飞机发动机

摘要： 为探究飞机发动机泵调系统健康监测自动化的可行性,开展了基于发参数据的飞机发动机泵调系统的健康监测方法的研究。从发参数据中提取出泵调系统在起动阶段的相关特征参数,构成样本数据;采用马氏距离技术筛选出健康样本,建立泵调系统特征参数基线模型;计算实际飞行样本与基线模型之间的马氏距离作为健康指数,确定预警阈值。采用3种K均值聚类算法对实际发参数据进行离群点检测,结果表明根据样本分布范围随机生成质心的K均值聚类算法能够有效地对泵调系统故障进行诊断,误报率为0,为实现发动机泵调系统健康监测自动化提供了有效的技术途径。

摘要： 发动机是飞机重要的组成部分,是飞机正常安全飞行的保障。由于其工作环境恶劣,难以进行准确的故障诊断。为此,提出了基于ABC-LSTM的飞机发动机故障诊断方法。该方法首先设计了长短时记忆神经网络(Long Short-Term Memory,LSTM)故障诊断模型;然后采用人工蜂群算法(Artificial Bee Colony Algorithm,ABC)对所设计的长短时记忆神经网络故障诊断模型中的隐含层节点数进行优化,确定最优隐含层节点个数,创建ABC-LSTM的飞机发动机故障诊断模型;最后采用发动机监测数据对所创建的ABC-LSTM故障诊断模型进行测试和验证。为表明所设计的故障诊断模型的优越性,设计了PSO-LSTM和GA-LSTM故障诊断模型。研究结果表明,所提出的ABC-LSTM方法的故障诊断率达93.14%,与LSTM、PSO-LSTM、GA-LSTM故障诊断方法相比具有更好的诊断效果,为飞机发动机故障诊断提供了一种新思路。

摘要： 2009年1月15日,一个普通的飞行日。“一切正常,方向330,N106US。”沙林博格机长向塔台汇报。突然,从飞机的后半身发出了一声轰鸣的巨响,“发动机炸了!”副驾驶尖叫道。沙林博格机长靠着丰富的经验将飞机迫降到了哈德逊河上,并且机上人员全部生还。传奇的沙林博格机长在1980年加入全美航空,此前曾在美国空军驾驶F4“鬼怪”战机,是一位经验丰富的飞行员。经过调查,这次事件是由于飞机发动机里吸进了两只大雁。

摘要： 从1903年莱特兄弟的第一架飞机升空,到如今世界各国开始研发、装备超声速隐形战斗机,飞机得到了迅猛的发展。然而,想要让飞机飞得更快,除了提高飞机发动机的效率,更重要的就是要减少飞机所受到的阻力。于是,最有可能影响飞机速度的机翼,便步入了设计师们的眼中。下面,我们就用国产战机来盘点一下,那些被速度改变的机翼形状吧。

摘要： 为了获得发动机的喘振工作点,降低由喘振引起的飞行风险,通过对军工行业中飞机发动机逼喘进行实验,设计了一台满足实验要求的实验器.在设计该实验器液压控制原理图的同时,着重分析了其闭环位置控制系统,并建立AM ESim模型.最终通过仿真分析速度前馈、加速度前馈对系统响应时间的影响,证明了该方法可显著提高系统控制效果和实现较高的系统稳定性.

摘要： 《中国制造2025》将航空航天装备列为产业计划中的十大重点领域之一,航空维修则是航空制造业发展必不可少的关键环节。近日,国务院批准发布《2021年关税调整方案》,明确对飞机发动机用燃油泵等20余项航空零部件实施较低的进口暂定税率,将为国内航空维修产业发展提供更强助力。深入调研把"脉搏"我国是民航业中发展速度较快、发展潜力较大的国家之一,飞机数量的快速增长带动了航空维修产业快速增长。

摘要： 据外媒报道,俄罗斯新西伯利亚国立技术大学设计制造的世界首台全铝飞机发动机目前已进入实际使用试验阶段。据悉,经实验比对,其使用效果比预期要好。该款全铝发动机与其他用传统材料制造的类似发动机相比具备许多优势,特别是与近些年最普遍使用的教练机雅克–32上的M–14P发动机相比,它的质量要轻50 kg,并可降低15%的油耗,可装载更多燃料、延长飞行距离。同时,此款全铝航空发动机的功率比传统航空发动机的功率上升了40 HP.

摘要： 3月中旬,南部战区海军航空兵某团机场上空重云如盖,迷雾漫漫。机坪上,地勤机组官兵加强对飞机的检查维护,他们对飞机发动机、滑油系统、液压系统等重要部位进行针对性普查,严格落实干部复查把关等机务维护制度,提高飞机准备质量。练兵场内,飞行员精神抖擞地走向战机,脸上写满了自信。“飞机准备完毕,请检查接收!”“接收飞机。”空勤机组和地勤机组在战机前展开地面交接工作。

摘要： 1944年美国莱特发动机公司的宣传招贴。莱特公司是美国历史最悠久的肮空动力企业,其前身可以追溯到莱特兄弟创立的私营企业。从1903年莱特兄弟第一台飞机发动机,到第一次世界大战和第二次世界大战,莱特公司一直在开发制造各种航空动力装置。宣传画的创意相当精彩,画面以5台各个时期最为经典的莱特活塞航空发动机剖视图为主。

摘要： 民航博物馆坐落于北京首都机场辅路民航200号,总占地面积189600平方米,总建筑面积21980平方米。其中的博物馆主体展馆由德国OWP公司按照飞机发动机形状设计,是一座外观独具一格的现代建筑。作为中国民用航空局主办的民用航空专题博物馆,民航博物馆的建设和藏品征集工作得到了社会各界的广泛参与和大力支持,并征集到大量藏品及飞机实物。

摘要： 为实现飞机发动机吊挂轻量化设计,在盒式梁式结构吊挂的基础上进行拓扑优化.基于SIMP变密度拓扑优化法,运用折衷规划法定义飞机发动机吊挂实际应用中多工况静态刚度和动态振动频率最大化的综合目标函数,将多目标问题转化为单目标问题,通过层次分析法确定各工况的权重系数,在Altair公司的OptiStruct后处理器中进行吊挂的综合目标拓扑优化.此方法完善了单目标拓扑优化在实际应用条件下难以获得全局最优解的缺陷.优化后模型结果符合设计要求,该方法进行发动机吊挂的概念设计有效可行.

摘要： 本文在详细分析发动机起动包线含义及其影响因素的基础上,将飞机和发动机作为一个整体,总结了发动机起动包线的试验验证方法,为后续发动机起动包线的试验验证提供参考;最后对比分析了军用飞机和民用飞机对于起动要求.通过本文研究,为后续民用飞机发动机起动包线设计及其试验方法提供借鉴和参考.

摘要： 程序机构是某型飞机发动机起动的重要部件之一,它的好坏直接影响发动机是否能成功起动.为了便于检测,研制程序机构自动检测设备.该设备基于VB平台开发,人机界面友好,操作十分简单,检测效率非常高.实际应用中表明,程序机构自动检测设备满足维修工作要求,提高检测效率,大大降低保障反应时间.

摘要： 现代化航空产品尤其是飞机发动机等重点部件向着复杂化、集成化和智能化发展,与之相匹配的航空保障要求也提出了基于油液等多参数的预知性健康管理要求.本文介绍了以航空发动机健康监控保障为目的进行原子发射光谱现场检测的技术原理及关键技术,针对关键技术挑战问题进行方法创新和技术改进,并结合实际应用设计了一套油液原子发射光谱现场快速检测系统产品,阐述了本研究方法和技术创新改进的具体内容和应用.实现的产品系统涵盖多项功能,已在部队多型飞机上进行了对比试用,能有效监控航空发动机、传动系统等关键部件的健康状态,成为现代基于健康管理的航空保障的重要手段.

摘要： TC4钛合金由Ti-6A1-4V组成,属于α+β型钛合金.被广泛应用于制作飞机发动机压气机、风扇的盘件和叶片等零件,可以较明显地减轻发动机的质量,从而提高发动机的推重比.但由于其韧性较大,导热系数低等原因在以往的加工工艺中常会造成刀具磨损、磨粒黏附等现象.又因为TC4钛合金主要应用于航空航天结构复杂的零部件中,因此普通手工或半机械化的精密光整加工对此类零件无法起到有效的研磨,从而降低了加工效率,增加了加工成本.磁力研磨法是利用磁性研磨粒子在磁场的作用下沿着磁力线分布排列并形成具有一定刚性的磁力刷，通过磁力刷与工件之间的相对运动实现工件表面研磨的加工方法。因此，对TC4钛合金进行磁力研磨试验研究，探讨其加工后的表面形貌和表面粗糙度的变化，获得重要工程试验数据，为今后的深入研究和工程应用奠定良好的基础。

摘要： 飞机发动机叶片由于工作条件恶劣,容易出现疲劳和微缺陷,但采用传统的检测方法难以对它们进行准确检测.论文提出了一种基于柔性电磁传感器和数字锁定检测算法的微缺陷检测技术,在分析柔性阵列式电磁传感器特性的基础上,重点对传感器转移阻抗的数字锁定检测方法和检测数据处理方法进行了研究,搭建了检测平台,并通过实验验证了检测效果.

摘要： 滑油泵在使用过程中多次发生泵轴折断故障.针对滑油泵转、静子之间间隙匹配性和零件尺寸与设计要求的符合性进行研究,结果表明:滑油泵转、静子之间间隙不匹配和零件尺寸超差造成转静子不同心,从而导致滑油泵级间壳体与转子异常刮碰,进而在泵轴花键后端"R"相对薄弱处发生剪切瞬断.

摘要： 滑油泵在使用过程中多次发生泵轴折断故障.针对滑油泵转、静子之间间隙匹配性和零件尺寸与设计要求的符合性进行研究,结果表明:滑油泵转、静子之间间隙不匹配和零件尺寸超差造成转静子不同心,从而导致滑油泵级间壳体与转子异常刮碰,进而在泵轴花键后端"R"相对薄弱处发生剪切瞬断.

摘要： 滑油泵在使用过程中多次发生泵轴折断故障.针对滑油泵转、静子之间间隙匹配性和零件尺寸与设计要求的符合性进行研究,结果表明:滑油泵转、静子之间间隙不匹配和零件尺寸超差造成转静子不同心,从而导致滑油泵级间壳体与转子异常刮碰,进而在泵轴花键后端"R"相对薄弱处发生剪切瞬断.

摘要： 滑油泵在使用过程中多次发生泵轴折断故障.针对滑油泵转、静子之间间隙匹配性和零件尺寸与设计要求的符合性进行研究,结果表明:滑油泵转、静子之间间隙不匹配和零件尺寸超差造成转静子不同心,从而导致滑油泵级间壳体与转子异常刮碰,进而在泵轴花键后端"R"相对薄弱处发生剪切瞬断.

摘要： 用于飞机涡轮发动机的启动/发电系统，其包括至少一个无刷驱动马达/发电机(1)、至少一个控制模块(6)和至少一个电源模块(7)，电源模块(7)被配置为向无刷驱动马达/发电机(1)供应电力或从无刷驱动马达/发电机(1)接收电力，控制模块(6)通过控制电缆(L1)与无刷驱动马达/发电机(1)连接，以控制无刷驱动马达/发电机(1)的运行，电源模块(7)被配置为安装在非加压区域(NP)的壳体(3)中，以与无刷驱动马达/发电机(1)相邻，控制模块(6)被配置为安装在飞机的所述加压区域(P)中，控制模块(6)通过双向通信电缆(L3)与所述电源模块(7)连接，以控制电源模块(7)的运行。

摘要： 本发明涉及一种用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门(K)，其具有第一端(E1)和与第一端相对设置并沿进气活门的纵向(L)与第一端隔开的第二端(E2)，其中所述纵向(L)在正常使用时与流入发动机的空气流动方向(S)相反地定向，所述发动机进气活门具有：进气活门基体(1)，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体(1)连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端(E2)延伸的旋转轴线(A)；在结构上与进气活门基体(1)集成的进气活门延长部(2)，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件(5、6)，所述第一和第二侧部件分别在进气活门(K)的两个彼此相对设置并沿纵向(L)延伸的侧边缘(1a、1b)上从所述进气活门基体(1)出发延伸；多个横梁(11)或多个纵梁，所述横梁或纵梁设置在发动机进气活门(K)的前部区域中。

摘要： 本发明涉及一种包括发动机和发动机挂架(4)的飞机发动机组件(1)，此组件还包括具有第二出口(122a)的热交换器系统(104)，第二出口(122a)位于箱体与发动机之间并且相对于后发动机附件(8)位于后部。而且，热交换器系统的第二出口(122a)被设置在连接至交换器(114)并穿过结构块体(34)的第二出口管道(124)上，结构块体(34)在箱体(24)与发动机(2)之间固定在这个箱体上。

摘要： 本发明涉及一种包括发动机(2)和发动机底座(4)的飞机发动机组件(1)，该发动机底座首先包括具有箱体(24)的刚性结构(10)，其次包括位于发动机与刚性结构之间的安装系统(11)，该安装系统特别地包括后部附件(8)，所述组块还设置有用于箱体的热保护系统(58)，该热保护系统优选地包括在箱体与发动机之间延伸并形成热屏障的通风管道(60)。根据本发明，管道朝后延伸超过后部发动机附件。

摘要： 本发明提供了一种用于飞机发动机舱的声学结构及包括该结构的发动机舱和飞机，该用于飞机发动机舱的声学结构包括声阻子结构(44)、至少一层腔室层(46)、反射层(48)，并且其特征在于，其包括至少一个整体子结构(58)，其分隔腔室层(46)并且包括除冰系统的细长元件(36)。

摘要： 本发明涉及一种用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门(K)，其具有第一端(E1)和与第一端相对设置并沿进气活门的纵向(L)与第一端隔开的第二端(E2)，其中所述纵向(L)在正常使用时与流入发动机的空气流动方向(S)相反地定向，所述发动机进气活门具有：进气活门基体(1)，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体(1)连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端(E2)延伸的旋转轴线(A)；在结构上与进气活门基体(1)集成的进气活门延长部(2)，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件(5、6)，所述第一和第二侧部件分别在进气活门(K)的两个彼此相对设置并沿纵向(L)延伸的侧边缘(1a、1b)上从所述进气活门基体(1)出发延伸；多个横梁(11)或多个纵梁，所述横梁或纵梁设置在发动机进气活门(K)的前部区域中。

摘要： 本发明涉及一种包括发动机(2)和发动机底座(4)的飞机发动机组件(1)，该发动机底座首先包括具有箱体(24)的刚性结构(10)，其次包括位于发动机与刚性结构之间的安装系统(11)，该安装系统特别地包括后部附件(8)，所述组块还设置有用于箱体的热保护系统(58)，该热保护系统优选地包括在箱体与发动机之间延伸并形成热屏障的通风管道(60)。根据本发明，管道朝后延伸超过后部发动机附件。

摘要： 本发明涉及一种包括发动机和发动机挂架(4)的飞机发动机组件(1)，此组件还包括具有第二出口(122a)的热交换器系统(104)，第二出口(122a)位于箱体与发动机之间并且相对于后发动机附件(8)位于后部。而且，热交换器系统的第二出口(122a)被设置在连接至交换器(114)并穿过结构块体(34)的第二出口管道(124)上，结构块体(34)在箱体(24)与发动机(2)之间固定在这个箱体上。

摘要： 本专利公开了一种飞机发动机模型设计方法、制造方法及飞机发动机模型，属于飞机气动弹性风洞试验模型设计与增材制造技术领域，目的在于设计制造出能够精确模拟真实飞机发动机动力学特性的飞机发动机模型，保证后续风洞试验数据的精准性，同时提高飞机发动机模型加工效率，降低加工成本。该设计方法根据目标风洞、真实背景飞机的气动外形和目标质量分布数据及增材制造材料参数，对发动机模型主体部分及其结构形式以及配重圆柱的结构形式进行设计，通过对主体部分和配重圆柱的结构形式不断调整，最终得到满足真实飞机发动机动力学特性要求的发动机模型数模，将基于前述设计方法设计的发动机模型数模一体化增材制造，得到最终的发动机模型。

摘要： 本实用新型公开了一种飞机发动机附件加温结构及飞机发动机系统及飞机。所述飞机发动机附件加温结构包括：连接管路，其一端用于连接气源，另一端上设置有喷嘴；喷管，其用于设置在发动机机匣上，且其一端与所述喷嘴通过进气支座连接，另一端设置有喷管喷嘴；其中，所述喷管与所述喷嘴之间具有空隙，所述喷嘴用于将自所述气源处传递的高温气体向所述喷管处喷出，并与周侧冷气混合后形成混合气体进入所述喷管；所述喷管用于将所述混合气体通过喷管喷嘴向待加热部件。本实用新型中的飞机发动机附件加温结构能够直接利用飞机气源给发动机附件加热，同时有效避免高温气体损伤发动机电器元件。