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发动机装配技术状态数据模型的定义
以下对发动机装配技术状态在时间条件约束下的物料、工艺、检验等信息进行定义。定义1：航空发动机装配技术状态模型，C={M，PAC，R，T}。其中M为物料信息集合、PAC为工检信息集合、R为关系集合、T为时间。当物料信息集合为整台发动机的物料信息时，C表示单台次发动机T时刻的技术状态；当物料信息为整台发动机物料信息子集时，C表示相应部件、组件等的技术状态。定义2：物料节点集合M：航空发动机某一时刻物料集合为：M={m1，m2，m3…，mn}，n∈N，N为自然数；mi={IDmi，a1，a2，a3，…，ak}，k∈N，mi∈M。M中mi可以是产品、部件、组件或者零件，为产品任意级物料节点。mi中IDmi为物料节点的唯一标识，a1，a2，a3，…，ak为这一物料节点属性，比如关键尺寸、物料寿命、是否为关重件的标识等，可灵活的根据需要进行实例化。定义3：工检信息集合PAC：PAC={pac0，pac1，pac2，…，pacl}，l∈N；Paci={IDpaci，b1，b2，b3，…，bl}，t∈N，paci∈PAC。由上面的分析可知，虽然物料信息和工艺信息节点不是同级一对一的关系，对于具体的发动机产品，工艺及检验信息节点也总是伴随着唯一的物料节点出现，这里不妨将相对应的两种节点合并为工艺及检验信息节点，也是适应了许多先进发动机制造厂商实行的“工检合一”的需要。对于每一个工艺及检验信息节点paci，IDpaci为工艺及检验信息节点的唯一标识。类似于定义1，b1，b2，b3，…，bt亦为paci（1≤i≤l）工艺信息节点的属性，当paci为不同级别的工艺信息节点时，属性可以实例化为工艺版本、关键工序标识等。当paci为工序级节点，若bj={IDbj，CheckContentbj，CheckStandardbj，CheckValuebj}表示一个子检验项，其中，IDbj唯一标识了该子检验项，CheckContentbj为子检验项的具体内容，CheckStandardbj为检验项的规定值，CheckValuebj为检验项的实际值，该属性可给出单件产品由于每次装配产生的检验项信息，一般表示执行一个工步产生的检验信息。定义4：关系集合R=MR∪PR∪MPR其中：MR={r|r=（mi,mj）,若埚mi和mj的父子关系，mi,mj∈M};PR={r|r=（paci,pacj）,若埚paci和pacj的父子关系，paci,pacj∈PAC}；MPR={r|r=（mi，pacj），若埚mi和pacj的对应关系，mi∈M，pacj∈PAC}；该集合可以确定出技术状态模型中存在的物料信息节点之间、工艺及检验信息节点之间、物料信息节点与工艺及检验信息节点之间三种关系。图2展示了一个简化了的技术状态模型的具体例子，该模型具有三层物料信息结构。左面的部分为单台发动机产品的物料状态，右边的部分为与之相对应物料的工检信图1航空发动机装配技术状态息，用连线表示存在相关的关系。
发动机装配技术状态数据模型的基本操作
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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.
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在航空发动机研制过程中，要经过大量整机试验和科研试飞才能最终确定燃油与控制系统的性能、可靠性和操纵性。在整机试验和科研试飞中，台面仪表仅显示了发动机状态和告警参数，几乎没有监控显示燃油与控制系统的相关参数。如果不对燃油与控制系统进行测试改装，在整机试验和科研试飞中则无法预估燃油与控制系统的安全可靠性，也不利于燃油与控制系统的故障排查。为了降低整机试验和科研试飞的风险，必须加强燃油与控制系统的全面监控，保障试验安全可靠的进行。
2 燃油与控制系统组成
燃油与控制系统主要由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、电子控制器、燃滑油散热器、超转放油阀、各类传感器及电缆等附件组成。
3 燃油系统测试
燃油系统由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、燃滑油散热器及超转放油阀等附件组成，其作用是将燃油输送到燃烧室，保证航空发动机各种工作状态下所需的燃油。飞机或台面仪表仅监控燃油滤堵塞和燃油压力低两个发动机燃油系统告警信号。因此，必须对燃油系统进行相应的测试改装，才能全面监控燃油系统的工作状态，保证试验安全进行。
3.1增压泵进出口燃油压力和燃油温度的测试
燃油系统组成元件，尤其是燃油调节器只能在特定的进口燃油压力和温度范围内正常工作，否则工作异常，给发动机正常工作造成一定的影响。通过对增压泵进出口燃油压力和温度进行测试监控，可以避免燃油系统在燃油压力和温度规定值外工作，如图1所示。燃油压力开关虽然具有燃油压力低告警功能，但是不能对燃油压力数值进行监控。通过在燃油压力开关和燃油管路连接处增加一个三通的管接头，既不影响燃油压力低告警功能，又可以监控燃油压力的实际值。在试验过程中，一旦发现增压泵后燃油压力数值异常，便提醒操作员降低飞行高度或者打开飞机油箱增压泵，避免造成不必要的损失。
3.2计量燃油流量和计量燃油压力的测试
燃油系统首要的任务就是保证航空发动机各种工作状态下的燃油需求，燃油调节器便是完成该任务的执行机构。电子控制器根据发动机状态输出计量油针给定信号至泵调节器，泵调节器接收到信号后输出相应的燃油，并将计量油针反馈信号传输给电子控制器。泵调节器理论供油流量和实际供油流量有一定的误差，误差超出一定范围时就会影响发动机正常工作。通过对泵调节器出口对计量燃油流量和燃油压力进行测试监控，实现泵调节器实际供油流量和理论供油流量的对比分析，实时监控泵调节器的工作特性。当发动机出现超转现象时，电子控制器控制超转放油阀按照既定规律工作，可以避免飞机因发动机超转停车而失去动力。在超转放油阀出口测试监控燃油特性，不但可以监控超转放油阀的工作状况，也可以监控发动机喷嘴前的燃油压力。
4控制系统测试
控制系统集信号采集与处理、故障诊断与对策、控制方法与控制规律于一体，主要由传感器、电缆和电子控制器等组成，其中电子控制器软件和硬件结合在一起成为控制系统的核心部件。
在正常使用过程，电子控制器将发动机状态参数和控制系统故障告警信号输送至台面仪表，但是传感器和电子控制器的工作特性无法监控。为了在整机试验和科研试飞时，实时掌握控制系统工作状态，便于故障的排查和分析，可以对控制系统进行测试改装，具体如图2所示。在电子控制器方案设计时，便充分考虑了整机试验和科研试飞测试改装的需要，对其通讯端口进行了余度设计。
在发动机整机试验时，电子控制器和监控计算机进行通讯，实时监控发动机及控制系统工作状态。监控计算机能实时显示信号参数及试验曲线、开关量状态、故障告警信息等，还具有数据存储功能，具体如图3所示。
在科研试飞时，电子控制器可以和飞机遥测系统进行数据传输，但是飞机遥测系统只能将少量关键信息传输至地面监控系统，实现航空发动机及控制系统的实时监控。通过将整机试验监控计算机通讯接口处安装一个控制系统数据记录仪，可以详细记录存储试验过程燃油与控制系统的信息，以便进行曲线回放和分析，也为燃油与控制系统安全性评估及故障排查提供依据。
5 试验验证
燃油与控制系统随发动机整机试验过程中，出现发动机起动失败现象。经过对测试数据进行分析，发现燃油与控制系统实际供油流量比理论供油流量低，引起发动机起动失败，如图4所示。
燃油与控制系统随发动机装飞机科研试飞时，控制系统向飞机座舱仪表输出导叶电磁阀故障。通过分析控制系统数据记录仪存储的数据，发现因导叶给定信号和反馈信号偏差超出规定值，引起控制系统报导叶电磁阀故障。
6 结语
通过对航空发动机燃油与控制系统参数进行测试监控，可以全面掌控在航空发动机整机试验和科研试飞中燃油与控制系统的工作状态，也能预先评估燃油与控制系统的安全可靠性，保证试验顺利进行。测试监控存储的数据也为燃油与控制系统的故障排查和分析提供了依据，保障航空发动机燃油与控制系统研制工作顺利开展。
参考文献：
[1] 孙建国.现代航空动力装置控制[M].北京：航空工业出版社，2001.
[2] 樊思齐，徐芸华.航空推进系统控制[M].西安：西北工业大学出版社，1995.
[3] 廉小纯，吴虎.航空发动机原理[M].西安：西北工业大学出版社，2006.
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Abstract：In order to overcome the modeling errors existing in the controller design of flight control system and the influence of interference during the flight， this paper completed the controller of a certain type battle fuel machine control system by adopting LQG/LTR robust control method. And in order to improve the control precision of the fighter and to solve the limitations of selection of the weight matrix Q and R， genetic algorithm was added to find the optimal online . Simulation results show that， compared with PID controller based on genetic algorithm， LQG/LTR control system based on genetic algorithm has good robustness， rapid response， and high control accuracy， which can meet the flight control requirements of the fighter.
Key words：LQG/LTR；robust control；genetic algorithm；PID；Matlab/Simulink
1引言
航空发动机是一个结构极其复杂、工作环境极为恶劣、强非线性的被控对象。在实际工作过程中， 航空发动机特性会随着负荷或飞行条件的变化而发生变化。近年来，航空发动机控制性能改善方面发展了许多新方法，文献[1]针对航空发动机分布式控制系统，提出了基于鲁理论容错控制，针对系统的参数扰动，不确定时延等不确定性问题进行控制调节，取得了良好的控制效果；文献[3]针对发动机的非线性和不确定性，采用径向基神经网络逼近系统的方法，验证了其有效性；文献[4]采用基于遗传算法的PID控制具有良好的寻优特性，在不同飞行条件下获得了较好的控制效果；文献[5]通过遗传算法对LQR权矩阵Q和R进行优化，进而提升控制效果。可见，遗传算法在航空发动机控制过程中，因其具有良好的寻优性，同时克服了单纯形法对参数初值的敏感性的优势，应用比较广泛，且取得了良好的寻优效果。
LQG/LTR（Linear Quadratic Gaussian with Loop Transfer Recovery）方法作为鲁棒控制系统中，研究比较多的方法，这种设计方法具有计算简单，控制器结构简单、鲁棒性能好等优点，在工程应用中价值很高。本文采用LQG/LTR控制方法，利用遗传算法在线寻优，设计了某型战斗机的燃油控制系统的控制器，分别用该方法和基于遗传算法的PID控制方法等对不同马赫数和高度下的飞行情况进行仿真，同时为了验证该算法对系统参数摄动不确定性，也进行了相关仿真。
2基于遗传算法的LQG/LTR控制器的设计
基于遗传算法的LQG/LTR控制方法，包括LQG/LTR控制器设计，同时与遗传算法结合，适应度函数选取跟误差积分以及u2（t）相关，同时增加了惩罚手段，减少阶跃响应超调量。通过遗传算法迭代，对权矩阵Q和R进行优化进而得到最优的状态反馈矩阵，代入simulink仿真模块，进而得到仿真结果。
2.1LQG/LTR控制器的设计
LQG/LTR是近年来鲁棒控制发展的重要理论之一，可应用于单输入-单输出（SISO），也可应用于多输入-多输出（MIMO）系统，它以分离原理为核心。通过设计一个Kalman滤波器和一个最优反馈控制器来完成。
选择合适的参数W，V使图1中的I′处卡尔曼滤波器的回比函数HI′的奇异值曲线形状满足系统的鲁棒性要求；再设计一个LQR调节器，通过调节Q，R直至I处的HI的主增益曲线足够地趋近于卡尔曼滤波器回比函数HI′的主增益曲线。因此，应用LQG/LTR设计方法时，只需要设计好I'处的卡尔曼滤波器的回比函数，然后通过LTR就可以使系统性能得到保证。但是一般情况下，LQR调节器中的Q，R权矩阵的选择是通过专家经验，一步步试验得到，工程计算量大，实际上很难达到最优，论文在这个问题上加入了遗传算法进行在线寻优。
2.3遗传算法多目标寻优
LQG/LTR设计方法中，决定闭环系统性能的回比矩阵奇异值图的形状只能通过对LQR加权矩阵Q和R的不同选择来调整，如何去选择，并没有解析方法，只能定性的去选择矩阵参数，实际上很难达到最优，故调整范围有一定的局限性，直接影响了控制性能和鲁棒稳定性。为克服该局限性，本文提出一种LQG/LTR改进方案。
论文应用遗传算法，将LQG/LTR方法中的LQR调节器权矩阵Q和R作为优化对象，以控制系统的e（t），u（t），ts（阶跃响应上升时间）作为性能指标，组成适应度函数，通过全局搜索能力，对加权矩阵进行优化设计，以提高LQR的设计效率和性能。图2为基于遗传算法的LQG/LTR控制的流程图。
从上述仿真曲线可知：
1）由图4.1可看出，随着种群代数的不断增加，最优个体的适应度函数值不断的减小，也就是说，遗传算法搜索到的适应度函数值也越来越小，更符合我们的控制要求。
2）由图4.2可明显看出，基于遗传算的LQG/LTR控制下的系统阶跃响应时间很快，波形稳定，没有稳态误差，上升时间有明显的优势。同时，四种飞行条件下的曲线对比，阶跃响应并没有随着马赫数和高度的增加而呈现明显的趋势变化，但在马赫数为0，高度为0 km的情况下，控制效果更好，响应时间更快。
3）由图4.3至图4.6可看出，曲线①控制效果一般，响应时间较其他两种控制方法较长，只有在图3情况下，响应时间最快，但是却有明显的超调现象；曲线②控制效果较好，响应时间较长，但是一直没有超调不明显；曲线③控制效果最好，响应时间最短，超调也不明显，没有稳态误差。
4）图4.8和图4.9可看出，即使是在参数不确定的情况下，基于遗传算法的LQG/LTR控制仍然能够保持很好的控制效果，具有很好的鲁棒性和抗干扰能力。
5）根据不同马赫数和高度下四个系统的控制效果参数对比，以及对其参数不确定性和外部干扰仿真，基于遗传算法的LQG/LTR控制均具有比较良好的控制效果，具有很好的鲁棒性和抗干扰能力。
5结论
本文通过LQG/LTR方法，设计了模型战斗机的燃油系统的控制器，解决了LQG/LTR在设计LQR调节器时，权矩阵Q和R的选取困难的问题，提出了基于遗传算法的LQG/LTR控制算法，并与经典控制理论基于遗传算法的PID控制算法相比较，进行了不同飞行条件下的控制试验，同时针对航空发动机建模的参数不确定性以及外部干扰试验，经试验结果证明，基于遗传算法的LQG/LTR控制不仅鲁棒性好，控制精度高，而且阶跃响应灵敏，反应快速，同时具有很好的抗干扰能力，更能满足战斗机快速反应的要求，具有很好的现实意义和应用前景。
参考文献
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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。
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我国科学技术日新月异发展的背后潜伏着不可小觑的隐忧。“有星无芯”：“北斗”遨游太空占尽风光，但接收终端的导航芯片长期依赖国外进口。近年来虽然国内企业已经研发出具有自主知识产权的芯片，但生产的芯片水平不尽如人意，这是卫星导航领域的院士们最为担忧的“心病”，也是“北斗”产业的“短板”。“有机无心”：航空发动机被喻为飞机的“心脏”，当中国的歼-15舰载机、歼-10战斗机、歼-20战斗机及近日首飞的歼-31战斗机蓝天展翅的时候，同样存在着“短板”――发动机是进口的。对这种制造业的“心病”，中国工程院院士徐匡迪有精准的概括：“在产业上，我们有规模，但缺乏实用；在产品上，我们有数量，但缺乏水平；在生产上，我们有速度，但缺乏效益；在技术上，我们有引进、仿制，但缺乏原创。”
诸多专家为中国飞机的“心脏”先天不足把脉，主要病象是：基础研究薄弱，技术储备不足，试验设施不健全；对发动机的研制规律认识不足；基本建设战线过长、摊子过大、力量过散、低水平重复；管理模式相对落后，缺乏科学民主的决策机制和稳定、权威的中长期发展规划。就笔者的经历而言，这正是中国机械工业的通病，诸如大自汽车、拖拉机、坦克的发动机，小至手机、手表、精密仪器等产品的核心部件，尽管这些年来投入相当可观，却始终不能成为产品的问鼎者，只因没有掌握核心技术而受制于人。当然也有创新的范例，“中星微”推出“星光工程”，结束中国“无芯”的历史。按照邓中翰博士的说法，也只是“瞄准市场空白，而不是填补技术空白；要做能够占领市场的产品，而非实验室产品。”
创新是一个民族的灵魂。在谙熟中国中国航空制造业的专家看来，“研制高性能航空发动机比登月还难”！ 航空技术行业严重缺乏对机械产品悟性深刻的设计师和技术工人。“悟性深刻”意谓需要有“灵魂”的创新人才。设计师需要有个“聪明的脑袋瓜子”，不仅会模仿，更重要的是“灵魂出窍”，玩出别开生面的花样。要允许设计师异想天开，特别是思想自由，天马行空。遗憾的是国内在培养人才方面还存在着欠缺。王石美国留学归来后，谈到旧金山和纽约的高度发展，原因在于这两座城市汇聚了“聪明的脑袋瓜子”。疾呼“国内的教育制度不改革，无法培养出精英的脑袋瓜子”。心灵手巧的高级技师同样重要。航空发动机的零部件数以万计，种类繁多、结构复杂，其装配主要采用手工方式，装配精度和质量依赖于装配技师的操作经验和熟练程度。长期以来我们的教育对技术工人重视不够，对“中国制造”谁来制造的问题熟视无睹，为此吃了大亏。小学玩奥数，中学看分数，大学混文凭，读博重论文，培养的学生多是眼高手低不如“机器人”。中国的舆论阵地，即使是所谓的“国脸”“名嘴”们，玩的也多是“政治术语”、“游戏人生”，误导青年去争当“公务员”、做“明星梦”。
中国需要更多的“耐得住寂寞，经得住喧闹”的科技人才。倘若改变中国“缺心”、“少芯”的局面，关键是要挖掘有“灵魂”的人才。在培养尖端人才方面，力度、广度和深度都嫌不够，说到肯綮处，还是对人才的认知度不够。面临美欧日韩创新产品的层出不穷，如果我们还是走引进、仿制甚至“山寨”的老路，那只能是“填空补缺”、“望其项背”，很难“并驾齐驱”，也就更谈不上达到“独树一帜”登顶而“一览众山小”的佳境。
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在航空发动机结构中，高压压气机转子后轴承属主轴轴承，工作时支撑着发动机的高速旋转转子，属高速旋转件，亦是关键件，工作时最高转速达17626r/min，对发动机的安全可靠工作起着非常重要的作用。高压压气机转子后轴承为内圈无挡边的圆柱滚子轴承，轴承内环与高压压气机转子轴颈过盈量最大达到0.038mm，其主要分解工艺方法是采用拔卸工具。因此，在常温下任何分解操作不当都易造成高压压气机转子后轴颈外表面产生严重拉伤、拉沟、甚至报废，严重影响航空发动机的生产交付。
感应加热是一种典型的电加热。主要是利用电磁感应的方法在被加热工件的内部产生电流（即涡流），通过涡流产生的涡流热来加热工件。该方法具有加热效率高、节能；温度易控制和调节；升温快；无明火，可控性好等优点。特别适用于圆筒形导电物体的加热，在轴承分解中使用方便。
1.感应加热原理及设备参数选择
1.1感应加热的基本工作原理
如图1所示，导电物体被置于交变电磁场中，利用电磁感应的涡流及磁滞所产生的热量加热，它是电磁感应、涡流的集肤效应及热传递三项基本原理的实际应用。集肤效应表明：电流或电压以频率较高的电子在导体中传导时，会聚集于导体表层，而非平均分布于整个导体的截面积中。频率越高，趋肤效用越显著。电流在表面流动，中心则无电流。同时，涡流的电流密度由物体的表面向内部方向按指数规律衰减。
1.2分解工艺方法
由于高压压气机转子后轴承内环感应加热后，向轴颈传递热量较快，因此分解过程应迅速。通过研究分析，若在加热过程中，将高压压气机转子后轴颈置于竖直向下，轴承内环感应加热后在自重作用下能够实现自动脱落。采用该方式，保证轴承内环分解迅速，不会造成高压压气机转子后轴颈外表面产生机械损伤。但加热后应保证轴承内环温度不能超过最高允许温度。
1.3设备基本参数确定
感应加热器的设备参数一般根据工艺要求的功率、轴承内环的外形尺寸、材料性能等来计算线圈的匝数、导线的截面、加热频率大小及磁路的结构等。
1.3.1 线圈匝数
因影响因素较多，常采用如下经验公式来确定线圈的匝数：
3.检测
3.1残磁检测
对于航空轴承而言，若残磁量较大，对航空发动机的安全使用存在很大隐患。不同于电阻加热、电弧加热等其它加热方法，轴承内环经过感应加热后存在残磁。经检测，轴承内环残磁值符合GJB 269A-2000《航空滚动轴承通用规范》中，轴承外径﹥50～120mm，残磁最大值不大于0.6mT的规定。
3.2硬度检测
为了检测高压压气机后轴承内环在感应加热后机械性能的变化情况，本论文对实验件进行了硬度检测。检测结果表明，轴承内环感应加热前、后，硬度无明显变化。并符合GJB 269A-2000《航空滚动轴承通用规范》中，同一零件的硬度差不超过1HRC的规定。
结束语：
本论文研制的中频感应加热设备，工作稳定，体积小，经加热后的轴承内环残磁值小于0.2mT，表面硬度无明显变化，完全符合GJB 269A-2000标准。该设备除用于小型轴承的分解外，也可用于其它具有类似配合的导电工件分解，如隔圈、轴外衬套等，并广泛用于汽车、机床、铁路等行业。
篇8
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。
篇9
“一个科研项目选得是否好，关键要有技术需求，要老百姓认可。科技工作者不仅要发表优质的纸质论文，还要把科研成果写在大地上、转化为生产力。”贵州大学教授、贵州省果树工程技术研究中心主任樊卫国对产业研结合的重要性深有体会。
2014年，贵州科技获奖成果产业化成效显著，应用研究与产业化项目64项，占所有获奖项目的71.1%，贵州大学牵头完成的贵州优质柑橘产业化技术集成与转化项目仅是其中之一。这些项目主要围绕全省经济社会发展中急需解决的关键、共性技术和重点、难点问题展开，累计新增产值120.6亿元，新增税收14.8亿元，新增利润30.8亿元。
越来越多的科学技术转化为生产力，为贵州跨越发展提供了有力支撑。在这轮新的科技创新浪潮中，和以往政府主导科研项目不同，企业逐步成为技术创新主体，独立完成或者以第一完成单位参与的科技转化项目尤为引人瞩目，一批对产业发展有重大影响的成果脱颖而出。
由际华三五三七制鞋有限责任公司、四川大学、中国人民总后勤部军需装备研究所等完成的“鞋用橡胶高效硫化新技术开发与应用”科技成果，2009年在际华三五三七制鞋有限责任公司进行全面产业转化与推广。经过4年多的全面推广应用。如今企业胶鞋生产效率和生产能力提高1倍以上，年产7000万双以上，在全国至少有30%的市场占有率，产品的物理性能提高，胶鞋使用寿命延长，同时又减少了废弃物环境污染。
由贵州黎阳航空动力有限公司研制的民用航空发动机风扇轴制造技术攻克飞机“心脏”难题，技术水平达到国际先进水平，为我国自主研制民用航空发动机奠定了基础。同时，这一项目也为贵州形成大型民机制造基地及航空零部件转包生产基地，从而今后融入国家大飞机制造领域奠定基础。在今年2月召开的全省科技奖励大会上，该项目获得贵州省科技进步奖一等奖。
篇10
在现代工程应用中，PID控制以其结构简单、稳态无静差、鲁棒性强等优点一直处于主导地位。但PID控制在面对“黑箱”、非线性或时变对象时，其控制品质却不尽理想。航空发动机是存在一定不确定性的多输入多输出的对象，在整个飞行包线内，其特性变化很大，难以用线性模型精确描述。要保证发动机控制系统在飞行包线内稳定且具有良好的动、静态性能非常困难，单纯地依靠传统的PID控制难以达到所需的技术指标。模糊控制是近十几年来发展迅速的一项技术，与神经网络及专家控制并称为智能控制，该控制无需知道被控对象的数学模型就可以对对象进行研究，具有良好的鲁棒性，在被控对象的参数和结构发生小范围内的变化时仍能很好地工作，但其克服稳态误差的能力较弱。采用模糊控制和经典PID控制相结合并进行改进的控制策略，可以使系统既有PID控制精度高的特点，又有模糊控制灵活、适应性强的特点。因此，研究这种新的控制方法对实际工程应用具有非常重要的意义。
2模糊PID控制原理简介
进一步研究发现，针对发动机不同工况整定PID参数后的控制器的控制品质可以达到所要求的技术指标，在此基础上发展出了变参数PID控制器。但这类控制器的切换逻辑比较复杂，适应性也不够理想。
我们运用模糊数学的基本理论和方法，把变参规则的条件、操作用模糊集来表示，并把这些模糊控制规则以及有关信息(如评价指标、初始PID参数等)作为知识存入知识库中，然后计算机根据控制系统的实际运行情况(即专家系统的输入条件)，运用模糊推理，即可自动实现PID参数的最佳在线调整，这就是模糊自适应PID控制。模糊自适应PID控制器可以有多种结构形式，但其工作原理基本一致。我们所设计的自适应模糊PID控制器以误差e和误差的变化率ec作为输入，以不同的e和ec为依据对PID参数进行自整定。
3控制策略的实现
模糊自适应整定PID控制器结构如图1所示。
PID参数模糊自整定是找出kp、ki、kd三个参数与e和ec之间的模糊关系，在运行中通过不断检测e和ec，根据模糊控制原理来对3个参数进行在线修正，以使控制系统有良好的动、静态性能。在参数整定过程中，要充分考虑在不同时刻三个参数的作用以及相互之间的互联关系。一般情况下要经过充分的实验和仿真研究，以便获得准确的模糊控制规则。
参数调整的基本原则为:
(1)当|e|较大时，取ki=0，分离积分项，这样既可以及时消除瞬时变大的误差e，又避免出现较大超调，产生积分饱和。这时所用的控制器实质上就是模糊自适应整定PD控制器。
(2)当|e|和|ec|中等大小时，为使系统具有较小的超调，k取小一些，ki取值适当，kd要大小适中，以保证系统响应速度。这时所用的控制器实质上就是模糊自适应整定PID控制器。
(3)当|e|较小接近设定值时，为使系统具有良好的稳态性能，分离模糊控制项。这时所用的控制器实质上就是经典PID控制器。在上述的控制方案中，控制策略的改变是通过改变模糊规则来实现的，实质上是使用了三种控制策略完成对整个过程的控制，从而使系统具有良好的动、静态性能。
4控制器的设计
如前所述，模糊自整定PID是在PID算法的基础上，通过计算当前系统误差e和误差变化率ec，利用模糊规则进行模糊推理，查询模糊矩阵表进行PID控制器的参数调整。模糊控制器设计的核心是总结工程设计人员的技术知识和实际操作经验，建立合适的模糊规则表，也即得到分别整定kp、ki、kd三个参数的模糊整定表，进而根据如下方法进行kp、ki、k的自适应校正:
将系统误差e和误差变化率ec变化范围定义为模糊集上的论域。其模糊子集为e，ec={NB，NM，NS，O，PS，PM，PB}子集中元素分别代表负大、负中、负小、零、正小、正中、正大。设e，ec和kp、ki、kd均服从正态分布，由此可得出各模糊子集的隶属度，根据各模糊子集的隶属度赋值表和各参数的模糊控制模型，应用模糊合成推理设计修正PID参数的模糊矩阵表，查出修正参数代入下式计算:kp=kp′+!kp，ki=ki′+"ki，kd=kd′+#kd(1)其中$kp={ei，eci}p，%ki={ei，eci}i，&kd={ei，eci}d，可分别由kp、ki、kd的模糊规则表得出。而kp′、ki′、kd′为修正前的参数量值。在线运行过程中，系统通过模糊逻辑规则的处理、查表和运算，完成对PID参数的在线自校正，由于控制计算工作量较小，该算法的实时性良好。
转贴于
5设计的控制器在某型弹用涡扇发动机
控制中的应用由于弹用涡扇发动机的结构无尾喷口面积调节机构，故选用的控制规律为:mfn=const(2)约束条件为:mf"mfmax(3)’mf"(mfmax(4)式中，mf为发动机燃油流量，n为发动机转速，mfmax为燃油流量上界值，)mf为单位时间内燃油增量，*mfmax为单位时间内燃油增量的上界值。
发动机的稳态数学模型可以采取按照飞行包线的范围，把飞行包线区域分成许多小的区域，在这些区域中找一个点，算出在该点的小偏离化模型，以表示发动机在此小区域内的特性方法，从而建立一系列的发动机小偏差数学模型。方便起见，下文选取两个点做比较研究。
根据某型弹用涡扇发动机在H=0km、Ma=1的飞行条件下的试车数据，通过辨识的方法建立该发动机在某两个点的数学模型:
其中:A2=0.76A1，B2=1.05B1，C2=1.48C1，D2=0.84D1。图2为经典PID控制器和模糊PID参数自整定控制器对某型弹用涡扇发动机在某两个工作点进行控制的转速响应仿真曲线，其输入量为发动机燃油流量。
曲线a、b为同一个PID控制器在综合考虑工作点1、2控制效果下的控制结果，曲线c、d为模糊PID参数自整定控制器在综合考虑工作点1、2控制效果下的控制结果。
控制器作用下的燃油流量曲线如图3所示。其中，A、B、C、D是对应于转速响应曲线a、b、c、d的燃油流量曲线，E为单位时间内燃油增量的界限，F为燃油流量的上界值。
从仿真曲线可以看出:在被控对象参数发生变化时，经典PID控制器难以同时在两个工作点下取得理想的控制结果，而设计的模糊PID控制器比经典PID控制器具有更强的适应被控对象特性参数大幅度变化的能力，且能保持良好的控制品质。
6结束语
将经典PID控制和模糊控制结合起来，设计了模糊PID参数自适应整定控制器。通过对某型弹用涡扇发动机的仿真实验，所设计的控制器具有控制过程无超调、调节时间短、无稳态误差、对被控对象特性变化适应性强等良好的动、静态品质。
参考文献
1樊思齐等.航空推进系统控制.西安:西北工业大学出版社，1995.
2冯冬青，谢宋和.模糊智能控制.北京:化学工业出版社，1998(9).
篇11
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。
篇12
1.简介
现动机在结构和技术上的进步引领了新型涂层的发展并对以前应用的涂层进行了改良。发动机的前半部分即冷却端，包括风扇和压气机，典型应用耐磨蚀涂层和密封涂层。就现动机来说，像风扇叶片、压气机叶片和叶轮等这种冷却端零部件，都是由复合材料、钛铝合金、钛和耐热钢制造而成。但在发动机的受热端，包括燃烧室区域和涡轮部分，应用的是热障涂层（TBCs）和高温密封涂层。本论文的目的是展示作者本人在铝化物扩散涂层、热障涂层和耐侵蚀、腐蚀涂层方面的研究。
2.铝化物扩散涂层沉积方法
要增强涡轮零部件尤其是动、静叶片和燃烧室的耐久性和提高服役温度，可以通过应用防护涂层来实现。高温合金零部件对各种涂层的需求导致涂层在30多年来的应用中迅猛发展。涂层的演变同时还伴随着结构材料的发展。现如今，工程师和制造师有多种涂层沉积技术可供使用，能制备出黏结、扩散和粘扩散涂层，其中大多数都是由通用技术发展改进的，例如化学气相沉积（CVD）、物理气相沉积（PVD）或热喷涂技术。
2.1 包埋渗法
扩散涂层主要在扩散渗铝过程中，或在渗透复合物Al-Cr、Al-Si、Pt-Al、Ti-Al过程中沉积而成。在粉末渗透过程中，将待涂镀零件置于特定容器内，然后用专用的粉末混合剂将零件包埋，该混合剂含有像Al2O3、铝化物粉末或合金以及化学活化剂等中性添加物。接下来将容器密封好置于炉内，化学活化剂在700℃～1050℃的限定工艺温度范围内会产生输送蒸汽源。扩散渗铝工艺以这种方式通常持续工作长达20个小时，并要严格控制以防止粉末混合剂氧化。要获得不同厚度或Al浓度的涂层可采用多种类粉末工艺。所说的多种类粉末可以分为高度、中度和低度活化粉末。在铝化物涂层沉积过程中，在高温约1050℃下生成低铝含量NiAl相（低活性过程），而在700℃下则生成高铝含量NiAl相（高活性过程）。
2.2 非接触式渗
非接触式渗是将待渗零件置于容器内，避免其与粉末混合剂相接触，该混合剂通常呈颗粒状。此工艺过程是在甑式炉或真空炉内完成的。在整个涂层沉积过程中需向容器内供应额外的中性运载气体，以输送出沉积涂层时产生的混合气体。现有几种不同的非接触式渗透法正在被应用，包括负压渗透工艺、由SNECMA研发的脉冲气相渗铝工艺以及用两种不同化学成分的混合物进行的渗透工艺似乎最具吸引力。该方法的主要益处如下：无需待渗材料与粉末接触，这一点能显著提高涂层的表面质量；可对整个工艺过程实施更多的控制；工艺过程更加整洁（与粉末工艺相比）；以及铝化物涂层可以通过添加元素进行改良以提高其耐热性能。图1所示为铂改良铝化物涂层的显微结构，该结构是在镀铂和镀铝过程中获取的。
铂改良铝化物涂层能提高耐热性能，已在1100℃下1小时循环的试验室抗氧化循环试验中得以证实。
2.3 CVD渗铝技术
化学气相沉积技术由上述铝化物扩散涂层沉积技术演变而来。化学气相沉积过程中将涡轮叶片置于甄内，并向甄内供应在外部反应器内生成的AlCl3+H2气体。AlCl3气体是在含有铝化物的受热生成器内与HCI发生反应后形成的。然后预热AlCl3+H2，在温度约达1000℃时供应到甄内。装有气体的化学气相沉积甄通常在钟罩式炉、均热炉或升降式炉内加热到工作温度。存留在甄内的反应气体用特殊气体中和系统进行处理。渗铝法能同时涂覆涡轮叶片的内外表面，尤其是冷却通道，该区域用其他涂覆方法就比较难处理。除此之外，应用该工艺还可以调节冷却率，这对几种铸造高温合金热工作参数的计算至关重要。
3.热障涂层制备工艺
由于燃烧室零部件和动静叶片上采用热障涂层，所以进口温度可以有所增加。与涂有陶瓷涂层的材料表面温度相比，采用热障涂层能使所应用的高温合金表面温度降低170℃左右。此外，热障涂层能降低必需的冷却空气量，同时能保持恒定的排气温度，而且能显著提高零部件的耐久性和抗热变能力。
热障涂层是由含有ZrO2xY2O3的陶瓷面层和含有MCrAlY（M=Ni，Co，Fe）的黏结层构成的。较低的导热性再结合陶瓷材料的特性能降低黏结层之上的层间温度，这就能使热障涂层的抗氧化性和抗高温腐蚀性有所提高。
最通用的热障涂层制备技术有APS（空气等离子喷涂）、LPPS（低压等离子喷涂）或EB-PVD（电子束物理气相沉积）。热喷涂技术通常用来制备燃烧室零部件及静叶片上应用的TBCs（热障涂层），而动叶片上应用的热障涂层一般采用EB-PVD技术制备。
用空气等离子喷涂技术和EB-PVD技术制备的TBCs在结构和性能上各有不同。等离子喷涂的涂层显示为带状结构，而EB-PVD制备的涂层以柱状结构为特征。等离子喷涂的热障涂层易受热应力影响，有大量的微裂纹产生和生长从而导致出现裂解现象，这也有可能致使涂层完全剥落。众所周知，在陶瓷层与MCrAlY层之间形成的TGO（热生长氧化物）层对热障涂层的耐久性有很大的影响。TGO层对热障涂层性能的影响，尤其是对结构和厚度的影响，成为当前研究的主要课题。
采用EB-PVD技术制备出的热障涂层结构在实际应用中显示出更强的抗热应力能力。不仅仅是因为在沉积过程中形成的有特点的柱状结构在热循环期间起到较好的应力补偿作用，还有这种结构能防止涂层基底出现裂纹。
4.耐侵蚀、腐蚀涂层制备工艺
应用防护涂层可以防止航空发动机零部件遭受腐蚀损伤。发展PVD技术目的在于提高涂层的性能并扩展其应用范围。由目前研发的PVD技术获得的涂层成为航空发动机压气机叶片最具吸引力的涂层制备技术之一。用于这种特殊结构件的防护涂层必须符合多方面要求，既包括机械性能的还包括耐腐蚀和耐磨损方面的。
Arc-PVD属于PVD技术的一种，制备出的防护涂层种类广泛，当然也包括多层涂层。该技术以高的电离度和相对高的沉积能力为特征。Arc-PVD的主要优势在于制备出的涂层不仅非常坚固耐磨，而且耐腐蚀性极强。
由PVD技术制备的涂层中，氮化铬涂层较其它氮化物涂层的耐腐蚀性相对更高一些，原因在于该涂层结构精细密实且密度高。可以通过应用铬或铝夹层来提高氮化铬涂层的密度，其密度的高低在很大程度上决定了涂层的耐腐蚀性能。
Arc-PVD技术制备的铬涂层对钢基合金的粘结性最强，高达80N，另外，它能对之后的Cr/CrN多层涂层中较硬的氮化铬层提供完美的粘结效果。除此之外，也一直在尝试制备铝粘结层和Al/AlN多层涂层。
铝基涂层是最具发展前景的阴极保护涂层。通过磁控管溅射获得的涂层显示出良好的耐腐蚀性，但是这种涂层的摩擦性能却很差。采用PVD技术制备出的涂层具有较强的耐腐蚀性当然是最合理也是最可取的，尤其是在自动化和飞机制造业领域。沉积到钢质材料上的Al、AlMg、Cr、Cr/CrN和Cr/CrN/Al涂层有望取代主要以电沉积工艺制备的镉涂层。
Arc-PVD制备的多层涂层由氮化铬组成且包含铬夹层，其具有很高的耐腐蚀性。这种涂层也被公认为灵敏涂层，因为它们的结构能根据作业条件决定磨损强度。经证实叶片进气边上相对软的铬涂层很少遭受损伤，而排气边上的氮化物硬化层能提供有效的防腐蚀保护。
结论
篇13
该零件外形均由曲面构成，壁厚为3.175mm，外圆型面上有八个大岛屿与一个小岛屿，在前端面有144处孔，径向孔有20处。在零件后端面有160处孔，径向孔有21处，并有21处花边。针对零件在加工中受到零件材料难加工，及零件型面复杂的制约，我们进行了大量的研制工作。本篇论文论述了高压涡轮机匣加工研制的整个过程。
本论文内容主要包含以下两个部分：
a.概述部分：介绍GE公司大型钴基高温合金机匣的结构特点和加工工艺难点；
b.工艺路线及机械加工：针对零件结构特点和加工难点论述零件加工工艺和机械加工过程。
1 零件及加工概述
1.1 零件结构
高压涡轮机匣为钴基高温合金环形静止零件，轮廓以曲面为主，最大外径尺寸φ1137mm，高116.497mm，型面壁厚3.619mm，型面上有八个大岛屿及一个小岛屿；零件分前后端面，前端面有114个通孔，径向孔有20处。在零件后端面有160处孔，径向孔有21处，并有21处花边。零件整体如图1
1.2 零件材料及特点
1.2.1钴基高温合金
高压涡轮机匣材质为RENE41，毛料为钴基高温合金模锻件，含有金属主要成分有镍、铬、钨和少量的钼、铌、钽、钛等合金元素。钴基高温合金具有较高的强度、良好的抗热疲劳、抗热腐蚀、和耐磨腐蚀性能。用于制作航空喷气发动机、工业燃气轮机、舰船燃气轮机的涡轮增压器。正是由于这种性能，该材料用于高压涡轮机匣。
1.2.2 加工特点
钴基高温合金材料由于成分的原因，材质硬难于切削，在加工时受切削力影响变形不大。零件的结构特点对工艺路线、刀具及加工的方法有所要求，在新件的研制阶段需要合理安排工艺路线及安排合理的加工方法。
1.3 工艺难点
该零件从设计图纸进行工艺分析，从工艺路线、加工、刀具三个方面对加工难点进行论述。
1.3.1 机械加工
零件的材料硬度大，型面复杂：
切削零件材料时，零件材料硬度大，型面加工长。在进行半精车时进行深槽加工，普通刀具难于加工该处。
铣加工表面：在进行粗铣削加工时，零件型面余量大，最大处达到19mm余量，加工时需用大量刀具。
2 加工工艺研究
2.1 工艺路线
通过以上的分析制定工艺路线，编制工艺规程，由于零件整体结构比较复杂，加工路线已先车加工零件外形，后进行粗铣加工去余量，然后进行热处理工序。再进行精铣加工零件的型面，后焊接，再进行零件的精车加工，后对零件进行铣花边及钻孔，最后对零件内部进行喷涂。
2.1.1 工艺路线制定
工艺路线：№0毛料—№5车后端面基准—№10粗车前端及型面—№15粗车后端及型面—№20粗铣外型面—№25去应力热处理—№30修后端面基准—№35半精车前端及型面—№40半精车后端及型面—№50精铣外型面—№55去毛刺—№60焊接连接座—№70修基准—№75精车前端—№80精车后端—№85钻前端面孔、径向孔并铣端面槽—№90钻后端面孔、径向孔并铣端面槽—№100攻螺纹—№105标印—№110清洗—J115中间检验—120荧光检查—125清洗—130集件—135装配—140清洗—145喷涂—150车涂层—155修喷涂表面—J160最终检验—165入库
2.1.2 工装和刀具选择
工装：主要根据GE公司提供的车床和铣床夹具结构图纸进行设计并制造，检测用约束测具为自主设计制造。
刀具的选择：钴基高温合金是一种难切削材料，刀具本身成分内含有钴成分，在加工中，刀具材料容易与零件材料产生亲和，刀具很容易磨损，故选用刀具时，应选用耐磨涂层，防止零件在加工时，刀具磨损，使得刀具有更高耐磨性，零件得到更好的表面质量且延长刀具寿长。
2.2 车加工
车加工共有9道工序：№5车后端面基准—№10粗车前端及型面—№15粗车后端及型面—№30修后端面基准—№35半精车前端及型面—№40半精车后端及型面—№70修基准—№75精车前端—№80精车后端
№5车后端面基准：本道工序车加工零件的内孔及外圆，用于下一道工序的找正及压紧；
№10粗车前端及型面：去除大部分余量为精加工单边留有3mm余量；
№15粗车后端及型面：去除大部分余量为精加工单边留有3mm余量；
№30修后端面基准：热处理后，进行修基准工序，为下道车加工做准备。
№35半精车前端及型面：在零件型面处加工到零件设计图尺寸，端面留有余量1mm余量。（在NO20工序应力释放后，型面加工到零件设计图尺寸）
№40半精车后端及型面：在零件型面处加工到零件设计图尺寸，端面留有余量1mm余量。（在NO20工序应力释放后，型面加工到零件设计图尺寸）
№70修基准：车零件的止口端面及外圆，用于零件的装夹找正。
№75精车前端：将零件端面尺寸加工到零件最终尺寸，并扎槽。
№80精车后端：将零件端面尺寸加工到零件最终尺寸，并扎槽。
2.3 铣加工
零件的精铣加工：
零件的精铣加工，在精铣加工时，注意合理的安排零件的加工路线，加工的先后顺序，加工时的走刀路线。具体精铣的加工路线如下：
第一步：加工零件型面，在加工零件型面时，采用切线进刀，在加工零件型面时，采用上下往复铣加工，保证零件的表面质量，零件的表面粗糙度，铣削零件的型面。
第二步：铣加工岛屿凸台表面，用Φ20刀具铣加工凸台表面，在零件表面方向进刀切削
第三步：加工岛屿大孔及岛子台阶。
第四步：清理大岛屿两侧，用Φ20R3进行清理岛屿两侧。
第五步：清理小岛屿，在小岛屿外层走两次，将零件铣型面的残余清除。
第六步：清理小岛屿下部，用R6球刀进行清根，清根时需注意刀具的磨损。
2.4 关键和难点
高压涡轮机匣加工的关键在于车加工的车槽及铣加工的工艺路线。
2.4.1 进行粗铣零件型面，注意走刀路线的刀路，在粗铣时，大量去除零件余量。
2.4.2 除零件余量后需要对零件进行热处理，将零件粗车及粗铣时的残余应力释放。
2.4.3 后进行车基准及半精车加工。在半精车时，先用R2.5球刀进行粗扎槽，在用R2球刀进行精车。在遇到特殊槽型时，选用非标刀片进行车加工零件的型面。
2.4.4 进行精铣加工时，注意零件的走刀路线，合理的安排刀路，加工出零件的型面。
3 加工工艺总结和推广
随着民用航空飞机的发展，类似钴基高温合金被越来越多的应用，钴基合金材料应用领域的越来越广泛，必将对制造业提出更高的要求，对特种合金加工工艺的研究也会更加深入。
此次对钴基高温合金类大型机匣件工艺方法的第一次探索尝试，发现了一些钴基高温合金的加工工艺方法，如合理安排零件工艺路线，选用合适刀具进行加工，安排合理的走刀路线；除此之外，也对刀具对零件加工中应用的重要性有所认识，这些方法和措施也会推广到其他GE公司的大型机匣合金类零件的研制中去，不断摸索创新。
参考文献
[1]金属切削手册[M].技术中心金属研究室.
[2]金属切削技术指南[M].山特维克可乐满.
