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關(guān)鍵詞： 航空發(fā)動機(jī)；虛擬教學(xué)；三維仿真；人機(jī)交互
Key words： aero-engine；virtual learning；three-dimensional simulation；human-computer interaction
中圖分類號：G64 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1006-4311（2013）11-0181-02
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作者簡介：劉振俠（1963-），男，陜西西安人，教授，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動機(jī)推進(jìn)理論與工程。
0 引言
航空發(fā)動機(jī)是當(dāng)代工業(yè)技術(shù)發(fā)展的結(jié)晶，是工業(yè)技術(shù)“皇冠上的明珠”，對國民經(jīng)濟(jì)、國防建設(shè)起著戰(zhàn)略性的作用。隨著軍事需求、民用航空的發(fā)展，航空發(fā)動機(jī)技術(shù)日新月異，新的設(shè)計(jì)構(gòu)造不斷涌現(xiàn)。但是長期以來，由于人才短缺、基礎(chǔ)薄弱等原因，我國航空發(fā)動機(jī)技術(shù)始終與國外先進(jìn)國家存在著較大的差距。因此，培養(yǎng)高素質(zhì)、創(chuàng)新型的航空發(fā)動機(jī)人才對促進(jìn)我國航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展至關(guān)重要。
實(shí)踐教學(xué)是航空發(fā)動機(jī)教學(xué)工作中的重要一環(huán)，對促進(jìn)學(xué)生了解發(fā)動機(jī)內(nèi)部復(fù)雜結(jié)構(gòu)、理解相關(guān)理論知識起著重要作用。傳統(tǒng)的實(shí)踐教學(xué)內(nèi)容主要包括參觀發(fā)動機(jī)樣機(jī)、進(jìn)行發(fā)動機(jī)試車實(shí)驗(yàn)等。但是，由于航空發(fā)動機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，難以觀測到內(nèi)部細(xì)致結(jié)構(gòu)；進(jìn)行一次航空發(fā)動機(jī)試車實(shí)驗(yàn)不僅花費(fèi)高昂，而且對操作者要求極高，只能由專業(yè)技術(shù)人員操作，學(xué)生的參與度很低；另外，航空發(fā)動機(jī)技術(shù)日新月異，教學(xué)實(shí)驗(yàn)設(shè)備難以及時更新，使學(xué)生所學(xué)知識與實(shí)際應(yīng)用嚴(yán)重脫節(jié)。
為了提高學(xué)生教學(xué)質(zhì)量，解決航空發(fā)動機(jī)教學(xué)設(shè)備陳舊、實(shí)驗(yàn)費(fèi)用高昂等問題，本文將虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)與發(fā)動機(jī)專業(yè)教學(xué)相結(jié)合，建設(shè)了了航空發(fā)動機(jī)虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。
1 系統(tǒng)組成與功能
實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)旨在建立數(shù)字化的三維虛擬航空發(fā)動機(jī)實(shí)驗(yàn)室，可以實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)的虛擬裝配，發(fā)動機(jī)試車臺實(shí)驗(yàn)仿真，發(fā)動機(jī)內(nèi)部工作原理及內(nèi)部流場展示等多個教學(xué)實(shí)驗(yàn)內(nèi)容。學(xué)生能夠通過這個虛擬空間觀看發(fā)動機(jī)教學(xué)實(shí)驗(yàn)，并通過視、聽、觸等感知行為去體驗(yàn)，學(xué)生能夠主動操作實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)具有很強(qiáng)的交互性與沉浸感。
如圖1所示，為航空發(fā)動機(jī)虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的軟硬件組成。硬件包括人機(jī)交互所用的傳感設(shè)備（如數(shù)據(jù)手套、六自由度鼠標(biāo)、觸覺與力度反饋器等）、顯示設(shè)備（如頭盔、投影屏）、虛擬環(huán)境產(chǎn)生器（包括高性能圖形工作站、立體聲音響）；支撐軟件包括對象模型生成軟件、虛擬視景軟件以及程序編輯平臺等。
通過軟硬件結(jié)合，航空發(fā)動機(jī)虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)能實(shí)現(xiàn)由發(fā)動機(jī)虛擬裝配、?；瘜?shí)驗(yàn)、流場顯示等三個模塊的多種功能。
1.1 發(fā)動機(jī)虛擬裝配模塊。學(xué)生能夠在全場景、沉浸式的虛擬環(huán)境下任意角度觀測到航空發(fā)動機(jī)各大部件及其內(nèi)部結(jié)構(gòu)，通過配戴數(shù)據(jù)手套實(shí)時交互地對發(fā)動機(jī)三維模型進(jìn)行虛擬裝配，加強(qiáng)學(xué)生對發(fā)動機(jī)總體結(jié)構(gòu)和部件間的連接關(guān)系的認(rèn)識；
1.2 航空發(fā)動機(jī)模化教學(xué)視景仿真模塊。此平臺可模擬發(fā)動機(jī)在工作過程中內(nèi)部的運(yùn)行情況，利用視景仿真技術(shù)模擬渦輪轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動，氣流在發(fā)動機(jī)內(nèi)外函道的流動以及燃燒室和尾噴管的火焰現(xiàn)象，并能通過對油門桿的交互操作實(shí)現(xiàn)對這些動態(tài)現(xiàn)象的控制，可以使學(xué)生從視覺上對航空發(fā)動機(jī)內(nèi)部工作狀態(tài)有形象直觀的認(rèn)識；
1.3 發(fā)動機(jī)試車實(shí)驗(yàn)仿真模塊。能夠模擬能使發(fā)動機(jī)試車的操作過程，可以使學(xué)生了解發(fā)動機(jī)試車的具體步驟，培養(yǎng)學(xué)生對試車實(shí)驗(yàn)的實(shí)際操作能力；通過曲線歷程圖和實(shí)時數(shù)據(jù)反映發(fā)動機(jī)特性參數(shù)的變化，加深對發(fā)動機(jī)工作原理和氣動特性的理解；提供發(fā)動機(jī)試車的立體音效和控制臺視景仿真，加強(qiáng)了系統(tǒng)的沉浸感；
1.4 流場顯示仿真模塊。能夠模擬發(fā)動機(jī)內(nèi)流場質(zhì)點(diǎn)的流動軌跡，可以使觀測者直觀了解如葉柵繞流等實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象及其機(jī)理，加深對相關(guān)專業(yè)課的認(rèn)識和理解，達(dá)到較好的教學(xué)效果。
2 系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案
為了應(yīng)用相應(yīng)的軟硬件設(shè)備，完成航空發(fā)動機(jī)虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)應(yīng)滿足的需求與功能，采取了以下設(shè)計(jì)流程來完成系統(tǒng)的搭建，如圖2所示。
2.1 第一層為硬件層，主要由虛擬現(xiàn)實(shí)人機(jī)交互系統(tǒng)、大屏幕立體顯示系統(tǒng)和小型桌面虛擬現(xiàn)實(shí)系統(tǒng)組成。其中小型桌面虛擬現(xiàn)實(shí)系統(tǒng)包括高端PC工作站、VR專業(yè)三維立體圖形發(fā)生器、紅外立體眼鏡及播放器組成和CRT彩色顯示器組成。而人機(jī)交互系統(tǒng)包括由六自由度三維空間立體鼠標(biāo)、數(shù)據(jù)手套等組成。其中六自由度立體鼠標(biāo)可實(shí)現(xiàn)x、Y、z三個方向上的移動和旋轉(zhuǎn)功能；而數(shù)據(jù)手套可以真實(shí)地模擬人手的裝配動作和觸覺感應(yīng)。大屏幕立體顯示系統(tǒng)由投影儀、立體轉(zhuǎn)換器、硬幕、偏振片和偏振立體眼鏡組成。
2.2 第二層為硬件接口層，主要用于獲取六自由度三維空間鼠標(biāo)、數(shù)據(jù)手套等的虛擬裝配環(huán)境結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)，設(shè)定立體眼睛雙目視覺間隔參數(shù)等。
2.3 第三層為3D模型層，首先可利用Creator、CAD等建模工具，采用體素法、輪廓掃描法和實(shí)體掃描等方法建立幾何模型，對物體的形狀、位置、大小等幾何信息，以及發(fā)動機(jī)各部件間連接關(guān)系等拓?fù)湫畔⑦M(jìn)行描述，獲得物體重心、表面積、體積、密度、質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量等幾何、物理參數(shù)。
2.4 第四層為支持工具層，在本例中為VEGA虛擬環(huán)境開發(fā)系統(tǒng)，運(yùn)行于vC++6.O工作平臺，它提供了大量的處理窗口、環(huán)境以及實(shí)現(xiàn)虛擬動作的函數(shù)。
2.5 第五層為驅(qū)動層，包括數(shù)據(jù)手套、六自由度三維空間鼠標(biāo)、位置跟蹤器、立體顯示設(shè)備等的驅(qū)動程序。
2.6 第六層為應(yīng)用層，可采用vc++6.O開發(fā)出面向用戶的友好的虛擬裝配環(huán)境。最終用戶并不需要了解繁瑣的函數(shù)調(diào)用和硬件接口，只需通過空間立體鼠標(biāo)、力反饋數(shù)據(jù)手套等輸入裝配控制指令，并通過立體眼鏡、頭盔顯示器等設(shè)備觀看到實(shí)時的裝配效果。
3 系統(tǒng)應(yīng)用與前景
航空發(fā)動機(jī)虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)將虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)與航空發(fā)動機(jī)專業(yè)教學(xué)與實(shí)驗(yàn)相結(jié)合，克服了傳統(tǒng)教學(xué)方法設(shè)備更新困難、試驗(yàn)費(fèi)用高昂等問題，突破了傳統(tǒng)教學(xué)方式的局限性，有效地推動了教學(xué)方式的改革與創(chuàng)新。通過航空發(fā)動機(jī)虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)在教學(xué)實(shí)踐中的應(yīng)用，系統(tǒng)有效提高了專業(yè)學(xué)生的培養(yǎng)質(zhì)量，節(jié)約了實(shí)驗(yàn)教學(xué)成本，將我國航空動力專業(yè)的教學(xué)工作推上了一個新的臺階。同時，虛擬教學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的思想在土木建筑、軍事教育、醫(yī)學(xué)教學(xué)等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。隨著計(jì)算機(jī)與多媒體技術(shù)、仿真技術(shù)、虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)的迅速發(fā)展，虛擬實(shí)驗(yàn)教學(xué)必將突破傳統(tǒng)教學(xué)方式得到廣泛應(yīng)用。
參考文獻(xiàn)：
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關(guān)鍵詞： 航空發(fā)動機(jī)；燃油系統(tǒng)；數(shù)字電子控制；計(jì)劃
Key words: aero-engine；fuel system；digital electronic control；plan
中圖分類號：V233文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1006-4311（2011）17-0023-02
0引言
航空發(fā)動機(jī)的燃油系統(tǒng)用來供給發(fā)動機(jī)主燃燒室和加力燃燒室的燃油，數(shù)子電子控制時，工況燃油流量受電子控制器控制，并要求其在所有工作狀態(tài)下，保證供給發(fā)動機(jī)燃油并自動調(diào)節(jié)供入發(fā)動機(jī)主燃燒室所需的燃油量。當(dāng)數(shù)控系統(tǒng)發(fā)生故障時，液壓機(jī)械備份調(diào)節(jié)系統(tǒng)可平穩(wěn)同步接替數(shù)控系統(tǒng)工作自動調(diào)節(jié)主燃油流量。
1調(diào)節(jié)規(guī)律實(shí)現(xiàn)
現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)大都為雙轉(zhuǎn)子，且多為全權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)。為了保持左、右發(fā)動機(jī)的匹配性，討論發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)演示驗(yàn)證樣機(jī)采用的調(diào)節(jié)規(guī)律跟原液壓機(jī)械調(diào)節(jié)規(guī)律基本一致。
1.1 穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)計(jì)劃發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)計(jì)劃見表1。當(dāng)?shù)蛪恨D(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速N1
1.2 過渡態(tài)調(diào)節(jié)計(jì)劃
1.2.1 起動控制
2主燃油供油裝置控制回路分析
圖1為某型數(shù)控發(fā)動機(jī)主燃油控制邏輯原理圖。
航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)在工作時，電子控制器將理論上計(jì)算的燃油流量對應(yīng)的隨動活塞位置電信號輸出到電液伺服閥，通過電液伺服閥來控制隨動活塞的位置，隨動活塞的位置由LVDT反饋給電子控制器，這樣便構(gòu)成閉環(huán)回路。當(dāng)兩者有差值時就繼續(xù)輸出信號直止驅(qū)動隨動活塞到給定位置，通過改變斜盤角度來控制燃油流量。圖2給出了高壓可變柱塞泵在不同轉(zhuǎn)速下，LVDT電量與燃油流量、高壓可變柱塞泵轉(zhuǎn)速之間的二維關(guān)系曲線。
由圖2中曲線可看出，在高壓可變柱塞泵轉(zhuǎn)速一定的情況下，燃油流量隨LVDT電量的增加而增大；當(dāng)LVDT電量一定時，隨著柱塞泵轉(zhuǎn)速的增加，燃油流量也在增大。從發(fā)動機(jī)的工作情況來看，柱塞泵是由發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子經(jīng)多級減速后而帶轉(zhuǎn)，其減速比為定值2.561，柱塞泵轉(zhuǎn)速的大小也代表著高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的大小。當(dāng)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速增大時，發(fā)動機(jī)所需的熱能也要增大即燃油流量在增大。從該曲線可以看出，發(fā)動機(jī)的燃油系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)較好的控制。
參考文獻(xiàn)：
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一、引言
20世紀(jì)以來，隨著航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的不斷突破，其性能得到了很大的提高。與此同時，航空發(fā)動機(jī)的各相關(guān)成本也在節(jié)節(jié)攀升，而且在與其性能權(quán)衡的過程中逐步凸顯出來，成為一個關(guān)鍵問題。
全壽命周期成本（Life Cycle Cost，
LCC）最早是由美國國防部提出的，對于航空發(fā)動機(jī)來說，LCC是指政府或者其他機(jī)構(gòu)在項(xiàng)目的全壽命周期內(nèi)所花費(fèi)的全部支出，這里所提到的全壽命周期一般包括研制、生產(chǎn)和維護(hù)、棄置三個階段。LCC的提出為我們進(jìn)行成本管理提供了一個新的思路，它的作用至少體現(xiàn)在以下方面：（1）評價(jià)競爭項(xiàng)目；（2）尋找成本驅(qū)動因素，降低成本；（3）更加準(zhǔn)確地預(yù)測詳細(xì)成本；（4）權(quán)衡性能與成本。這四個方面的作用都要以LCC的估算為基礎(chǔ)。
本文試圖以作業(yè)成本法的思想為基礎(chǔ)，結(jié)合已有的研究成果，提出一種新的LCC估算思路，以此改進(jìn)現(xiàn)有的LCC估算方法。
二、文獻(xiàn)回顧
美國國防部于20世紀(jì)60年代中期提出了“LCC”的概念，在此之后，包括武器裝備在內(nèi)的產(chǎn)品或系統(tǒng)的LCC估算模型和方法獲得了廣泛的研究。從國外的情況來看，這些研究主要是集中于美國的一些研制單位和研究機(jī)構(gòu)，比如蘭德（Rand）公司、美國國防分析研究所（Institute for Defense Analysese，IDA）、美國航空航天學(xué)會（AIAA）等。最早提出的方法是參數(shù)估算法（Parametric），它是以航空發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)為基礎(chǔ)來對LCC進(jìn)行估算的，運(yùn)用該方法可以在項(xiàng)目的方案設(shè)計(jì)階段對項(xiàng)目的LCC進(jìn)行估算。J.R.Nelson（1978）在《航空渦輪發(fā)動機(jī)的全壽命周期成本》一文中提到了蘭德公司提出的航空發(fā)動機(jī)的LCC估算模型，這個模型便是參數(shù)估算模型的一種，它是蘭德公司在研究了美國29種渦輪發(fā)動機(jī)的數(shù)據(jù)以后所建立的，模型中用到了推重比、渦輪進(jìn)口溫度和耗油率等參數(shù)。與參數(shù)估算法幾乎同一時間出現(xiàn)的還有類推估算法（Analogous），這種方法是以參照發(fā)動機(jī)的LCC為基礎(chǔ)來估算新研制發(fā)動機(jī)的LCC。Boehm（1981）在《軟件工程經(jīng)濟(jì)》一文中提到了類推成本估算法，這種方法簡單易行，通常也用于項(xiàng)目的早期階段，但其估算結(jié)果很大程度上取決于新研制發(fā)動機(jī)與參照發(fā)動機(jī)的相似性。隨著項(xiàng)目的逐步推進(jìn)，詳細(xì)的工程分析得以進(jìn)行，這便為“自下而上（Bottom-up）”估算法的提出創(chuàng)造了條件。這種方法也被稱為工程估算法，它是利用工程分解結(jié)構(gòu)自下而上地逐項(xiàng)計(jì)算成本，將整個項(xiàng)目在壽命周期內(nèi)的所有成本單元累加起來得出LCC的估計(jì)值。以上提到的三種方法是較為傳統(tǒng)的方法，R.Curran（2004）等人在《航空工程成本模型回顧：遺傳因果關(guān)系的方法》一文中對近些年來所提出的一些新的方法作了闡述，包括基于特征建模法（Feature-based modelling）、模糊邏輯法（Fuzzy logic）、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法（Neural networks）、不確定性法（Uncertainty）、數(shù)據(jù)挖掘法（Data mining）。除了美國學(xué)者在這方面所作出的貢獻(xiàn)外，英國南安普頓大學(xué)的S.V.Tammineni（2009）等人提出了基于知識的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的成本建模方法，這也是一種較為新穎的方法。
國內(nèi)的相關(guān)研究起步較晚，較早對這一問題進(jìn)行系統(tǒng)研究的是李屹輝（2000），在其碩士論文《軍用航空發(fā)動機(jī)全壽命費(fèi)用分析研究》中，李屹輝構(gòu)建了航空發(fā)動機(jī)在壽命周期各個階段的成本估算模型，但由于數(shù)據(jù)較難搜集，沒能確定模型中變量的系數(shù)。在這之后，很多學(xué)者將研究的重點(diǎn)放在了研制成本的估算上，比如徐哲、劉榮（2005）用偏最小二乘回歸法來估算武器裝備的研制成本，楊梅英、沈梅子（2006）用灰色組合模型來估算發(fā)動機(jī)的研制成本，但這兩篇文章所用的數(shù)據(jù)都是美國的。也有學(xué)者由于數(shù)據(jù)較難搜集轉(zhuǎn)而提出一些成本估算的框架，比如尹峰、劉勁松（2006）在《發(fā)動機(jī)研制費(fèi)用的測算》一文中以工程估算法為基礎(chǔ)構(gòu)建了成本要素框架，譚云濤、郭波（2007）提出了基于CAIV的航空發(fā)動機(jī)性能與費(fèi)用的綜合權(quán)衡模型框架。除了以上提到的參數(shù)估算法和工程估算法，周琦、李震模（1999）用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法對導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的研制成本進(jìn)行了估算。總的來說，國內(nèi)的研究由于數(shù)據(jù)搜集問題較難開展。
從國內(nèi)外的研究情況來看，不論是傳統(tǒng)的估算方法，還是較新的估算方法，都有一個共同的缺陷——細(xì)化程度不夠，成本估算以主要性能參數(shù)為輸入，直接以LCC為輸出，不能對成本形成的原因進(jìn)行識別和控制。本文試圖在性能參數(shù)和LCC之間架起“作業(yè)”的橋梁，以便更加準(zhǔn)確地估算LCC和更好地進(jìn)行成本控制。
三、基于作業(yè)成本法的航空發(fā)動機(jī)全壽命周期成本估算
（一）作業(yè)成本法
作業(yè)成本法（activity-based c-
osting，ABC）的基本思想最早由美國會計(jì)學(xué)者科勒在20世紀(jì)30年代末40年代初提出，隨著間接費(fèi)用在產(chǎn)品總成本中的份額越來越大，傳統(tǒng)的成本核算方法逐漸露出弊端，作業(yè)成本法應(yīng)運(yùn)而生。這種方法以作業(yè)為間接費(fèi)用歸集對象，通過資源動因的確認(rèn)、計(jì)量，將資源費(fèi)用歸集到作業(yè)上，再通過作業(yè)動因的確認(rèn)、計(jì)量，將作業(yè)成本歸集到產(chǎn)品上，其流程如圖1所示。
（Nanjing Jincheng College of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211156，China）
摘要：航空發(fā)動機(jī)安全可靠的快速起動是保證其順利進(jìn)入正常工作的前提，發(fā)動機(jī)在地面和高空起動特點(diǎn)各不相同，在對起動過程的模擬研究中，對發(fā)動機(jī)地面與高空起動特點(diǎn)進(jìn)行深入的分析是極為重要的先決條件。
Abstract: The quick, safe and reliable starting of aircraft engine is the premise to ensure the smooth entry into work. The characteristics of engine starting at ground and in high altitude are different. In the simulation study process of starting, the depth analysis of the characteristics at ground and high altitude is the extremely important prerequisite.
關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī) 起動特性 地面起動 高空起動
Key words: aircraft engine；starting characteristics；ground starting；high altitude starting
中圖分類號：TK44文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1006-4311（2011）15-0034-02
0引言
根據(jù)不同需求，航空發(fā)動機(jī)起動過程可分為兩種[1]：地面起動和空中起動。地面起動即發(fā)動機(jī)在地面從靜止的停車狀態(tài)加速到慢車狀態(tài)的過程，空中起動即發(fā)動機(jī)空中停車再點(diǎn)火起動加速到慢車狀態(tài)的過程。發(fā)動機(jī)可靠、快速的起動過程對保證軍用飛機(jī)的作戰(zhàn)效能至關(guān)重要，起動性能的好壞是衡量航空發(fā)動機(jī)綜合性能的一項(xiàng)重要指標(biāo)。
1發(fā)動機(jī)起動過程概述
1.1 地面起動航空發(fā)動機(jī)從零轉(zhuǎn)速加速到慢車轉(zhuǎn)速的過程稱為起動過程。發(fā)動機(jī)在地面起動時必須依靠外界動力源，因?yàn)檫@個時候沒有空氣流過發(fā)動機(jī)，如果向燃燒室噴油點(diǎn)火只能將發(fā)動機(jī)燒損而轉(zhuǎn)子不會轉(zhuǎn)動起來。只有達(dá)到一定的轉(zhuǎn)速后，燃燒室內(nèi)的氣流才能建立起穩(wěn)定燃燒所需要的氣流壓力和溫度，因此發(fā)動機(jī)地面起動必須依靠起動機(jī)帶轉(zhuǎn)。一般情況下，發(fā)動機(jī)的地面起動包含以下三個階段[3]，如圖1所示。
圖1中，M■為起動機(jī)的扭矩，M■為渦輪扭矩，M■為壓氣機(jī)扭矩，η■為帶動附件及克服摩擦的效率，M■/η■為起動過程的阻力矩。
第一階段：在未向燃燒室供油時，起動機(jī)功率輸出軸帶動發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)到接近點(diǎn)火轉(zhuǎn)速n1。第二階段：在燃燒室內(nèi)點(diǎn)燃燃油，渦輪產(chǎn)生功率。當(dāng)渦輪的扭矩恰好等于阻力矩時，發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速n■■稱為最小平衡轉(zhuǎn)速。按理，當(dāng)n>n■■后，M■>M■/η■，發(fā)動機(jī)可獨(dú)自起動。但為了安全可靠地起動，通常在這一階段起動機(jī)繼續(xù)工作，輔助渦輪將發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速帶至大約是（1~2）倍最小平衡轉(zhuǎn)速（接近n2）。第三階段：發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到n2時，渦輪產(chǎn)生的功率已經(jīng)明顯大于壓氣機(jī)所消耗的功率，在控制系統(tǒng)作用下起動機(jī)脫開與發(fā)動機(jī)高壓軸的聯(lián)接，發(fā)動機(jī)依靠渦輪的剩余扭矩將發(fā)動機(jī)獨(dú)自從n2加速到慢車轉(zhuǎn)速ni。
1.2 發(fā)動機(jī)高空起動過程航空發(fā)動機(jī)在空中工作時，由于種種原因可能造成空中停車，這時需要重新起動。典型的發(fā)動機(jī)空中起動包線圖如圖2所示[4]?？罩衅饎优c地面起動不同。按起動初始轉(zhuǎn)速劃分，高空起動分兩種類型：起動機(jī)帶轉(zhuǎn)起動和風(fēng)車點(diǎn)火起動。飛機(jī)在高空飛行時，受進(jìn)口氣流影響，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子可維持一定的初始轉(zhuǎn)速。當(dāng)初始轉(zhuǎn)速足夠高時（大于某一轉(zhuǎn)速n1），可直接點(diǎn)火起動；否則，飛機(jī)需要借助俯沖或起動機(jī)帶轉(zhuǎn)來提高核心機(jī)的轉(zhuǎn)速，達(dá)到點(diǎn)火轉(zhuǎn)速后方可點(diǎn)火起動。
2發(fā)動機(jī)地面起動特點(diǎn)分析
2.1 低溫起動在平原地區(qū)，大氣溫度對發(fā)動機(jī)的起動有著很大的影響。在嚴(yán)寒季節(jié)，大氣溫度很低，燃料的粘度增大，揮發(fā)性不好，霧化和汽化的質(zhì)量也變差，因而在燃燒室內(nèi)產(chǎn)生火源和形成穩(wěn)定火焰的條件都變差。一般來說，大氣溫度降低到-30℃時，起動點(diǎn)火裝置尚能產(chǎn)生穩(wěn)定的點(diǎn)火源，但是，燃料系統(tǒng)噴出的燃料所形成的混合氣，被點(diǎn)火源點(diǎn)燃和形成穩(wěn)定火焰所需要的時間，卻隨著大氣溫度的降低而增長。這會使渦輪參加工作的時間推遲，起動過程所需時間增長。
同時，由于大氣溫度降低，大氣密度增大，發(fā)動機(jī)空氣流量增大，壓氣機(jī)消耗功率隨之增大；大氣溫度降低，會使滑油變稠，摩擦力矩也隨之增大。在起動機(jī)功率不變的條件下，起動過程第一、二階段的剩余功率將會減少，起動的可靠程度隨著大氣溫度的降低而變差。有時甚至出現(xiàn)在起動過程的某個轉(zhuǎn)速下，剩余功率等于零而造成“冷懸掛”現(xiàn)象。
2.2 高溫起動在炎熱季節(jié)，大氣溫度較高，一般來說發(fā)動機(jī)比較容易起動。但是，大氣溫度過高時，空氣密度低，發(fā)動機(jī)空氣質(zhì)量流量小，起動過程中容易形成混合氣富油，渦輪前溫度高，可能引起壓氣機(jī)進(jìn)入氣動不穩(wěn)定狀態(tài)，結(jié)果出現(xiàn)渦輪前溫度高而轉(zhuǎn)速停止增加的“熱懸掛”現(xiàn)象。
此外，某些發(fā)動機(jī)，在大氣溫度較高的條件下（如30℃以上）再次起動時，由于發(fā)動機(jī)停車不久，燃燒室內(nèi)的壁溫仍然較高，流經(jīng)燃燒室的空氣受熱膨脹，密度較小，這時，起動的燃料就嫌過多，以至于混合氣過于富油，不能被電嘴產(chǎn)生的火花點(diǎn)燃，不能形成點(diǎn)火源，發(fā)動機(jī)無法正常起動。因此，在大氣溫度較高的情況下，發(fā)動機(jī)停車后，應(yīng)該對發(fā)動機(jī)進(jìn)行充分的冷卻，以利于發(fā)動機(jī)再次起動[4]。
2.3 高原起動發(fā)動機(jī)的起動過程，先由電動機(jī)起動燃?xì)鉁u輪起動機(jī)，再由燃?xì)鉁u輪起動機(jī)起動發(fā)動機(jī)。進(jìn)駐高原機(jī)場，空氣稀薄，進(jìn)入燃?xì)鉁u輪起動機(jī)和發(fā)動機(jī)的空氣流量減小，燃?xì)鉁u輪起動機(jī)和發(fā)動機(jī)的功率都將減小，起動過程中的剩余功率減小，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子的加速度減小，特別是起動第一階段，有可能起動機(jī)功率不足以帶動發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)到點(diǎn)火轉(zhuǎn)速以上，至少加速度會減小，延長起動時間。同時，由于高原地區(qū)發(fā)動機(jī)空氣流量小，為了保證發(fā)動機(jī)起動可靠，需要調(diào)整起動供油量。如果起動供油量沒有同空氣流量成比例地減小，例如發(fā)動機(jī)空氣流量減小很多，起動供油量減小得很少，就會在燃燒室內(nèi)形成富油燃燒，使渦輪參與工作早，排氣溫度上升快、數(shù)值高[4]。
當(dāng)供油量調(diào)整不當(dāng)時，對燃燒室混合氣的余氣系數(shù)和渦輪前燃?xì)鉁囟鹊挠绊戄^大，易發(fā)生轉(zhuǎn)速懸掛。如果起動過程中，壓氣機(jī)發(fā)生輕微失速，引起壓氣機(jī)需用功率增大，也極有可能發(fā)生轉(zhuǎn)速懸掛。
3發(fā)動機(jī)高空起動特點(diǎn)分析
與地面起動相比，航空發(fā)動機(jī)的空中起動有一些不同的特點(diǎn)。具體如下：
3.1 發(fā)動機(jī)空中起動一般不需要起動機(jī)帶轉(zhuǎn)[5]發(fā)動機(jī)在空中停車后，其轉(zhuǎn)子在迎面氣流的作用下繼續(xù)旋轉(zhuǎn)。雖然壓氣機(jī)和渦輪都處于遠(yuǎn)離設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作條件，具有非常低的效率，但仍然可以建立起穩(wěn)定的工作狀態(tài)，即“風(fēng)車”狀態(tài)。在噴管未臨界時，發(fā)動機(jī)風(fēng)車狀態(tài)轉(zhuǎn)速僅取決行馬赫數(shù)，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，風(fēng)車轉(zhuǎn)速增加，噴口達(dá)到臨界后，發(fā)動機(jī)換算轉(zhuǎn)速保持不變，而物理轉(zhuǎn)速卻隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度的增加而增加，風(fēng)車轉(zhuǎn)速一般為50%~70%，在轉(zhuǎn)速低的情況下，由于進(jìn)口來流滯止造成發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力增加很多，使渦輪中的壓降增大，平衡轉(zhuǎn)速n■■明顯降低，因此空中起動一般不需要起動機(jī)帶轉(zhuǎn)。
3.2 發(fā)動機(jī)在高空熄火情況下再起動，并不一定處在完全風(fēng)車狀態(tài)[6]由文獻(xiàn)[6]得知，發(fā)動機(jī)在高空遭遇空中停車后，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速迅速降低，需要立即點(diǎn)火重新起動。如果錯過最佳點(diǎn)火時機(jī)，當(dāng)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速低于發(fā)動機(jī)空中起動下限轉(zhuǎn)速（15%）時，由于燃燒室進(jìn)口氣流速度較低，不利于燃油霧化，將給燃燒室重新點(diǎn)火帶來很大困難。此時，需要借助飛機(jī)俯沖或起動機(jī)帶轉(zhuǎn)來提高核心機(jī)轉(zhuǎn)速，達(dá)到點(diǎn)火轉(zhuǎn)速后方可點(diǎn)火起動。
3.3 空中點(diǎn)火條件差點(diǎn)火隨著高度的增加變得愈加困難，隨著高度的增加，發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度和壓力降低，空氣密度減小，渦輪剩余扭矩減小，而燃燒室進(jìn)口氣流速度增加，給點(diǎn)火造成了很大困難。另一方面，由于壓氣機(jī)出口壓力相當(dāng)?shù)?，使得起動點(diǎn)火條件惡化，燃燒室內(nèi)穩(wěn)定工作的余氣系數(shù)α的變化范圍大大縮小，甚至不能點(diǎn)燃燃燒室內(nèi)的混合氣，這使得高空起動時點(diǎn)燃的范圍非常狹窄。由此可見，在飛行中發(fā)動機(jī)從自轉(zhuǎn)可靠地起動只是在一定的（對每一臺發(fā)動機(jī)而言）飛行高度即空中起動邊界以下，并且是在比較狹小的飛行速度范圍之內(nèi)才有可能，飛行速度范圍的下限是由發(fā)動機(jī)自轉(zhuǎn)時不大的轉(zhuǎn)速所限制，而其上限則被惡劣的主燃燒室點(diǎn)火條件以及復(fù)雜的起動供油規(guī)律等所限制。
因此，在飛行中發(fā)動機(jī)突然遭遇空中停車，或短時間被迫停車（例如為了消除壓氣機(jī)中氣流的嚴(yán)重分離而被迫停車）等情況下，在發(fā)動機(jī)進(jìn)入自轉(zhuǎn)狀態(tài)之前，即發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速還沒有大幅度下降的情況下就點(diǎn)火，并向燃燒室供應(yīng)必須的燃油量，將使航空發(fā)動機(jī)可靠起動的程度大為提高，但如果錯過最佳點(diǎn)火時機(jī)，當(dāng)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速低于發(fā)動機(jī)空中起動下限轉(zhuǎn)速時，則需要借助飛機(jī)俯沖或起動機(jī)帶轉(zhuǎn)來提高核心機(jī)轉(zhuǎn)速，達(dá)到點(diǎn)火轉(zhuǎn)速后方可點(diǎn)火起動。
4結(jié)語
航空發(fā)動機(jī)地面與高空起動特點(diǎn)各不相同，在對每種起動特點(diǎn)分析透徹后，將對研究整個起動過程起到關(guān)鍵性的作用。
參考文獻(xiàn)：
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1 引言
發(fā)動機(jī)發(fā)生喘振時，氣流會沿壓氣機(jī)軸向發(fā)生低頻率高振幅的氣流震蕩，這種震蕩會帶動壓氣機(jī)的葉片產(chǎn)生強(qiáng)烈的震動，使葉片在短時間內(nèi)發(fā)生嚴(yán)重?fù)p壞或斷裂，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)流道受損，嚴(yán)重導(dǎo)致報(bào)廢。所以消喘系統(tǒng)的完好性對發(fā)動機(jī)至關(guān)重要。
2 發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)工作原理
2.1 消喘系統(tǒng)的功用
發(fā)動機(jī)出現(xiàn)喘振時能自動退出喘振狀態(tài)，所采取的措施如下：（1）短時間接通消喘系統(tǒng)的同時，轉(zhuǎn)動高壓壓氣機(jī)可調(diào)導(dǎo)向器葉片；（2）增大尾噴口臨界截面積；（3）接通遭遇起動，隨后恢復(fù)發(fā)動機(jī)原來的工作狀態(tài)。
2.2消喘系統(tǒng)的組成
（1）綜合調(diào)節(jié)器。綜合調(diào)節(jié)器防喘保護(hù)通道的功用是，當(dāng)發(fā)動機(jī)出現(xiàn)喘振和超溫時，通過控制發(fā)動機(jī)燃油通道和幾何通道，來消除發(fā)動機(jī)喘振和超溫，并將發(fā)動機(jī)恢復(fù)到原穩(wěn)定狀態(tài)。（2）空氣壓力受感部。空氣壓力受感部接收高壓壓氣機(jī)后的空氣總壓（P02）和靜壓（P2），并把空氣總壓和靜壓輸送到喘振信號器。安裝位置在高壓壓氣機(jī)九級整流葉片中間的通道內(nèi)。（3）喘振信號器。喘振信號器為變壓器式，測量壓差工作范圍0.1～2.2f/2。測量壓差PCK的數(shù)值和符號，并向防喘保護(hù)裝置傳輸電信號。安裝位置在外涵道前機(jī)匣上。（4）執(zhí)行機(jī)構(gòu)。通過接收喘振信號，完成一系列消喘動作。
2.3 消喘系統(tǒng)電氣附件工作過程
當(dāng)發(fā)動機(jī)出現(xiàn)喘振征兆時，喘振信號器的輸出電壓發(fā)生變化，該輸出電壓被傳輸?shù)桨l(fā)動機(jī)綜合調(diào)節(jié)器的防喘保護(hù)裝置。
喘振信號器的輸出電壓有兩個分量：正比于壓差平均值PCK1的不變分量和正比于壓力脈動PCK2的交變分量。在防喘保護(hù)裝置內(nèi)，按照PCK1和PCK2來測量輸出電壓。
如果高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速n2
在解除“К1”指令后，“К1”指令在發(fā)動機(jī)起動自動器內(nèi)保持（8±1.6）秒。當(dāng)n2
2.4消喘系統(tǒng)機(jī)械液壓部分工作過程
2.4.1噴管臨界截面面積重調(diào)機(jī)構(gòu)的工作
當(dāng)發(fā)動機(jī)消除喘振系統(tǒng)工作時，油泵調(diào)節(jié)器輸出定壓油信號，該定壓油作用在噴管重調(diào)機(jī)構(gòu)活塞下腔。活塞在油壓力作用下，克服彈簧力帶動傳動撥桿上移，由于傳動撥桿與差動機(jī)構(gòu)齒輪軸不在一個平面內(nèi)，使傳動撥桿繞齒輪軸轉(zhuǎn)動，通過差動機(jī)構(gòu)帶動帶誤差凸輪的齒輪轉(zhuǎn)動，并使誤差凸輪也轉(zhuǎn)動，誤差凸輪杠桿再帶動分油活門襯筒上移，打開活塞上腔的回油路，使分油活門上移，開大噴管臨界截面面積，增大發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度。
2.4.2高壓壓氣機(jī)導(dǎo)流葉片調(diào)節(jié)系統(tǒng)的工作
當(dāng)消除喘振系統(tǒng)工作時，電磁活門通電，定壓活門來油輸入到高壓壓氣機(jī)導(dǎo)流葉片重調(diào)器重調(diào)機(jī)構(gòu)活塞右腔，使活塞左移，通過杠桿機(jī)構(gòu)帶動分油活門右移，作動筒活塞左腔來油，右腔回油，作動筒活塞右移，使導(dǎo)流葉片朝減小發(fā)動機(jī)空氣流量方向轉(zhuǎn)動，增大了發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作裕度。當(dāng)電磁活門斷電時，電磁活門切斷定壓活門的來油，重調(diào)機(jī)構(gòu)活塞在彈簧力作用下，恢復(fù)到原工作狀態(tài)。
3故障定位及原因分析
某日某單位，發(fā)動機(jī)地面試車檢查消喘系統(tǒng)時，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速n2由85.7%下降到44.2%，渦輪后溫度下降180℃，經(jīng)過約13秒鐘后發(fā)動機(jī)參數(shù)恢復(fù)正常。進(jìn)行主泵調(diào)節(jié)器放氣，經(jīng)多次檢查故障現(xiàn)象未消失。
分析故障原因有以下幾種可能性：
3.1綜合調(diào)節(jié)器故障
綜合調(diào)節(jié)器收到地面檢查儀發(fā)出喘振信號后，向電磁活門發(fā)出周期性指令：接通1.5±0.2秒，斷開0.5±0.2秒。由于綜合調(diào)節(jié)器質(zhì)量問題導(dǎo)致發(fā)出消喘指令持續(xù)時間出現(xiàn)問題，電磁活門接通時間過長，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)切油過深。
3.2主泵調(diào)節(jié)器故障
主泵調(diào)節(jié)器液壓繼電器從結(jié)構(gòu)上保證當(dāng)切油時間過長時切斷齒輪泵后高壓燃油通往主燃油分配器油路，避免發(fā)動機(jī)因切油時間過常停車。綜合調(diào)節(jié)器收到地面檢查儀發(fā)出喘振信號后，向電磁活門發(fā)出周期性工作指令。液壓繼電器時間調(diào)整層板節(jié)流器依據(jù)本身流量調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)切油時間長短。如果層板節(jié)流器堵塞或者液壓繼電器分油柱塞卡滯，運(yùn)動不靈活將會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)因切油時間過深而導(dǎo)致發(fā)動機(jī)停車。
3.3燃油分配器故障
油泵調(diào)節(jié)器中的定壓活門的油液通往分配器活門右邊，放油斷流活門左移，切斷了分配器活門右邊回油路，因而有壓力升高，分配器活門左移切斷了通往主、副輸油圈的油路，燃燒室供油中斷。當(dāng)發(fā)動機(jī)喘振信號消失時，發(fā)動機(jī)停車活門退出工作，切斷了油泵調(diào)節(jié)器定壓活門通往分配器活門右邊的油路，放油斷流活門在左邊彈簧力作用下右移，打開分配器活門右邊的回油路，分配器活門右邊壓力下降，在其左邊油壓作用下右移，打開了通往主副輸油圈的油路，恢復(fù)向燃燒室的供油。
外場先后更換綜合調(diào)節(jié)器、主泵調(diào)節(jié)器后，地面試車檢查故障現(xiàn)象再現(xiàn)，說明該故障不是由二者引起。后更換燃油分配器后地面試車檢查消喘系統(tǒng)正常，確定該故障是由燃油泵分配器故障引起的。
4結(jié)語
航空發(fā)動機(jī)作為飛機(jī)的心臟，被譽(yù)為“工業(yè)之花”，它直接影響飛機(jī)的性能、可靠性及經(jīng)濟(jì)性，是一個國家科技、工業(yè)和國防實(shí)力的重要表現(xiàn)。而發(fā)動機(jī)內(nèi)部的每個分系統(tǒng)也都直接的影響發(fā)動機(jī)的性能，所以消喘系統(tǒng)也是保證發(fā)動機(jī)、飛機(jī)以及駕駛?cè)藛T安全性的重要組成部分。本論文對航空發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)進(jìn)行了原理上的講解以及結(jié)合具體故障對涉及該系統(tǒng)的各個附件進(jìn)行了分析，為以后遇到此類故障提供了排故思路，也為以后其他型號的發(fā)動機(jī)的研發(fā)和設(shè)計(jì)提供了經(jīng)驗(yàn)。
一、模擬的類型
1.模擬的基本類型
模擬是以科學(xué)技術(shù)理論與實(shí)踐為基礎(chǔ)，在一定環(huán)境與條件下，將研究對象用其它手段進(jìn)行模仿的一種實(shí)驗(yàn)方法。該方法不直接涉及研究對象固有的現(xiàn)象與過程本身，而是設(shè)計(jì)一個和該現(xiàn)象與過程相似的模型，并通過該模型間接地呈現(xiàn)出該現(xiàn)象與過程。模擬實(shí)驗(yàn)的目的主要是便于經(jīng)濟(jì)地檢驗(yàn)、驗(yàn)證、再現(xiàn)、發(fā)現(xiàn)或揭示該現(xiàn)象與過程的特征、演變規(guī)律與內(nèi)在機(jī)制。
模擬的基本類型有物理模擬與計(jì)算機(jī)模擬。
物理模擬是制作和某現(xiàn)象與過程相似的物理模型，并對該模型研究，獲取該現(xiàn)象與過程的特征。
計(jì)算機(jī)模擬是利用計(jì)算機(jī)對某現(xiàn)象與過程進(jìn)行求解、分析、判斷以及圖像顯示等，得出該現(xiàn)象與過程的特征。計(jì)算機(jī)模擬有模型模擬和統(tǒng)計(jì)模擬兩種基本方法。
2.模擬實(shí)驗(yàn)方法的進(jìn)展特征
科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，對許多航空航天系統(tǒng)有越來越嚴(yán)格的性能要求[4-7]。為探索性能的未知特性，實(shí)時評估與預(yù)測性能退化軌跡，科學(xué)技術(shù)研究已經(jīng)從靜態(tài)發(fā)展到動態(tài)、從線性發(fā)展到非線性、從確定性參數(shù)發(fā)展到不確定性參數(shù)、從不變性函數(shù)發(fā)展到多變性函數(shù)。面對這些新問題，現(xiàn)有研究所采用的模擬實(shí)驗(yàn)方法取得了許多進(jìn)展。
以近年來航空航天技術(shù)領(lǐng)域的某些中文科技論文為案例，經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)，模擬實(shí)驗(yàn)方法的最新進(jìn)展以依賴問題的屬性信息和現(xiàn)場信息為特征，旨在求解動態(tài)、非線性、不確定性與多變性等復(fù)雜問題，根據(jù)對問題信息的依賴特征，將現(xiàn)有的模擬實(shí)驗(yàn)方法歸納為屬性依賴法與現(xiàn)場依賴法。
二、屬性依賴法
屬性依賴法是基于屬性、目標(biāo)屬性與層次屬性等3個信息要素的模擬實(shí)驗(yàn)方法。
屬性是問題的抽象刻畫，表示問題的性質(zhì)與關(guān)系。性質(zhì)表示問題的固有特征，關(guān)系表示不同問題之間的性質(zhì)傳承與影響。
目標(biāo)屬性是期望得到的對問題屬性的某種解答或認(rèn)知。
層次屬性是目標(biāo)屬性的分解，即將目標(biāo)屬性分解為若干個子屬性。若子屬性彼此獨(dú)立，則稱為同層次子屬性;否則稱為非同層次子屬性。層次按從低到高的順序分為多層，目標(biāo)屬性依賴于最高層子屬性，最高層子屬性依賴于次高層子屬性，依次類推，直到最低層子屬性。
根據(jù)目標(biāo)屬性的不同，屬性依賴法又細(xì)分為同步進(jìn)化法與層次進(jìn)化法。
1.同步進(jìn)化法
同步進(jìn)化法是將問題分解成低一層次的多個彼此獨(dú)立的子問題，用基本模擬方法逐個解決各子問題，最后融合出結(jié)果。這是一種化整為零、逐個擊破、同步進(jìn)化的方法。具體做法是，若目標(biāo)屬性是由多個低一層次的獨(dú)立子屬性綜合構(gòu)成，則可以根據(jù)各獨(dú)立子屬性的特征，進(jìn)行子屬性模擬，然后推斷各子屬性的模擬結(jié)果，使各子屬性由低層次同步進(jìn)化至高層次，獲得目標(biāo)屬性特征。
例如，揭示航空發(fā)動機(jī)非線性動力學(xué)特征是相關(guān)領(lǐng)域的一個重要問題。為此，文獻(xiàn)[7]綜合現(xiàn)有方法的優(yōu)點(diǎn)，提出一種振動耦合動力學(xué)模型，計(jì)算出系統(tǒng)非線性響應(yīng)，并在兩個航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子模擬裝置上進(jìn)行模態(tài)實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果有很好的吻合性。
在這個案例中，非線性響應(yīng)特征問題被分解為2個同層次的子問題，即理論建模計(jì)算與模態(tài)實(shí)驗(yàn)，2個子問題解答的融合是將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析?？梢钥闯觯鉀Q這2個子問題的實(shí)驗(yàn)?zāi)M方法分別是物理模擬和計(jì)算機(jī)模型模擬，經(jīng)過對2種模擬結(jié)果的對比檢驗(yàn)，最終推斷出航空發(fā)動機(jī)非線性響應(yīng)的某些特征，為探索航空發(fā)動機(jī)非線性動力學(xué)特征提供了新思路。
2.層次進(jìn)化法
層次進(jìn)化法是將問題按屬性層次由低到高地分解成多個前后有聯(lián)系的子問題，用基本模擬方法逐步解決各子問題，最后直接得到結(jié)果。該方法的特點(diǎn)是化整為零、逐步擊破、依次進(jìn)化。具體做法是，若目標(biāo)屬性可以分解為多個彼此低一層次的關(guān)聯(lián)子屬性，則可以根據(jù)各子屬性的特征，按照設(shè)計(jì)好的步驟，依次進(jìn)行子屬性模擬，逐步使屬性由低層次向高層次進(jìn)化，逼近目標(biāo)屬性特征。
例如，航空發(fā)動機(jī)的故障診斷技術(shù)對發(fā)動機(jī)性能的可靠性、維護(hù)性和保障性有重要影響。但是，現(xiàn)有研究主要關(guān)注故障診斷算法的有效性，尚未有效驗(yàn)證故障檢測率、定位率與虛警率等指標(biāo)，從而無法定量評價(jià)故障診斷系統(tǒng)性能。這里的問題是如何定量評價(jià)故障診斷系統(tǒng)性能?
為此，文獻(xiàn)[4]將問題分解為混合卡爾曼濾波器組故障診斷理論，發(fā)動機(jī)故障診斷系統(tǒng)和故障診斷實(shí)驗(yàn)等3個不同層次的子問題。這3個層次的進(jìn)化關(guān)系為：(1)用計(jì)算機(jī)模型模擬方法構(gòu)建混合卡爾曼濾波器組，為發(fā)動機(jī)故障診斷系統(tǒng)奠定理論模型基礎(chǔ);(2)基于理論模型，針對民用渦扇發(fā)動機(jī)常見的4種故障，用物理模型模擬方法搭建發(fā)動機(jī)故障診斷系統(tǒng)，為故障診斷實(shí)驗(yàn)奠定基礎(chǔ);(3)基于故障診斷系統(tǒng)，用統(tǒng)計(jì)模擬法評價(jià)出發(fā)動機(jī)故障診斷系統(tǒng)性能的定量指標(biāo)值。
在該案例中，依次解決3個子問題的實(shí)驗(yàn)?zāi)M方法分別是計(jì)算機(jī)模型模擬、物理模型模擬和統(tǒng)計(jì)模擬，最終目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)故障診斷系統(tǒng)性能的定量評價(jià)，為工程實(shí)踐提供了重要依據(jù)。
三、現(xiàn)場依賴法
現(xiàn)場依賴法是基于時間序列和參數(shù)序列的模擬實(shí)驗(yàn)方法，時間序列和參數(shù)序列統(tǒng)稱為序列。時間序列是將某現(xiàn)象的某一個指標(biāo)在不同時間上的各個數(shù)值按時間先后順序排列而形成的序列，序列中的信息與時間密切相關(guān)。參數(shù)序列是由某現(xiàn)象的某些特征值構(gòu)成的序列，序列中的信息與時間沒有關(guān)系。
現(xiàn)場依賴法是指依賴于問題真實(shí)現(xiàn)場信息的一種模擬實(shí)驗(yàn)方法，其特點(diǎn)是，在模擬實(shí)驗(yàn)中有現(xiàn)場的實(shí)時信息輸入、輸出與交流，可以及時矯正評估與預(yù)測結(jié)果。按照現(xiàn)場實(shí)時信息特征，現(xiàn)場依賴法可以細(xì)分為時間序列依賴法與參數(shù)序列依賴法。
1.時間序列依賴法
時間序列依賴法是根據(jù)現(xiàn)場實(shí)時信息的輸入時間序列來實(shí)施輸出序列運(yùn)行軌跡評估與預(yù)測的一種模擬實(shí)驗(yàn)方法。
不確定性的輸入時間序列干擾會導(dǎo)致輸出時間序列運(yùn)行軌跡發(fā)生未知的非線性與多變性演化，通過將外界的真實(shí)或模擬真實(shí)的時序干擾輸入模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，獲取輸出時間序列的演化響應(yīng)機(jī)制，及時預(yù)測與矯正其運(yùn)行軌跡，可以為真實(shí)航空航天系統(tǒng)的可靠運(yùn)行奠定基礎(chǔ)。
例如，為揭示大氣阻力導(dǎo)致衛(wèi)星軌道衰減的機(jī)制，文獻(xiàn)[1]構(gòu)建了模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，將地球扁率與大氣阻力攝動影響作為輸入時間序列，通過模型模擬輸出軌道根數(shù)變化，獲取衛(wèi)星軌道高度衰減結(jié)果即輸出時間序列。其中，依賴的現(xiàn)場實(shí)時信息是經(jīng)模擬改進(jìn)的用某衛(wèi)星高精度加速度儀測量得到的大氣密度數(shù)據(jù)。盡管熱層大氣密度數(shù)據(jù)呈現(xiàn)出明顯的動態(tài)、非線性、不確定性與多變性時序特征，模擬軌道序列與衛(wèi)星實(shí)際軌道序列仍然保持一致，發(fā)現(xiàn)了衛(wèi)星運(yùn)行軌跡演變的新特性，研究成果具有創(chuàng)新性。
2.參數(shù)序列依賴法
參數(shù)序列依賴法是根據(jù)現(xiàn)場實(shí)時信息的輸入?yún)?shù)序列來實(shí)施輸出序列運(yùn)行軌跡評估與預(yù)測的一種模擬實(shí)驗(yàn)方法。
常見參數(shù)有剛度、阻尼、固有頻率、壓力、流量與溫度等，多種參數(shù)的組合構(gòu)成參數(shù)序列。模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的參數(shù)序列取值應(yīng)該與真實(shí)系統(tǒng)的參數(shù)序列保持一致，才能可信賴地實(shí)施輸出序列運(yùn)行軌跡評估與預(yù)測。
例如，文獻(xiàn)[8]的衛(wèi)星在軌微振動環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)，用物理模擬方法構(gòu)建出低頻彈性支撐裝置，揭示出自由邊界條件對衛(wèi)星動力學(xué)特征的影響機(jī)制，為提高衛(wèi)星在軌微振動地面模擬實(shí)驗(yàn)精度奠定了基礎(chǔ)。其中，依賴的現(xiàn)場實(shí)時信息是微振動擾振，輸入?yún)?shù)序列為激振力參數(shù)，輸出序列為模擬衛(wèi)星彈性體的模態(tài)相應(yīng)。
四、結(jié) 語
基于科學(xué)技術(shù)問題的屬性信息和現(xiàn)場信息特征，提出模擬實(shí)驗(yàn)的屬性依賴法與現(xiàn)場依賴法，可以解決動態(tài)、非線性、不確定性與多變性問題，為模擬實(shí)驗(yàn)方法的發(fā)展提供新思路。
模擬實(shí)驗(yàn)方法歸類為科學(xué)技術(shù)研究方法論，合理運(yùn)用屬性依賴法與現(xiàn)場依賴法可以有效地驗(yàn)證或再現(xiàn)研究對象的表現(xiàn)，揭示其演變規(guī)律，發(fā)現(xiàn)某些未知特性。
科研：“我會再接再厲”
記：非常感謝曹教授能在百忙之中抽出時間接受我們采訪，希望這不會影響到您其他的工作安排。
曹：不必客氣，有什么問題你們可以隨便提問。
記：曹教授，我們知道您現(xiàn)在擔(dān)任哈工大航空學(xué)院的飛行器動力學(xué)與控制團(tuán)隊(duì)責(zé)任教授以及動力學(xué)與振動控制實(shí)驗(yàn)室主任，目前主要從事航天器空間飛行器然后航空發(fā)動機(jī)、大型發(fā)電機(jī)等復(fù)雜機(jī)構(gòu)與結(jié)構(gòu)的非線性耦合動力學(xué)與振動控制方面的研究工作。請問您是從什么時候開始研究的，目前主要取得了哪些成績？
曹：2006年5月，我結(jié)束在英國蘭開斯特大學(xué)的科研工作回國后，來到哈工大工作。此后，我就開始從事轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，包括大型氣能發(fā)動機(jī)組、大型風(fēng)力發(fā)電設(shè)備、航空發(fā)動機(jī)等旋轉(zhuǎn)機(jī)械的振動與穩(wěn)定性問題的一些研究，并在轉(zhuǎn)子軸承的油膜力表征、帶葉片盤的轉(zhuǎn)子軸承系統(tǒng)的非線性振動、葉片機(jī)匣的碰摩力表征以及雙轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的復(fù)合碰摩等方面都取得了一些成果。關(guān)于這方面的研究論文，主要發(fā)表在了英國《機(jī)械工程師會刊：工程摩擦學(xué)》、《摩擦學(xué)國際》、英國《聲與振動》、美國機(jī)械工程師協(xié)會的《振動與聲學(xué)》、《振動與控制》和《國際機(jī)械科學(xué)》、《振動與沖擊》、《力學(xué)季刊》、《航空動力學(xué)報(bào)》等國內(nèi)外知名學(xué)術(shù)刊物，同時還包括一些在國內(nèi)外的學(xué)術(shù)會議上報(bào)告和交流的一些論文。
2008年，我參加了國家自然科學(xué)基金重大研究計(jì)劃“近空間飛行器關(guān)鍵基礎(chǔ)科學(xué)問題”，并且主持了高超聲飛行器非線性耦合動力學(xué)與熱彈性顫振控制相關(guān)的兩個培育項(xiàng)目，因此在機(jī)翼以及臂板顫振和控制方面也取得一些成果，提出了包含非線性反饋在內(nèi)的組合控制律，適用于不同飛行速度的遞進(jìn)式控制律，不同程度地提高了顫振的臨界速度。這些相關(guān)的成果發(fā)表在《中國科學(xué)》、《非線性動力學(xué)》、《國際聲與振動雜志》等學(xué)術(shù)刊物上。
另外，在航天器研究方面，我從2010年開始著手研究航天器的部件以及衛(wèi)星和火箭之間的隔振問題，包括主動隔振，被動隔振，主被動一體化的減振、隔振問題，同時還主持了相關(guān)的減振/隔振的幾個項(xiàng)目。從研究思路來說，我們主要是采取了電磁式的隔振器，包括這個現(xiàn)在用的很新的隔振平臺技術(shù)方面的工作，并且設(shè)計(jì)了相應(yīng)的隔振平臺，從而獲得了比較好的隔振效果。目前，這部分工作還正在開展當(dāng)中。
實(shí)事求是地說，這些年來我們的研究工作雖然已經(jīng)取得了一些成績，但有很多工作還需要深入研究，還需要進(jìn)一步努力，同時還要多跟國內(nèi)外的同行進(jìn)行交流。
記：說到學(xué)術(shù)交流，我們知道您參加過很多國內(nèi)外專業(yè)學(xué)術(shù)討論會，并作了很多重要的學(xué)術(shù)報(bào)告，給您印象最深刻哪次會議，會議起到哪些作用？
曹：是的，我確實(shí)受邀參加過很多國際會議，在這些國際會議中，我大多擔(dān)任分會場主席，主持討論。此外，我自己也組織過相關(guān)的國際會議。要說印象最深刻的學(xué)術(shù)會議，我覺得2012年在北京召開的第23屆國際理論與應(yīng)用力學(xué)大會（International Congress of Theoretical and Applied Mechanics，簡稱ICTAM）作為國際力學(xué)界最權(quán)威的學(xué)術(shù)聯(lián)合體IUTAM組織的最重要的學(xué)術(shù)大會，自1924年在荷蘭代爾夫特市首次舉辦后，每4年舉辦1次，迄今已經(jīng)在世界范圍內(nèi)成功舉辦了22次。由于IUTAM的權(quán)威性，ICTAM大會在國際力學(xué)界有著強(qiáng)大的號召力，被譽(yù)為國際力學(xué)界的“奧林匹克盛會”。由胡海巖院士主持召開。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，有來自世界各地的1300多名力學(xué)工作者參加了第22屆ICTAM大會的學(xué)術(shù)交流，共收錄論文1322篇論文，其中包括來自中國大陸的近200篇論文。因此，從這個角度而言，這個會議能夠在我們國家召開，不僅是我國力學(xué)界的一次盛舉，而且充分體現(xiàn)了近年來中國力學(xué)水平的提高，是我們國家力學(xué)研究躋身于世界前列的一個表現(xiàn)。
對于這個會議，我的印象非常深刻，這個會議在我們國家召開，應(yīng)該說對于我國的力學(xué)研究，尤其是動力學(xué)與控制及其工程應(yīng)用的研究與發(fā)展起到了非常積極的作用。
記：作為哈工大航天學(xué)院的教授、博士生導(dǎo)師，您對我國航天事業(yè)現(xiàn)狀肯定有很深的了解。那么，您認(rèn)為我國在航天航空領(lǐng)域還有哪些不足？
曹：我從事的是關(guān)于航天器結(jié)構(gòu)振動與控制方面一些研究工作，所以還是著重從這個角度來談一談吧。應(yīng)該說，我國近些年在這些領(lǐng)域的研究取得了很大的進(jìn)步，但是還有很多相關(guān)的挑戰(zhàn)性的問題，比如大型航天器柔性結(jié)構(gòu)振動對姿態(tài)運(yùn)動、軌道穩(wěn)定性等的影響，又比如說柔性結(jié)構(gòu)振動與姿軌運(yùn)動的協(xié)調(diào)控制器的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)、連接鉸間隙帶來的非光滑系統(tǒng)動力學(xué)與控制問題，都需要深入的研究。
從航空領(lǐng)域來說，涉及大飛機(jī)的大展弦比機(jī)翼的顫振及其抑制也需要開展仔細(xì)地研究。此外，航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)振動問題同樣是亟待解決的關(guān)鍵問題之一。
教學(xué)：“關(guān)鍵還是要培養(yǎng)學(xué)生的獨(dú)立科研能力和創(chuàng)新能力”
記：作為博士生導(dǎo)師，您最注重對學(xué)生哪些方面的培養(yǎng)，目前為止您培養(yǎng)過多少優(yōu)秀的博士生，他們都在哪些領(lǐng)域?yàn)閲易鲋暙I(xiàn)？
曹：就博士生培養(yǎng)而言，我認(rèn)為最重要的還是要培養(yǎng)學(xué)生的獨(dú)立進(jìn)行科研工作的能力，簡而言之，就是要著重培養(yǎng)學(xué)生的科研創(chuàng)新能力。也就是說，要在科研過程中，培養(yǎng)學(xué)生發(fā)現(xiàn)問題和解決問題的能力。當(dāng)然，除了這些，還需要培養(yǎng)學(xué)生具備一些與科學(xué)研究相關(guān)的工作能力。比如說，從問題的提出到申請相應(yīng)的項(xiàng)目，然后對這個項(xiàng)目進(jìn)行相應(yīng)的計(jì)劃和解決，最后寫出相應(yīng)的科研報(bào)告等等，各個方面都需要培養(yǎng)。與此同時，導(dǎo)師還應(yīng)當(dāng)關(guān)注學(xué)生的修為和交流能力，比如說溝通與學(xué)術(shù)交流方面的能力培養(yǎng)、國際視野的培養(yǎng)等。
基于這些理由，我們會鼓勵學(xué)生參加相應(yīng)的國際會議，并且也會派出學(xué)生進(jìn)行聯(lián)合培養(yǎng)，同時我們因?yàn)樽约航M織過一些國際國內(nèi)的學(xué)術(shù)會議，所以我們的學(xué)生在這個過程當(dāng)中，也參與了這樣一個國際國內(nèi)學(xué)術(shù)會議的組織安排等這樣一些工作。應(yīng)該說，在博士生的培養(yǎng)方面，我們做的工作應(yīng)該是比較全面的。
我在國外工作的時間比較長，2006年才回國，因此直到2006年我才開始帶自己的研究生。迄今為止，已有9人獲得了博士學(xué)位，他們分別在相關(guān)的科研院所和高等院校工作，如涉及航空航天的研究院所、南京理工大學(xué)、哈爾濱工程大學(xué)等單位。
至于說為國家做出了哪些重要貢獻(xiàn)，我想到現(xiàn)在還說不上。不過，從我了解到的情況來說，他們目前都已經(jīng)在各自的工作崗位上發(fā)揮了一些積極的作用。
記：除了在哈工大從事教育工作，您還曾到香港、英國、澳大利亞等海內(nèi)外進(jìn)行訪問或教學(xué)，在這一過程您感覺和國外的教育方面有哪些差別？
曹：這個問題，我可以簡單地談一點(diǎn)自己的看法。1996年和1999年，我在香港理工大學(xué)的土木與結(jié)構(gòu)工程系做了一些合作研究，2000―2006年在英國蘭開斯特大學(xué)物理系，也是做一些合作研究，后來去澳大利亞做了一個短期的訪問。通過在這些個國家和地區(qū)的合作研究，我本人也確實(shí)接觸到了一些新的東西，從而了解到國外教學(xué)與研究方式跟我們當(dāng)然有一些區(qū)別。
我認(rèn)為國外的教育跟我們最大的一個區(qū)別就是他們更注重啟發(fā)式的教學(xué)，并且更關(guān)注學(xué)生動手能力的培養(yǎng)，尤其是在研究成果的展示方面，外國的學(xué)生具有相當(dāng)?shù)膬?yōu)勢。因?yàn)樗麄儚母咧?、大學(xué)、研究生到博士生都一直有相應(yīng)的展示的機(jī)會，都要做相應(yīng)的研究與交流，還要做相應(yīng)的報(bào)告。所以國外學(xué)生在成果展示以及和外界的交流等方面，具有一定的優(yōu)勢。但從另外一個角度來看，我們中國學(xué)生的基礎(chǔ)更好，更扎實(shí)，學(xué)的東西也更多一些。
因此，我們經(jīng)?？梢钥吹竭@樣一種情況，就是中國的學(xué)生大概在剛畢業(yè)的一兩年，如果要和國外的學(xué)生去競爭的話，那么在成果展示和交流能力方面可能會稍微差一些，但是一旦我們熟悉了國外學(xué)生的研究方法，應(yīng)該說中國的學(xué)生還是很有優(yōu)勢的。
目標(biāo)：“教學(xué)與科研工作應(yīng)當(dāng)并舉，不可偏廢”
【論文摘要】針對目前航空發(fā)動機(jī)典型零件一葉片類零件工裝設(shè)計(jì)現(xiàn)狀，創(chuàng)建了三維工序數(shù)模驅(qū)動的葉片類零件工裝設(shè)計(jì)系統(tǒng)，闡述了系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)、結(jié)構(gòu)、功能、工作流程，并以ug二次開發(fā)實(shí)現(xiàn)了原型系統(tǒng)。通過在國內(nèi)某大型航空發(fā)動機(jī)公司進(jìn)行應(yīng)用，大大提高了葉片類零件工裝設(shè)計(jì)的效率，縮短了設(shè)計(jì)時間。
航空發(fā)動機(jī)是飛機(jī)的關(guān)鍵部件，而葉片類零件則是航空發(fā)動機(jī)的核心零件之一，也是發(fā)動機(jī)研制和批產(chǎn)的“瓶頸”環(huán)節(jié)。其特點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜、品種、數(shù)量繁多，對發(fā)動機(jī)的性能影響大、設(shè)計(jì)和制造周期長、工作量大。由于葉片類零件種類多，葉型、榫頭的形狀復(fù)雜，其工裝設(shè)計(jì)也相對復(fù)雜。有效的工裝設(shè)計(jì)可以提高工裝設(shè)計(jì)效率、提高工裝(包括零部件)重用度、縮短工裝制造周期、降低工裝制造成本。
目前工裝設(shè)計(jì)選擇的cad平臺主要以電子圖板方式在企業(yè)工裝設(shè)計(jì)領(lǐng)域使用，即人工進(jìn)行工裝結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、參數(shù)計(jì)算，然后利用cad軟件平臺進(jìn)行繪圖、出圖。其中大部分企業(yè)采用二維cad基本上只解決工裝繪圖問題，起到了電子圖板的作用，但是參數(shù)化功能不足，設(shè)計(jì)效率低。而極少數(shù)采用三維cad軟件的企業(yè)由于三維實(shí)體造型速度慢，三維實(shí)體模型虛擬裝配繁瑣，輸出符合國標(biāo)的二維工程圖速度更慢等因素并沒有在工裝設(shè)計(jì)中切實(shí)的發(fā)揮出三維cad軟件強(qiáng)大的實(shí)體造型和參數(shù)化驅(qū)動等功能。
基于上述的工裝設(shè)計(jì)的實(shí)際情況，提出以壓氣機(jī)葉片為對象，開發(fā)工序數(shù)模驅(qū)動的葉片類零件的工裝設(shè)計(jì)系統(tǒng)。本系統(tǒng)的設(shè)計(jì)思想是基于航空發(fā)動機(jī)中不同級的葉片，很大一部分在拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)上一樣，裝夾方式也相同，只在尺寸上有差異，如圖1所示。因此設(shè)計(jì)這些葉片的工裝時，采用基于實(shí)例的三維工序驅(qū)動的設(shè)計(jì)方法，即實(shí)現(xiàn)工序數(shù)模驅(qū)動下的工裝數(shù)模自動進(jìn)行尺寸調(diào)整，形成新的工裝數(shù)模，并通過設(shè)計(jì)者局部小的修改后，形成最終的滿足要求的新工裝。
1系統(tǒng)特點(diǎn)
本系統(tǒng)與翼寵cad彰工裝設(shè)計(jì)相比，具有以下的特點(diǎn)。
1．1實(shí)現(xiàn)工藝工裝并行設(shè)計(jì)
傳統(tǒng)的工藝過程設(shè)計(jì)和夾具設(shè)計(jì)過程是相分離的，通常由工藝設(shè)計(jì)部門進(jìn)行零件的工藝設(shè)計(jì)，生成詳細(xì)的加工工序后，將有關(guān)信息傳遞給工裝設(shè)計(jì)部門，由它完成工裝設(shè)計(jì)。然而，建立基于面向工裝設(shè)計(jì)的工藝成熟度模型，在pdm產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理平臺上，直接使用同一數(shù)據(jù)源三維模型，定制工藝、工裝并行設(shè)計(jì)業(yè)務(wù)流程，從而實(shí)現(xiàn)工裝工藝的并行設(shè)計(jì)。
1．2三維工序數(shù)模驅(qū)動工裝設(shè)計(jì)
其核心思想是通過工序數(shù)模中包含的工藝特征信息(如基準(zhǔn)特征信息、定位及夾緊基準(zhǔn)信息、精度特征信息、材料特征信息和管理特征信息等)來驅(qū)動工裝中的相關(guān)組件，使這些組件在空間位置和尺寸上做相應(yīng)的調(diào)整，從而達(dá)到自動生成新工裝的目的。
1．3基于pdm的集成化工裝數(shù)據(jù)管理
基于pdm平臺，建立單一數(shù)據(jù)源的工裝數(shù)據(jù)庫，保證工裝數(shù)據(jù)的唯一性、實(shí)時性、有效性和安全性。工裝基礎(chǔ)數(shù)據(jù)和信息包括：產(chǎn)品信息、工藝信息、已有工裝信息、工裝標(biāo)準(zhǔn)件庫、典型構(gòu)架．結(jié)構(gòu)庫、加工設(shè)備接口信息，工裝設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)知識等。通過對工裝基礎(chǔ)數(shù)據(jù)和信息的有效組織和利用，創(chuàng)造能讓工裝設(shè)計(jì)人員迅速、有效地掌握和借鑒已有工裝設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)的環(huán)境，從而提高工裝設(shè)計(jì)速度。
2系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)
基于上述特點(diǎn)，本系統(tǒng)以oracle為底層數(shù)據(jù)庫，以tcenterprise(pdm)為數(shù)據(jù)管理平臺，以ugnx3．0為cad支撐系統(tǒng)，采用ug／openapi對ug進(jìn)行二次開發(fā)，運(yùn)用參數(shù)化建模方法和專家系統(tǒng)等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)工裝的快速設(shè)計(jì)；所有工裝數(shù)據(jù)全部基于pdm系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)統(tǒng)一管理，保證工裝數(shù)據(jù)的唯一性、實(shí)時l生、有效性和安全性。
基于以上思路，本系統(tǒng)由工序模型設(shè)計(jì)子系統(tǒng)、工裝設(shè)計(jì)子系統(tǒng)、工裝實(shí)例添加子系統(tǒng)三部分組成，具體系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)，如圖2所示。
3系統(tǒng)工作流程
系統(tǒng)采用工序數(shù)模驅(qū)動的工裝設(shè)計(jì)方法，其工作流程，如圖3所示。
3．1建立新的工序數(shù)模
這是新工裝設(shè)計(jì)的驅(qū)動力，是工裝模型進(jìn)行自適應(yīng)變化的信息來源。
3．2建立典型工裝裝配體模型
這是新工裝設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，即典型實(shí)例模型將根據(jù)新工裝數(shù)模中的信息做相應(yīng)的變化，形成新的工裝模型。
3．3新工裝的形成過程
新工裝的形成過程主要是在新工序數(shù)模驅(qū)動下的自動化過程。首先，需要找到合適的典型工裝；然后，將這個工裝裝配體模型另存為新名字，同時修改各組件的名字；再次，將新工序數(shù)模裝配進(jìn)去，執(zhí)行相關(guān)程序，使裝配體各個組件及相互配合關(guān)系發(fā)生改變；最后，手動進(jìn)行某些細(xì)節(jié)的修改，從而形成最終的新工裝。
4系統(tǒng)功能
系統(tǒng)的功能主要分為三部分：工序數(shù)模設(shè)計(jì)功能、基于實(shí)例的工裝設(shè)計(jì)功能、實(shí)例添加向?qū)Чδ堋?/p>
4．1工序數(shù)模設(shè)計(jì)模塊
主要提供計(jì)算機(jī)輔助造型、數(shù)模屬性添加兩類功能。具體功能：(1)葉片零件模型葉身截型線造型功能；(2)葉身數(shù)據(jù)處理完成葉身的造型功能；(3)葉身的葉根葉尖的延伸功he；(4)凸臺的造型功能；(5)榫頭的造型功能；(6)對工序模型各部分進(jìn)行布爾并運(yùn)算生成工序模型；(7)向工序模型添加相關(guān)屬性等功能。
4．2工裝設(shè)計(jì)模塊
三維工序驅(qū)動的工裝設(shè)計(jì)系統(tǒng)的功能主要為：工裝設(shè)塊提供基于工序數(shù)模的工裝設(shè)。工序數(shù)模驅(qū)動的工裝設(shè)計(jì)，其核心思想是通過工序數(shù)模中包含的信息來驅(qū)動工裝中的相關(guān)組件，使這些組件在空間位置和尺寸上做相應(yīng)的調(diào)整，從而達(dá)到自動生成新工裝的目的。改設(shè)計(jì)思想中包含有三個關(guān)鍵的技術(shù)：工序數(shù)模包含的信息、工裝組件數(shù)模包含的信息、工裝裝配體的相關(guān)約束。
要達(dá)到上述目的，需要提取一些信息：
(1)工裝與工序數(shù)模之間的裝配信息，包括裝配元素和裝配關(guān)系。其中裝配元素是指裝配關(guān)系中直接裝配的那些組件的幾何元素，如工序數(shù)模的葉盆表面，工裝中定位銷球形表面等。裝配關(guān)系是指裝配元素之間以什么關(guān)系裝配在一起，如對齊、面貼合等。
(2)工裝裝配體組件之間的尺寸關(guān)聯(lián)信息。由于采用數(shù)模驅(qū)動的設(shè)計(jì)方法，所以當(dāng)用一個新的工序數(shù)模驅(qū)動工裝裝配體實(shí)例時，與工序數(shù)模直接接觸的那些組件會根據(jù)工序數(shù)模包含的信息進(jìn)行自動的適應(yīng)性調(diào)整，包括空間位置和尺寸。這就要求其它組件也必須在空間位置和尺寸上做相應(yīng)的變化。為此，工裝裝配體各個組件之間需要建立尺寸關(guān)聯(lián)關(guān)系。建立關(guān)聯(lián)關(guān)系的原則是：當(dāng)一個組件的尺寸變化后，會影響到哪些組件的尺寸，如何影響。建立的尺寸關(guān)系用ug中的表達(dá)式進(jìn)行記錄，包括兩種：裝配關(guān)系中的距離表達(dá)式和組件所對應(yīng)的part文件中的特征表達(dá)式。
4．3工裝實(shí)例添加功能
這是一個向?qū)Чぞ?，引?dǎo)操作人員定義新典型工裝裝配體，并對添加相應(yīng)的屬性。
工裝實(shí)例庫中的實(shí)例是相對典型的和穩(wěn)定的工裝裝配體。實(shí)例庫的建立需要在pdm平臺下完成，要考慮實(shí)例庫和pdm之間的管理關(guān)系，以及實(shí)例庫中的實(shí)例與pdm中產(chǎn)品bom之間的關(guān)系。實(shí)例庫中工裝實(shí)例的添加、刪除、修改和查詢功能均需在pdm環(huán)境中完成。
工裝實(shí)例庫的建立需要兩方面的工作：
(1)以葉片類零件為應(yīng)用對象，對典型工裝設(shè)計(jì)知識進(jìn)行總結(jié)歸納，包括：典型且可以重用的零組件、零組件的尺寸參數(shù)、技術(shù)規(guī)格、圖形、設(shè)計(jì)流程，形成相應(yīng)的夾具零組件庫和工裝實(shí)例庫。
(2)工裝實(shí)例庫的構(gòu)造使用相關(guān)參數(shù)化造型等技術(shù)，在典型工裝或?qū)Ｓ霉ぱb設(shè)計(jì)完成之后，任何新的工裝設(shè)計(jì)如果滿足一定的相似條件，就可以快速的從庫中實(shí)例派生出新的工裝設(shè)計(jì)，從而解決快速設(shè)計(jì)的需求。
5系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)
本系統(tǒng)是以ug／nx3．0為開發(fā)平臺，下面具體介紹系統(tǒng)功能的實(shí)現(xiàn)過程。
從工藝部門接到工裝設(shè)計(jì)任務(wù)后，進(jìn)入ug軟件進(jìn)行工裝設(shè)計(jì)。典型工裝在pdm下進(jìn)行管理，根據(jù)制造bom的結(jié)構(gòu)，這些工裝的part文件與使用它們的那些物料關(guān)聯(lián)在一起，并建立屬性信息，表明該工裝是哪道工序使用的。生成的工序模型，如圖4所示。
下面以壓氣機(jī)葉片毛坯鍛件的第一道工序—銑進(jìn)排氣邊的工裝夾具設(shè)計(jì)為例，進(jìn)行描述。首先，根據(jù)工藝規(guī)程和葉片毛坯鍛件圖，利用ug二次開發(fā)的參數(shù)化工序建模菜單，輸人參數(shù)和屬性添加進(jìn)行工序建模，生成的工序模型和各部分名稱信息，如圖4所示。根據(jù)建好的三維工序模型，在pdm下的工裝實(shí)例庫選擇工裝類型；緊接著，在ug中打開選好工裝類型模型，然后在裝配環(huán)境下調(diào)入三維工序模型，進(jìn)入ug二次開發(fā)的工裝設(shè)計(jì)菜單，根據(jù)對話框提示指出葉盆或葉背(定位點(diǎn)在葉盆就指定葉盆，在葉背就指定葉背)，接著通過遍歷工序模型得到工序數(shù)模驅(qū)動的新工裝模型，最后通過適應(yīng)性裝配和局部小的修改得到完全滿足需求的新工裝模型。系統(tǒng)各菜單和葉片工序數(shù)模驅(qū)動的新工裝，如圖5所示。
Abstract: with the rapid development of national economy, automobile production increased year by year, our country more and more cars, cars are more and more complex. Especially the rapid development of science and technology, the automobile industry competition has changed from single performance competition steering performance, environmental protection, energy saving, comprehensive competition. Only the automobile engine, to cope with the world energy crisis and reducing the environmental pollution, the research and development work has focused on reducing fuel consumption, reduce emissions, lightweight and reduce wear and so on, to optimize the technology will be widely used in these studies.
Keywords: engine, machine, technology, performance
中圖分類號：S219.031文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：2095-2104（2012）
發(fā)動機(jī)是一部由許多機(jī)構(gòu)和系統(tǒng)組成的是將某一種型式的能量轉(zhuǎn)換為機(jī)械能的復(fù)雜機(jī)器。其作用是將液體或氣體燃燒的化學(xué)能通過燃燒后轉(zhuǎn)化為熱能，再把熱能通過膨脹轉(zhuǎn)化為機(jī)械能并對外輸出動力。而汽車發(fā)動機(jī)是汽車的動力裝置。由機(jī)體、曲柄連桿機(jī)構(gòu)、配氣機(jī)構(gòu)、冷卻系、系、燃料系和點(diǎn)火系（柴油機(jī)沒有點(diǎn)火系）等組成。按燃料分發(fā)動機(jī)有汽油和柴油發(fā)動機(jī)兩種。按工作方式有二沖程和四沖程兩種，一般發(fā)動機(jī)為四沖程發(fā)動機(jī)。
隨著世界能源問題和環(huán)境污染問題的日趨嚴(yán)重，飛機(jī)及汽車作為污染環(huán)境和消耗能源的大戶，備受人們的關(guān)注。發(fā)動機(jī)燃燒過程直接影響節(jié)能和環(huán)保，對發(fā)動機(jī)燃燒過程優(yōu)化的研究越來越受到重視。
發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)以結(jié)構(gòu)、熱力、燃燒、強(qiáng)度、振動、流體、傳熱等多個學(xué)科為基礎(chǔ)，可變因素多，隨機(jī)性大，是一個可變互耦系統(tǒng)的優(yōu)化問題。多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化通過充 分利用各個學(xué)科之間的相互作用所產(chǎn)生的協(xié)同效應(yīng)，獲得系統(tǒng)的整體最優(yōu)解，因而在發(fā)動機(jī)傳統(tǒng)設(shè)計(jì)流程圖上有很大的應(yīng)用優(yōu)勢。
發(fā)動機(jī)的優(yōu)化涉及到多個目標(biāo)，與單目標(biāo)優(yōu)化問題不同的是這些目標(biāo)函數(shù)往往耦合在一起，且每一個目標(biāo)具有不同的物理意義和量綱。它們的關(guān)聯(lián)性和沖突性使得對其優(yōu)化變得十分困難。多目標(biāo)優(yōu)化方法可以分為如下兩大類并且已在發(fā)動機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)中得到了應(yīng)用。1.基于偏好的多目標(biāo)優(yōu)化方法此方法根據(jù)工程實(shí)際的具體情況，首先選擇一個偏好向量，然后利用偏好向量構(gòu)造復(fù)合函數(shù)，使用單目標(biāo)優(yōu)化算法優(yōu)化該復(fù)合函數(shù)以找到單個協(xié)議最優(yōu)解。如利用線性組合法對發(fā)動機(jī)的懸置系統(tǒng)進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化；利用加權(quán)法對液體火箭發(fā)動機(jī)的減損和延壽控制進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化。2.基于非劣解集的多目標(biāo)優(yōu)化方法 此方法首先需要找到盡可能多的協(xié)議解，然后根據(jù)工程實(shí)際情況，獲得決策解。相比基于偏好的多目標(biāo)方法，該方法更系統(tǒng)、實(shí)用和客觀。如通過多目標(biāo)遺傳算 法，以單位推力、耗油率等為目標(biāo)函數(shù)對航空發(fā)動機(jī)總體性能進(jìn)行優(yōu)化；基于多目標(biāo)遺傳算法對固體火箭發(fā)動機(jī)的性能和成本進(jìn)行優(yōu)化。在發(fā)動機(jī)的生產(chǎn)及實(shí)際使用中，總是存在著材料特性、制造、裝配及載荷等方面的誤差或不確定性。雖然在多數(shù)情況中，誤差或不確定性很小，但這些誤差或不確定性結(jié)合在一起可能對發(fā)動機(jī)的性能和可靠性產(chǎn)生很大的影響。對于此類不確定性問題的優(yōu)化，傳統(tǒng)的優(yōu)化方法已無法解決，而必須求助于不確定性優(yōu)化方法。 隨著發(fā)動機(jī)質(zhì)量越來越輕，而其功率和轉(zhuǎn)速不斷提高，振動和噪聲問題越來越突出。振動不僅影響到發(fā)動機(jī)自身的強(qiáng)度和性能，而且會給車輛整體壽命和乘客舒適 性造成很大的影響。除了對發(fā)動機(jī)本身結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)外，對發(fā)動機(jī)的減振系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化也是一條提高車輛整體振動性能的有效途徑。傳統(tǒng)的彈性減振系統(tǒng)已無法滿足 舒適性要求，未來的趨勢是半主動減振和主動減振控制系統(tǒng)，即能根據(jù)發(fā)動機(jī)激勵、路況、車輛行駛狀態(tài)和載荷等自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)，優(yōu)化車輛動力學(xué)特性，實(shí)現(xiàn)主 動減振。車用發(fā)動機(jī)的減振系統(tǒng)是一復(fù)雜的非線性系統(tǒng)，而神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)因其自身的非線性映射能力在未來發(fā)動機(jī)減振系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)中具有很大的潛力。另外，由于發(fā) 動機(jī)動力系統(tǒng)的復(fù)雜性，在模型、載荷、激勵等方面都具有很大的不確定性，減振系統(tǒng)的優(yōu)化不可避免地應(yīng)考慮系統(tǒng)不確定性的影響，可以利用模糊集或區(qū)間數(shù)學(xué)理 論結(jié)合神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行不確定性優(yōu)化，以提高減振系統(tǒng)的可靠性和魯棒性。
發(fā)動機(jī)的燃燒和排放系統(tǒng)直接影響到 發(fā)動機(jī)的燃油經(jīng)濟(jì)性、噪聲、排放等重要指標(biāo)，影響到汽車的節(jié)能與環(huán)保性能。對燃燒與排放系統(tǒng)的優(yōu)化可從兩個方面進(jìn)行。一方面是燃料噴射系統(tǒng)的優(yōu)化，可通過 電控單元精確控制各氣缸的燃油噴射量，自由控制發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)矩，使得發(fā)動機(jī)具有良好的啟動性能和最佳的輸出響應(yīng)特性，并使得氣缸達(dá)到最佳混合氣狀態(tài)，提高燃 油熱效率，降低噪聲；另一方面是優(yōu)化進(jìn)氣管系的結(jié)構(gòu)參數(shù)，改進(jìn)發(fā)動機(jī)燃燒室，優(yōu)化壓縮比。未來的燃燒與排放系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，應(yīng)當(dāng)綜合考慮噴射系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)結(jié) 構(gòu)，同時注重結(jié)構(gòu)、燃燒、流體、噪聲等不同專業(yè)領(lǐng)域的性能提高，進(jìn)行多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。汽油發(fā)動機(jī)的熱效率為 20 %～30 % ,柴油發(fā)動機(jī)為 30 %～40 %。如能廣泛地使用柴油機(jī) ,將會節(jié)約大量燃料。柴油機(jī)的優(yōu)點(diǎn)還在于它可以使用純度比較低、價(jià)格比汽油便宜的柴油作燃料。據(jù)統(tǒng)計(jì) ,將汽油機(jī)轉(zhuǎn)換為柴油機(jī) ,每升燃料的行程里程平均可增加 35 % ,同樣質(zhì)量和功率相同的柴油機(jī)與汽油機(jī)相比 ,油耗可降 15 %～ 25 %。因此 ,各汽車制造商都積極地增加柴油車的比重 ,目前絕大多數(shù)商用車都裝備柴油機(jī) ,而各汽車廠商提供的裝有柴油機(jī)的轎車、行車也日益增多 ,如寶馬、奔馳、奧迪、豐田、本田、馬自達(dá)等都在全力開發(fā)并推出環(huán)保型柴油車。在歐洲 ,轎車柴油化的比例已高達(dá) 40 % ,且有不斷上升之勢。
綜上所述，優(yōu)化技術(shù)在發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì) 制造中占有非常重要的地位。包括常規(guī)優(yōu)化方法和智能優(yōu)化方法在內(nèi)的優(yōu)化技術(shù)已被應(yīng)用于發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)?？紤]到能源的短缺和環(huán)境問題的重要性，未來的車用發(fā)動機(jī) 優(yōu)化設(shè)計(jì)的研究將是以節(jié)能和環(huán)保為重點(diǎn)的綜合最優(yōu)，應(yīng)當(dāng)建立并應(yīng)用多種不確定多目標(biāo)多學(xué)科優(yōu)化理論方法、策略及算法；并應(yīng)大力開發(fā)在一個優(yōu)化平臺上集成各 個學(xué)科設(shè)計(jì)要求的多學(xué)科多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)，該系統(tǒng)將具有更高的優(yōu)化效率和較好的開放性，可以更好地適應(yīng)未來汽車個性化設(shè)計(jì)的趨勢。
摘要：
[1]汽車行業(yè)一體化 (質(zhì)量、境、業(yè)健康安全)管理體系認(rèn)證的研究 .吉林大學(xué) . 2007中國優(yōu)秀碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 .
1.概述：
該發(fā)動機(jī)預(yù)裝架為非標(biāo)框架類零件，需求量少，只要兩個，但要求在同一個安裝平臺上具有互換性，這對加工變形的控制提出了很高的要求。該預(yù)裝架的制作，涉及到材料、焊接、熱處理、簡易工裝設(shè)計(jì)、機(jī)械加工等多個學(xué)科的知識，難度大。
2.主要技術(shù)條件分析
2.1 .尺寸要求
預(yù)裝架安裝座寬度方向中心尺寸490±0.1mm，安裝座長度方向中心尺寸976±0.1mm，且兩件預(yù)裝架尺寸中心對角線偏差不超過0.15mm，前安裝座的中心與發(fā)動機(jī)安裝板的中心重合一致，相差不超過±0.1mm。
2.2.零件表面粗糙度
零件的加工面粗糙度要求較高，發(fā)動機(jī)輸扭軸安裝面及工藝基準(zhǔn)板底面粗糙度Ra為0.8μm，因而在加工表面時，采用低進(jìn)給量來保證其表面粗糙度要求。其余各面的表面粗糙度要求，一般的加工即可達(dá)到。
3.鉚焊制作
3.1.材料準(zhǔn)備
零件主要采用80×40×3.5mm和50×40×3.5mm兩種規(guī)格的矩形鋼管，材料為合金結(jié)構(gòu)鋼30CrMnSiA。按工藝拆解的零件圖，鉚工下料后，銑工定長，銑不同角度和弧度的焊接貼合面，保證焊接處的貼合良好，減小焊接應(yīng)力及變形。
在鉚焊平臺上，焊接安裝座中心定位軸，以軸中心為基準(zhǔn)，組合各件（安裝座組焊時底邊留5mm加工余量），各零件中心直線度偏差
3.2. 焊前準(zhǔn)備
合金結(jié)構(gòu)鋼30CrMnSiA含碳量0.28%～0.34%，屬于中碳調(diào)質(zhì)鋼，具有很高的強(qiáng)度和硬度，但韌性相對較低，焊接性能一般，焊接容易產(chǎn)生裂紋及氣孔。所以焊前需做以下準(zhǔn)備工作：
3.2.1.四個安裝座組焊時底邊留5mm焊后加工余量；
3.2.2.焊縫及周邊區(qū)域內(nèi)先用丙酮擦除油污，再用砂布、鋼絲球等將待焊部位清理干凈，以防止產(chǎn)生氣孔、夾渣等缺陷；
3.2.3.選擇正確的焊接材料，控制焊縫的化學(xué)成分，限制有害雜質(zhì)的含量；
3.2.4.為防止焊接時產(chǎn)生裂紋，焊材使用前必須進(jìn)行干燥處理；
3.2.5.針對30CrMnSiA薄板進(jìn)行焊接工藝試驗(yàn)，并根據(jù)焊接工藝評定制定合理的《焊接工藝指導(dǎo)書》。
3.3. 焊接工藝
為合理控制焊接熱循環(huán)，改善焊接應(yīng)力狀態(tài)和消除氧化物、硫化物以及低熔點(diǎn)共晶體的有害作用，經(jīng)過權(quán)衡對比各種焊接方法，決定本零件采用熱量集中的焊接方法，即手工鎢極氬弧焊。
3.3.1.焊接材料：直徑為φ2mm的H08Mn2NiMoA焊絲。
3.3.2.焊接規(guī)范參數(shù)：焊接電流I=130A～140A，焊接速度V=120 mm/min～150mm/min，保護(hù)氣體流量Ar=10 L/min ～15L/min。
3.3.3.鎢極直徑=φ3.2mm ，噴嘴直徑=φ8 mm ～φ11mm。
3.3.4.焊接步驟：焊縫長度上每隔40mm長點(diǎn)焊固定，再進(jìn)行連續(xù)焊。
3.3.5.焊后焊縫及熱影響區(qū)采用石棉粉保溫，緩冷。
3.3.6.修整焊縫，校正焊接變形。
3.4. 效果檢查
預(yù)裝架為重要零件，焊后對焊縫進(jìn)行X射線探傷，無裂紋、夾渣等缺陷。外形尺寸進(jìn)行了檢查，變形量
3.5.人工時效
預(yù)裝架鉚焊制作后，內(nèi)部殘余較大的焊接應(yīng)力。該預(yù)裝架用于振動場合，需要各安裝尺寸保持長期穩(wěn)定，因此要消除內(nèi)應(yīng)力。安排去應(yīng)力退火的工序，消除內(nèi)部殘余應(yīng)力，減小零件的變形和焊縫的開裂。
4.機(jī)械加工
圖紙施工階段，因?qū)︺T焊變形量的大小不能確定，焊后加工面一般留有5mm左右的加工余量。而在機(jī)械加工工程中，一次去除這么多的余量，會產(chǎn)生較大的加工內(nèi)應(yīng)力，使用過程中應(yīng)力釋放，會導(dǎo)致變形超過允許值的情況發(fā)生。為此，要采用分步加工的方法：先粗加工，粗加工時產(chǎn)生較大的內(nèi)應(yīng)力通過去應(yīng)力退火消除；然后精加工。因此時加工余量少，應(yīng)力和變形就小，穩(wěn)定性好，滿足圖紙尺寸及使用要求。
4.1.粗加工
針對一次加工余量多，加工難度較大的特點(diǎn)，安排粗加工工序。在T68臥式鏜床上進(jìn)行粗加工，各尺寸根據(jù)需要留有1～2mm的加工余量。
4.2.人工時效
按工藝要求，現(xiàn)場檢查各尺寸合格后，為減小粗加工時產(chǎn)生的切削力、夾緊力和切削熱對加工精度的影響，預(yù)裝架送至熱處理車間進(jìn)行去應(yīng)力退火。
4.3.精加工
采用龍門磨床，平磨四處工藝基準(zhǔn)板底面，即加工基準(zhǔn)面。在型號為TH61125的數(shù)控臥式加工中心上精加工，以工藝基準(zhǔn)面為支撐，利用彎板等工裝夾緊，四個裝夾點(diǎn)均勻分布，裝夾力均勻，裝夾牢固，加工四處安裝定位孔及輸扭軸安裝面和安裝孔。
4.4.外觀處理
未加工表面擴(kuò)平膩?zhàn)樱瑖姺冷P底漆及天藍(lán)色面漆各兩遍。
5.結(jié)論
根據(jù)最終檢驗(yàn)測量的尺寸，得出該兩個預(yù)裝架中心尺寸偏差
本論文以某發(fā)動機(jī)預(yù)裝架制作為例，介紹了非標(biāo)框架類零件加工變形的各項(xiàng)控制措施，從焊接前的準(zhǔn)備，到焊接過程及其后的機(jī)械加工過程，以及工序的安排，這些方法對提高框架類零件的尺寸精度及使用穩(wěn)定性有很大的幫助。
參考文獻(xiàn)：
潛心探索提出故障診斷新方法
重大裝備的各類故障中，因結(jié)構(gòu)裂紋導(dǎo)致的失效占60%以上。裂紋這一“隱形殺手”被形象地稱為重大裝備安全運(yùn)行的“癌癥”，具有難發(fā)現(xiàn)、易擴(kuò)展、強(qiáng)破壞的特點(diǎn)。何正嘉帶領(lǐng)課題組于上世紀(jì)90年代中后期重點(diǎn)研究裂紋動態(tài)定量診斷新技術(shù)，經(jīng)過10余年的潛心研究和探索，發(fā)現(xiàn)并揭示了裂紋位置、裂紋深度與裂紋動態(tài)響應(yīng)信號之間的內(nèi)在聯(lián)系，發(fā)明了基于小波有限元模型的三線相交結(jié)構(gòu)裂紋的動態(tài)定量診斷方法，實(shí)現(xiàn)了大型回轉(zhuǎn)機(jī)械結(jié)構(gòu)裂紋動態(tài)定量診斷，解決了裂紋動態(tài)定量診斷這一國內(nèi)外故障診斷領(lǐng)域的前沿與挑戰(zhàn)性難題。
在研究過程中，何正嘉首先建立了適宜結(jié)構(gòu)裂紋故障診斷的小波有限元理論，采用多分辨多尺度小波函數(shù)替代傳統(tǒng)有限元的多項(xiàng)式插值函數(shù)，實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)裂紋的高精度建模。最終何正嘉研發(fā)出了機(jī)械結(jié)構(gòu)裂紋定量診斷儀，可應(yīng)用于汽輪機(jī)和航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子等結(jié)構(gòu)的裂紋診斷，對關(guān)鍵設(shè)備安全運(yùn)行與避免災(zāi)難性事故產(chǎn)生意義重大。
目前，該成果從基礎(chǔ)理論、技術(shù)實(shí)現(xiàn)到儀器開發(fā)，已經(jīng)形成了一整套技術(shù)，在東方汽輪機(jī)公司、某航空發(fā)動機(jī)維修廠、西門子信號有限公司、上海寶鋼等50余家企業(yè)得到應(yīng)用，獲得了良好的經(jīng)濟(jì)效益與社會效益。針對某型號航空發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子內(nèi)部裂紋因探頭不可到達(dá)而難以無損探傷的問題，利用小波有限元建模和動態(tài)測試，實(shí)現(xiàn)了裂紋定量診斷，成為某廠航空發(fā)動機(jī)安全保障中一種重要檢測技術(shù)。實(shí)踐證明，何正嘉所研制的機(jī)械結(jié)構(gòu)裂紋定量診斷儀對裂紋位置與深度的定量識別誤差均在5%以內(nèi)。這一成果填補(bǔ)了國內(nèi)外在機(jī)械結(jié)構(gòu)裂紋動態(tài)定量診斷領(lǐng)域的技術(shù)空白，能夠確保設(shè)備安全運(yùn)行，避免因裂紋引起的災(zāi)難性事故發(fā)生。
在裂紋動態(tài)定量診斷新技術(shù)研究的同時，何正嘉的主攻方向是機(jī)械故障非平穩(wěn)高精度診斷領(lǐng)域。他在長期的研究中發(fā)現(xiàn)，傅里葉變換、小波變換、第二代小波變換、多小波變換等的共同本質(zhì)是數(shù)學(xué)上的內(nèi)積變換，由此揭示了不同機(jī)械故障高精度診斷的內(nèi)積變換數(shù)學(xué)原理，并指出，構(gòu)造和運(yùn)用性能優(yōu)良的基函數(shù)與動態(tài)信號進(jìn)行內(nèi)積變換，是提高機(jī)械監(jiān)測診斷合理性和準(zhǔn)確性的關(guān)鍵技術(shù)。
何正嘉率先將先進(jìn)的非平穩(wěn)信號處理方法引入機(jī)械監(jiān)測診斷領(lǐng)域，提出了變工況非平穩(wěn)機(jī)械設(shè)備運(yùn)行故障診斷方法，從多尺度、多分辨時頻域提取故障信號特征，克服了采用傳統(tǒng)平穩(wěn)信號診斷方法難以準(zhǔn)確提取變工況運(yùn)行設(shè)備非平穩(wěn)故障特征的不足；最終開發(fā)了機(jī)械故障非平穩(wěn)高精度診斷系列新技術(shù)。開發(fā)了機(jī)車走行部、發(fā)電機(jī)組等關(guān)鍵機(jī)械設(shè)備運(yùn)行監(jiān)測診斷系列實(shí)用技術(shù)和在線監(jiān)測診斷網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)，開拓了機(jī)械故障非平穩(wěn)高精度診斷的新領(lǐng)域。
繼往開來科研團(tuán)隊(duì)促發(fā)展
何正嘉教授治學(xué)嚴(yán)謹(jǐn)，倡導(dǎo)團(tuán)隊(duì)精神，在學(xué)術(shù)梯隊(duì)建設(shè)方面成績突出。擔(dān)任機(jī)械制造系統(tǒng)工程國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室系統(tǒng)監(jiān)控與診斷方向?qū)W術(shù)帶頭人，負(fù)責(zé)建設(shè)機(jī)械基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)教學(xué)國家級示范中心。創(chuàng)建的“裝備智能診斷與控制”科研教學(xué)團(tuán)隊(duì)擁有教授16名，其中教育部長江學(xué)者1名、教育部新世紀(jì)優(yōu)秀人才6名、全國百篇優(yōu)秀博士論文獲得者1名、交大騰飛教授3人；承擔(dān)國家級精品課程3門。為裝備制造學(xué)科發(fā)展凝聚了CAD/CAM、數(shù)控技術(shù)、故障診斷和減振降噪等一批骨干力量。他為人師表，舉賢薦能，甘為人梯，樂于奉獻(xiàn)，扶持青年學(xué)者成長為學(xué)科發(fā)展帶頭人，支持和幫助青年骨干教師主持或參與各類重大項(xiàng)目申報(bào)，在教學(xué)科研方面多次取得國家級成果獎勵。教學(xué)中，他負(fù)責(zé)并組織建設(shè)了機(jī)械基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)教學(xué)國家級示范中心和3門國家級精品課程，何正嘉教授獲2008年陜西省師德標(biāo)兵稱號、2010年全國優(yōu)秀科技工作者稱號。
何正嘉在指導(dǎo)研究生的過程中投入巨大的精力，同步嚴(yán)格要求研究生不斷提升道德品質(zhì)和學(xué)術(shù)水準(zhǔn)。培養(yǎng)的博士研究生陳雪峰獲得了2007年全國百篇優(yōu)秀博士學(xué)位論文，2008年入選教育部新世紀(jì)人才、2009年入選陜西省科技新星、2010年入選西安交通大學(xué)騰飛人才，陳雪峰教授已成為我校機(jī)械工程學(xué)科的教學(xué)科研骨干，主持2項(xiàng)國家自然科學(xué)基金、1項(xiàng)863項(xiàng)目以及多項(xiàng)橫向合作課題。培養(yǎng)的博士研究生訾艷陽教授2010年入選教育部新世紀(jì)人才，主持3項(xiàng)國家自然科學(xué)基金、1項(xiàng)863項(xiàng)目以及多項(xiàng)橫向合作課題，2009年當(dāng)選機(jī)械工程學(xué)院分黨委副書記。培養(yǎng)的博士研究生向家偉先后以德國洪堡學(xué)者和日本JSPS學(xué)者的身份，出國深造。培養(yǎng)的胡橋博士2006年畢業(yè)后在西安705所工作，工作業(yè)績突出，目前擔(dān)任總工程師助理；祁克玉博士在212所勤奮工作，獲得了單位高度好評。
在科研中，他以西安交通大學(xué)機(jī)械裝備診斷與控制研究所所長、機(jī)械制造系統(tǒng)工程國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室系統(tǒng)監(jiān)控與診斷方向?qū)W術(shù)帶頭人的身份，領(lǐng)導(dǎo)開創(chuàng)了諸多創(chuàng)新性理論、技術(shù)與系統(tǒng)，推動了中國機(jī)械設(shè)備故障診斷的發(fā)展，被評為“全國優(yōu)秀科技工作者”。他從事工礦企業(yè)設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測、故障診斷研究及應(yīng)用四十余年，在機(jī)械設(shè)備結(jié)構(gòu)裂紋定量識別、非平穩(wěn)信號故障診斷和智能預(yù)示等方面開展基礎(chǔ)理論研究和重要工程應(yīng)用，取得創(chuàng)新性成果。主持2項(xiàng)國家自然科學(xué)基金重點(diǎn)項(xiàng)目“大型復(fù)雜機(jī)電系統(tǒng)早期故障智能預(yù)示的理論與技術(shù)”(50335030，2004―2007)和“關(guān)鍵設(shè)備故障預(yù)示與運(yùn)行安全保障的新理論和新技術(shù)”(51035007，2011―2014)以及4項(xiàng)國家自然科學(xué)基金面上項(xiàng)目；主持2項(xiàng)高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金資助項(xiàng)目“小波有限元理論與轉(zhuǎn)子橫向裂紋故障診斷的研究”（20040698026，2005―2007）和“優(yōu)良特性多小波構(gòu)造原理與機(jī)電設(shè)備復(fù)合故障診斷”(200806980011，2009―2011)；參加2項(xiàng)國家973項(xiàng)目“數(shù)字化制造基礎(chǔ)研究（2005CB724100, 2006―2010）”和“超高速加工及其裝備基礎(chǔ)研究”(2009CB724405，2009-2014)；負(fù)責(zé)20余項(xiàng)與企業(yè)合作項(xiàng)目。以第一完成人獲國家技術(shù)發(fā)明二等獎1項(xiàng)(2009年)、國家科技進(jìn)步三等獎1項(xiàng)(1999年)和省部級一等獎2項(xiàng)、二等獎1項(xiàng)。授權(quán)發(fā)明專利6項(xiàng)。出版著作7部，350篇，其中SCI收錄72篇、EI收錄100篇，論著被國內(nèi)外引用3613次。
