航空发动机性能测试受感部试验研究
航空发动机试验测试及数据管理技术
航空发动机试验测试及数据管理技术【摘要】航空发动机测试技术和数据管理对航空发动机的可靠性和耐久性至关重要。
为了不断提高航空发动机的生产效率，需要了解影响发动机的因素，通过连续的实验和数据分析，可以在工作期间对发动机进行测试，从而对发动机的性能进行改进。
本文介绍了国内发动机试验测试技术的发展，测试操作和测试数据。
目的是通过航空发动机试验的数据来提供一些思路。
【关键词】航空发动机实验；数据管理；测试随着我国航空技术的不断发展，我国的航空事业不断发展生产技术也得到了显著改进。
不仅是安全性和可访问性得到了保证，效率、经济、环保性也得到了不断提高。
为了充分将信息技术管理信息流充分应用于航空发动机实验测试数据管理技术中，创建测试引擎和测试管理系统对整个航空发动机的生命周期内的数据进行分析，确保有效控制测试数据的分析是准确和全面性的【1】。
进一步研究航空发动机试验测试和数据管理技术，这对提高数据管理的效率和航空发动机实验的安全可靠性有着重要的意义。
1国内航空发动机试验测试技术发展现状大多数光航空发动机试验测试技术用于数字模拟技术和实验仿真技术。
近些年，自动化和智能技术得到了飞速的发展。
智能检测技术，电磁感应技术和光电检测技术也逐渐引入航空发动机的试验测试中，这不仅仅能丰富其测试的方法，还能够减少航空发动机的测试次数，并有效提高测试的准确性。
现如今，基本上有三种适合航空发动机试验的设备，主要有飞行试验设备，高空试验设备，地面试验设备。
能够满足不同情况下对航空发动机的性能测试。
从建立和测试航空发动机的角度来看，我国处理航空发动机的工具和方法相对普遍，这满足对测试航空发动机的基本要求【2】。
此外，飞行试验技术也在不断发展和改进，一些系统使用红外和激光技术以及远程网络管理技术，这不仅有利于对航空发动机的测试操作，也能够进一步保证对航空发动机性能和精度的准确测量。
2航空发动机实验设备、系统及测试特点2.1航空发动机实验设备1）飞行试验设备。
航空发动机试验与测试技术发展分析
航空发动机试验与测试技术发展分析摘要：随着航空事业的快速发展，对航空发动机试验与测试技术的要求也在提高。
航空发动机试验测试技术是集流体力学、热力学、计算机、电子学、控制学、材料学、结构力学等为一体的综合性学科。
无论在研制过程中，还是在批产、使用过程中，发动机试验都是一个至关重要的环节，大多数的技术质量问题可以在这个环节暴露。
关键词：航空发动机；测试技术；发展1航空发动机试验特点航空发动机试验种类很多，试验设备、试验条件和试验环境等也是千差万别。
按试验对象，可分为零部件试验、系统试验、核心机试验、整机试验。
按学科专业，可分为气动、燃烧、换热、控制、机械传动、结构强度、材料、工艺等各类试验。
按最终目的，可分为科学研究试验、型号研制考核试验和批生产发动机试验。
按试验项目，可分为基本性能试验、基本功能试验、可靠性试验、环境试验、生存能力试验。
由于试验种类多、试验项目多，所以航空发动机试车台也迥然不同，整机试车台主要有性能试车台、起动规律试车台、姿态试车台、高空模拟试车台、电磁兼容试车台、轴功率试车台、螺旋桨试车台等。
由于试车台的功能不同，所包含的系统也千差万别，如台架系统、进气和排气系统、液压加载系统、燃油系统、滑油系统、电气系统、测试系统等不尽相同。
2航空发动机试验测试技术发展现状历经多年的发展，我国航天发动机在试验测试技术等方面所取得的成就是显而易见的，作为航空发动机的重要组成部分，测试技术的发展将对其整个航空事业的发展有着极其重要的作用。
尤其是近年来数字模拟技术和仿真技术更是加速了试验测试技术的发展，一定程度上不仅仅减少了试验的次数，更是提高了测试的准确度和精准度。
试验测试技术也已由传统的试验更显迭代得到了较大的进步，这也将是未来航空发动机发展的重要方向。
与此同时测试技术的发展进步离不开相关技术的迅猛发展。
如计算机技术、光电技术、电磁感应技术等，都对其测试技术的发展起到了重要作用。
在以往测试技术的运行过程中主要是依据传统的测试方式进行试验或是数据搜集，大大降低了其数据的准确性，然而利用激光、红外线等技术将原有的信息数据进行实时数据监控，这就大大增强了系统对数据的全面分析，并利用计算机技术形成体系化的网络管理模式，能够在第一时间检测出航空发动机的性能及直观的进行数据分析。
涂覆焊技术在航空发动机受感部安装中的应用研究
ｐ ｏ ｅ ｗ ｓａ ｈ ｅ ｅ ｏａ ｏ ｄ ｔ ｅ ｅ ｅ ｔ ｎ ｔｅ ｄ ｎ ｍｉ ｅｆ ｒ ｎ ｅ ａ ｄ ａ ｓ ｒ ｈ ｅｏ ｎ ｉ ｅｓｒ ｃｕ ｅ ａ ｒ ｉｈ ｎ ｓ ， ｕ ｔ ｅ ｈ ｅ ｏ ｎ ｉ ｅ ｒ ｂ ａ ｃ ｉｖ ｄ ｔ ｖ ｉ ｆ ｃ ｈ ｙ ａ ｃｐ ｒ ｍａ ｃ ｎ ｓ ｕ ｅ ｔ ｅ ａ ｒｅ ｇｎ ｔ ， ｒ ｉ ｔ ｔ ｅ ｓ ｆ ｒｈ ｒｔ ｅ ａ ｒｅ ｇｎ ｈ ｏ ｏ ｕｔ ｇ ｔ ｓ ｅｆ ｉ ｎ ｙａ ｄ ｓ ｆ ｔ ｅ ｅｇ ａ ａ ｔ ｅ ． ｅ ｔ ｆ ｃ ｅ ｃ ｎ ａ ｅｙ ｗ ｒ ｕ ｒ ｎ ｅ ｄ ｉ
有 的机 械 安装 、 焊 压 片 固定 、 粘 固定 等 方 法会 引 点 胶
可达毫米级 ， 最大尺寸不受限制 ； 涂覆后受感部性能
不受影 响 。 凭其 具有 的上述 优 良性 能 ，涂 覆 焊技 术
适用于各种金属基体 ， 尤其不锈钢和高温合金基体的
＿件 的加工 ， Ｉ 二 因此 适用 于发 动机测 试 受感部 安装 。 本 文对 航 空发 动 机 受感 部 涂 覆 焊安 装 Ｔ 艺进 行
基体 具 有一致 或更 好 的性 能 ； 加Ｔ 表 面的最 小 尺寸 被
摘要 ： 满足 发动机测试技 术发展 的需求 ， 为 解决 发动机测试 改装和安装带 来的流
场 扰 动 问题 ， 析 了设 备 参 数 对 涂 覆 焊 效 果 的 影 响 ， 展 了 涂覆 焊技 术 的 直 用 研 究 ， 分 开 获
取 了可靠的测试数据， 从而实现 了发 动机 测试 受感部 的埋设 式安装， 避免 了测试对发动 机 气动性能的影响， 保证 了发动机结 构的气密性， 保障 了后续试聆试车的效果和发动卞 丌
航空发动机故障诊断方法及测试流程分析
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。
航空发动机振动特征分析与控制研究
航空发动机振动特征分析与控制研究随着科学技术的不断发展，航空业已经成为现代经济的重要组成部分之一。
随着航空业的不断扩大，飞机的安全性和性能也成为了广泛的关注点。
航空发动机是飞机的核心部件之一，也是制约飞机性能和安全的重要因素之一。
航空发动机振动是发动机运行中不可避免的现象，如果不及时加以控制和处理，可能会对航空发动机的运行安全产生严重的影响。
一、航空发动机振动特征分析航空发动机振动是由于发动机部件在运动中受到外力或内部因素的影响所引起的。
发动机振动表现为（1）整个发动机的振动、（2）发动机部件的振动，如涡轮、轴承等部件振动、（3）流体动力学不平衡引起的振动。
航空发动机振动的特征分析是为了掌握和了解发动机在运行中的性能、安全和可靠性等方面提供基础数据，常用方法包括模态分析、频域分析、时域分析和有限元分析。
二、航空发动机振动控制研究航空发动机振动对发动机的性能、寿命和安全都会产生不利影响，因此需要对发动机振动进行控制。
航空发动机振动控制有许多方法，如机械减振、电动减振、液压减振和被动控制等。
其中，机械减振是最常用的方法之一。
机械减振是在发动机中添加复杂的机械组件来消除振动，包括使用旋转惯量阻尼器、击打滑块和振幅限制器等。
但是，机械减振有时会增加质量，并引入新的故障源。
电动减振是现代航空发动机振动控制研究的一项重要技术，其基本原理是通过感应器收集振动信号，通过处理和控制设备产生电动力并施加在发动机上瞬时减振。
电动减振具有较高的减振效果，但其成本相对较高。
液压减振是航空发动机振动控制的一种能有效控制低频振动的方法。
液压减振通过将液压器件装配在发动机振动部位，防止振动扩散到整个块上。
液压减振对于减少振动、降低噪音和提高舒适性有显著效果。
被动控制是一种简单而易行的方法，可以通过优化发动机中部件的布局和减震材料的使用来达到减振的目的。
被动控制方法具有成本低廉、适用范围广的特点，但其减振效果相对较差。
综上所述，航空发动机振动特征分析和控制研究是航空工程中至关重要的课题，在航空事故的预防和性能优化等方面都具有重要的意义和作用。
航空发动机构造及强度课程实验指导书
航空发动机构造及强度课程实验指导书艾延廷赵永健编沈阳航空工业学院2006 年 6 月前言航空发动机构造及强度是飞行器动力工程专业的骨干专业课程，主要讲授航空发动机主要部件及典型结构，讲授整机及叶片、轮盘等部件的强度振动分析和计算方法，最后讲授航空发动机转子临界转速，航空发动机结构完整性等方面的内容。
轮盘和叶片是航空发动机中的典型部件和零件，研究轮盘应力分布规律、叶片振动振型及固有频率等参数的测量和分析，是航空发动机设计、研制中的关键技术，因此本课程开设“旋转圆盘应力实验”和“叶片振动应力测试实验”两个实验具有代表性，对有关课程的学习具有较好的支撑作用。
本实验指导书是配合该课程实验而编写的。
“旋转圆盘应力实验”是必做实验。
实验的目的是测出等厚、等温、空心、无外载的圆盘旋转时的径向及周向应力沿半径的分布规律，并与计算结果对比分析。
通过实验使学生掌握旋转件应力测试及分析方法；学会使用旋转圆盘应力实验的设备及仪器。
“叶片振动应力测试实验”是综合型、必做实验。
内容为测量并分析等截面叶片弯曲振动及扭转振动的自振频率、振型；验证固有频率计算理论。
该实验的目的是使学生加强对叶片振动理论的理解；掌握叶片振动实验的激振和拾振方法，学会使用李沙育图形法判断叶片共振状态的方法。
通过该实验可使学生进一步理解叶片振动理论，掌握叶片振动的实验研究方法。
本课程实验要求学生进行实验预习，预先掌握INV306D(M)智能信号采集处理分析仪的使用方法，认真回答实验思考题。
目录实验1 旋转圆盘应力实验 (1)1. 实验目的 ............................................................................................................................ 1`2. 实验原理 (1)3. 实验仪器设备 (3)4. 实验步骤 (4)5. 思考题 (4)6. 实验报告要求 (4)实验2 叶片振动应力测试实验 (7)1. 实验目的 (7)2. 实验原理 (7)3. 实验仪器设备 (10)4. 实验步骤 (11)5. 思考题 (13)6. 实验报告要求 (13)实验1 旋转圆盘应力实验1. 实验目的（1） 了解旋转圆盘应力实验的设备和方法，掌握应用电阻应变片测量旋转圆盘离心应力的实验原理和实验技术。
浅谈航空发动机流量测量技术
图1 涡轮流量计示意图
涡轮流量计作为一种速度式流量仪表，具有测量精度高、可耐高压、测量范围广阔、安装维修容易等特点，因此广泛应用于航空航天领域，如航空发动机燃油流量测量。
但是它也存在缺点，流体参数的变化会对测量精度造成影响，此外转动部件会造成轴承的磨损，降低流量计寿命。
（2）涡街流量计。
涡街流量计是运用卡门涡街理论设计生产的流动检测设备，如图2所显示，流体介质在通过三角柱时在钝体处形成的二列相间的旋涡，其产生次数与流体平均速度，漩涡发生体的长度等相关，可由下式确定：
式中，斯特劳哈尔数，据此计算出脱落涡的频率，从而确定流体平均流速v，然后根据速度流量计公式即可计算出当地流量。
涡街流量计主要应用于管道流体流量的测量。
涡街流量计具有测量范围广、精度高、总压损失小等优点，相比涡轮流量计，它不会受到流体黏度的影响，因此具
合高空模拟试车台使用。
节流压差式流量计
压差式流量计主要原理为当流体通过节流装置时会产生压力损失，从而造成流量的变化，根据流量和压力之间的关系，即可计算出当地流量。
显然，该关系由封闭管路的流体的连续方程和伯努利方程确定：失，而且相对传统电磁流量计，它对流体的导电性没有
科里奥利流量计
当质点与一个旋转参考系作径向的相对运动时，就会形成一个惯性运动并作用于该质点上，该惯性运动不同于离心力，也叫作科里奥利力。
流线在振动的被测管中流淌，形成了与流线质量成正反比的科里奥利力，正是基于这一基本原理，科里奥利流量计就能够直接测定流体的质量流量，而不必测定流体流速和密度，因此不
图2 涡街流量计原理图
图3 容积式流量计——腰轮式。
航空发动机先进传感器研究
航空发动机先进传感器研究摘要:航空发动机的技术发展水平是衡量一个国家科技、军事实力及综合国力的重要标志。
航空发动机是飞行器的中心,它为飞行器提供推进动力或支持力。
自飞机问世以来,发动机得到了迅速的发展,先进的飞机整体离不开各种各样技术和附件的支持。
本文就航空发动机上先进传感器的发展历程和现代几种新型传感器展开阐述,并对其功能特点等方面进行分析。
关键词:航空发动机传感器智能航空发动机全权限数字式电子控制(FADEC)是现代战机飞行和推进系统综合控制的发展趋势,它主要运用计算机系统强大快速的数字运算能力和逻辑判断来实现系统控制。
与传统的机械液压式控制系统相比,它具有更加可靠、先进的特点,另外它也增加了控制的多样性,通过它的作用提高了对飞行以及对综合系统的控制能力。
传统传感器的模拟信号使用时为输出状态,整个飞行和推进综合系统的传感器输入信号能够超过30路,这种状况下中央处理器将花费巨大的资源用于模拟信号的数据处理以及故障诊断,严重的削弱了数字控制系统的优势。
智能传感器运用在航空控制系统中,它不仅发送/接收数字信号而且还要完成信号的采集和处理、故障自诊断、故障容错等工作。
FADEC系统的引入可以将繁重的低级任务进行分化,腾出了大量CPU 资源来执行更加复杂和精确的控制算法和监控管理。
传感器是信息系统的最前端的作为获取信息的十分重要的工具,可以说整个系统质量的好坏,主要依赖于传感器的特性的好坏和输出信息的可靠性。
1 温度传感器涡扇式发动机主燃油控制系统的重要状态参数之一是涡轮后燃气温度。
当发动机控制计划处于训练——战斗状态且发动机进口温度处于288～373K时,通过供油量的电子调节,使涡轮后燃温度直线增加15℃。
整个航空发动机分布式控制系统的工作稳定性和可靠性依靠对涡轮后燃气温度的精确测量与控制。
航空涡扇发动机涡轮后燃气温度的敏感测温部件为K型热电偶。
利用物理中的塞内克效应制成的温敏传感器,当两个不同的导体间组成闭合回路时,若两端结点温度不同,则回路中产生电流,这就是热电偶的原理。
(论文)民航发动机控制系统故障在线监测方法研究
毕业设计题目民航发动机控制系统故障在线监测方法研究学生姓名学号学院专业班级指导教师民航发动机控制系统故障在线监测方法研究摘要航空发动机控制系统是航空发动机的安全关键系统，保证了航空发动机在各种可能的条件下安全可靠地工作，为了保持可靠性，需要对其进行在线监测并且隔离出故障。
异常监测算法的研究能为维修人员提供直接有效的信息，能有效保障安全和降低维修成本。
本文以CFM56-7B控制系统为研究对象，针对最可能发生故障的传感器部分开展了方法研究，提出了基于多元状态估计和极限学习机的传感器信号在线监测方法，利用译码得到的QAR数据进行了验证。
通过对正常航班的训练得到模型，然后对正常测试数据进行了故障模拟，并对残差进行了序贯概率比检验，最后开发了MATLAB GUI交互界面，该图形界面整合了数据的训练和测试、故障模拟及残差检验。
关键词：CFM56-7B，QAR数据，传感器，多元状态估计，极限学习机目录摘要 (ⅰ)Abstract (ⅱ)第一章绪论 (1)1.1研究背景及意义 (1)1.2国内外研究现状 (2)1.3论文主要内容 (3)第二章CFM56-7B航空发动机控制系统 (5)2.1CFM56-7B航空发动机控制原理 (5)2.2CFM56-7B航空发动机控制系统组成 (6)2.2.1 电子控制器EEC (7)2.2.2敏感元件传感器 (7)2.2.3放大元件和执行机构 (14)2.3CFM56-7B航空发动机控制系统主要故障 (15)第三章航空发动机控制系统传感器故障检测算法研究 (16)3.1多元状态估计（MSET） (16)3.1.1MSET基本原理 (16)3.1.2在线异常检测步骤 (17)3.2极限学习机（ELM） (18)3.3基于序贯概率比（SPRT）的异常检测 (20)3.3.1序贯概率比 (20)3.3.2残差检验的一般步骤 (21)第四章MSET和ELM在CFM56-7B控制系统传感器上的故障监测 (23)4.1QAR数据 (23)4.2基于MSET的全航班多飞行阶段的传感器故障监测 (23)4.2.1数据的预处理 (23)4.2.1实例检测 (25)4.2.3CFM56-7B传感器故障模拟及在线监测 (32)4.3基于ELM的传感器故障监测 (36)4.3.1数据的训练及人工神经网络的建立 (36)4.3.2CFM56-7B传感器故障模拟及监测 (38)4.4两种监测方法的比较 (40)4.5CFM56-7B传感器在线监测人机交互GUI界面的设计 (42)第五章总结与展望 (45)5.1 总结 (45)5.1 展望 (45)参考文献 (46)致谢 (48)第一章绪论1.1 研究背景及意义我国民航业正进入高速发展的新时期，中国作为一个航空大国，其航空安全关系到我国的整个航空工业体系和经济的发展。
航空发动机试车台测试技术发展与构建
CHENGSHIZHOUKAN 2019/23城市周刊８２航空发动机试车台测试技术发展与构建方好 中国航发南方工业有限公司摘要：随着航空科学技术和高推重比发动机的发展，对发动机试验和测试提出了越来越高的要求，测试内容越来越复杂。
要快速地发展我国航空发动机测试技术、测试系统和设备，缩短与发达国家间的差距，还需不断地创新和探索。
关键词：航空发动机；试车台架；测试技术一、航空发动机台架测试技术发展航空发动机试车台是对航空发动机进行综合技术分析的重要试验设备，国内试车台测试系统在20世纪60年代主要使用指针表，现场依靠人员手工记录，同步性差，效率低。
从20世纪60年发展到今天，无论是地面试车还是科研试车，都已配备先进的高速高精度数据采集系统，如Psl、VXI 等先进采集设备，具有良好的稳定性能，能进行数据的记录、处理、回放、报警、制表打印、输出、性能换算、修正等功能。
随着自动化仪表接口及计算机技术的迅猛发展，基于虚拟仪器概念的网络化测试系统和大型集成自动数据采集系统在试车台测试系统中优势越发明显，被广泛应用，大大提高了测试准确性、效率显著。
丰富多样的仪器总线及现场总线技术，使得各部件间数据获得和传输同步性得到有效保障；网络技术使得仪器远程控制，内部资源共享等变得方便快捷，开辟了信息交流和数据共享的新阶段。
测控工程师可以通过计算机软件自己定义应用程序，从硬件设备中获取数据，分析、处理、显示、存储数据，并可以创建最适合的具体应用与操作用户界面[1]。
现在测量测试系统己把测试设备、公共数据库服务器及浏览器紧密连接起来，为用户提供了全新数据采集与处理、实时显示、实验数据存储与分析方法，网络化应用程序使用户更具有主动权。
二、现代试车台测试系统构架１．试车台测试系统硬件构成及功能特点。
试车台测试系统硬件主要由受感部、数据采集系统、数据处理系统、网络信息系统等组成。
硬件配置主要有PC 机(多台计算机组成的局域网)；VXI 机箱；零槽控制器，多通道扫描数据采集模块；带隔离计数、定时频率、周期测量模块；D/A 输出模块；多路数字量FO 模块；信号调理与激励源等。
航空发动机振动测试技术研究
航空发动机振动测试技术研究顾宝龙赵振平何泳闫旭陈浩远（中航工业上海航空测控技术研究所故障诊断与健康管理技术航空科技重点实验室，上海 201601）摘要综述了航空发动机振动测量的必要性及发展现状，介绍了国内外正在发展中的先进航空发动机振动测量技术方法，并对它们的测量原理、特点和应用进行了阐述。
关键词发动机振动测试Research on aero-engine vibration testing technologyGu Baolong Zhao Zhenping He Yong Y an Xu Chen Haoyuan(Aviation Industry Corporation of China Shanghai Aero Measurement & Control Technology Research InstituteKey Laboratory of Aviation Technology for Fault Diagnosis and Health Management Research, Shanghai ,201601)Abstract This paper reviews the current status of development and the necessity of aero-engine vibration testing, introduces the development of the domestic and foreign advanced technology aviation engine vibration test methods. Their testing principles，characteristics and applications are described.Key words aero-engine vibration testing0 引言航空发动机是飞机的心脏，是一种结构复杂、高速旋转的流体机械，其可靠性直接影响到飞机的飞行安全。
航空发动机的性能测试与研究
航空发动机的性能测试与研究航空业一直是科技进步的重要推动者，而航空发动机作为飞机的核心部件，其性能的稳定与优化对于航空安全和经济效益至关重要。
因此，航空发动机的性能测试与研究成为航空工程师们不懈追求的目标。
一、性能测试的目的与意义航空发动机的性能测试主要包括推力测试、耗油量测试和振动测试等方面。
首先，推力测试是航空发动机性能测试中最关键的一个环节。
通过推力测试，工程师们可以了解发动机在不同工况下的推力输出情况，进而对其进行精确的性能预测和优化设计。
其次，耗油量测试能够评估发动机的燃油利用率，提升发动机的能源利用效率。
最后，振动测试则能够检测发动机的振动情况，保证发动机在高速旋转过程中的平稳运行，提高其工作寿命。
性能测试的意义不仅体现在对发动机性能的了解，更重要的是为航空工程师们提供依据，以便他们能够及时发现并解决发动机存在的问题，从而确保飞机的飞行安全。
例如，通过推力测试，如果发现发动机推力输出不稳定，工程师们就能尽早采取措施进行调整和优化，以提高发动机的可靠性和稳定性，减少飞机在飞行中的问题。
二、性能测试的方法与过程在航空发动机性能测试中，有多种方法和设备可供选择。
其中，静态测试、半静态测试和动态测试等是常用的测试方法。
静态测试主要通过实验台模拟发动机工作状态，测试发动机在不同工况下的静态推力输出。
半静态测试是一种介于静态测试和动态测试之间的方法，通过实验台模拟发动机的推力输出情况，并结合实际飞行状态进行测试。
动态测试则要求真实地模拟飞行过程中的各种工况，以获取真实的发动机性能数据。
性能测试的过程中需要配备专业的测试设备和仪器。
常用的测试设备包括推力测量台、高速摄像机、燃油计量系统和振动传感器等。
推力测量台可以实时监测和记录发动机的推力输出，并通过计算机软件分析和处理数据。
高速摄像机能够捕捉并记录发动机在高转速下的运动状态，用于分析和研究发动机的振动特性。
燃油计量系统则可以准确测量和计算发动机的燃油消耗情况，评估发动机的燃油利用率。
航空发动机试验测试技术发展探讨
航空发动机试验测试技术发展探讨王振华;王亮【摘要】强调了航空发动机试验测试技术在发动机研制过程中的重要性.简述了航空发动机试验测试技术的特点及国内外发展现状,分析了其试验测试技术发展需求,提出了发展设想.为适应新1代航空发动机研制的需求,必须积极推进其试验测试技术的快速发展,应及时开展其研制试验所需测试仪器的研究和开发,组织开展其试验测试技术研究,加强专业间交流和协同,进一步提高试验测试结果的准确度,建立和完善试验测试技术标准规范.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)006【总页数】5页(P47-51)【关键词】测试技术;试验;测试仪器;航空发动机【作者】王振华;王亮【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V23航空发动机是1个复杂的动力装置，主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。
其内部的气动、热力和结构特性非常复杂，因此对其工况尚不能从计算上给予详尽准确地描述，必须依靠试验来获得相关数值。
在进行发动机装配前，需要确认每个部件的性能均满足设计指标，同时，需要在试车台上进行试验测试（如压气机的增压比、空气流量、喘振点，燃烧室的燃烧效率、出口温度分布等），获得整机的推力、单位耗油量等性能数据，用于评价其是否满足设计使用要求。
发动机研制中要进行大量的材料、零部件、整机试验测试才能确认其性能、可适用性、环境条件、完整性、战斗生存力等是否满足发动机使用要求。
据统计，一型航空发动机研制工作一般需要进行10万h的部件试验，4万h的材料试验，1万h的整机试车。
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。
“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。
本文简述了航空发动机试验测试技术国内外发展现状，并分析了其发展需求，提出了发展设想。
民用航空发动机150 h持久试验技术
业ERP 系统中的产品结构可看做是MBOM，它是指导生产的基础数据，不但有设计信息、工艺信息，而且还包括了生产管理信息，生产管理类信息需要由生产部门的人员来确定。
以纸质/电子工艺文件的离散管理将转变为以工艺BOM 为核心的工艺数据组织管理方式将是设计工艺和生产管理平台集成的有效路线。
基于PDM 系统建立和固化工艺BOM 的构建和更改业务过程，同步ERP 系统中一系列实物资源信息，实现工艺BOM 及其关联的工艺信息（工艺规程、工艺文件、物料、工艺装备、工作中心等）及时、准确向ERP 的传递、实现车间无纸化现场查看及数控程序管理与传递。
通过集成，为PDM 系统提供实时的企业资源应用状况，同时解决ERP 系统产品数据源头问题，实现设计制造一体化，促进产品不同业务的协调，减少手工干预和二次输入。
5 结语该文从质量管理要求的客观必要性入手，结合企业现状的整体信息化水平，围绕产品数据包归集的思路，分析了质量数据融合的逻辑和可行性。
同时研究了系统架构、质量数据结构采集关系，对产品研制过程各信息化系统和质量模块的数据接口逻辑和分配关系，形成了一套可以知道实际开发并取得预期成效的设计制造管理一体化平台，为后续产品研制过程的一体化能力建设奠定了良好基础。
参考文献[1]唐晓青，段桂江，杜福洲.制造企业质量信息管理系统实施技术[M].北京：国防工业出版社，2009.[2]乔立红，张毅柱.PDM与ERP 系统之间信息集成的实现方法[J].北京航空航天大学学报，2008，34（5）：587-591.图4 三维工艺协同管理平台集成示意图0 引言150h 持久试验试车是适航条款要求的特殊的演示试验，是一个重要的标志性里程碑，是世界各国发动机研制过程中不可避免的一个环节，GE、PW 以及RR 三大原始设备制造商（Original Equipment Manufacturer，OEM）都十分重视该环节，并且都十分谨慎地对待持久试验过程中出现的任何技术问题和故障。
发动机部件适航条款及环境试验需求分析
发动机部件适航条款及环境试验需求分析
谢丽梅 1袁 2袁 3袁 时钟 1袁 2袁 3袁 孔叔钫 1袁 2袁 3袁 熊伊 1袁 2袁 3
渊1. 工业和信息化部电子第五研究所袁 广东 广州 511370袁 2. 广东省电子信息产品可靠性技术重点实验室袁 广东 广州 511370袁 3. 广东省电子信息产品可靠性与环境工程技术研究开发中心袁 广东 广州 511370冤
主要从事通用质量特性分析与评价工作遥
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电子产品可靠性与环境试验
2021 年
条款号
A 章 33.1~33.5 A 章 33.7~33.8 B 章 33.11~33.15 B 章 33.17 B 章 33.19 B 章 33.21~33.27
151B-2013 [S] . [6] 韩征袁 齐亮. 国内外机载设备电磁环境验证标准分析
[S] . 安全与电磁兼容袁 2011 渊6冤院 29-32.
电子产品可靠性与环境试验 耘蕴耘悦栽砸韵晕陨悦 孕砸韵阅哉悦栽 砸耘L陨粤月陨蕴I栽再 粤晕阅 耘晕灾陨R韵晕酝耘晕栽粤蕴 栽耘杂栽陨晕郧
标准与行业研究
2 基于咨询通告的环境试验需求分析
适航条款是各个发动机公司现行试验技术水平上统一 规定出的尧 由研制与使用经验证明能满足适航要求的一个 最低标准袁 并未直接给出满足适航要求符合性的验证程序袁 但 FAA 针对各适航条款专门发布了相应的咨询通告 渊AC冤袁 给出了各个类设备取证的推荐程序遥 通过对 295 项咨询通 告进行梳理袁 重点关注与表 1 中梳理出的条款相对应的咨
参考文献院 [1] RTCA. 机载设备的环境条件和测试规程院 RTCA/DO-
航空发动机试验测试技术
航空发动机试验测试技术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。
发动机铠装热电偶温度传感器测温修正算法研究
发动机铠装热电偶温度传感器测温修正算法研究发布时间：2022-08-19T05:36:48.631Z 来源：《科学与技术》2022年30卷4月7期作者：夏迩豪[导读] 本文通过建立数学模型，理论计算分析，分析了传感器所受的速度误差、辐射误差及导热误差夏迩豪 Xia Erhao沈阳发动机研究所，沈阳 110015（ShenYang Engine Research Institute，Shen Yang 110015，China）摘要：本文通过建立数学模型，理论计算分析，分析了传感器所受的速度误差、辐射误差及导热误差，建立修正算法，并通过热风洞校准试验校验。
获得铠装热电偶温度传感器的误差分析修正算法。
关键字：修正算法测温偏差1.引言航空发动机温度测量的准确性，直接影响发动机的性能评估及发动机数学模型的校准，为更准确的测量发动机排气温度，开展在发动机试车过程中温度测量偏差的分析并制定相应的修正算法，对发动机自身性能计算及设计有较为重要的意义。
2.铠装热电偶温度传感器工作原理热电偶工作原理如图3 所示，两种不同的导体A和B连接在一起，构成一个闭合回路，当两个接点温度不同时，如T大于T0，在回路中就会产生热电动势，此种现象称为热电效应。
传感器测温是通过测量热电动势来实现的，其感温材料为铂铑13-铂，当两端有温度差时，回路中会产生符合GB/T 16839.1－1997中的R 分度表的热电势，并通过集电环输出给控制系统，用于监控发动机状态。
图1电效应示意图3.测温偏差仿真计算3.1.CFD模型建立3.1.1.流体计算域设置基于传感器测温端CAD模型，在热流体仿真软件FloEFD中进行热流体仿真分析模型CFD数字样机的建模。
流体计算区域设置为长方体，如图2所示。
图2流体计算域及三轴向示意图3.1.2.网格划分利用FloEFD软件进行网格划分，网格类型均为分析结果较为精确的六面体网格。
为保证足够的分析精度，在热电极壳体、热电偶丝等重要部位进行细化网格。
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航空发动机性能测试受感部试验研究
作者：赵宇王国鹏唐秀珍
来源：《中国新技术新产品》2012年第07期
摘要：发动机工作过程中性能测试是生产和研制的重要环节，要想获得发动机的性能参数，必须在测量段安装受感部，而受感部的安装又或多或少的影响了发动机的流场，所以减少对发动机流场的影响会使测量数据更加真实。
本文介绍了该种复合式受感部的设计及研究过程,阐述了一种复合式受感部设计研制的步骤。
关键词：发动机；复合式；温度；压力；误差分析
中图分类号：TJ650.3+4 文献标识码：A
前言
随着航空发动机技术的不断发展,高性能已是代表着发动机技术水平的主要指标，目前在
发动机设计上使用的各种模拟设计和计算软件都已经非常先进而且方便，并被广泛的应用。
那么发动机零件经过加工，装配后的性能参数是否与设计状态相同？这就需要在发动机工作时对各截面性能参数进行实试。
为了尽可能减少受感部对发动机性能的影响，采用最少的受感部来测量较多的参数，是我们测试的发展方向。
经过多方研究，设计出了复合型温度、压力测试受感部，用于发动机性能参数的测试，本文简略地从设计、计算,误差分析等几个方面对复合型
受感部进行阐述。
1 结构设计
受感部是进入到发动机内部，在高温、高压气流下工作的一种测试感受元件，为了保证测试数据的准确性，它必须安装在发动机内部，所以对其要求非常高。
既要尽可能的小，又要有适合测试的形状位置精度才能保证测试结果的准确性，同时还要考虑安全可靠的工作，因此给受感部设计带来一定的难度。
1.1 保护壳体的设计
保护壳体的作用是支撑和固定内部受感部元件,因此保护壳体应该有足够的强度和刚性。
选材、加工、焊接及发动机工作时的振动、高温、气流速度、压力等都是影响受感部强度的重要因素，受感部的强度问题也是影响整个发动机安全的重要因素。
所以我们在进行复合型受感部保护壳体选材时采用了强度较高的1Gr18Ni9Ti材料。
1.2 屏蔽罩
在保护壳体里的测试元件,由于有保护壳体的存在，使得热辐射差大大降低，为减少速度造成的误差，采用屏蔽罩形式。
（如图1所示）而屏蔽罩可以使高速气流进入屏蔽罩时能充分滞止下来，使气流的动能转变为热能，然后以较低的速度从出口流出，利用气体的粘性理论大大提高了流场内对热气流的收集，提高了测试精度。
1.3 结构的强度计算
受感部的强度直接影响着发动机的安全，故强度计算必不可少，为简化计算做如下假设：
①假设介质只承受垂直于轴向的气动力，且全长均布；
②假设受感部只是圆柱型；
③不考虑加工公差与焊接的影响。
安全系数：
在M＞0.2气流速度在40m/s~100m/s；取v＝100m/s t=200℃ P*=112KPa
受感部尺寸为：L=83 D=Ф12 d=Ф9时的安全系数为：nq＝11.4 ng＝0.0037%
据航空发动机设计要求选用的安全系数
1)强度安全系数n q ≥2 合格。
2)挠度安全系数n g ≤0.4% 合格。
2 误差分析
2.1 电偶的误差
在高温、高速的气流中测量温度参数，导热误差、对流换热误差、辐射误差等，对热电偶的精度都有一定的影响。
⑴导热误差：此次研究的热电偶长径比L/d=83.5/7＞10导热误差忽略不计,σc＝0.
⑵速度误差：已知此电偶工作环境Ma=0.6,T*=200℃并带有屏蔽罩。
根据速度误差计算公式：
ΔTv=(r总)T* ΔTv≈0.26 ℃
故σc=0.3/200＝0.13％
⑶辐射误差：由于此次研究着眼于200℃左右的温度电偶，所以来自气流的辐射误差忽略不计，σr=0.
⑷静态误差：设计中所选偶丝为K偶，精度为Ⅱ级，允许偏差为±0.75％|t| ，在200℃时ΔTs=±1.5℃
⑸测量误差：根据计算，在测温200℃时热电偶的误差为σ电偶=±0.85％
2.2 压力测试的误差
由于设计采用屏蔽罩的结构，屏蔽罩起着整流罩将偏离的气流收敛过来的作用，屏蔽罩的最小通道面积与套筒迎风面积之比符合（≥20％，α取90°；c取0～0.5毫米；α/ D取1～2；
D2/D 取0.5～1（图1所示）。
通过风洞校准工作环境温度为室温，Ma=0.6，不敏感角在
±20°～±30°。
3 综合分析
经对受感部的各测点进行仔细观察与分析，得出以下影响测量精度的因素：a.毛细管顶端距屏蔽罩锥底距离应保证在一定距离内，不得低于和高出该距离，特别是当高出屏蔽罩锥底部分时，测量偏差较大；b.屏蔽罩与壳体焊接时，应保证焊接的直线度不大于0.5mm并保证各测点整流罩高度一致，否则对测量精度影响较大；c.毛细管头部及锥面应保持尖边，但是表面应光滑，不得存在碰伤或焊料残留，否则会影响测量精度。
结论
此次设计制造的复合型受感部在经过台架试车过程的性能参数对比试验后，所得参数基本一致，表明所研制的受感部已具备了同类产品应有的技术要求和使用功效，达到了受感部数量少，测点多的预期目的和效果。
同时，解决了研制过程中遇到的设计上以及制作工艺上的问题，使我们在总温、总压复合受感部的设计制造方面积累了一定的经验。
受感部的设计，始终是非标准的设计，它在不同发动机类型，在不同的测量地点上有着不同的型式，它是随着发动机行业的发展而不断发展，具有独立设计能力的一门技术。
受感部这一即传统又直接的测试元件，它的设计与制造能力将伴随航空发动机的日臻完善而不断成熟。
参考文献
[1]《航空发动机设计手册》第15册.航空工业出版社.
[2]王海，张娟等译.《数据与计算机通信》（第六版）[美]William Stallings著.电子工业出版社.
[3]刘书明，刘斌.高性能模数与数模转换器件[M].西安电子科技大学出版社.。