基于精益6滓的航空高强钢零件大尺寸面轮廓度 数控加工参数优化

针对某航空高强钢零件大尺寸面轮廓度数控加工合格率较低问题,利用精益6σ方法,依据DMAIC的研究路径,充分运用箱线图、等方差检验、单因子方差分析等方法和工具,分析了“人、机、料、法、环、测”6大方面的操作者、加工刀具、装夹方式、主轴转速、切削量、进给速度、切削方式7个因素,确定刀具尺寸、切削量、进给速度为关键影响因素;通过建立面轮廓度与7个影响因素之间的GLM模型,得出影响流程输出的3个关键影响因素的最佳组合,并在此基础上对工艺参数进行优化。结果表明:该零件的数控加工工艺流程改进后,减少了加工过程中的人工调试检查环节,缩短了加工调试验证时间,大尺寸面轮廓度数控加工合格率从80%提高到96%以上,取得了较好的经济效益。     

退化发动机加速性能恢复控制方法

针对退化发动机加速性能下降的现象,提出一种变喘振裕度约束的模型预测控制方法。通过分析退化发动机在加速过程中的工作特点,将加速过程分为三个阶段,在不同阶段采取不同的喘振裕度约束。鉴于模型预测控制能够显式处理约束、采用在线滚动优化来获取最优控制输入,采取模型预测控制方法,并采用具有较高实时性的交替方向乘子法求解优化问题,实现了退化发动机加速性能的恢复。数字仿真结果表明,采用本文所提出的加速性能恢复控制方法后,相比退化发动机,加速过程中所耗费的时间缩短了35%以上。     

钛合金零件钻削过程仿真与试验研究

钛合金被广泛用于航空工业中,譬如民用飞机吊挂滑轨等典型结构的制造。钛合金作为难加工材料,通常使用钻削的方法进行加工,不同的钻削参数对应不同的钻削温度和钻削力,而钻削温度和钻削力对加工精度影响较大。为使加工参数和加工精度得到很好地匹配,借助Deform 3D有限元仿真软件建立了钛合金热应力耦合有限元模型,通过软件仿真研究钛合金滑轨在加工过程中的钻削力以及钻削温度。首先,对钻头和钛合金试件进行网格划分。其次,建立材料本构模型和切屑分离标准,使用仿真软件得到加工过程的钻削力和钻削温度。最后,采用试验方法获取钻削温度和钻削力,与仿真结果进行对比。结果表明:仿真结果与试验较为吻合,仿真能输出有效的钻削力和钻削温度。     

面向系统集成的起落架地面运动特性建模方法

大型飞机地面运动特性是飞机性能的重要组成部分,主要涉及到飞机的地面滑跑、转弯以及刹车等过程。地面运动特性的分析涉及到动力学、液压、控制等多领域,是典型的多学科耦合的复杂问题。以某大型民用飞机为研究对象,从主制造商的系统集成性能分析需求出发,通过多学科解耦和模型物理度划分两个角度进行地面特性模型架构的分解与定义,并以飞机刹车系统性能分析为例,验证了本架构的有效性。本文提出的模型架构灵活,既适用于飞机集成商的飞机级性能分析,又适用于特定系统级的性能分析。     

基于自适应代理模型的结构动力可靠度分析方法

结构动力可靠度分析对于衡量结构的安全状态和工作性能具有重要的指导意义。采用一种同时考虑 动态激励载荷和材料力学性能参数随机性的动力可靠度计算高效方法,通过建立不确定性材料力学性能参数 与条件动力可靠度之间的 Kriging代理模型,推导动力可靠度的解析表达式;提出一个新的学习函数来构建自 适应的 Kriging代理过程,通过复合材料飞行器蒙皮骨架结构在随机振动载荷和随机材料力学性能参数共同作 用下的动力可靠度分析对所提方法的准确性与高效性进行验证。结果表明:所提方法不仅能够避免使用代理 模型对动力可靠度求解时由于使用数值积分所引入的误差,同时能够使用尽可能少的计算成本获得准确的动 力可靠度结果。     

导流槽构型对火箭起飞时流场和声场的影响

为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。     

基于混沌理论的滚动轴承振动信号融合模型预测

提出融合算法模型,在混沌理论的基础上对滚动轴承振动信号进行预测。基于相图法、最大Lyapunov指数法和关联维数法对滚动轴承振动信号进行混沌判别,证明其混沌性。以预测值和真值间差值范数最小为目标导向优化出Kriging模型、最小二乘支持向量机(LSSVM)模型和极端学习机(ELM)模型的权重,加权法构建融合算法模型。相空间重构法构建滚动轴承振动信号预测的训练样本,并对融合模型、Kriging模型、LSSVM模型和ELM模型进行训练,训练好的模型用于振动轴承振动信号混沌预测。以案例1和案例2共两个实验的滚动轴承振动信号为对象进行验证,两案例的最大Lyapunov指数大于0,从而判断这两个案例的轴承振动信号呈现混沌特性。另外,从方均误差、方均根误差和平均绝对误差指标来评价,融合算法模型的指标值均小于单一模型算法,融合算法模型的预测精度优于单一模型算法。     

基于改进无模型自适应算法的涡扇发动机限制保护控制方法

针对发动机限制保护控制问题,提出了一种基于数据驱动的改进无模型自适应限制保护控制方法。以主回路闭环系统为设计对象,通过在常规无模型自适应控制律的准则函数中增加误差变化率,使超限保护系统具有更快的响应速度,给出了改进后系统的稳定性条件,并采用临界比例度法进行了控制器参数整定。仿真结果表明:在不同工作点,所设计的改进无模型自适应限制保护控制器相比常规无模型自适应限制保护控制器,最大超限平均减小2.97%,响应时间平均缩短2.30s,实现了发动机超限后的迅速回调,保证了发动机系统的安全运行。     

翼吊短舱形式发动机安装效应的风洞试验研究

为了确定实际飞行使用条件下,发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,本文针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了基本构型与起飞构型下,马赫数0.1、0.15、0.2,攻角0°~15°变化,5种不同发动机状态条件下的风洞试验,通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻力划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明：发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,飞机设计研发阶段不能仅对短舱通流模型,或单一发动机状态下的动力短舱模型进行损失修正,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正。     

基于DS算法的混胺燃料近红外光谱分析模型传递

对混胺燃料的近红外光谱分析模型的传递方法进行研究。采用 K/S(Kennard/Stone)算法选择转换集样品,采摘用直接校正(Direct Standardization,DS)算法对从仪器采集的光谱进行校正。通过光谱平均差异(ARMS)比较奇异值分解(Singular Value Decomposition,SVD)算法和偏最小二乘法(Partial Least Squares,PLS)对光谱校正的效果。当 PLS算法的最佳主因子数为 3时,DS-PLS算法的光谱校正率可达到 97.5%,优于 DS-SVD算法。混胺样品的分析模型经过 DS-PLS算法传递后,对从仪器的混胺样品各项指标的预测标准偏差(SEP)明显好于传递前,与主仪器预测效果接近,说明采用 K/S算法选择合适的转换集样品后,通过 DS-PLS模型传递算法可有效降低仪器间的光谱差异,实现近红外光谱分析模型在各台光谱仪之间共享。