航空发动机涡轮叶尖间隙损失的统计设计

应用数值计算方法对发动机涡轮叶尖间隙引起的涡轮效率损失进行了分析，结合计算机辅助公差设计，提出了基于涡轮叶尖间隙损失的间隙尺寸和公差优化设计方法。以制造成本和涡轮效率损失最小为优化目标函数，采用Monte Carlo随机模拟法和基因遗传算法，分析计算了涡轮间隙尺寸公差和装配组成环的尺寸公差分配。     

DCC 在航空发动机工艺尺寸链计算中的应用

在航空发动机零件加工过程中,为了减小由于加工、设计和测量基准不统一而导致的误差累积和加工工序中形位公差 的综合影响,从工艺尺寸链计算的难点闭环的判断和形位公差的处理分析入手,总结闭环判断的原则和判断技巧,应用尺寸链计算 （Dimensional Chain Calculation,DCC）对航空发动机输出轴零件的基准转换和形位公差进行分析。结果表明：DCC 软件相比传统的 手工计算,具有计算效率高和精确度高的优势;形位公差的处理结果更准确,解决了工艺复合的尺寸链计算问题。     

基于降维算法和等效杆长的可展结构精度分析

考虑铰链间隙和杆件尺寸误差的不确定性并通过概率统计方法对其进行研究,提出了一种基于单变量降维算法(UDRM)和等效杆长模型的可展结构精度分析方法。利用UDRM将可展结构的精度性能函数解耦为多个杆件尺寸误差的独立作用形式,建立精度分析模型。引入等效杆长模型,等效杆件替代原杆件进行精度计算。将铰链间隙与原始杆件尺寸误差合并到等效杆件的尺寸误差中,同时证明了等效杆长尺寸误差近似服从正态分布。以某卫星可展开天线为算例,结合高斯求积公式求解展开状态下精度指标的分布期望和方差。通过与蒙特卡罗模拟(MCS)和一次二阶矩(FOSM)法计算结果的对比验证了本文精度分析方法的正确性和高效性。     

涡轮转子多尺寸装配可靠性优化分析

为了对航空发动机涡轮转子装配间隙进行优化分析,利用结构可靠性理论对涡轮转子多尺寸装配可靠性进行分析.选取涡轮转子的多个装配关键点,结合蒙特卡洛和装配尺寸链方法,对这些关键点的尺寸进行可靠性计算分析,并针对未达到设计要求的尺寸进行公差修正.结果显示通过公差修正可以提高装配的可靠度和达到满足设计要求,证明了该优化方法的可行性和有效性.     

基于蒙特卡罗法的航空发动机空气系统稳态算法优化

针对目前航空发动机空气系统稳态算法中收敛性依赖初值的问题,将蒙特卡罗方法与流体网络法综合应用到空气系统可压缩流体一维网络计算中,提出了一种新的计算方法Monte Carlo-Fluid Network（MC-FN）。该方法将空气系统简化为由节点和元件组成的网络,借助蒙特卡罗方法获得空气系统内各节点压力分配,再根据空气系统中各元件流阻特性和换热特性计算流量、温度。计算中通过将游动次数比较少的蒙特卡罗方法的计算结果作为流量残差法节点压力、温度的初始值,实现快速求得精确收敛解。与流量残差算法相比,MC-FN方法计算精度不变,收敛速度提升了66.5%;与线性求解法相比,MC-FN方法的计算精度提升了25.2%,收敛速度提升了43.8%。     

用同一公差等级解尺寸链的方法

介绍用同一公差等级解尺寸链的方法，举例说明同一公差等级解尺寸链方法的应用。     

基于UG的装配尺寸链自动生成算法

尺寸链的生成是计算机辅助公差设计中公差分析和公差分配的基础,是关键技术之一。本文介绍了一种基于特征结构数据库的装配尺寸链自动生成算法,此算法原理简单,易于编程,便于在不同CAD平台上实现;给出了在UG平台上实现的装配尺寸链自动生成的实例。     

正态分布规律下尺寸链设计分析

为了提供尺寸链评判的量化依据、优化尺寸链关联尺寸的设计、降低零件加工成本,提出了一种新的基于正态分布规律的概率法尺寸链设计方法。通过概率法分析可知尺寸在设计公差范围内的分布规律服从正态分布,推导出在尺寸链中封闭环也服从正态分布,从而得出封闭环在设计要求区间内的概率值,进而评判机械装配中的间隙、干涉等是否具有合理性。结果表明：该尺寸链设计法可根据封闭环在设计要求区间的实际情况以概率值进行量化,从而使尺寸链设计的评判更加具体化;封闭环的区间概率值与尺寸链中的组成环可进行关联,因而对组成环的各零件尺寸进行调整优化,以提高封闭环的区间概率;对封闭环区间概率过低的情况,给出了在尺寸链中增加调整垫的设计方法和原则。     

保证发射架吊挂孔同轴度的定位工装设计

发射架壳体吊挂孔的同轴度是发射装置一个重要的形位公差,影响发射装置的悬挂精度,在蓝图中吊挂孔同轴度为关键尺寸且公差要求严格。根据发射架壳体的工艺路线,介绍了由一菱形销、两定位键和平面支承组成的定位工装,并进行了定位分析和工艺计算。采用该定位工装保证了加工精度和形位公差,装夹方便,定位可靠。目前已加工出合格的壳体吊挂孔同轴度尺寸,适用于大批量生产。     

画封闭图计算工艺尺寸链

正确计算工艺尺寸链是编制工艺规程必不可少的一环,也是工艺员的一项基本功。尺寸计算正确与否直接关系到产品质量、生产效率和成本等。 工艺尺寸链的计算法很多,如正计算法、反计算法、概率法等。本文所述之法为封闭图计算法,是本人在编制工艺规程时的实践经验总结。 一、问题的提出 在编制工艺规范时,一般采用正计算法中的极大极小法。这种方法在尺寸链环数少的情况下,能够得心应手,但当关联尺寸较多时,要把各个环的公差分配合理,问题则相当复杂,稍有疏忽,公差分配不合理,端面不是加工不出来,就是最后出现尺寸超差,尺寸封闭图就是要解决这个问题。     

高弹道导弹靶试命中域确定方法

根据高弹道导弹研制总要求中规定的命中概率指标,通过其影响因素和典型舰船目标特性分析,提出了靶船在什么样的几何尺寸下能达到指标要求的命中精度,即确定导弹命中域的方法。基于该方法,可通过蒙特卡洛仿真,在模拟目标上检验高弹道导弹的命中概率。     

某型航空发动机封严篦齿盘异型螺栓孔公差设计分析

为了有效降低孔边应力水平,以某型航空发动机封严篦齿盘5参量单轴对称异型孔为研究对象。针对此类异型孔的公差设计问题,利用蒙特卡洛模拟技术,通过构造异型孔孔边应力状态的响应面函数以对设计参数进行灵敏度分析,确定了需要给定公差的设计变量。讨论了异型孔的重要设计尺寸公差带对孔边应力分布及配合的影响,并参照美制紧固件螺栓通孔设计标准,确定了此类异型孔尺寸公差选取应满足的强度要求及装配等级。     

航空发动机限寿件疲劳可靠度计算新方法

针对目前的航空发动机限寿件（ELLP）疲劳可靠性分析中的小失效概率事件以及其极限状态函数具有较强非线性的特点，提出了一种具有自更新机制的半径外自适应重要抽样（AUMCROAIS）疲劳可靠性分析方法。该方法首先利用蒙特卡罗自适应重要抽样（MCAIS）快速逼近真实设计验算点（MPP）附近，随后以近似设计验算点为中心进行极坐标抽样，并依次构造主动学习函数，对近极限状态函数和抽样半径进行最优选取，从而实现最优抽样半径的更新，通过不断的更新确定出最优抽样半径，加速失效概率计算的收敛。本方法提高了设计验算点的收敛速度同时保证了计算精度，解决了小失效概率事件以及强非线性极限状态函数可靠度计算难题，最后以某型发动机压气机轮盘为对象应用本方法，并与传统的蒙特卡罗仿真（MCS）方法、蒙特卡罗半径外自适应重要抽样法（MCROAIS）和一阶可靠性方法（FORM）进行了对比，验证了本方法的高效率、鲁棒性和仿真精度。     

红外辐射测量系统内部杂散辐射建模与仿真

杂散辐射是影响光学系统性能的重要因素,对于红外光学系统,除了外部杂散辐射,还须考虑系统自身结构产生的内部杂散辐射。为提高红外辐射计内部杂散辐射分析的精度,建立了 1种基于复合蒙特卡洛法的内部杂散辐射数学模型。首先,将红外辐射计的内部杂散辐射源根据位置分为 2部分:遮光罩入瞳处的热辐射和辐射计内部光学元件、机械部分所发出的热辐射。对于遮光罩入瞳处和辐射计内部光机元件发出的杂散辐射,分别采用正向蒙特卡洛法和反向蒙特卡洛法进行追踪,得到探测器接收面入瞳处的杂散辐射辐照度分布,进而分析不同位置的发射源对接收面入瞳处的杂散辐射贡献。最后,与直接模拟仿真结果进行对比。实验结果表明,在追迹光线数相等的情况下,该方法的精度更高。仿真结果体现了红外辐射计各部分杂散辐射对探测器入瞳面接收到的杂散辐射造成的影响,对后期开展内部杂散辐射抑制提供了方向。     

A Direct Simulation Method for Calculating Multiple-hit Vulnerability of Aircraft with Overlapping Components

When components overlap, the aircraft multiple-hit vulnerability analysis usually consists of two steps. The first is to determine the aircraft unique existent states using vulnerable area decomposition method, and the second is to calculate the aircraft cumulated probability of kill using Markov chain method for exact solution or Monte Carlo method for solving the combinatorial explosion problem. This article proposes a direct simulation method for calculating the aircraft multiple-hit vulnerability in order to avoid the complex vulnerable area decomposition issue. In this method, random method is adopted to produce the multiple-hit locations and Bernoulli trial is used to determine the kill or no kill of each component hit by one shot line, and kill tree is checked to determine aircraft existent states during one simulation. When the number of times of simulation is large enough, the aircraft multiple-hit vulnerability can be statistically obtained. Analysis shows that the proposed direct simulation method can provide good accuracy compared with Markov chain method and avoid the combinatorial explosion problem, and does not need the complex vulnerable area decomposition and can directly calculate the aircraft multiple-hit vulnerability. Another important finding is the binomial or Poisson simplified approach is sometimes very poor in accuracy, and should be used cautiously.     

样本重复使用失效响应曲线分析结构可靠度方法

用基于样本重复使用失效响应曲线逼近法,为充分利用迭代过程中的样本点,提出了样本重复使用的思想,并由此发展出一种结构可靠度的计算方法.利用可靠度指标作为收敛条件,从迭代收敛后的所有样本点中选取靠近失效界线处的样本点构造失效曲线响应函数,最后通过蒙特卡洛抽样的方法计算可靠度.多个算例表明:该响应函数避免了对传统意义上的功能函数响应面的模拟,降低了模型维数,又由于适当地 引入了带交叉项、具有曲线旋转功能的响应函数,因此能够很好地逼近失效曲线,有效地提高可靠度计算精度.      

基于故障树的蒙特卡罗仿真在可靠性评估中的应用

在某型飞机发动机可靠性评估过程中,通过对各子系统的可靠性分析,构建了系统的故障树模型,提出了基于蒙特卡罗算法的仿真运算。以发动机空中停车为例,通过故障树分析,建立了空中停车的失效模型,应用蒙特卡罗法对失效模型进行了仿真评估。结果表明,基于故障树分析的蒙特卡罗仿真方法,在可靠性评估中计算快捷,可以精确和客观地描述设备的重要度级别,为系统可靠性设计提供有力的支持。     

正交多项式在不确定转子动态响应计算中的应用及对比分析

为研究航空发动机转子系统中的区间不确定性对系统动态响应的影响,提出利用正交多项式求解不确定转子响应的非嵌入式区间分析法,克服了传统概率方法需要参数先验概率分布的苛刻要求。用有限元法建立了悬臂转子的确定性运动方程,阐述了Chebyshev和Legendre两种正交多项式建立响应代理模型的原理和计算步骤。通过与Monte Carlo抽样对比,验证方法的可行性和精度。对照Monte Carlo方法500样本的计算结果,两种多项式区间法计算结果都具有较高精度,误差均小于1%,而计算时间则分别为Monte Carlo法的2.5%和5.4%,Chebyshev多项式方法具有更高的计算效率。分析了不同不确定参数在不同不确定水平下,系统的响应范围。研究表明,正交多项式区间分析法可高精度高效率地计算转子系统区间响应范围,不确定性对该转子系统动力特性影响很大,多源不确定性传播可引起转子系统大幅振动。      

Improved uncertainty propagation method of dynamic model for Mars entry spacecraft

In order to research the uncertainty propagation laws of Mars entry dynamic equations for the Mars entry phase,an improved method was presented for analyzing the effect of the initial state uncertainties and uncertainty factor on the system state in the state trajectories.When applying the method to the entry phase of one of the NASA Mars exploration missions,the simulation results agreed well with the Monte Carlo method,especially the flight path angle simulation at least reaching 92%.It is found that the improved method can not only predict the uncertainty propagation laws with high accuracy of at least 92%in flight path angle simulation and large application scope from-0.1degree to 0.1degree,compared with local linearization method,but also save several hours relative to Monte Carlo method.