铝合金时效成形的试验研究

应用应力松弛理论,分析时效成形的影响因素,设计误差可调的纯弯曲变形试验装置,通过正交试验获得T、t、RO对目标η的影响的主次顺序,研究结果为建立成形参数与弯曲半径之间的函数关系以及回弹预测提供参考依据.     

飞机数字化装配工艺仿真技术

利用产品的三维数字样机,对产品的装配过程统一建模,在计算机上实现产品从零件、组件装配成产品的整个过程的模拟和仿真.这样,在建立了产品和资源数字模型的基础上,就可以在产品的设计阶段模拟出产品的实际装配过程,而无需实物样机.     

一种基于MEMS的微惯性测量单元标定补偿方法

根据微机电系统MEMS(Micro Electronic Mechanical System)惯性器件的特点,在建立微惯性测量单元MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)角速度及加速度误差数学模型的基础上,提出一种适用于MIMU的、仅采用单轴速率转台(无指北装置)的"动态翻转6位置"快速标定补偿方法.与传统标定方法相比,标定补偿方法简单便捷,可以一次确定出MIMU的45个误差系数,辨识误差系数精度高,尤其适用于低精度捷联惯性测量单元.通过理论分析、推导以及大量的实验验证,标定补偿方法可以将MIMU的精度提高2~3个数量级.      

最大Lyapunov指数用于压气机局部性能的分析

对压气机叶尖、叶根失速类型的判断有利于在设计中增加控制措施以扩大压气机稳定工作范围。压气机内部流动为复杂的非线性系统,利用非线性时间序列分析中的最大Lyapunov指数方法,分别对单级和15级低速轴流压气机稳定工作状态下不同叶高处的动态总压试验数据进行分析,发现最大Lyapunov指数较大的区域容易失速,得到了此压气机叶尖与叶根进入失速的先后顺序,与失速过程的动态总压信号利用低通滤波方法进行失速类型判断得到的结论相一致。     

尾流撞击效应对轴流压气机下游叶排涡面的影响

针对某高负荷高压压气机末级,通过研究上游转子尾迹涡面周期性扫掠对下游静子涡面的影响,从涡面非定常作用的角度分析流场时空结构.结果表明,流场性能的改善与涡面时空结构相对应,尾迹涡面同分离涡面的相互作用可显著降低流动损失;与上游尾迹涡面发生耦合的是叶片尾缘旋涡交替脱落频率而非吸力面前缘分离涡不稳定频率.      

航迹跟踪的DMC方法设计研究

动态矩阵控制（DMC）是模型预测控制（model predictive control）的一种典型算法,通过模型预测、在线滚动优化和反馈校正来对被控系统实施优化控制,能有效处理系统输入输出约束和抑制随机干扰。论文在碟形飞行器控制模型基础上,设计了基于DMC方法的飞行器航迹跟踪控制系统。通过选取多组参数进行仿真研究,明确了DMC方法三个主要参数在系统中的作用,并获得了较好的航迹跟踪控制效果。     

部件性能变化对大涵道比发动机台架性能的影响

应用航空发动机总体性能计算程序,分析了部件性能变化对大涵道比、双转子涡轮风扇发动机总体性能的影响。在几个典型转速下,对比分析了某型大涵道比发动机部件效率降低及流路总压损失增大后发动机台架性能的变化,确定了影响发动机推力、耗油率、排气温度以及压缩部件稳定性的关键因素。     

基于壁面压力梯度控制的压气机S形过渡段设计

建立了S形过渡段流道几何的参数化描述方式,并提出了半程落差比的概念,将过渡段流道几何归结为内壁半程落差比及控制点面积比的函数;探讨了通过半程落差比及控制点面积比控制壁面压力梯度的方法;将该方法应用于过渡段的设计,探索其设计规律。研究结果表明:适当增大半程落差比可使过渡段内壁扩压前移,减小后半程的逆压梯度,从而抑制过渡段内壁出口附近低能附面层的分离,减小损失;同时,控制点面积比也将显著改变壁面压力分布,构造先扩张后收缩的面积变化可减小过渡段内壁进口的吸力峰值,并且进一步减小后半程的逆压梯度;对于所研究的进出口面积相等的压气机S形过渡段,当半程落差比在0.55～0.65之间,控制点面积比在1.1附近时,过渡段的总压损失最小。     

非定常耦合流动对叶片动力响应的影响

针对"在轴流压气机中实现非定常耦合流动状态时,是否会引发下游转子产生结构振动问题"进行了研究.在已有的三维非定常CFD(计算流体动力学)计算频谱分析结果的基础上,使用有限元方法进行模态分析,通过调整上游静叶数的手段,研究实现耦合流动后产生的动力响应问题,并对调整前后压气机的气动特性进行比较.结果证明,通过适当的调整上游静子叶片数,可以在最大化发掘非定常耦合流动的潜力的同时避开转子的共振频率.      

激光投影技术在飞机导管支架安装中的研究与应用

导管的取制工作已经成为制约飞机批产能力提升的重要瓶颈之一。飞机生产现场进行导管安装时需统筹安排、合理布局,一般遵循电缆让导管和支架、导管让支架的原则,因此导管支架位置的确定与否成为影响导管取制的重要因素之一。目前,导管支架安装手段落后,安装精度不高,支架位置变化频繁,导致导管实样更改的次数频繁,从而在整体上延误与影响飞机制造交付周期。激光投影技术采用数字化定位手段,对导管支架的理论位置进行三维投影,从而使导管安装支架得到有效地控制与固化,缩短飞机导管取制周期,提升安装质量与精度。