航空发动机薄壁W形封严环动模外压成形

液压成形是复杂薄壁零件制造的一种有效方法。针对某航空发动机的薄壁高温合金W形封严环构件,提出动模外压成形方法,并建立了有限元模型。基于数值模拟和工艺实验,分析了不同成形阶段的变形规律和压缩失稳的控制机理,在此基础上研究了毛坯成形区高度和型腔液压加载路径等关键工艺参数对零件成形结果的影响,探讨了成形过程中环向失稳起皱、型面不对称、材料堆叠等失效形式,提出了优化的参数。结果表明,提出的工艺方法可实现W形封严环的整体精确成形,采用优化的毛坯成形区高度和液压加载路径可获得成形精度较高、表面平滑无褶皱的试件。     

Miner理论的统计特性分析

分析了 Miner瞬时累积损伤 Di 分散性的来源 ,提出了一个解决原始 Miner累积损伤理论的两个主要缺陷的方法。理论分析和 Monte-Carlo数值模拟结果表明 :Miner瞬时累积损伤 Di可用对数正态分布加以描述     

航天器有限时间自适应姿态跟踪容错控制

非刚体航天器存在时变的惯量、执行器完全失效或衰退故障以及外界干扰的情况,提出一种有限时间自适应姿态跟踪容错控制方法。首先,基于有限时间理论和自适应方法,设计惯量不确定性自适应估计项和外界干扰参数自适应估计项进行系统补偿,克服惯量不确定性和抑制外界干扰;然后,基于容错控制和双幂次方法,设计一种自适应有限时间姿态跟踪容错控制算法,并且利用Lyapunov稳定性理论证明所提算法能够保证航天器姿态跟踪系统实际有限时间稳定;最后,对仿真结果进行验证。结果表明:所提有限时间姿态跟踪容错控制方法是有效的。     

含间隙折叠舵面的主共振响应分析

研究了含间隙折叠舵面的主共振响应.建立具有沉浮和俯仰间隙的二元舵面振动微分方程,两个运动方向受到同频简谐外激力.采用平均法求解系统的主共振周期解,结合数值法对方程组进行数值求解,研究系统主共振,得到振动幅频响应曲线.分析间隙、外激力、固定预载对于折叠舵面主共振的影响,结果表明：随着间隙增大,主共振响应曲线整体向左移动,非线性特点越来越突出,开始出现振幅跳跃和滞后现象;随着外激力增大,间隙范围内响应所占比例降低,非线性的影响也随之降低,系统振动特点接近线性;随着固定预载增大,共振形态变化较大.     

基于稳态能量流法识别半主动颗粒阻尼损耗因子的实验

通过稳态能量流法推导了半主动颗粒阻尼损耗因子与响应的关系,采用实验方法识别了半主动颗粒阻尼的损耗因子。分别研究了颗粒填充率和通电电压对半主动颗粒阻尼损耗因子的影响规律。研究结果表明:增大通电电压能提高半主动颗粒阻尼的损耗因子,损耗因子在到达一定电压后逐渐趋于稳定;半主动颗粒阻尼的损耗因子随着颗粒填充率的增加而增大,但颗粒填充率在达到70%以后,半主动颗粒阻尼的损耗因子增幅变缓并逐渐趋于稳定。     

高速风洞飞机部件和外挂物同时测力试验研究

为了获得××飞机主要部件和外挂物的气动载荷,在气动中心高速所1.2m×1.2m风洞中进行了飞机部件和外挂物同时测力试验研究。在M=0.40～0.85,α=-4°～12°,β=-8°～8°的试验条件下,采用7台天平同时对该飞机主要部件(机翼、平尾和垂尾)及翼下外挂物进行了测量。结果表明:试验获得的飞机部件和外挂物气动特性变化规律合理,量值可靠。试验研究的成功,拓宽了风洞试验能力,提高了风洞试验效率。     

基于主动形状模型实现医学图像中的物体(脊柱)定位

主动形状模型(ASM)通过把物体的形状模型及其相应的局部灰度表象模型有机结合以实现图像中的物体定位。在传统ASM中．对物体形状的灰度变化(局部灰度表象)的建模建立在一维采样与搜索方法的基础之上，故其定位准确性低且速度慢。本提出了一种在物体形状每一特征点周围的矩形邻域中使用二维采样与搜索技术．从而改进物体形状的局部灰度表象模型的方法。针对医学图像中的物体定位问题．本比较了基于这种改进的ASM模型和传统ASM模型对同一医学图像集中的脊柱定位能力。实验表明．基于这种改进的ASM模型能快速有效地对医学图像中的脊柱(物体)进行更准确的定位。     

数字双闭环瞬时值控制逆变器外特性研究

数字双闭环控制通过电流环的无差拍控制实现对负载扰动的抑制,从而提高系统的动态响应速度,但由于没有实现电压的无差拍控制,稳态精度不够理想。本文在介绍电容电流瞬时值反馈控制逆变器数字双闭环控制模型的基础上,建立了系统的闭环传递函数,并从理论上分析了影响数字双环控制逆变器外特性的因素。滤波电感参数的实际偏差和直流电压的波动对逆变器的外特性有较大影响。通过适当的参数设计和在控制器中引入直流电压的解耦控制可以解决在实际参数与控制器参数不一致时输出电压精度不高的问题。仿真和试验结果证明了理论分析的正确性,尤其是加入直流电压解耦控制明显提高了逆变器的输出稳态精度。     

高超声速弹性飞行器后体/外喷管建模与分析

考虑到全尺寸吸气式高超声速飞行器的机体弹性弯曲振动极易被激发,提出了一种包含机体弹性弯曲影响的外喷管建模和分析方法.该方法首先用虚拟激波膨胀波法确定剪切层的位置,然后用影响系数法求解外喷管中的准一维流,并用活塞理论修正后体下表面的压力.用该方法对一个全尺寸吸气式高超声速飞行器的后体/外喷管进行了仿真分析,结果表明,仅考虑低频、小振幅的后体弹性弯曲运动对外喷管性能的影响并不显著.     

涡轮叶栅外换热系数计算

采用求解三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程和带转捩模型的二方程Shear stress transport(SST)湍流模型,完成了MARKⅡ,VKI两个高压涡轮导叶叶栅及一个VKI高压涡轮动叶叶栅的外换热系数计算.计算结果与试验数据的对比表明,发展的带转捩模型的数值方法明显地提高了外换热系数的计算精度.