车刀破损时刀杆振动信号特征的研究

 实验发现,车刀破损时低频率范围内时域信号的变化总是很明显,而宽频率范围内时域信号的变化则不一定明显。本文提出用低频率范围内时域信号的变化来监测车刀破损,经验证,可在20ms内检测出刀具的破损。     

非球面曲面光学零件超精密车削工艺研究

介绍了用金刚石单点车削(SPDT)的方法在"Nanosys--300非球面曲面超精密复合加工系统"数控机 床上加工非球面曲面类光学零件时对加工工艺的要求。     

最优控制理论在垂直发射舰空导弹转弯控制中的应用

本文应用最优控制理论研究了垂直发射舰空导弹转弯控制段的控制规律,并以某低空、超低空、近程舰空导弹为研究背景进行弹道优化设计,通过大量计算结果,分析了燃气舵最大舵偏角与工作时间、反馈回路参数等对垂直发射导弹弹道特性的影响。最后选取一组最优参数对全弹道进行了仿真计算。结果表明:将垂直发射技术应用于对付近程、高速、掠海目标是有效的,可以实现的。     

加跟刀架的细长轴车削加工尺寸误差的仿真

为探索跟刀架的作用机理,开发了一个联合模型用以仿真细长轴车削尺寸误差的形成过程。该模型由3部分组成:切削力统计模型、工件变形模型及尺寸误差的几何分析。值得注意的是,切削力与实际切削深度间存在耦合效应,因此切削力不能直接求得,这里采用二分法进行迭代运算来解决此问题。最后,通过一系列试验对仿真模型进行验证,结果表明仿真值与实测值比较一致。由仿真结果可知,跟刀架刚度对细长轴中部尺寸误差的影响最显著,而降低这个部位的尺寸误差也是细长轴车削的难点所在,因此,改进跟刀架结构是提高尺寸精度的有效途径。本文的主要贡献是在建立跟刀架的力学模型的基础上分析了影响细长轴车削尺寸误差的主要因素。     

进口形状对内转式进气道的起动特性影响

为了研究进口形状对高超声速内转式进气道低马赫数起动特性的影响,设计了分别具有矩形、正方形、椭圆形、圆形进口形状的4个进气道,然后利用仿真方法对其不起动/再起动流场结构进行了分析.结果表明:矩形和椭圆形进口进气道的再起动马赫数相近,正方形和圆形进口进气道的再起动马赫数相近,且后两者的再起动马赫数偏高.进一步分析发现,再起动能力的差异可能是由进口的宽高比不同所导致,因此设计了不同宽高比系列的进气道,并对其不起动/再起动流场结构进行了研究.结果表明:进口宽高比对进气道起动性能具有显著影响,在一定范围内宽高比越大,其再起动能力越强.      

射流式旋涡发生器对弯曲扩压叶栅流场的影响

数值模拟了射流式旋涡发生器对于大折转角弯曲扩压叶栅端壁流场性能的影响.结果表明:该研究的几种具有不同参数的射流式旋涡发生器都能使弯曲叶片损失降低,正弯和反弯叶片损失减小程度最大分别达2.5%和8.8%.射流除了可为端壁附近边界层中的低能流体提供动量之外,还可以在流道中产生与通道涡旋向相反、强度相当的流向旋涡挤压通道涡,使其向远离吸力面的方向偏转,该流向旋涡在距离叶片前缘0.6倍轴线弦长附近消失.对正弯叶片,吸力面上的流动分离现象基本消失,对于反弯叶片,极大程度上降低了吸力面集中脱落涡的强度.此外,射流作用使得弯曲叶片的负荷和折转能力均增加.      

高超声速内收缩进气道分步优化设计方法

提出了基准流场与唇口平面形状分步优化的高超声速内收缩进气道设计方法。基准流场以反射激波不均匀性最小和总压恢复最大进行多目标优化设计,使用结合Tayler-Maccoll方程的有旋特征线方法(MOC)进行流场计算,获得双拐点母线内收缩锥基准流场。进气道唇口形状以沿流线积分(Streamline Integral Method, SIM)获得的进气道无黏阻力最小为目标进行优化设计,获得类椭圆形唇口平面形状。针对优化设计结果进行数值模拟,与传统直母线基准流场相比,双拐点母线基准流场反射激波后流动不均匀性下降40%左右,总压损失减少35%左右,总体性能提升明显。类椭圆唇口进气道在设计点的单位质量流量无黏阻力相较于圆形唇口降低6%,具有良好的压缩特性和气动效率,能够减弱进气系统对飞行器气动性能的不利影响。研究结果表明该方法是一种高效且实用的高超声速内收缩进气道设计方法。     

预估太阳电池阵在轨最高温度的经验公式

针对距地高度为300～1000 km的太阳同步轨道,分析了一维转动展开式太阳电池阵的温度影响因素,给出了计算太阳电池阵最高温度的经验公式。此公式同样适用于低地球轨道的卫星,且计算结果可包络卫星热控状态变化带来的影响,在太阳电池阵设计阶段可为电源分系统提供太阳电池阵最高温度的初步数据。     

某型飞机尾起落架转弯困难分析

推导了某型飞机尾起落架主支柱转角与缓冲器行程的关系,以及尾起落架主支柱转角与轮轴倾角之间的关系,并指出在停机载荷下,尾起落架轮轴倾角受到主支柱转角的影响。将某型飞机与它同类型飞机尾起落架的转弯情况进行了比较,发现某型飞机尾起落架转弯困难的原因是:在停机载荷下,缓冲器压缩量较大,轮叉转动较小的角度就可以导致轮轴与地面之间产生较大的倾角。在满足缓冲性能的基础上,将某型飞机的尾起落架缓冲器重新进行了充填,提高其充气压力,减少灌油量,使尾起落架缓冲器在停机载荷下的压缩量为0。缓冲器经过重新充填后,在停机载荷下,该型飞机尾起落架轮轴与地面的倾角始终为0°,机轮垂直地面,即使在小转弯半径条件下,牵引转弯和首飞滑跑转弯时,尾起落架机轮左右转动也很灵活。改变该飞机尾起落架缓冲器充填参数后,解决了转弯困难的问题。     

孔隙射流结构对扩压叶栅出口流场特性的影响

实验研究带有孔隙射流结构的某大折转角直扩压叶栅在设计冲角下的出口流场特性,分析了不同孔隙射流位置对出口流场的影响.结果表明:在叶片表面开孔隙后,降低开孔隙的叶高处出口气流折转能力,使叶栅性能下降;孔隙射流使尾迹速度增加,相应的尾迹损失降低,尾迹区范围减小,同时出口气流角沿节距方向分布更加均匀,开孔位置越靠近叶展中部,孔隙射流对尾迹的影响越明显;开多孔方案对叶栅出口流场的影响要强于单孔方案.