基于改进粒子群算法的管道动强度可靠性优化设计

本文对某型飞机液压管道采用的带压缩因子的粒子群算法(PSO)进行了改进,并对其支撑位置进行动力学优化。使用映射方法来离散粒子的位置,分别利用"和声搜索"法和"飞回技术"法对粒子群算法的边界条件和约束条件进行处理,改进了粒子群算法。并有效结合有限元(FEM)和改进的粒子群算法,以管道的疲劳累积损伤可靠度为约束,以一阶固有频率最大为目标对支撑位置进行动力学优化。经过优化,提高了管道的一阶固有频率,降低了振动水平,增强了系统的抗振能力。     

自由边界抛物薄壳的模态振型函数

基于membrane理论,推导出一组完全满足抛物薄壳自由边界条件的模态振型函数.通过模态分析实验得到自由边界抛物薄壳的低阶模态实验振型,将实验振型与有限元分析振型及依据模态振型函数所得到的理论振型进行对比,三者能够较好的吻合,表明所推导的模态振型函数可正确描述抛物薄壳的模态形状.     

大内收缩比二元高超声速进气道波系配置特性

为了发展适应宽飞行范围的高超声速二元进气道设计技术,考察了内收缩比对进气道特性的影响规律,并提出了结合附面层抽吸辅助自起动的大内收缩比进气道波系设计方法,改善了二元进气道低马赫条件下流量捕获低的弱点。研究发现,存在着设计点推力最优进气道内收缩比,而进气道非设计点流量系数随内收缩比而增大。基于最优内收缩比进气道构型,取消外压激波封口约束,通过局部等熵压缩波分散打进内收缩段内部,大幅提高了进气道低马赫流量捕获。并进一步通过合理配置内收缩段抽吸槽,以设计点(马赫6)1%,非设计点(马赫4)3%的流量损失使进气道自起动马赫数降到3.35,改善了内收缩比过大导致的自起动问题。     

自适应模糊PID技术在发射场供气系统的应用

针对发射场加注供气系统压力控制非线性、大时滞、变参数问题,设计了一种基于自适应模糊PID技术的闭环压力控制系统。该系统通过对控制器的比例系数Kp、积分系数Ki和微分系数Kd的在线调整,实现了压力的高精度控制。依据试验现场数据采取曲线拟合方法建立系统二阶滞后惯性模型并进行了仿真。通过仿真验证了模型的有效性,效果优于常规PID控制,有效地改善了系统的动态性能和稳态精度,在以PLC控制为核心的发射场自动化控制系统中可推广使用。     

含旋转铰间隙平面运动机构可靠性灵敏度分析

基于时变运动机构可靠性灵敏度分析方法,考虑机构杆件旋转铰间隙对运动精度的影响,发展出一种计算含旋转铰间隙平面运动机构全局灵敏度指标的分析方法。该方法首先基于该种运动机构的误差函数构建其包络函数,进而解析推导其可靠性计算公式,在此基础上结合时变运动机构全局灵敏度分析方法,求得含旋转铰间隙平面运动机构各全局灵敏度指标的计算公式。最后,将本文所提方法应用到两个具体机构算例,所得结果数据与蒙特卡罗法计算结果相比吻合度高,具有较高的精确度;同时,计算成本也大大降低。     

大过载对固体火箭发动机粒子阻尼的影响

针对大过载条件下(30 g)固体火箭发动机粒子阻尼预估问题,采用离散元法(DEM)对大过载下固体火箭发动机内的粒子阻尼开展了数值模拟研究工作.通过考虑粒子空间分布的粒子阻尼预估方法来计算不均匀分布下的粒子阻尼,进而分析获得了过载下燃烧室内不同直径粒子的空间分布及阻尼特性.研究结果表明:30 g的大过载会显著影响燃烧室内...     

平头压痕试验确定蠕变参数的一种新方法

利用压痕蠕变试验获取材料蠕变特性已得到了广泛的研究。然而大多数通过压痕法获得材料蠕变参数的方法都是数值方法,处理起来很不方便。本文通过研究压头尺寸对稳态压痕速率的影响规律,提出了由平头压痕试验确定稳态蠕变参数的一种新方法,并将其公式化。经验证该方法是可行的,而且可以有效地控制误差。     

基于可靠性的涡轮叶片双循环多学科设计优化

提出一种适用于涡轮叶片复杂结构的基于可靠性多学科设计优化方法.使用多学科可行性优化方法解耦.根据实验设计结果,通过Kriging模型建立多学科分析过程的近似模型,并在计算过程中不断更新近似模型.将Hasofer-Lind Rackwitz-Fiessler(HL-RF)可靠性计算方法和优化算法以双循环可靠性优化方法相结合,实现基于可靠性的多学科设计优化模型.实例分析表明,在保证结构的可靠度要求条件下,设计结果满足性能最优.验证了基于可靠性多学科设计优化方法在工程实践中的应用是可行的.      

涡轮单晶冷却叶片综合设计技术综述

新型冷却结构的提出.冷却叶片自动化造型技术的实现、流热耦合分析理论和技术的发展、学科耦合理论的提出、结构设计理论的创新、近似技术的应用以及基于计算机硬件高速发展的软件平台的开发使得涡轮冷却叶片在设计质量、设计效率等方面都有了极大的提高,从而大大提高整个发动机的性能,促进了整个航空工业的发展.     

基于响应面的涡轮叶片冷却通道设计优化

基于响应面近似技术,对涡轮冷却叶片的气动和传热性能进行了设计优化。以冷却通道肋的位置为设计变量,采用拉丁超立方抽样在变量设计空间里选取样本点,根据样本点建立叶片计算模型,采用流-热耦合分析方法得到叶片气动与传热性能参数,拟合得到叶片壁面最高温度、平均温度和总压损失关于设计变量的四阶响应面近似模型。采用响应面模型动态修正技术,进行了回流式冷却通道的设计优化,得到了优化解,减少了总压损失,使叶片最高温度下降了24.5 K,叶片壁面平均温度下降了34.4 K。