测试在理论方面也有了长足的发展，1656 年惠更斯首次提出物理摆的理论并且创造出了单摆机械钟到现今的自动控制原理和计算机的日趋完善，人们对机械振动分析的研究已日趋成熟。而伴随着振动测试系统的进步和日臻成熟，其在国民的日常生活和生产中所扮演的角色也愈发的重要。 2.振动测试与分析系统（TDM）的发展
浅析无人机航空摄影测量系统及应用 发表时间：2017-10-26T19:53:11.473Z 来源：《建筑科技》2017年9期作者：舒永国 [导读] 发展低空无人飞行器航测遥感系统是提高测绘现势性的迫切需要，是做好应急救急工作的迫切需要，是构建数字中国、数字城市建设的迫切需要。基于此，本文主要对无人机航空摄影测量系统及应用进行分析探讨。 北京市自来水集团禹通市政工程有限公司北京 100089 摘要：测绘测量技术系统是应对自然灾害、有效处置突发事件、构建完善保障系统与加强防灾减灾工作建设的重要组成部分，也是目前的一个重要战略问题。发展低空无人飞行器航测遥感系统是提高测绘现势性的迫切需要，是做好应急救急工作的迫切需要，是构建数字中国、数字城市建设的迫切需要。基于此，本文主要对无人机航空摄影测量系统及应用进行分析探讨。 关键词：无人机；航空摄影；测量系统；应用 1、前言 航空数字摄影测量是基础地理信息采集的最有效手段之一。随着计算机技术的发展和微处理机的广泛应用，政府各部门对测绘资料的需求越来越大，对资料现势性要求越来越高，对资料所能包涵的信息容量越来越多。无人机航空摄影测量作为一种新型的测量方式不断呈现在大家的面前，伴随着高科技技术环境下测绘技术与测绘装备的快速发展，融合了无人机技术、航空摄影技术、移动测量技术、数字通信技术等一系列新兴技术形态的无人机航空摄影测量系统成为防灾减灾的重要手段，它建立起一整套综合应急测绘保障服务系统。 2、无人机航空摄影测量系统 目前，国内已经投入使用的无人机航空摄影测量系统有“华鹰”、“飞象”、“QuickEye”等。无人机航空摄影测量系统主要由硬件系统和软件系统组成。硬件系统包括机载系统和地面监控系统；软件系统则涵盖了航线设计、飞行控制、远程监控、航摄检查、数据预处理等五个主要的系统。 2.1硬件系统 2.1.1无人机机载系统 在整个无人机航空摄影测量系统构成中，无人机作为主要的系统搭载平台，是整个系统集成与融合的重要基础。这一硬件系统主要由无人机、数字摄影系统、导航与飞行控制系统、通信系统等部分构成。在该系统工作的过程中，整个系统会按照预先设定的航线进行相应的自主飞行，并且完成预先设定的航空摄影测量任务，同时实时地把飞机的速度、高度、飞行状态、气象状况等参数传输给地面控制系统。 2.1.2地面飞行监控系统 这一分支系统是影响飞行平台运行的重要因素，主要有电子计算机、飞行控制软件、电子通信控制介质和电台等设备。在飞行平台的运行过程中，地面飞行控制系统可以据无人机飞行控制系统发回的飞行参数信息，实时在地图上精确标定飞机的位置、飞行路线、轨迹、速度、高度和飞行姿态，使地面操作人员更容易掌握无人机的飞行状况。 2.2软件系统 2.2.1航线设计软件 航线设计在无人机航空摄影测量系统中扮演着十分重要的角色，其直接决定了整个系统工作的方向和精准度。这一分支系统作为信息采集的关键步骤，需要对于系统运行经过的作业范围、地形地貌特点、属性精度要求、摄影测量参数以及摄影测量的结果进行综合设定。航线设计软件需要对相关的工作参数进行综合设定，诸如计算行高、重叠度和地面分辨率等飞行参数，进而获得飞行所需的曝光点坐标、基线长度等参数。此外，航线设计软件还有一个十分重要的功能，那就是对于设计好的航线进行检查，诸如：航线走向、摄影基面、行高、地面分辨率和像片重叠度等。 2.2.2数据接受与预处理系统 这是无人机系统中最为重要的软件系统，也是无人机航空摄影测量系统室外作业的最后一步，直接影响到后续的图像数据处理质量。一般情况下，无人机航空摄影测量系统在影像获取过程中，由于受外界和内部因素的影响，可能降低获取的原始图像的质量。为避免原始图像后续处理的质量问题，在影像配准、拼接之前，必须对原始影像进行预处理。这一预处理的过程，先后涵盖了图像校正、图像增强等方面。 3、项目应用实践 3.1工程概况 井山水库位于抚河流域东乡河南港支流黎圩水上游，地处江西省抚州市东乡县黎圩镇内，坝址位于南港支流东乡县黎圩镇井山村上游河段1.0km狭谷段，坝址区距黎圩镇约5km，距东乡县县城约25km，控制流域面积25.2km2，正常蓄水位83.00m（黄海高程，下同），总库容2250×104m3，是一座灌溉、供水等综合效益的中型水利枢纽工程。 3.2外业测量 3.2.1航摄 航摄仪采用Sonya7R，焦距35mm，相幅大小为：7360×4192，像元分辨率为4.88um。本次无人机航摄分两个架次进行，由GPS领航数据计算相对飞行高度为724m，地面分辨率为0.09m，航摄面积约10km2。两个架次飞行质量和影像良好，影像清晰度较高，且照片色彩均匀，饱和度良好，能够表达真实的地物信息，可以满足1:2000成图要求。本次飞行航向重叠度为75%，旁向重叠度为50%。 3.2.2像控测量 像控点的布设应能够有效控制成图的范围，测区的四周及中心位置必须布设控制点，根据测区的情况，每个测区布设控制点20多个，且都设置为平高点。 3.2.3空中三角测量 本项目采用SVS软件进行空三加密，根据航空飞行及影像分布情况，将空三区域分为两个加密区域网采用自动与手动相结合的方式进行空三加密，即采用自动匹配进行像点量测，剔除粗差。人工调整直至连接点符合规范要求，保证在2/3个像素以内。加入外业像控点对本
航空发动机故障诊断方法及测试流程分析 航空发动机是飞机最重要的组成部分，是一种高度复杂和精密的热力机械，作为航空业的主要组成，素有“工业之花”的称誉。因为航空发动机是飞机的动力来源，因此在飞行过程中一旦发动机产生故障会严重影响飞机的系统运行及飞行安全。文章中通过对航空发动机故障诊断方式进行介绍，其中主要包括信号诊断和智能检测诊断。文中系统的对航空发动机故障诊断流程进行阐述，明确航空发动机故障后应该如何进行操作，以保障飞机系统的顺利运行。 标签：航空发动机；故障诊断；测试 前言 目前我国航空发动机可以分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压发动机等。航空发动机具有结构高度复杂、零件多的特点。因此，在日常的运行中需要对发动机进行诊断和维护。对于发动机产生故障监测需要具有专业的、系统的诊断及工作流程，才能保证航空发动机的正常运行。同时航空发动机测试设备需要在耐高温、高压、高负荷等极端环境下准确测试发动机性能。由此不难看出，航空发动机的故障诊断及测试流程的重要性。 1 航空发动机故障诊断方法 1.1 信号诊断方法 信号诊断是航空发动机故障诊断的主要方式，主要是建立I/O信号模型，通过信号幅度，信号频率等对航空发动机进行故障诊断。在航空发动机信号故障诊断中可以PCA分析法对故障进行分析[1]。PCA信号诊断方法主要是通过将实际信号与标准信号进行对比诊断，通过与参照信号数据之间的对比差异来显示当前航空发动机中是否存在问题。具体分析方法为：首先，建立正常航空发动机状态下的PCA数据模型[2]。其次，当航空发动机产生故障时信号与数据模型对比产生异常，在将航空发动机故障信息通过数据总线传出。最后，通过PCA数据分析，分析航空发动机产生故障的部位。信号诊断中还可以采用小波变换诊断方式对故障进行诊断。小波变换诊断方式主要是通过信号波动进行诊断，将产生非稳定状态下的小波动转换为数据信号，在通过输入变换端中的异常部位检查波段中异常点的位置，从而对故障点进行诊断。此外，在信号诊断中还可以采用δ算子分析法对航空发动机故障进行诊断[3]。此方法主要是利用δ 算子在特定的空间内构造出的最小投影向量集的方式进行诊断，其中特定空间主要是指Hibert空间。通过将完整的格形的滤波器，将误差向量与首位元素之间进行残差的比较。同时应用降噪技术的配合来实现故障噪音敏感检测，从而诊断航空發动机故障发生点。 1.2 智能检测方法
航空发动机强度与振动课程设计报告 题目及要求 题目基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析 1.叶片模型 研究对象为压气机叶片，叶片所用材料为 TC4 钛合 金，相关参数如下： 材料密度：4400kg/m3弹性模量：1.09*1011Pa 泊松比： 0.34 屈服应力：820Mpa 叶片模型如图 1 所示。把叶片简化为根部固装的等截
面悬臂梁。叶型由叶背和叶盆两条曲线组成，可由每条曲 线上 4 个点通过 spline（样条曲线）功能生成，各点位置 如图 2 所示，其坐标如表 1 所示。 注：叶片尾缘过薄，可以对尾缘进行修改，设置一定的圆角 2.叶片的静力分析 （1）叶片在转速为 1500rad/s 下的静力分析。 要求：得到 von Mises 等效应力分布图，对叶片应力分布进行分析说明。并计算叶片的安全系数，进行强度校核。 3.叶片的振动分析 （1）叶片静频计算与分析 要求：给出 1 到 6 阶的叶片振型图，并说明其对应振动类型。
（2）叶片动频计算与分析 要求：列表给出叶片在转速为 500rad/s，1000rad/s,1500rad/s, 2000rad/s 下的动频值。 （3）共振分析 要求：根据前面的计算结果，做出叶片共振图（或称 Campbell 图），找出叶片的共振点及共振转速。因为叶片一弯、二弯、一扭振动比较危险，故只对这些情况进行共振分析。 3. 按要求撰写课程设计报告 说明：网格划分必须保证结果具有一定精度。各输出结果图形必须用ANSYS 的图片输出功能，不允许截图，即图片背景不能为黑色。 课程设计报告 基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析1. ANSYS 有限元分析的一般步骤 （1）前处理 前处理的目的是建立一个符合实际情况的结构有限元模型。在Preprocessor 处理器中进行。包括：分析环境设置（指定分析工作名称、分析标题）、定义单元类型、定义实常数、定义材料属性（如线弹性材料的弹性模量、泊松比、密度）、建立几何模型（一般用自底向上建模：先定义关键点，由这些点连成线，由线组成面，再由线形
关于737飞机发动机振动偏大故障 737右发振动指示高，前期已更换了右发的所有叶片，并与其他飞机交换A VM，由于更换了叶片和A VM，地面配平的话就必须使用地面试车的振动数据来进行A VM的销钉配平工作，后由于种种原因A VM无法在地面试车中收集到振动数据导致排故的时间大大的延长。 接下来说一下风扇配平的两种方法：（1）AMM71-00-00/501 14A和14B。AMM71-00-00/501 14A为三元平衡法的程序，需进行5次试车，用矢量图得到不平衡的矢量，用这种方法可将振动级别降低到1.8；（2）AMM71-00-00/501 14B为A VM配平法的程序，该方法方便简单，效果明显，仅需0-2次试车。 现在主要讲一下A VM配平： 1）读取不平衡数据，确定是否有发动机振动指示大的记录。如果没有不平衡数据的记录，则无法进行平衡计算。 2）逆时针记录发动机后整流锥上36个配平螺钉件号，共有7种配平螺钉。 3）读取现有的配平螺钉构型，如果实际配重和A VM记录的数据不一致，则无法进行平衡计算。必须先修改A VM内存中配平螺钉构型，使配平螺钉件号与实际安装的件号一致，进行平衡计算。 4）使用A VM对风扇叶片进行平衡计算。 5）根据计算的结果更换相应的配平螺钉。 6）作振动试车。（过站时间紧，可不必试车） 关于不平衡数据的采集要重点讲一下，以往我们都是根据飞行数据中的数据来进行AVM配平，但是此次是配平之前更换了A VM以及叶片，所以只能通过地面采集振动数据来进行配平。地面采集程序详见AMM71-00-00-700-814-F00 Test 7，其中提到首先需要知道场压以及前起落架区域的环境温度通过CUD上OAT 来计算N1 Limits值，这个参数可能会影响之后的配平效果； 其次，需要注意的是在采集过程中在5个N1值的点上需要保持一到两分钟，而且需要注意此时N1值需要控制在±1%以内，而且振动值的变化要保持在0.1 以内。由于这个在高转速的时候是比较难采集的，所以需要在地面试车时反复试验。 最后通过地面A VM采集数据配平后，在后续飞行后，还需要通过飞机振动数据进行A VM 配平，来调整到理想的振动值。
航空机票预订系统软件编码和测试说明书 1引言 1.1编写目的 作为软件工程过称的一个阶段，编码是对设计的进一步具体化，因此，程序的质量主要取决于软件设计的质量，但所选用的程序设计语言的特点和编码风格也将对程序的可靠性、可读性、可测试性和可维护性产生深远的影响。 但在开发如此复杂的航空订票系统软件的过程中，面对着极其错综复杂的问题，人的主观认识不可能完全符合客观现实，与工程密切相关的各类人员之间的通信和配合也不可能完美无缺，因此，系统一定会存在差错。测试的目的就是在软件投入生产运行之前，尽可能多的发现并改正软件中的错误。 编码阶段可参考概要设计和详细设计说明书，软件测试以及软件维护阶段也可参考编码和详细设计说明书，以便于了解在概要设计及详细设计的过程中所完成的各模块设计结构，或在测试阶段找出各模块的设计思路和流程。 该文档的读者为用户代表、软件分析人员、开发管理人员和测试人员。 1.2背景 ①名称：机票预订系统 ②委托方：某某航空公司 ③开发方：某某团队 ④组成：编码模块分组，服务器，编码人员，测试人员 ⑤本系统与其他系统的关系如下：
1.3定义 黑盒测试：黑盒测试也称功能测试，它是通过测试来检测每个功能是否都能正常使用。在测试中，把程序看作一个不能打开的黑盒子，在完全不考虑 程序内部结构和内部特性的情况下，在程序接口进行测试，它只检查 程序功能是否按照需求规格说明书的规定正常使用，程序是否能适当 地接收输入数据而产生正确的输出信息。黑盒测试着眼于程序外部结 构，不考虑内部逻辑结构，主要针对软件界面和软件功能进行测试。 黑盒测试是以用户的角度，从输入数据与输出数据的对应关系出发进 行测试的。很明显，如果外部特性本身设计有问题或规格说明的规定 有误，用黑盒测试方法是发现不了的。 白盒测试：白盒测试也称结构测试或逻辑驱动测试，它是按照程序内部的结构测试程序，通过测试来检测产品内部动作是否按照设计规格说明书的规 定正常进行，检验程序中的每条通路是否都能按预定要求正确工作。 这一方法是把测试对象看作一个打开的盒子，测试人员依据程序内部 逻辑结构相关信息，设计或选择测试用例，对程序所有逻辑路径进行 测试，通过在不同点检查程序的状态，确定实际的状态是否与预期的 状态一致。 1.4参考资料 (1)张海藩《软件工程导论》（第五版）北京：清华大学出版社。 (2)《机票预订系统需求分析说明书》 (3)《机票预订系统可行性分析说明书》 (4)《机票预订系统概要和详细设计说明书》 2 各模块的实现： 本系统主要用于机票预订，所以提供了以下几个子功能：机票预订，取票通知，查询航班，查询机票，退票，打印机票，各航班的营运统计，以及后台方面的航班的添加，取消航班，机票的生成，以及航班的查询等后台功能。
1转子叶片强度计算的目的是为了保证所设计的转子叶片能可靠工作,又使其尽可能轻。 2转子叶片受到的载荷:叶片自身质量产生的离心力;气流的横向气体力(弯曲应力和扭转应力);热负荷;振动负荷。 3简化假设和坐标系:将其看做根部完全固装的悬臂梁;叶片仅承受自身质量离心力和横向气体力,只计算拉伸应力和弯曲应力;扭转中心(刚心),气体压力中心与中心三者重合,离心力与气体力均作用于重心。 4计算点的选择:发动机设计点（H=0，V=0，n=n max ）;低空低温高速飞行状态（最大气体力状态H=0,V=V max ,n=n max ,t=233K ）;高空低速飞行状态（最小气体力状态H=H max ,V =V min ,n =n max ,t =t H ） 5推导气动力：(ρ2m c 2am t 2m ×1)c 2am ? ρ1m c 1am t 1m ×1 c 1am =2πQ Z m ρ2m c 2am 2? ρ1m c 1am 2 ; p 1m ?p 2m t m ×1=2πZ m Q p 1m ?p 2m ;p xm =2πZ m Q ρ1m c 1am 2?ρ2m c 2am 2)+ (p 1m ?p 2m ;p ym =2πZ m Q (ρ1m c 1am c 1um ?ρ2m c 2am c 2um ) 6离心力弯矩：若转子叶片各截面重心的连线不与Z 轴重合,则叶片旋转时产生的离心力将引起离心力弯矩.离心力平行于Z 轴所以对Z 轴没有矩,离心力必须垂直于转轴在X 轴方向的分力必然为0. 7罩量：通常将叶片各截面的重心相对于Z 轴作适当的偏移,以达到弯矩补偿的目的,这个偏移量称为罩量。 8罩量调整:合理地选择叶片各截面重心的罩量,使之既保证叶片在发动机经常工作的状态具有较低的应力,又照顾到在其它各种工作状态下的应力都不太大。在一般情况下，仅以根部截面作为调整对象。 9压气机与涡轮叶片所受气动力方向相反，重心连线偏斜方向总是与叶片所受的气体力的方向一致。 10以离心力弯矩补偿气体力弯矩时,还必须注意到这两个弯矩随工作状态的变化.往往取最大气体力弯矩和最小气体力弯矩的平均值作为离心力弯矩补偿的目标。 11弯曲应力：通过截面重心，有一对惯性主轴η、ξ,对η轴的惯性矩最小,对ξ轴的惯性矩最大。在距离η轴最远的A 、B 、C 三点在仅有作用时,弯曲应力最大。 12压气机叶片n s =?s ?总，max 一般n s =2.0~3.5 ;涡轮叶片n T =?T s ?总，max (一般n T =1.5~2.5) 13影响叶片强度:扭转应力(两个扭转力矩方向常常相反,所以可忽略);热应力(热端部件影响,热冲击反复产生致热疲劳);扭向(扭向愈大,对叶片截面上离心拉伸应力分布不均匀的影 响愈大);蠕变(采用叶片材料的蠕变极限?a /T t 作为许用应力,安全系数 n T =?a T t ?总，max (一般n T =1.5~2.5);;叶片弯曲变形(由于变形产生的附加弯矩,将使离心力弯 矩对气体力弯矩的补偿效果更好);叶冠(增大应力项);其它因素(不同的叶根形状将使叶片上的离心拉伸应力产生明显的分布不均现象) 20轮盘的破损形式：1,在轮盘外缘榫头部分断裂;2,轮盘外缘的径向裂纹，尤其在固定叶片的销孔处;3,由于材料内部缺陷(例如松孔或夹杂)导致盘中心断裂;4,由于轮盘在高温下工作，容易引起蠕变(甚至局部颈缩),使盘外径增大,最后导致轮盘破裂。 21轮盘强度计算主要考虑负荷：1安装在轮盘外缘上的叶片质量离心力以及轮盘本身的离心力;2沿盘半径方向受热不均引起的热负荷。其他负荷:1由叶片传来的气动力,以及轮盘前后端面上的气体压力;2机动飞行时产生的陀螺力矩；3叶片及盘振动时产生的动负荷；4盘与轴或盘与盘连接处的装配应力,或在某种工作状态下,由于变形不协调而产生的附加应力。 22轮盘强度计算的假设：1轴对称假设;2平面应力假设;3弹性假设。 23轮盘强度计算基本公式方程：平衡方程、几何方程、物理方程。计算方法：力法、位移法。 24轮盘的应力有三部分组成:1,由应力、位移、温度的边界条件决定的，它们通过常数K1和K2来表示;2,轮盘以角速度ω旋转引起的离心应力;3,由于温度影响引起的热应力。 25等厚圆环法的基本思路:1，将剖面形状复杂的轮盘沿半径方向划分成有限个段，每段构成一个等厚圆环，相互套接在一起，虽然整个轮盘的温度分布沿径向是不均匀的，但对于每
航空发动机振动及控制方法分析与研究 发表时间：2019-05-13T16:01:53.567Z 来源：《防护工程》2019年第2期作者：李云鹏王忠鹏 [导读] 本文综述了整机振动常见的故障类型及影响因素，并分析了发动机振动抑制的方式方法，对发动机振动控制具有一定的参考价值。中国航发哈尔滨东安发动机有限公司黑龙江哈尔滨 150066 摘要：航空发动机整机振动故障是发动机工作中较为常见并且危害较大的故障，且其所受影响因素较多，问题原因十分复杂，解决起来十分困难。因此分析故障原因，提前设计减振系统保证发动机振动在可接受的范围内十分重要。本文综述了整机振动常见的故障类型及影响因素，并分析了发动机振动抑制的方式方法，对发动机振动控制具有一定的参考价值。 关键词：航空发动机；振动；控制方法 引言 发动机振动又称整机振动，是指整台发动机装在试车台架或飞机上时，发动机和台架或飞机整个系统的振动。发动机的振动是难免的，随着航空发动机推力和转速的增长，发动机结构承受的振动载荷越来越大，整机振动故障将严重影响航空发动机安全，在飞行中过量的振动会增加磨损，甚至导致严重故障和系统损伤。因此，准确分析并提前设置减振措施，保证发动机在工作范围内振动指标不超出其承受范围是发动机研制中十分重要的课题。 一、典型振动故障类型及影响因素 安装在飞机或试验台上的航空发动机，是一个多自由度的振动系统。所谓发动机的整机振动，是指该系统在各种激振力作用下所产生的响应。发动机故障会产生独特的发动机振动，故障不同，振动特征也不同。引起发动机振动的原因非常复杂，既有转子不平衡，轴承、齿轮碰磨引起的机械振动，也存在流体经过发动机流道时产生的激振力。实际上导致发动机振动程度加剧的激振力主要表现为旋转件的不平衡力、气体的激振力，产生故障的部位则以转子、轴承和叶片为主。 （1）转子不平衡、转子不对中； （2）转动件与静子件碰磨； （3）发动机转子热弯曲； （4）发动机同心度问题； （5）发动机主轴承故障； （6）附件传动齿轮、轴承损坏等； （7）连接件松动、转子支承结构间隙超差； （8）减振结构件失效； （9）共振； （10）不均匀的气流流动。 二、振动控制 2.1 转子的平衡 对发动机转子进行平衡，是降低发动机振动、提高发动机使用安全性、可靠性、寿命和效率的最重要措施之一。利用平衡机在发动机转子转动状态能测定转子不平衡重量大小及所在位置，并确定平衡配重应加的大小与位置，这种平衡的方法称为动平衡。目前转子动平衡工艺已较为成熟，动平衡过程中可将转子的残余不平衡量控制在很小的范围内。但由于现行转子的平衡主要是二次平衡，即平衡好后的转子在总装时又要拆开重新装配，二次装配的影响较大，潜伏了激振因素，开展整机动平衡研究也许是提高动平衡效果的关键。 2.2 减振结构 临界转速时转子的振动十分强烈，因此在发动机设计时总是希望工作转速避开临界转速，但对于一些工作转速范围较为宽广的发动机，则常常无法避开临界转速，有效的减振措施是采用减振结构，采用减振结构可以显著的减小振动程度，航空发动机曾采用过各种各样的减振结构，挤压油膜阻尼器是效果较好的一种阻尼器，并得到了广泛的应用。 2.3 其它方法 转子与静子的碰磨事关重大，特别是在起动过程中，由于轴承游隙的存在以及气动力的影响，转子沿轴向方向会有窜动，在此过程中极易发生碰磨。控制碰磨的措施之一是放大转静子的配合间隙，但是这对发动机的效率和性能影响极大，所以关键还需加强对转子的热弯曲及机匣冷却系统主动控制技术的研究。 连接件的松脱和预紧力不足同样会对振动产生很大的影响，控制此类激振因素的关键是应有适当的预紧力。预紧力的选定相当复杂，过大会使连接件及拉杆承受较大应力，特别是在交变的温度载荷下极易疲劳损坏；而过小的预紧力则可能降低转子系统的刚性，以及在弯矩和扭矩作用下结合面的相对滑动和张开，致使转动非线性和振动失稳。 三、发动机振动控制建议 发动机研制过程中无法避免整机振动，即使是生产定型发动机，也常有一些因振动不合格而不能出厂，或使用中因振动问题而提前返修。由于引起振动的因素十分的多，并且振动的故障模式也不固定，因此精确的检测发动机的振动数据十分的重要。因此，应当积极开展发动机内部振动测量技术的研究。 另一方面应积极开展发动机整机现场动平衡技术的研究。由于发动机转子结构的复杂性，使已经分段平衡好的转子在装机后仍存在较大的不平衡,需要多次反复平衡和装配。现在国外已经发展了先进的整机现场动平衡工艺技术,在试车台上根据发动机振动测量数据直接做整机平衡, 减少装配次数,从而大大降低了发动机的振动故障。在发动机装机飞行后,一旦出现振动超差,则可以根据机载振动监视系统储存的数据在地面现场进行整机动平衡,不必进行地面试车,减少了维修费。 第三，深入研究挤压油膜阻尼器的理论及工艺实现方法，大力发展可变间隙挤压油膜阻尼器、弹性环式挤压油膜阻尼器、电流变液和
振动测试技术案 采用加速度计作为振动传感器，在各种工况下，对被测系统多个测点的加速度信号进行测量，通过FFT频谱分析，得到结构的固有频率，描述系统的振动特性。 却迪哎怯嗟惟悟号追辿蟹數赛紫蚩胖讣竿机 图1振动测试硬件流程图 、传感器指标分析 最常用的振动测量传感器按各自的工作原理可分为压电式、压阻式、电容式、电感式以及光电式。压电式加速度传感器因为具有测量频率围宽、量程大、体积小、重量轻、对被测件的影响小以及安装使用便，所以成为最常用的振动测量传感器。在一般通用振动测量时，用户主要关心的是加速度计传感器的技术指标，包括灵敏度、带宽、量程、分辨率、输出电气特性等。 （1）灵敏度 传感器的灵敏度是传感器的最基本指标之一，灵敏度的大小直接影响到传感器对振动信号的测量。不难理解，传感器的灵敏度应根据被测振动量（加速度值）大小而定，但由于加速度传感器是测量振动的加速度值，而在相同的位移幅值条件下加速度值与信号的频率平成正比，所以不同频段的加速度信号大小相差甚大。选择加速度传感器灵敏度时应对信号有充分的估计，最常用的振动测量压电式加速度计
灵敏度，电压输出型(IEPE型)为50?100 mV/g，电荷输出型为 1 ?50 PC/g。 (2)带宽 传感器的带宽是指传感器在规定的频率响应幅值误差( 士5%, 士10%, 士3dB)传感器所能测量的频率围。频率围的高，低限分别称为高、低频截止频率。截止频率与误差直接相关，所允的误差围大则其频率围也就宽。作为一般原则，传感器的高频响应取决于传感器的机械特性，而低频响应则由传感器和后继电路的综合电气参数所决定。高频截止频率高的传感器必然是体积小，重量轻，反之用于低频测量的高灵敏度传感器相对来说则一定体积大和重量重。 (3)量程 加速度传感器的测量量程是指传感器在一定的非线性误差围所能测量的最大测量值。通用型压电加速度传感器的非线性误差大多为1%。作为一般原则，灵敏度越高其测量围越小，反之灵敏度越小则测量围越大。IEPE(电压)输出型压电加速度传感器的测量围是由在线性误差围所允的最大输出信号电压所决定，最大输出电压量值一般 都为士5V。通过换算就可得到传感器的最大量程，即等于最大输出电压与灵敏度的比值。需要指出的是IEPE压电传感器的量程除受非线性误差大小影响外，还受到供电电压和传感器偏置电压的制约。当 供电电压与偏置电压的差值小于传感器技术指标给出的量程电压时，传感器的最大输出信号就会发生畸变。因此IEPE型加速度传感器的偏置电压稳定与否不仅影响到低频测量也可能会使信号失真，这种现 象在高低温测量时需要特别注意，当传感器的置电路在非室温条件下不稳定时，传感器的偏置电压很可能不断缓慢地漂移而造成测量信号忽大忽小。 (4)分辨率 即能测量到的最小加速度变化量。加速度传感器的分辨率受其噪声的限制，输出噪声的大小随频带宽度而变化。 (5)输出电气特性
航空标准测试方案 航空测试标准规定了飞机电力系统中用电设备功率输入端的供电特性，并限制用电设备对供电特性的不利影响。标准包括以下内容,其中中国标准 GJB181-1986 及 GJB181A ， GJB181B 定义了中国使用的飞机供电系统标准术语，但在具体测试上与MIL-STD-704类似。 MIL-STD-704 → Version F DO160 EuropeCae → Version G ABD-0100-1.8 → Version D for Old Design ABD-0100-1.8 → Version E for New Design ABD-0100-1.8.1 → Version B for A350 AMD-24 → Version C Power Quality B787→ Version C GJB 181 → MIL-STD-704 MIL-HDBK-704-1 到-8 定义了满足飞机电力特性的用电设备的测试方法和步骤,测试的内容包括了电压畸变，电压瞬态，尖峰电压，纹波电压,电压调制，浪涌电流，频率畸变，电压扰动等等。https://www.doczj.com/doc/b29682153.html, 软件提供了如下图所示的一系列航空标准测试。 中美军用测试标准对比
以MIL-STD-704为例，该测试程序允许选择从版本A到版本F的所有测试，并可以选择具体的从SAC到HDC的任意测试组别，客户还可以根据其被测物填写相应的电压，电流限值，相位等参数，甚至可以选择测试某个具体的项目。设置完成后，只需要简单的按下开始键，测试将会自动进行。 神州技测工程师表示，在测试控制界面，客户可以看到正在进行的测试信息，以及测试执行的状况.。 大多数的测试包含针对被测物所需一系列测试步骤。每一步客户都可以从该界面下方的测试步骤栏中看到其是如何定义的。单独以及完整的测试流程都显示在该界面中，客户可以清晰的看到测试已经进行的时间或者测试还需要多长的时间。 在被测物表现评估界面，交流电源内置的功率分析功能可以量测被测物的电压，电流，功率，功率因素和THD等参数，并判断测试通过或者失败。而全部三相的电压和电流波形也能在软件中显示。
航空发动机试验测试技 术 集团标准化小组：[VVOPPT-JOPP28-JPPTL98-LOPPNN]
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。
发动机强度与振动 第一章课后作业 学号：姓名： 1.1 简要解释下列名词术语： （1）弯矩补偿 弯矩补偿：在叶片设计时，通过离心力弯矩来抵消一部分气动力弯矩，使叶片截面上的合成弯矩最小或达到某一数值，以减小叶片截面上的总弯曲应力值。 （2）自然补偿 自然补偿：弯曲变形后，截面重心偏离，形成附加弯矩，使离心弯矩对气动弯矩的补偿作用加大，也称附加补偿为自然补偿。 （3）罩量调整 罩量调整：罩量是叶片各截面重心相对于Z轴的偏移量；以根部截面为调整对象，对罩量进行调整为罩量调整。调整需考虑的因素有气动状态、加工和安装等。 1.2 简要回答下列问题： （1）发动机工作中转子叶片受哪些负荷？ 离心力、气动力、热应力、交变载荷、随机载荷 （2）转子叶片应力计算中，至少应考虑哪些工作状态？ 最大气动状态，H=0, Ma＝M max，n＝n max 最小气动状态，H=H max, n＝n额定或n巡航 最高温度状态，T=Tmax 地面试车, 即设计状态，H=0, Ma＝0， n＝ n max （3）航空发动机转子叶片截面上承受什么弯矩？通常采用什么方法来降低截面上的弯曲应力？ 气动力弯矩和离心力弯矩；采用弯矩补偿降低截面上的弯曲应力。 （4）离心补偿，或称弯曲补偿，在转子叶片设计中如何实现？补偿系数如何确定？ 使气动力弯矩和离心弯矩作用方向相反，从而减小合成弯矩。 补偿系数为0.2至0.8，应根据叶片在最常应用的工况和最危险工况下进行离心补偿设计，选择补偿系数还应考虑其他工况，以避免叶片出现过补偿现象。 （5）试用图说明在同一转子上压气机和涡轮转子叶片各截面的重心分布规律(沿周向及轴
向)，并阐述其原因。 压气机 压气机对气体做功，受到的气动弯矩与航向相反，则，离心弯矩应与航向相同，故重心向左。 受到的气动弯矩与转向相反，则，离心弯矩应与转向向相同，故重心向左。 涡轮 气体对涡轮做功，涡轮叶片受到的气动力弯矩与航向相同，则离心弯矩应与航向相反，所以涡轮叶 片重心向右。 气体对涡轮做功，涡轮叶片受到的气动力弯矩与转子旋向相同，则离心弯矩应与旋向相反，所以涡轮叶片重心向右。 （6）转子叶片的叶型截面上，通常何处应力最大？为什么？ 转子叶片叶根部位应力最大，因为叶根部位承受的离心力和弯矩均最大。 （7）长而薄的转子叶片，其弯曲变形对叶片应力有何影响？ 弯曲变形后，截面重心偏离，形成附加弯矩，使离心弯矩对气动弯矩的补偿作用加大，也称附加补偿为自然补偿。 0,0y x ≥≤0, 0y x ≤≥
《航空测试系统》课程设计报告 课题：航空航天中的振动测试技术时间：2011年11月2日 目录
第一章引言 第二章振动测试的使用设备 第三章振动测试的方法及原理 第四章振动测试的分类 第五章振动传感器转换原理 第六章振动测试的发展与前景 第七章参考文献 第一章引言 一、进行“振动测试”的原因 为了确保飞行器能够适应太空环境，在奔赴发射场前，它们都需要经过一系列科学、严格、全面的“体检”。科技工作者常常采用各
种先进的测试手段，模仿飞行器从发射升空到太空飞行的各种环境，通过振动试验、噪声试验、真空热试验、泄复压试验等对其进行详细的“体检”，并对发现的各种问题进行分析与排查。 统揽世界各国的航空航天史，大多数的火箭发射失利，都是由于振动隐患引发了故障，只要能克服这个难题，就能保障火箭顺利升空。因为航天器发射时，需要巨大的推动力，但同时这巨大的力量也会产生巨大的振动，所谓“地动山摇”也不过如此了。因此航天器一定要能够经受住巨大的振动，才能保障不发生故障。 为了解决这一问题，人们需要在航天器发射前，对它进行振动测试，看看它是否能够经受的住巨大的振动所带来的破坏。 二、“振动测试”的基本内容 对航天器进行振动测试，有两方面需要考虑，这两方面也是航天器成功发射必须经受的两大考验。一是力学试验，包括几十万个零部件，也包括安装后的整体。如果航天器不能经受的住极端振动，那么很可能会在升空后出现发热、疲劳等故障。二是气象试验，太空气象环境和地球上并不一样，可能会极端恶劣复杂，因此航天器必须要经受气象试验。 第二章振动测试的使用设备 一、“振动台”简介 振动试验是贯穿整个航天器测试始末的，这还需要足够强大的振动仪器。电动式振动台是目前使用最广泛的一种振动设备。它的频率