航空动力第七届监事会第六次会议决议公告

股票代码：600893 股票简称：航空动力公告编号：2013-临35

西安航空动力股份有限公司

第七届监事会第六次会议决议公告

本公司监事会及全体监事保证本公告内容不存在任何虚假记载、误导性陈述或者重大遗漏，并对其内容的真实性、准确性和完整性承担个别及连带责任。

西安航空动力股份有限公司（以下简称“公司”）第七届监事会第六次会议（以下简称“本次会议”）通知于2013年6月9日分别以传真和邮件形式向公司全体监事发出。会议于2013年6月15日以现场方式在北京召开。

本次会议应出席监事5人，亲自出席监事4人，监事会主席张民生先生委托监事王文强先生代为出席并主持。本次会议的召集、召开程序符合《中华人民共和国公司法》和《公司章程》的规定。

本次会议由公司监事王文强先生主持，经与会监事认真审议，表决并通过了以下议案：

一、审议通过《关于公司符合发行股份购买资产并募集配套资金条件的议案》

根据《中华人民共和国公司法》、《中华人民共和国证券法》、《上市公司证券发行管理办法》、《上市公司重大资产重组管理办法》、《关于规范上市公司重大资产重组若干问题的规定》等法律法规和规范性文件的有关规定，经过认真的自查论证，公司符合向特定对象发行股份购买资产并募集配套资金的条件。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

二、审议通过《关于公司发行股份购买资产构成关联交易的议案》

根据《上市公司重大资产重组管理办法》、《上海证券交易所股票上市规则》和《上海证券交易所上市公司关联交易实施指引》，公司本次向中国航空工业集团公司、中航发动机控股有限公司、西安航空发动机（集团）有限公司、中国贵州航空工业（集团）有限责任公司和贵州黎阳航空发动机（集团）有限公司发行股份购买资产构成关联交易。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

三、审议通过《关于公司发行股份购买资产并募集配套资金暨关联交易的议案》

（一）本次发行股份购买资产并募集配套资金的方案

公司拟向中国航空工业集团公司、中航发动机控股有限公司、西安航空发动机（集团）有限公司、中国贵州航空工业（集团）有限责任公司、贵州黎阳航空发动机（集团）有限公司、中国华融资产管理股份有限公司、中国东方资产管理公司和北京国有资本经营管理中心发行股份购买资产；同时另向不超过10名符合条件的特定投资者发行股份募集配套资金，募集资金总额不超过本次发行股份购买资产并募集配套资金交易总金额的25%。本次募集配套资金以发行股份购买资产为前提条件，但本次募集配套资金成功与否并不影响本次发行股份购买资产的实施。

（二）本次发行股份的种类和面值

本次发行的股份为境内上市的人民币普通股（A股），每股面值人民币1.00元。

（三）本次股份发行的方式

本次发行全部采取向特定对象非公开发行的方式。

（四）本次发行股份购买资产并募集配套资金的发行对象

1、本次发行股份购买资产的发行对象：中国航空工业集团公司、中航发动机控股有限公司、西安航空发动机（集团）有限公司、中国贵州航空工业（集团）有限责任公司、贵州黎阳航空发动机（集团）有限公司、中国华融资产管理股份有限公司、中国东方资产管理公司和北京国有资本经营管理中心。

2、本次募集配套资金的发行对象：不超过10名符合条件的特定投资者，包括证券投资基金管理公司、证券公司、财务公司、资产管理公司、保险机构投资者、信托公司（以其自有资金）、QFII以及其他合格的投资者，证券投资基金管理公司以其管理的2只以上基金认购的，视为一个发行对象。

（五）发行价格与定价依据

1、本次发行股份购买资产的发行价格与定价依据

本次发行股份购买资产的定价基准日为公司审议本次发行股份购买资产的首次董事会决议公告日。

定价基准日前20个交易日航空动力股票的交易均价为14.08元/股，2013年6月7日航空动力实施2012年度利润分配，向全体股东每10股派发现金红利0.81元（含税），在考虑分红除息因素后，发行价格调整为14.00元/股。本次发行股份购买资产的发行价格以中国证券监督管理委员会（以下简称“中国证监会”）最终核准确定的发行价格为准。

2、本次募集配套资金的发行价格与定价依据

本次募集配套资金的定价基准日为关于本次募集配套资金的董事会决议公告日。

定价基准日前20个交易日航空动力股票的交易均价为14.08元/股，2013年6月7日航空动力实施2012年度利润分配，向全体股东每10股派发现金股利0.81元（含税），在考虑分红除息因素后，本次募集配套资金的发行价格应不低于14.00元/股。

定价基准日尚需公司股东大会批准，最终发行价格将在本次募集配套资金获得中国证监会核准批文后，由公司董事会根据股东大会的授权，结合市场情况及根据发行对象申购报价的情况，与本次募集配套资金的独立财务顾问（主承销商）协商确定。申报价格低于发行底价的申报无效。

3、发行价格的调整

在定价基准日至发行日期间，公司如有派息、送股、资本公积转增股本等除权、除息事项，将按照上海证券交易所的相关规则对本次发行股份购买资产的发行价格和募集配套资金的发行底价进行相应调整。

（六）发行数量

1、本次发行股份购买资产的股份数量

公司本次购买资产拟发行股份的数量按照公司股份的发行价格和标的资产的最终交易价格（以标的资产经具有证券从业资格的评估机构评估并按规定备案后的评估值为基础确定）计算。本次发行股份的预计发行数量为68,488.84万股。

董事会将提请股东大会授权董事会根据实际情况确定最终发行数量。

本次发行股份购买资产的股份数量以中国证监会最终核准确定的股份数量为准。

2、本次募集配套资金发行股份的数量

本次募集配套资金的金额不超过本次发行股份购买资产并募集配套资金交易总金额的25%，根据本次发行股份拟购买标的资产的预估值，经初步测算，募集配套资金的金额不超过319,614.58万元。按照本次募集配套资金的发行价格不低于14.00元/股进行测算，本次配套募集资金发行的股份数量不超过22,829.61万股。

董事会将提请股东大会授权董事会根据实际情况确定本次募集配套资金最终发行股份的数量。

3、发行数量的调整

在定价基准日至发行日期间，公司如有派息、送股、资本公积转增股本等除权、除息事项，发行价格将作相应调整，则发行股份数量也随之进行调整。

（七）本次发行股份购买资产的标的资产及交易价格

本次发行股份拟购买的标的资产如下：

1、沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司100%的股权；

2、中国南方航空工业（集团）有限公司100%的股权；

3、贵州黎阳航空动力有限责任公司100%的股权；

4、吉林中航航空发动机维修有限责任公司100%的股权；

5、山西航空发动机维修有限责任公司100%的股权；

6、中航工业贵州航空动力有限公司100%的股权；

7、深圳三叶精密机械股份有限公司80%的股份；

8、西安航空发动机（集团）有限公司拥有的与航空发动机科研总装、试车

业务、在建工程项目相关的资产及与该等资产相关的负债。

公司发行股份拟购买的标的资产预估值约为958,843.73万元，最终交易价格按照以2012年12月31日为评估基准日，经具有证券从业资格的评估机构评估并按规定备案后的评估值为基础确定。

（八）评估基准日至资产交割日期间损益的归属

上述标的资产在评估基准日（不含评估基准日当日）至资产交割日（含当日）期间产生的损益，由公司享有或承担。

评估基准日至资产交割日期间，如沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司、中国南方航空工业（集团）有限公司、贵州黎阳航空动力有限责任公司、吉林中航航空发动机维修有限责任公司、山西航空发动机维修有限责任公司、中航工业贵州航空动力有限公司、深圳三叶精密机械股份有限公司有向股东分派现金红利的事项，则相关发行对象应在交割日，以所获派现金红利同等金额的现金，向公司进行补偿。

（九）标的资产的过户及违约责任

根据公司与本次发行股份购买资产的各发行对象签署的《关于西安航空动力股份有限公司定向发行股份购买资产协议》，各发行对象于先决条件全部成就后的30个工作日内或另行约定的其他日期进行交割，各发行对象应于交割日或之后协助尽快办理将标的资产登记于公司名下的变更登记手续，公司应当给予必要的协助。

根据上述《关于西安航空动力股份有限公司定向发行股份购买资产协议》，任何一方如未能履行其在协议项下之义务或承诺或所作出的陈述或保证失实或严重有误，则该方应被视作违反协议；违约方应依协议约定和法律规定向守约方承担违约责任，赔偿守约方因其违约行为而遭受的所有损失（包括为避免损失而支出的合理费用）。

（十）限售期

1、本次发行股份购买资产的股份限售期

中国航空工业集团公司、中航发动机控股有限公司、西安航空发动机（集团）有限公司、中国贵州航空工业（集团）有限责任公司、贵州黎阳航空发动机（集团）有限公司通过本次发行认购的股份自发行结束之日起三十六个月内不得转让。

中国华融资产管理股份有限公司以所持中国南方航空工业（集团）有限公司14.81%的股权、沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司6.78%的股权认购的公司本次发行的股份，自本次发行结束之日起十二个月内不得转让；鉴于中国华融资产管理股份有限公司以其所持西安航空发动机（集团）有限公司8.95%的股权置换中国航空工业集团公司持有的中国南方航空工业（集团）有限公司的等值股权，因此中国华融资产管理股份有限公司以其通过前述股权置换取得的中国南

方航空工业（集团）有限公司股权认购的公司本次发行的股份，自本次发行结束之日起三十六个月内不得转让。

中国东方资产管理公司和北京国有资本经营管理中心通过本次发行认购的股份自发行结束之日起十二个月内不得转让。

限售期届满后按中国证监会和上海证券交易所的有关规定执行。

2、本次募集配套资金发行股份的股份限售期

本次募集配套资金向特定对象发行的股份自发行结束之日起十二个月内不得转让，期满之后按中国证监会和上海证券交易所的有关规定执行。

（十一）配套融资资金用途

本次配套融资募集资金将用于补充公司流动资金。

（十二）上市地点

本次发行的股票将在上海证券交易所上市交易。

（十三）本次发行股份购买资产并募集配套资金前公司滚存利润安排

本次交易完成后，公司滚存未分配利润将由公司新老股东按照发行后的股权比例共享。

（十四）决议有效期

本次发行股份购买资产并募集配套资金事项的决议有效期为公司股东大会审议通过本次发行议案之日起十二个月。如果公司已于该有效期内取得中国证监会对本次发行股份购买资产并募集配套资金的核准文件，则该有效期自动延长至本次发行股份购买资产并募集配套资金实施完成日。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

四、审议通过《关于<西安航空动力股份有限公司发行股份购买资产并募集配套资金暨关联交易预案>的议案》

本次会议审议通过了《关于<西安航空动力股份有限公司发行股份购买资产并募集配套资金暨关联交易预案>的议案》。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，

审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

五、审议通过《关于签订附生效条件的<关于西安航空动力股份有限公司定向发行股份购买资产协议>的议案》

本次会议审议通过了公司与中国航空工业集团公司、中航发动机控股有限公司、西安航空发动机（集团）有限公司、中国贵州航空工业（集团）有限责任公司、贵州黎阳航空发动机（集团）有限公司、中国华融资产管理股份有限公司、中国东方资产管理公司和北京国有资本经营管理中心于2013年6月15日签订的附生效条件的《于西安航空动力股份有限公司定向发行股份购买资产协议》。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

六、审议通过《关于接受现任监事、监事会主席张民生先生因工作变动辞去监事及监事会主席职务的议案》

公司现任监事、监事会主席张民生先生因工作变动原因，已向监事会提交了辞去公司监事、监事会主席职务的书面申请。监事会接受了张民生先生的辞呈，并提议公司监事会谨就张民生先生在任期内对监事会及公司做出的贡献表示衷心的感谢和崇高的敬意。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

七、审议通过《关于接受控股股东西安航空发动机（集团）有限公司提名杨先锋先生担任公司监事职务的议案》

根据公司控股股东西安航空发动机（集团）有限公司的建议，提名杨先锋先生为公司监事、监事会主席候选人，待股东大会选举通过后正式履行职责，任期与第七届监事会一致。（杨先锋先生简历详见附件）

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

八、审议通过《关于对子公司担保的议案》

2013年公司为促进下属子公司的发展，拟对下属子公司西安商泰进出口有限公司新增信用证担保2,000万美元（汇率1：6.1）。详见公司同日发布的《西安航空动力股份有限公司关于对子公司提供担保公告》。

表决结果：出席本次会议的监事以赞成票5票，反对票0票，弃权票0票，审议通过了本议案。

本议案尚需提交公司股东大会审议。

特此公告。

西安航空动力股份有限公司

监事会

2013年6月17日

附件：杨先锋先生简历

杨先锋：男，1965年10月出生。毕业于南京航空学院动力装置系自动控制专业，大学学历，工学学士，研究员级高级工程师。

1988.08-1996.06 南方公司406车间工艺员、工艺室主任

1996.06-1998.11 南方公司406车间技术主任

1998.11-1999.06 南方公司航部工艺技术处副处长

1999.06-2001.11 南方公司航部工程技术部副部长

2001.11-2002.03 株航公司副总经理

2002.03-2002.09 南方公司副总工程师兼株航公司副总经理

2002.09-2005.01 南方公司副总工程师兼株航公司常务副总经理

2005.01-2007.01 南方公司副总经理兼株航公司常务副总经理

2007.01-2007.07 南方公司副总经理兼航发公司总经理、党委书记

2007.07-2013.05 南方公司副总经理、总工程师

2013.05-至今西航集团公司党委书记、总经理、副董事长；航空动

力党委书记

航空发动机原理与构造复习题

一、选择题 1．燃气涡轮发动机的核心机包括 C 。 A．压气机、燃烧室和加力燃室B．燃烧室、涡轮和加力燃室 C．压气机、燃烧室和涡轮D．燃烧室、加力燃室和喷管 2．在0～9截面划分法中，压气机出口截面是 B 。 A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 3．在0～9截面划分法中，燃烧室出口截面是。 C A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 4．发动机正常工作时，燃气涡轮发动机的涡轮是_____B____旋转的。 A．压气机带动B．燃气推动 C．电动机带动D．燃气涡轮起动机带动 5．气流在轴流式压气机基元级工作叶轮内流动，其_____C____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 6．气流在轴流式压气机基元级整流环内流动，其____C_____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 7．气流流过轴流式压气机，其____C_____。 A．压力下降，温度增加B．压力下降，温度下降 C．压力增加，温度上升D．压力增加，温度下降 8．轴流式压气机基元级工作叶轮叶片通道和整流环叶片通道的形状是____C_____。A．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是收敛形的 B．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是扩散形的 C．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是扩散形的 D．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是收敛形的 9．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 10．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 11．多级轴流式压气机由前向后，____A_____。 A．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐增多 B．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐减小 C．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐增多 D．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐减小 12．涡轮由导向器和工作叶轮等组成，它们的排列顺序和旋转情况是___A_____。A．导向器在前，不转动；工作叶轮在后，转动 B．导向器在前，转动；工作叶轮在后，不转动

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航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。

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中国航空发动机发展的瓶颈 发表日期：2012-11-3 16:32:03 航空发动机一直就是中国的软肋。 从周恩来总理在世时评论中国飞机的“心脏病”开始，到现在50多年了。中国的发动机依然是兵器工业最大的软肋。 不仅仅是你提到的歼击机和大运的涡扇发动机，就是直升飞机的涡轴发动机，中型运输机的涡浆发动机，大型舰船的燃气轮机，中小型舰船和坦克的柴油发动机……无一例外，都是中国的软肋。航空发动机，更是软肋中的软肋。 与美国至少差距30年，什么意思，差一代到一代半吧。这个是事实，没有争议的。 但是另外两个问题就有争议了。一个是这样落后的原因是什么。另一个是，我们究竟什么时候能赶上去。其实这两个问题有内在关系的，搞清楚原因是什么，就更好判断什么时候赶上去。简要提供一些个人的看法，不一定正确。 落后的原因 一：底子太差 新中国建国时，工业基础太差。别说航空发动机，像样的工具钢都没有。要不是朝鲜战争，中国人用大量年轻士兵的无价鲜血去消耗美国的廉价钢铁，换来苏联人把涡轮喷射发动机的制造技术给我们，中国是不可能在1957年就能生产涡喷-5发动机的。 二：航空发动机工业的涉及面太广 虽然同样底子差，同样有文革的挫折，同样有改革开放的机遇，为什么航空发动机就是赶不上来？ 对比之下，中国造电冰箱、电视，甚至造手机、雷达、火箭、飞船都慢慢赶上来了：洛阳光电展上曝光的歼击机最新航电系统直追F22，美国人看了也吃一惊;中国空空导弹专家悠然的说，我们距离美国人，也就10年吧，一脸的骄傲自满;美国官方认为，中国的空警2000，在技术体制先进性上超过了美国现有装备一代。真的，兵器上，我们很多东西距离美国的差距就是10年。什么意思，就是至少没有代差。 而航空发动机呢，差一代到一代半。原因在于，航空发动机工业涉及的面太

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航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，

先进航空发动机设计与制造技术综述

先进航空发动机设计与制造技术综述 进入21世纪，世界航空发动机技术取得了巨大进步，并呈现加速发展的趋势。美国推重比10一级涡扇发动机F119作为第四代战斗机F22的动力装备部队，是当今航空动力技术最具标志性的成就。在此基础上，美国持续实施了多个技术研究计划，正在推动世界航空发动机技术继续向前发展。本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方面，对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初步的分析研究。 高级负荷压缩系统 高压压气机技术发展的目标是单级压比高、级数少、推重比高、飞行性能好。对高级负荷的压缩系统，低展弦比设计、气动前掠设计、 整体叶盘、整体叶环、压气机稳定性主动控 制等技术是其中具有代表性的新技术。 1低展弦比叶片设计及制造 低展弦比叶片即宽弦叶片，它与窄弦叶 片相比，增宽了弦长，使压气机的长度缩短， 抗外物损伤能力、抗疲劳特性和失速裕度有 所提高。还可使压气机零件数减少，降低生 产和制造费用成本（图表1）。 90年代以来，英国罗·罗（R·R）公司、 美国普惠公司和GE 公司、法国SNECMA公 司不断研制和改进高压压气机钛合金宽弦叶片的气动和结构性能，广

泛应用于大涵道比涡扇发动机和高推重比小涵道涡扇发动机上。GE 公司TECH56技术计划的验证机和F119发动机、EJ200发动机都采用了这种宽弦叶片。 叶片的低展弦比设计，结合整体叶盘技术使得高压压气机在减少级数和提高叶片强度的同时，具有更好的气动稳定性。低展弦比叶片需要解决的关键技术问题是因重量增加而导致的轮盘与叶根结合处和轮盘本身的离心力增大问题。IHPTET计划在大型涡扇和涡喷发动机验证机上验证了该技术，该技术还将在F135和F136发动机上采用。 目前，低展弦比叶片已成为先进航空发动机压缩系统的关键技术，与3D气动掠形、空心结构、整体叶盘结构和更轻的钛金属基复合材料技术相结合，是未来的发展重点。 2大小叶片设计及制造 大小叶片就是在全弦长叶片后 增加一排小叶片，具有大大提高轴 流压气机叶片排增压比和减少气流 引起的振动等特点，是使轴流压气 机级增压比达到3或3以上的具有 发展潜力的技术（图表2）。90年 代，美国的霍尼韦尔（Honeywell） 和GE公司联合研制和验证了分流 小叶片。试验结果表明，采用大小

世界航空发动机发展史

世界航空发动机发展史 摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从0.11kW/daN提高到1.5kW/daN，飞行高度达15000m，飞行速

对航空发动机研究和发展规律的认识

收稿日期:2001-07- 18 对航空发动机研究和发展规律的认识 江和甫 蔡 毅 斯永华 (中国燃气涡轮研究院 成都#610500) 摘要:探讨了世界上航空发达国家航空发动机技术加速发展的态势。分析了我国航空动力技术预先研究的现状及存在的问题。加深了对航空发动机发展规律的认识。对如何振兴航空、动力先行,把我国航空发动机搞上去,走自主创新的发展道路提出了建议。关键词:航空发动机;研究;发展 Understanding the Law of aero -engine Research and Development JIANG He -fu &CAI Yi &SI Yong -hua (China Gas Turbine Establishment,Chengdu 610500)Abstract:T his paper discusses the accelerated developing trend of aero -eng ine technolog ies in developed countries.The present situation and existing problems in China aero -propulsion technology research have been introduced.A deeper understanding of the law of aero -engine development has been made.Also,suggestions to v italize China aviation industry w ith putting propulsion in the first place in a manner of /creating and acting on our ow n 0is put forward. Key words:aero -engine;research;development 1 引言 航空发动机研制涉及众多专业的前沿技术成果,是一种属于多学科综合技术的/高科技产品0。世界上能研制飞机的国家很多,真正能独立研制先进航空发动机的只有美国、英国、法国、俄罗斯等四个国家。因此,它是一个国家科学技术水平和综合 技术能力的标志,甚至是综合国力的象征。 2 现状分析 世界上航空发达国家诸如美国等都十分重视航 空动力技术的发展,倾注了巨大的人力、物力、财力,执行了一系列旨在促进航空动力技术进步的研究计划。如:美军方从20世纪50年代开始实施的航空推进技术探索发展计划以及70年代实施的先进战术战斗机发动机计划(ATFE );先进涡轮发动机燃气发生器计划(AT EGG)和飞机推进分系统综合计划。此外,NASA 在70年代末还实施了发动机部件改进计划,高效节能发动机计划(E 3),先进螺旋桨计划和发动机热端部件技术计划(HOST )。这些计划为各种先进军民用发动机提供了坚实的技术基础,并使美国达到了当今世界领先的水平,推出了一代又一代先进军民用发动机,跨上了一个又一个技术

航空发动机构造

航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：

航空发动机发展史

摘要：航空发动机的历史大致可分为两个时期。第一个时期从首次动力开始到第二次世界大战结束。在这个时期，活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期从第二次世界大战至今。60多年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代。 关键词：活塞式喷气式 航空发动机诞生一百多年来,主要经过了两个阶段。 前40年（1903~1945），为活塞式发动机的统治时期。 后60年（1939~至今），为喷气式发动机时代。在此期间，航空上广泛应用的是燃气涡轮发动机，先后发展了直接产生推力的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机。亦派生发展了输出轴功率的涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。 一、活塞式发动机统治时期 很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。 在两次世界大战的推动下，活塞式发动机不断改进完善，得到迅速发展，第二次世界大战结束前后达到其技术的顶峰。发动机功率从近10kW提高到2500kW 左右，功率重量比（发动机功率与发动机质量的重力之比，简称功重比，计量单位是kW/daN）从daN提高到daN，飞行高度达15000m，飞行速度从16km/h提高到近800km/h，接近了螺旋桨飞机的速度极限。 20世纪30~40年代是活塞式发动机的全盛时期。活塞式发动机加上螺旋桨，构成了所有战斗机、轰炸机、运输机和侦察机的动力装置；活塞式发动机加上旋

民航航空动力装置期末考试考点总复习

航空器系统和动力装置 航空器系统与动力装置是飞行签派员的一门技术基础课。内容涉及飞机机体结构、飞行载荷与飞机过载，飞机各机械系统：起落架、操纵系统、液压系统、燃油系统、座舱空调系统、应急设备，飞机电气系统，直升机基本结构与操纵系统，航空活塞动力装置，航空燃气涡轮动力装置等内容。飞行签派员理解民用飞机机体结构特点、各系统的基本工作原理、飞机动力装置的型式、工作性能特点、以及熟悉有关故障的基本处置方法，将为保证签派员安全、准确、正常、高效地实施飞行运营计划打下良好的理论基础。基本要求如下： 1、了解民用飞机机体结构特点，结构破坏形式与强度概念；理解飞行载荷及其变化；熟悉飞机过载及影响因素。 2、了解民用飞机起落架的型式特点，减震装置、收放机构、刹车装置等的基本工作原理；理解飞机着陆减震原理，轮胎过热与防止，起落架收放动力及应急放下起落架方式，飞机滑跑刹车减速原理；基本掌握飞机重着陆与结构检查，起落架收放信号及显示，刹车方式与安全高效。 3、了解民用飞机飞行操纵面及主操纵型式；理解无助力机械式主操纵特点，液压助力式主操纵原理与大型客机主操纵方式；熟悉无助力机械式主操纵失效的处置，调整片的工作原理及操纵，襟翼、缝翼与扰流板的操纵。 4、了解民用飞机液压传动系统基本组成及工作；理解液压传动原理，单液压源与多液压源系统的供压特点；熟悉液压传动在飞机上的应用与供压安全保证。 5、了解飞机燃油系统的功能及基本组成；理解民用飞机燃油系统的型式特点；熟悉供油方式及油泵失效的处置，飞机压力加油与空中放油控制，燃油系统的工作显示。 6、了解民用飞机空调系统的要求及功能；理解空调气源及控制，调压与调温基本方法与方式，熟悉客机座舱空调参数，调温控制原理，客机座舱压力制度及调压控制压力，空调空中失效的处置。 7、了解飞机氧气系统的基本组成及工作；基本掌握机组及乘客供氧使用方法。 8、了解直升机的应用、分类与基本结构；理解直升机结构特点的分类，旋翼的型式特点，飞行操纵原理及型式；基本掌握直升机飞行姿态操纵特点及方法。 9、了解飞机直流电源系统、交流电源系统的基本组成与额定值，直流与交流发电机基本控制；理解电力传动设备、蓄电池、恒速传动装置及电力起动设备的功用；熟悉电源系统的主要保护装置，发电机起动电源的特点。 10、了解航空活塞式动力装置基本组成及分类，活塞式发动机的工作原理，螺旋桨调速器的调节原理；理解活塞式发动机的主要性能指标及影响因素，各系统工作控制；熟悉活塞式发动机的工作状态，燃油、滑油系统使用注意事项，磁电机开关控制。 11、了解喷气发动机的工作特点及分类,航空燃气涡轮发动机的基本结构,

航空发动机动力装置重点

发动机燃油和控制系统有三个分系统： 燃油分配包括，燃油泵组件、IDG滑油冷却器、伺服燃油加温器 燃油控制包括，飞机接口、传感器、EEC、HMU 燃油指示包括，燃油流率、耗费的燃油、HPSOV、油滤旁通灯 总压有效条件 从两个ADIRU来的总压和静压信号在极限内，总压信号一致，至少一个总压传感器的空速管传感器与加温是接通的，空速管传感器加温关且飞机是在地面上和TRA小于53 软备用方式确保发动机推力在总压数值无效时不会有大的变化，这时如果外界空气温度变化，发动机推力可能小于正常或者发生发动机超限。这是因为EEC使用TA T，标准大气压和从标准大气压的空气温度增量的最后有效值估算马赫数。在正常方式下，空气静温从空气总温和MA计算，软备用方式没有可用的马赫数，EEC使用标准大气温度的空气温度增量的最后有效值。只有外界空气温度相同，这个估算值才是有效的。 在较大的推力水平时，EEC从软备用改变到应备用能有非指令的大的推力的改变，此时EEC 不会自动的转变备用方式。硬备用时，EEC使用静压获得假定马赫数，为了保证任何情况下飞机都有充足的推力，EEC假定的外界的大气温度具有最大的推力要求。在高温条件下，大的最大推力额定值超限是有可能的，能够造成排气温度超限。 发动机空气系统控制 涡轮间隙控制和压气机气流控制。TCC是指调解在HPT和LPT的叶片和外壳的间隙，通常发动机空气系统减小转子与涡轮机匣的间隙，这有助于减少燃油消耗。在一些功率下空气也增加在高压涡轮叶片和外壳的间隙，确保HPT叶尖部没擦机匣。压气机气流控制是指调节LPC和HPC对所有功率的气流，防止发动机失速。 HPTACC的五个工作方式 无空气作动筒完全缩入，HPC的4和9级或们都关闭，这是发动机停车时的作动筒位置且是失效保险位置。如果EEC或HMU有故障，EEC指令HPTACC活门在此位置。此时HPT 叶尖间隙最大 低流量第9级作动筒至8%伸长，第9级活门让低流量的第9级空气流至HPT护罩机匣，第4级蝶形活门全关，少量地冷却护罩支架 高流量第9级作动筒至37%伸长，第9级活门让全开，第4级蝶形活门全关，较多地冷却护罩支架 混合在38%-99%之间计算作动筒位置，这调定第9级和第4级空气比率至精确地调节HPT 间隙，更多得冷却护罩支架 全第4级作动筒全部伸长，第9级活门全关，第4级全开，提供最小HPT间隙的最大护罩支架冷却 TBV控制流入一级LPT导向器的HPC第9级的空气量，在发动机启动期间和发动机加速期间增加HPC喘振裕度。EEC使用N2和T25计算N2校正转速。启动过程中TBV打开。N2校正转速达到慢车时TBV关闭；在发动机加速过程中，N2校正转速在慢车转速与76%之间TBV打开；当N2校正转速在76%至80%取决于T25时TBV关闭；当N2校正转速大于80%时TBV关闭。

先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势

先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势 一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与 技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。在第四代战斗机的动力装置推重比10 发动机F119 和EJ200上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。目前，整体叶盘的制造方法主要有：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法；热等静压法等。在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20 的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的SiC 陶瓷基复合材料或抗氧化的C/C 复合材料制造整体涡轮叶盘。2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻70%。目前正

在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。推重比15~20 高性能发动机，如美国XTX16/1A 变循环发动机的核心机第3、4 级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC 金属基复合材料制造。英、法、德研制了TiMMC 叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。3 大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。4 发动机机匣制造技术在新一代航空发动机上有很多机匣，如进气道机匣、外涵机匣、风扇机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、涡轮机匣等，由于各机匣在发动机上的部位不同，其工作温度差别很大，各机匣的选材也不同，分别为树脂基复合材料、铁合金、高温合金。树脂基复合材料已广泛用于高性能发动机的低温部件，如F119 发动机的进气道机匣、外涵道筒体、中介机匣。至今成功应用的树脂基复合材料有PMR-15（热固性聚酰亚胺）及其发展型、Avimid（热固性聚酰亚胺）AFR700 等，最高耐热温度为290℃~371℃，2020 年前的目标是研制出在425℃温度下仍具有热稳定性的新型树脂基复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术是集自动铺带技术（ATL）、自动纤维铺放

航空器结构与系统

航空器结构与系统 *1.飞机机翼外载荷的类型，什么是卸荷作用 机翼外载荷分为气动力、机翼重力、部件重力。卸荷作用：在机翼上安装部件、设备等，其重力向下与升力方向相反，相当于飞行中减小了机翼根部的内力值。 *2.飞机机翼的型式，以及各自结构特点 1.梁式机翼，梁强、蒙皮薄、桁条少而弱； 2.单块式机翼，多而强的桁条与较厚蒙皮组成壁板，再与纵墙和肋相连而成； 3.多腹板式（多墙式）机翼，机翼无梁、翼肋少，布置 5 个以上纵墙，蒙皮厚；（ 4. 夹层结构，上、下壁板有两层很薄的内、外板，中间夹很轻的蜂窝、泡沫或波形板粘合； 5.整体结构，整块铝镁合金板材加工成蒙皮、桁条、缘条的合并体与纵墙连接。） *3.飞机机身的型式，结构组成，受力特点 机身型式结构组成受力特点 1) 桁梁式机身: a. 四根大梁比较强，和机翼工字型梁相比，机身梁没有较大高度的腹板；桁条较弱；蒙皮较薄。b. 弯曲轴向力主要由梁承受，小部分由蒙皮及桁条承受；剪力、扭矩全部由蒙皮承受。 2) 桁条式机身: a. 局部弱梁或无梁；桁条多而强；蒙皮比较厚，与桁条构成壁板， 再与隔框连接而成。 b. 弯曲轴向力由壁板承受；剪力和扭矩由蒙皮承受；采用分散传递载荷，各构件受力比较均匀。 3). 蒙皮式机身: a. 由厚蒙皮与隔框组成；蒙皮强度、刚度很大。b. 蒙皮承受剪力、弯矩和扭矩；隔框承受、传递集中力并维持机身剖面形状。 *4.起落架的布局型式，各自的优缺点 布局型式优点缺点 1). 后三点式 a. 构造简单，重量轻，在螺旋桨飞机上容易配置；可在简易机场起降b. 航向稳定性差，易打转；纵向稳定性差，易倒立；侧向稳定性差，易侧翻；驾驶员视野不好；着陆时需轻三点接地，着陆时滑跑迎角小，不能利用气动阻力来缩短滑跑距离 2). 前三点式 a. 重心位于主轮的前面，有助于阻止飞机在滑行时打转，方向、纵向和侧向稳定性好；接地时处于水平状态，驾驶员视野好；滑跑起飞阻力小；发动机喷出燃气不会烧坏跑道；着陆时两点接地，易操纵；可以采用高效刹车装置；可以增加机身主起落架，每个主起落架包括多个机轮，降低对跑道的冲击力。B. 前起落架承受载荷较大，前轮在滑跑中容易摆振。 3). 自行车式 a. 主起落架易于收入机身 b. 飞机起飞抬前轮困难；飞机地面转弯困难 *21.支柱套筒式起落架的组成中的组成外筒和活塞杆及主要承力装置） 组成：由外筒和活塞杆套接起来的缓冲支柱组成，机轮直接连接在支柱下端，支柱上端固定在飞机机体骨架上 特点：结构简单，体积小重量轻，可做成收放式；承受水平撞击减震效果差；减震支柱受弯矩大；活塞杆与外筒接触点产生较大摩擦力，密封装置易磨损，产生漏油现象。 *10.起落架收放锁定装置的作用，型式以及组成 作用：用于将起落架可靠地固定在要求的位置;收上锁将起落架固定在收上位，防止飞行中掉下。放下锁将起落架固定于放下位，防止受地面撞击而收起。

先进航空发动机关键制造技术研究

先进航空发动机关键制造技术研究 作者：霍羿达王志东马文浩 来源：《科学与财富》2020年第21期 摘要：航空发动机是飞机的核心部分。在21世纪，航空发动机的设计和制造技术体现出了国家的科技发展水平，随着科学技术的不断发展，国家对航空领域的重视程度越来越高，所以通过对我国现有的发动机制造水平进行研究，能够对先进的航空发动机制造技术进行分析，研究出先进的发动机制造技术，促进我国航空领域的不断发展。 关键词：航空发动机;关键技术;制造研究 引言： 航空发动机技术具有高技术、高投入、高风险的特性，一般来说，单台发动机的研发时间一般在十年到二十年左右，所耗费的资金大约是10亿到20亿。从这些数据就能够看出航空发动机的重要性和难度。我国的航空发动机技术的发展与先进国家相比，仍然存在着很大的距离，因此，要想令我国的发动机技术水平得到提升，就需要投入大量的经费去进行技术方面的研究，只有这样才能够令先进航空发动机关键制造技术得到更好的发展。 一、我国航空发动机的发展 我国航空发动机经历了一个非常漫长的过程，航空发动机的作用就是为飞机提供推动力，在所有航空器进行工作的过程当中，航空发动机都是一个非常核心的部位，自从飞机研发成功之后，飞机的发动机也得到了飞速的发展，我国的航空业逐渐形成了各种各样、多种类、大范围的特点。从我国航空发动机的发展历程来看，发动机经历了两个时期，一个是活塞发动机时期，另外一个是燃气涡轮发动机时期，从活塞发动机时期到燃气涡轮发动机十期，可以看出航空领域发生了质的飞跃。 我国进行航空发动机的研制工作是在新中国成立之后，新中国刚刚成立的时候，我国的科学技术水平简直就是一张白纸，从最初的模仿、改造到现在可以独立研发出高水平的航空发动机，我国的科技人员经历了一个非常漫长且坎坷的过程。我国是世界上最大的发展中国家，航空发动机的事业直接体现出一个国家的国力标准和经济发展程度，如果一个国家没有先进的航空发动机事业，那么这个国家的航空事业便不会有大的成就，航空工业也不会得到迅速的发展。 二、航空发动机的制造工艺特点

北航小型航空发动机整机试验报告

北京航空航天大学 研究生课程实验报告 小型航空发动机整机试验报告 共12页(含封面) 学生姓名： 学生学号： 任课老师： 联系方式： 能源与动力工程学院 年月

一、试验简介 1.1 试验目的 了解小型航空发动机整机试验过程，熟悉发动机试车台结构和发动机上下台架操作步骤，了解发动机整机测试系统掌握发动机试车过程操作方法，学习发动机试验数据处理及总体性能计算。 1.2 试验内容 a)发动机上下台架操作； b)发动机试车过程控制操作； c)发动机试验数据处理及总体性能计算。 1.3发动机、试车台以及CAT系统简介 1.3.1发动机简介 本次试验所用的WPXX发动机是一台小型、单轴、不带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，主要由以下几部分构成： a)压气机：组合式压气机，由一级跨音轴流压气机和一级单面离心压气机组成； b)燃烧室：轴内供油式环形燃烧室，使用靠离心力甩油的甩油盘供油； c)涡轮：单级轴流式涡轮； d)尾喷管：简单收敛式不可调节的尾喷管。 发动机的主要技术参数为：海平面静止最大推力为850公斤，空气流量13.5kg/s，压气机增压比5.5，涡轮前温度1200k，转速22000r/min。 发动机的主要工作状态划分：

1.3.2试车台系统 a)燃油系统； b)数字控制系统； c)油滤、油路、起动供油系统； d)滑油系统； e)起动系统； f)电气系统测试附件。 1.3.3计算机辅助测试系统（CAT） 1）传感器选型原则： a)灵敏度高，输入和输出之间应具有良好的线性关系； b)噪声小，滞后、漂移误差小； c)常用的测量值大小约为传感器最大量程的2/3左右，最小值不低于1/3； d)动态特性好； e)接入测量系统时对测量产生的影响小； 2）数据采集系统的主要评定指标： a)分辨率 b)采集速度 c)线性度 d)误差限 3）CAT系统： 与一般系统相比，CAT系统包含了数采数据又高于数采系统。

航空动力装置100

航空动力装置（100题） 1．一个物理大气压约为 A．14.3PSI B．29.92百帕斯卡 C．1013帕斯卡 2．温度为0摄氏度约合 A．9华氏度 B．0华氏度 C．32华氏度 3．在活塞发动机起动之前，进气压力表通常指示在29.9英寸汞柱，这是因为A．表的指针卡在此位上 B．油门关断，进气管道内有高压 C．进气管道压力和大气压力相等 4．发动机排出的废气温度与外界大气温度相比 A．更高 B．更低 C．相等 5．四行程活塞发动机输出功率的行程是 A．压缩行程

B．膨胀行程 C．排气行程 6．飞机的马赫数指的是 A．飞机的表速与当地的音速之比 B．当地的音速与飞机的速度之比 C．飞机的真空速与当地的音速之比 7．活塞发动机混合气的油/气比是指 A．进入气缸的燃油体积与空气体积之比 B．进入气缸的燃油重量与空气重量之比 C．进入汽化器的燃油重量与空气重量之比 8．活塞发动机的汽缸头温度过高将 A．增加燃油消耗率并增加功率 B．造成胶制受热部件损坏和气缸散热片翘曲 C．导致失去功率，滑油过度消耗 9．如果活塞发动机滑油温度和气缸头温度超过正常范围，是因为A．混合比过富油 B．使用了比规定牌号高的燃油 C．使用功率过大和混合气过贫油 10．如果飞机有燃油箱放油口和燃油滤油口，飞行前放油检查

A．只从油箱放油口放油检查 B．只从油滤放油口放油检查 C．应从油箱放油口和滤油口放油检查 11．如果活塞发动机使用的燃油牌号低于规定的牌号，将最有可能产生A．爆震 B．气缸头温度过低 C．在增加功率时，发动机内的部件应力过大 12．关于活塞发动机电嘴积碳，下列说法哪种正确 A．是因为混合气过富油造成的 B．是因为发动机气缸头温度太高造成的 C．是因为发动机内燃烧温度太高造成的 13．当给飞机加油时，为预防静电带来的危害，应注意 A．检查电瓶和点火电门是否关断 B．油车是否用接地线接地 C．将飞机、加油车和加油枪用连线接地 14．当飞机飞行高度增加，如果混合比杆没有向贫油位调整，将会使A．进入气缸的混合气变富油 B．进入气缸的混合气变贫油 C．进入气缸的混合气油气比不变

[整理]《航空发动机结构分析》思考题答案.

《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2

2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？