复合材料缠绕后置处理方法研究

利用芯模表面的离散落纱点,依据空间几何和微分几何理论,针对纤维缠绕过程提出纤维缠绕出纱点轨迹的网格后置处理方法。该方法首先通过纤维缠绕轨迹的落纱点,以及缠绕过程中等悬纱长约束条件来求取出纱点,然后通过计算相邻出纱点的各坐标差得到机床运动轨迹,最后分别通过对三通管和组合回转体的缠绕成型实验,来验证该网格后置处理方法在处理非回转体和回转体缠绕出纱点轨迹的可行性和准确性。     

非结构混合网格鲁棒自适应技术

数值格式、湍流模型和计算网格是影响CFD数值模拟精度的3个主要因素。结合流场信息的网格自适应技术具备动态优化计算网格的能力,被NASA列为未来CFD发展的一项关键技术。本文针对非结构混合网格,发展了网格单元分布优化、表面网格几何投影和空间网格协调匹配3项关键技术,建立了高鲁棒性几何保真的网格自适应系统。首先,为了提高自适应方法的鲁棒性和通用性,发展了基于标准面网格的多面体网格单元分布优化方法。其次,发展了仅依赖表面网格信息的局部曲面重构技术,采用参数点映射方法实现了新增表面网格点的几何投影,消除了自适应系统对几何CAD系统的依赖。再次,采用改进的距离函数方法实现了空间网格与投影后表面网格的快速匹配。最后,结合基于流场特征的自适应探测器,采用二阶格式的有限体积方法,开展了30P30N三段翼绕流和三角翼大迎角绕流的网格自适应数值模拟。结果表明,通过网格自适应对网格单元的分布进行优化后,流场求解的收敛性和模拟精度都得到了显著提高。     

复杂形体面片缠绕成型方法的分析与实现

通过对复杂形体缠绕成型方法的分析，提出了面片缠绕的思想；同时针对缠绕过程中可能存在的架空问题提出了一套可行的判定准则和解决方案。以面片缠绕理论为基础，针对飞机发动机进气道缠绕成型，编制缠绕控制程序并进行相应的实验，验证了面片缠绕方法的实用性，为航空航天高性能构件的缠绕成型探索了一条新的途径。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

无槽环形绕组轴向磁通永磁电机空载反电动势解析

无槽环形绕组有两种类型,即扇形绕组和矩形绕组。针对这两种绕组空间分布对空载反电动势的影响,分别对两种绕组轴向磁通永磁电机的空载反电动势进行了解析推导。在气隙磁密解析计算时,提出通过建立虚拟等效直线电机模型用以计算气隙磁场端部效应函数。为了验证解析公式的正确性,以一台电机方案为例,利用推导的解析公式对空载反电动势进行了计算,与有限元计算结果进行了对比,结果表明解析计算结果和有限元计算结果相对误差小于2.1%,满足工程要求。因此,推导的空载反电动势解析公式可以作为电机设计人员参考使用。     

基于剃齿啮合传动特性的剃齿刀优化设计

针对剃齿齿形“中凹”误差问题,构建了剃齿啮合分析模型,研究不同重合度对剃齿啮合传动特性的影响,以此提出一种剃齿刀优化设计方法。通过剃齿试验得出不同重合度的剃齿啮合传动特性对齿形“中凹”误差的影响规律,从而验证剃齿刀优化设计方法的正确性。结果表明 :适当的增大重合度能一定程度上减小剃齿啮合传动误差和瞬时传动比的曲线幅值,但继续增大会导致曲线局部振荡,使得传动更加不平稳,形成明显的齿形“中凹”误差;不同重合度的剃齿啮合状态引起的接触变形才是影响剃齿传动性能的主要因素;剃齿啮合传动性能越好,工件齿轮形状偏差及总偏差也越小;基于剃齿啮合传动特性的剃齿刀优化设计能有效地减小齿形“中凹”误差。      

复合材料布带缠绕智能纠偏控制技术

智能纠偏是复合材料缠绕成型的关键技术之一,其焦点问题是如何实现布带跑偏量的精确检测控制.在分析布带跑偏机理及纠偏可行性的基础上,针对布带跑偏量检测问题,提出了基于线阵电荷耦合(CCD)的布带边缘检测方法,并对其检测原理进行了分析.在此基础上,建立了智能纠偏控制系统的数学模型,分析了系统的稳定性,并采用Fuzzy-PID...     

运输机驾驶员座椅人机工效设计研究

运输机驾驶员座椅是运输机驾驶舱设计中一项重点内容,其主要包括驾驶员座椅参考点确定,座椅结构尺寸、调节行程和约束系统等人机工效设计参数。运输机驾驶员座椅人机工效设计首先定义了符合中国人体生理特征和人体尺寸的驾驶员舒适坐姿,并建立舒适坐姿二维简化模型,利用经验公式结合人体尺寸分析计算出座椅参考点、座椅调节行程、座椅约束系统参数范围等人机工效设计参数值,并进行了人机工效虚拟仿真。结果表明,运输机驾驶员座椅人机工效设计参数合理可行,对固定翼类运输机座椅设计具有一定的指导价值。     

基于匹配渐进展开的跳跃式再入解析预测-校正制导律设计

为了适应低升阻比飞行器再入返回的大航程要求,针对大气跳跃再入飞行环境复杂并难以直接获得解析解的特点,基于匹配渐进展开法设计了一种跳跃式再入解析预测-校正制导方法。首先分析了低升阻比飞行器大气跳跃再入轨迹的飞行剖面和制导分段方法;然后分别推导了其运动方程以重力作用为主导的外解和以气动力作用为主导的内解的渐进展开形式,并通过匹配获得了统一的封闭解析表达式;接着基于此解析解实时预测飞行器的剩余航程,并通过不断迭代升阻比垂向分量以满足最后的落点精度;最后针对跳跃再入飞行的不同阶段设计了不同的制导策略以获得最终的倾侧角指令。仿真结果表明采用跳跃式再入返回技术,阿波罗指令舱的航程能够达到8 348 km,而解析预测-校正制导律的落点精度为0.338 km,证明了此方法的有效性。     

源项不准确加载对源项法模型仿真精度的影响

针对平板多孔气膜冷却结构开展了真实模型和源项法模型数值仿真,在同实验数据对比取得较高精度的基础上探究了源项不准确加载对源项法模型仿真精度的影响,分析了加载方式、流量系数、网格参数等影响因素。结果表明:源项法模型可以代替建立带气膜孔真实模型对气膜冷却结构进行数值计算。网格准确定位的源项加载方式在粗细网格条件下均能取得较高的精度,点源项加载方式对网格较为敏感。因流量系数公式不准确导致的流量计算误差会影响源项法模型的计算精度,低吹风比下影响更为显著。气膜孔进出口处网格面密度应不少于4个/mm2,第一层网格高度的选取应符合所选用的湍流模型,以保证较高的计算精度。     

具有高精度的永磁容错电机非线性电感分析及其解析式求取

 以六相十极永磁容错电机（FTPMM）为例,通过对电机中磁力线分布的分析,得出FTPMM绕组自感的各个主要组成部分,即激磁感、谐波漏感、槽口漏感和槽内漏感,并分析出FTPMM的大电感是通过增加槽口漏感和谐波漏感来实现的。为提高电机优化设计的正确性,提出了新的磁路模型,并引入槽口磁压降参数和槽口计算厚度参数,得出了具有高精度的非线性绕组自感及其组成部分的解析式。最后通过有限元法(FEM)及实验验证,该解析式的精度在13%以内,并且电机具有很强的容错能力,对永磁容错电机的优化设计和性能分析有理论指导意义。     

圆柱形过滤器端部缠绕的堆积问题

在对圆柱形过滤器进行缠绕成型时,由于缠绕角、端部过渡长度以及芯模直径的大小等影响,过滤器端部经常出现纤维堆积的现象,导致纤维缠绕精度下降、机床运动干涉而造成材料浪费。经理论分析和仿真试验,提出了分别基于改变摩擦系数、调整轨迹跳越数和调整端部过渡段的减轻堆积的方法,最后应用该方法对航空用油过滤器进行缠绕成型试验,验证该方法的正确性和可行性。     

基于IPDG方法的超声速混合层流动数值模拟

为了满足超声速混合层高精度模拟需求,实现了基于内罚方法的间断伽辽金(IPDG)方法数值模拟.通过将黏性通量作为辅助变量使得Navier-Stokes方程降阶,并利用间断伽辽金方法进行空间离散,最后采用Newton-Krylov隐式方法对空间半离散方程进行时间推进.相对于有限体积法数值精度提高到了 3阶.将该方法应用于对...     

高压高速电机通风与散热分析

针对YKS规格的高压高速电机单机容量高、局部温升大等特点,以1台YKS5602 3 000 kW规格的高压高速电机为例,依据电机实际尺寸,建立了电机端部绕组及定转子模型。采用有限元法对流体场与温度场进行了仿真,计算出电机运行时各个通风槽内冷却气体流动情况,并对电机整体进行流固耦合分析,得到高压电机端部绕组及定转子温度场分布。对仿真计算结果分析,并与样机试验数据比较,结果表明:流体场和温度场耦合的方法能够准确地了解YKS电机各个通风槽内的气体流动情况及电机内局部温升分布。     

一种基于实测飞行轨迹的惯导误差分析方法研究

针对传统蒙特卡罗仿真方法用于惯导误差分析时计算量大且参数调整不便的问题,提出了采用Kalman滤波的状态均方误差预测公式结合惯导误差传播方程进行误差协方差分析的新方法。该方法将惯导总误差分解为各种不同误差因素的线性组合,且各误差因素之间是相互独立的,误差计算和参数调整都非常简单方便。以一组实测飞行轨迹数据为例,利用所提协方差分析方法进行误差分解,并将结果以多种形式直观展示,显示了新方法在误差分配和精度评估中的优越性。     

电机定子绕组端部建模方法对热流场仿真结果影响分析

电机温升是影响电机性能和运行可靠性的主要元素之一,温度校核已成为电机设计过程中的重要环节。目前大多采用电机三维温度场仿真方法,但是因电机端部绕组结构复杂,热流场耦合性强,对计算结果准确性影响较大。建立3种定子绕组端部建模简化方式,使用Fluent仿真软件平台对某感应电动机热流场进行了仿真计算及分析。结果表明,建模时可以将定子端部绕组简化为拉直向上弯折的二维结构,这种简化方式兼具建模时间短、仿真精度高等优点。所得结论对快速进行电机热流场仿真、缩短电机设计周期有一定的参考作用。     

An error analysis and optimization method for combined measurement with binocular vision

The accurate measurement of surfaces of large aviation components is vital for the assessment of manufacturing and assembly quality of such components. To satisfy the measurement requirement of large-size components, most current researches pay more attention to combined measurement methods utilizing different measuring instruments, but the related researches on error analysis and optimization methods are not taken enough attention. This paper proposes a combined laser-assisted measurement method with feature enhancement techniques, and it also develops an error propagation model of the main factors affecting the overall measurement error in detail. Firstly, the surface of a large-size component is measured by the measurement system at multiple stations. Secondly, a control point coordinate system is established as a bridge to unify all local measurement data into the global coordinate system. To improve the overall measurement accuracy, the pixel extraction error as a key factor causing the overall measurement error is analyzed in detail. Next, the error propagation model is established, and some optimization strategies of layout for minimizing measurement error and transformation error are researched. Finally, experiments are carried out to verify the effectiveness of the proposed method. The results show that the measurement error of the proposed method reaches 0.073% and 0.14% with a 1D standard ruler and a flat plate, respectively.     

纤维缠绕壳体参数程序设计

纤维缠绕壳体在生产前必须求得缠绕角、线型、缠绕层次、挂轮比等诸多参数。目前采用的是人民计算及查找的设计方法。该方法过程繁琐,效率低下,稍有不慎就会发生错误,且必须全部重新进行设计。为此,作者开发了一套利用计算机进行设计的系统。该系统提供了有关算法及Ｖｉｓｕａｌ Ｂａｓｉｃ源程序。使用该软件,可在计算机上完成纤维缠绕壳体参数的设计工作,大大提高了设计者的工作效率。该软件使用方便,设计结果精确可靠。     

燃烧室空气流量分配试验方法模拟分析与优化

为了明确当前燃烧室流量分配试验采用的堵孔法的合理性,按照某单管燃烧室流量分配试验的实际流程进行数值模拟,分析了试验本身存在的方法误差和根源,据此提出了采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的优化试验方法,并进行了数值模拟验证。结果表明:采用堵孔法进行流量分配的测定存在一定的方法误差,该方法对火焰筒头部的测定影响较小,而对主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测定影响相对较大,主要原因在于未同时考虑被测孔排及其下游孔排的过流条件;采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的方式进行流量分配测量,能够大幅度降火焰筒上主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测量误差,降低幅度分别达到约6%、12%和9%,效果明显;试验方法优化前后,火焰筒上各孔排进出口截面的静压差的改变是试验方法误差一直存在的根本原因,但方法优化后这个压差的变化量及对测量结果的影响较优化前都更小。      

Interface flux reconstruction method based on optimized weight essentially non-oscillatory scheme

Aimed at the computational aeroacoustics multi-scale problem of complex configurations discretized with multi-size mesh, the flux reconstruction method based on modified Weight Essentially Non-Oscillatory (WENO) scheme is proposed at the interfaces of multi-block grids. With the idea of Dispersion-Relation-Preserving (DRP) scheme, different weight coefficients are obtained by optimization, so that it is in WENO schemes with various characteristics of dispersion and dissipation. On the basis, hybrid flux vector splitting method is utilized to intelligently judge the amplitude of the gap between grid interfaces. After the simulation and analysis of 1D convection equation with different initial conditions, modified WENO scheme is proved to be able to independently distinguish the gap amplitude and generate corresponding dissipation according to the grid resolution. Using the idea of flux reconstruction at grid interfaces, modified WENO scheme with increasing dissipation is applied at grid points, while DRP scheme with low dispersion and dissipation is applied at the inner part of grids. Moreover, Gauss impulse spread and periodic point sound source flow among three cylinders with multi-scale grids are carried out. The results show that the flux reconstruction method at grid interfaces is capable of dealing with Computational AeroAcoustics (CAA) multi-scale problems.