质量问题归零之探讨

本文通过质量问题归零报告的统计分析，提出了一般性和重复性故障与人的关系，揭示了其分布规律，并阐明了质量问题归零工作的努力方向。     

冷压过程对球堆积结构渗透率的影响

空间轴承的供油系统主要目标是实现对飞轮轴承的长时间、稳定、微量供油，利用微孔介质的复杂结构可能有效实现这一目标，但目前的渗流机理和规律尚不明晰，主要问题在于多孔介质结构难以调控、多孔结构与渗透率之间的关系复杂、渗透率受装配压力影响等.芯阀材料一般经过两步制成：先对颗粒物质进行冷压，再对冷压得到的结构进行烧结得到成品.目前的生产过程主要以经验为主，机理不清，难以精准调控.本文在数值上结合离散单元法与格子玻尔兹曼方法对颗粒堆积结构在冷压过程中的渗透率变化进行了研究.采用离散单元法模拟颗粒堆积结构冷压过程，再用格子玻尔兹曼方法进行渗流模拟，得到不同摩擦角下得到的冷压结构的渗透率变化.本研究为全面揭示多孔介质冷压结构与渗透率的关系及其微观机理奠定了基础.     

供油瞬态喷油杆内燃油结焦机理及规律数值研究

为获得喷油杆通断循环供油工作模式下,供油瞬间燃油结焦速率陡增机理,本文建立起沿喷杆轴向的一维非稳态热-流-固耦合换热与燃油结焦计算模型。获得不同时刻壁温、油温与结焦速率等参数轴向分布。通过与连续供油模式下的结果进行对比,来分析供油瞬间灼热喷杆内壁对燃油热冲击的影响,以获得结焦速率陡增机理。结果表明通断供油模式下,供油瞬间会迅速形成一尖锐的油温和结焦前体浓度峰值,结焦固相表面反应被迅速激发,结焦速率陡增。在喷杆前端（x=100mm）与底部（x=260mm）附近各存在一结焦速率峰值区域。通断供油模式下,在x=100mm和x=260mm位置处,每个周期供油起始时刻结焦速率峰值分别在5000μg/cm2h和2000μg/cm2h左右,远大于连续供油下的值。但供油结束时刻,供油模式的影响大幅下降。此外通断供油下,供油瞬间热冲击对燃油结焦的影响沿喷杆轴向逐渐减小。减小喷杆供油流量,热冲击的影响有所下降,且随时间先升高后降低。提高进口油温,热冲击的影响显著减小,且随供油时间逐渐降低。     

基于多代理模型的航空发动机建模及优化方法

为了进一步提高航空发动机建模及优化方法的性能,本文提出了一种基于多代理模型技术的建模及优化方法。本文首先提出了一种新的代理模型全局误差估计方法,以此建立了新的多代理模型建模方法。然后提出了一种组合模型预测偏差估计方法,以此发展了一种基于多代理模型技术的优化方法。6个不同维度及不同训练集大小的解析测试算例的结果表明,本文所发展的建模方法相较于现有方法精度更高,本文所发展的优化方法相较于经典代理模型优化方法算法收敛性更强。同时变循环发动机稳态性能建模及加速燃油控制规律优化实例表明,本文所发展的方法在处理实际工程问题时,依旧可以表现出良好的算法性能。     

基于飞机/发动机性能一体化的发动机控制规律优化设计方法研究

针对发动机控制规律的选取对飞机/发动机性能一体化设计的影响,基于飞机/发动机性能一体化设计方法,开展了发动机控制规律优化设计方法研究。从先进战斗机飞行任务出发,开展了飞机/发动机性能一体化设计方法研究,进行约束分析和任务分析,以起飞总重最低为目标优选飞机/发动机设计方案,验证了设计方法的合理性。采用飞机/发动机性能一体化设计方法,分别研究了不同节流比和不同控制规律设计对飞机/发动机性能一体化设计的影响。研究表明:在飞机/发动机性能一体化设计过程中,采用合理的发动机最大状态控制规律同时选取恰当的发动机节流比,可以有效扩大约束可行域,同时能够降低发动机的燃油消耗量,降低飞机起飞总重。     

直升机燃油系统增压转自吸供油动特性

通过某型燃油系统增压供油转自吸供油试验,研究了发动机入口处的流量历程。在试验研究和直升机燃油系统增压转自吸供油机理基础上,利用Flowmaster软件建立了某典型直升机燃油系统仿真模型,仿真结果与试验结果吻合较好,验证了模型的正确性。在此基础上,研究了直升机燃油系统增压转自吸供油动特性。结合仿真结果,分析了增压泵出口单向阀的弹簧预紧力、弹簧刚度对发动机入口燃油流量、压力的影响,为燃油系统零部件选型及参数确定提供参考。     

民用涡扇发动机起动过程改进的分段组合控制计划研究与试验

针对某型民用涡扇发动机,将n-dot闭环控制算法应用于涡扇发动机起动过程,设计了涡扇发动机起动过程开环与闭环分段组合的控制计划,仿真表明:涡扇发动机起动过程采用n-dot闭环控制算法在初始阶段会出现参数摆动的情况.为此,基于油气比作控制变量进行消喘的原理,对n-dot闭环控制算法进行了改进,以消除起动初始阶段的参数摆动.试验结果表明:改进后的分段组合的控制计划能够有效抑制参数摆动现象;并且,对于不同大气条件的起动测试,起动过渡态过程高压转子转速的数值差距不大于1.0%,延时不超过0.9s;而对于不同飞行状态的起动测试,起动过渡态过程高压转子转速的数值差距不大于1.0%,延时不超过1.2s,具有良好的稳定性和重复性.      

利用导弹制导误差补偿规律修正不完全弹道测量的数据融合技术

论述不完全弹道测量的数据融合处理问题。在惯性器件天地关系一致的前提下,导弹惯性器件误差补偿量变化规律,就反映了飞行中制导工具误差的变化规律,即遥外差的变化规律。因此,可以利用补偿量视速度的变化规律约束条件,内插出不完全测量段落的遥外差数据,在建立节省参数的弹道估计的联合模型基础上,融合少量的高精度测元来解算弹道参数。落点验算表明：利用该方法计算的落点接近实际落点。     

盒形件超塑成形过程中材料流动规律的数值模拟与实验

利用有限元软件MSC.Marc2010对钛合金盒形件超塑成形过程进行了有限元模拟,控制目标应变速率,得到优化的压力-时间曲线,并据此进行实验研究,沿实验曲线分别加载至6个不同的标定压力值(分别为0.5,1.0,1.5,2.0,2.3和2.5MPa)得到成形过程中的零件。测量6个实验零件的外形轮廓和厚度,并分别与相对应的模拟结果进行对比,验证实验与模拟的一致性,并分析整个成形过程中的材料流动规律,得出在自由胀形、底部贴模、充填圆角3阶段盒形件不同区域的应力、应变和变薄率分布,为复杂零件的超塑成形工艺的制定奠定了一定的理论基础。     

海上漂浮平台的漂浮规律

通过分析水中质点的运动规律,简化其运动方程,进而研究某武器系统的漂浮平台摇摆规律,计算其在一定海情下的最大摇摆角幅度、角速度及角加速度,为后续研究漂浮平台的运动打下一定理论基础。