GH4169G整体叶盘阶梯铣削稳定性研究

为解决高强高温合金GH4169G整体叶盘叶片铣削加工不稳定问题,通过有限元分析的方法,分析了沿大径方向(叶片宽度)和轴向(叶身方向)两种逐层铣削方案对加工稳定性的影响,研究了阶梯铣削工艺和传统双面对称铣削工艺对整体叶盘叶片铣削稳定性的影响.结果表明:沿大径方向逐层加工时,其理论绝对稳定极限切削深度小于实际加工中可能的最大切削深度,主轴转速、切削深度等切削参数选择范围较小;而沿轴向逐层加工时,其理论绝对稳定极限切削深度大于实际加工中可能的最大切削深度.与传统双面对称铣削工艺相比,阶梯铣削工艺使整体叶盘叶片的刚度得到提高,相同载荷下叶片的最大变形量降低了60%,其前6阶模态频率均较高,加工过程更稳定,加工出的叶片能满足设计要求.      

基于切换多胞LPV的涡扇发动机全包线中间状态控制

针对航空发动机全包线内参数变化范围较大,单一控制器很难保证全包线内的控制效果的问题,提出了基于切换多胞线性变参数（LPV）的发动机全包线中间状态控制方法.根据发动机的进口条件将飞行包线分为相互重叠的子区域,将多胞理论及状态重置切换方法引入控制器求解,给出了能够保证切换多胞LPV系统鲁棒稳定的线性矩阵不等式（LMI）条件;利用求解出的Lyapunov矩阵设计各子区域的LPV控制器,并结合几何位置调度策略实现子区域LPV控制;利用局部重叠的滞后切换策略和状态重置切换律实现全包线内各控制器的切换,并证明了该闭环切换系统的稳定性.最终以某型涡扇发动机为研究对象进行仿真验证,结果表明:采用该控制方法稳态误差能够控制在0.1%以内,超调量不大于0.5%.      

超声振动切削对耦合颤振的影响

以耦合颤振为研究对象,通过理论分析和实验测量,研究了超声振动切削(UVC)方法对其影响及机理。超声振动切削可以通过控制系统能量摄入抑制耦合颤振。一方面,确定系统发生耦合颤振具有临界能量阀值,系统摄入能量为瞬时切削功率在净切削时间内的积分;建立的临界切削深度模型,表明超声振动切削可以增大临界切深,这表示系统具有更大的切削功率阀值,其原因是超声振动切削方法净切削时间减少,从而在一定切削时间内维持系统能量摄入总量不变,保证切削系统的稳定。另一方面,在相同条件下,超声振动切削可以有效降低平均切削力,减少系统摄入的能量,从而减弱耦合颤振的振动幅度,对其进行抑制。使用自行研制的弱刚度镗杆进行了对比实验,实验结果表明:超声振动切削可以增大临界切削深度且临界切深与占空比成反比;在相同条件下减小了系统振动幅度,获得了更好的加工质量。     

单片集成三轴微机电陀螺仪

为使陀螺仪进一步小型化、集成化,提出了一种新型单片集成三轴微机电陀螺仪,该陀螺仪采用单一MEMS结构芯片实现3个轴向角速度的测量.介绍了单片三轴陀螺仪工作方式、结构设计以及电路原理,完成了MEMS结构的流片加工,对陀螺仪表头和整机进行了测试,单片三轴微机电陀螺仪x轴、y轴和z轴零偏稳定性分别达到53.4(°)/h、70.8(°)/h和18.4(°)/h,非线性度分别为1.59×10-4、3.3×10-4和2.18×10-4.该陀螺仪具有三轴角速率检测效应,具有集成度高、体积小的优势,具有较强的应用潜力.     

先进战机大迎角机动仿真研究

考虑战机非线性运动建模中推力矢量、非定常气动力等因素,建立了适合战机大迎角机动纵向动力学模型和非定常气动力模型,采用数值仿真对速度、平尾偏角、推力矢量舵偏角及俯仰角速度动态特性进行了分析.基于某型战机大迎角机动的仿真结果表明:各参数的变化符合实际情况,能够有效地反映真实机动状态,为大迎角机动飞行操稳系统的设计提供了依据.     

电传操纵运输机操稳适航性问题分析

电传操纵系统已经成为民用运输类飞机操纵系统的主流.现行适航规章与操稳特性相关的要求主要是基于机械操纵飞机制定的,而电传操纵系统可以设计成与机械操纵不同的操纵性和稳定性,使得适航规章要求与电传操纵飞机之间存在不一致.对波音和空客公司的电传操纵系统操稳设计特征进行了分析,对与适航性密切相关的几个关键问题进行了对比研究,包括主操纵装置型式、响应类型、稳定性特征、大迎角保护、操纵品质评价以及飞行控制律需求捕获与确认等问题,为电传操纵运输机的设计与适航审定提供了借鉴.     

某型发动机涡轮后机匣三层异种材料错位孔的精密加工和稳定性改装

提经计算分析,某型发动机涡轮后机匣工作中处于非紧度状态,影响支承结构的稳定,需进行结构改装。采用复式小余量铰孔、精密研磨等技术对涡轮后机匣三层异种材料错位孔进行了精密加工和稳定性改装,提高了该型发动机涡轮后机匣的连接稳定性。     

RP-3航空煤油层流燃烧特性的实验

为了阐明RP-3航空煤油的燃烧特性,在定容燃烧反应器中实验测量了初始压力分别为0.1,0.3,0.5,0.7MPa、初始温度分别为390,420,450K、当量比范围为0.6~1.6时,RP-3航空煤油的层流燃烧速度与马克斯坦长度,分析了初始温度、压力以及当量比对火焰发展结构、层流燃烧速度及马克斯坦长度的影响.结果表明:随着初始温度的升高或初始压力的降低,RP-3航空煤油的层流燃烧速度逐渐升高;随着当量比由0.6升高至1.6,层流燃烧速度呈现先增加后降低的趋势,当当量比为1.2时,层流燃烧速度最大.随着初始压力或当量比的降低,马克斯坦长度逐渐增大,火焰稳定性增强;初始温度对马克斯坦长度的影响不明显,当当量比为0.9~1.1时,随着初始温度的升高,马克斯坦长度逐渐减小,但当当量比为1.2~1.5时,马克斯坦长度则有所增大.      

旋流对固体燃料冲压发动机燃烧过程的影响

针对旋流数对固体燃料冲压发动机燃烧流场的影响,进行了不同旋流数(s=0,0.2,0.4,0.6)工况下固体燃料冲压发动机直连式试验研究,固体燃料采用高密度聚乙烯（HDPE）,并对s=0.6和s=0两个工况进行数值仿真研究.试验和数值仿真结果表明:旋流的引入有助于火焰稳定,对提高补燃室压强和燃速有积极作用.在旋流工况下会使药柱表面热流密度高于无旋流,并使燃烧室中的化学反应更加充分.高强度旋流的引入会使燃烧更加充分,燃烧效率有所提高.      

颤振边界预测的系统稳定性分析方法

对颤振边界预测方法中的颤振裕度法与自回归滑动平均模型（ARMA）稳定性分析方法进行研究,采用数值仿真算例研究这两种方法受参数识别误差的影响,采用风洞颤振试验算例对比分析其预测颤振边界的有效性与准确性,结果表明:①颤振裕度法的判据受阻尼比识别误差的影响较小,相对于阻尼比识别误差更容易受频率识别误差的影响,ARMA稳定性分析方法的判据相对于颤振裕度法更易受阻尼比识别误差的影响,颤振裕度法比ARMA稳定性分析方法鲁棒性更高;②对于机翼弯扭耦合颤振,两方法的判据变化趋势相近,相差采样频率4次方的数量级,两者随着风速的增加具有平缓的下降趋势,有助于较早地预测颤振边界;③对于面内弯曲为主的颤振,ARMA稳定性分析方法比颤振裕度法适用性更好。