基于最小一乘的跑道入口高度计算

跑道入口高度是关系着飞机能否安全着陆的关键参数,在其计算中需要采用曲线拟合预测的方法。目前大多是采用基于最小二乘准则的拟合方式。由于最小二乘准则的局限性,当下滑道随机误差不满足正态分布,在飞行数据中出现异常点时会给预测带来较大误差。将最小一乘方法引入到跑道入口高度计算问题中,提高了算法的稳健性,很好地克服了这一问题。     

飞机数字化装配系统中机身交点孔加工方法研究

针对传统交点孔加工方法加工精度低且存在回弹变形的问题,设计了一种满足飞机大部件数字化装配要求的机身交点孔精加工方法,根据交点孔的加工特性完成了机身定位与固持、数控加工中心定位以及加工工艺的总体设计,确定了交点孔加工程序原点的计算方法和编程原则,最后通过交点孔试切加工试验验证了加工方法的可行性。     

An equilibrium multi-objective optimum design for non-circular clearance hole of disk with discrete variables

An Equilibrium Multi-objective Optimization Model(EMOM) with self-regulated weighting factors has been proposed for the optimum design of non-circular clearance hole on the front flange of turbine disk. In the ‘‘equilibrium design", both the stress decrease around the hole and the least hole's profile variation are considered, which balances two ambivalent design goals. Specific discrete variables are applied to realize the standardization design in the optimization process, in which a Surrogate Genetic Coding Algorithm(SGCA) is introduced, and a special check module is used to get rid of repeated fitness evaluation of the samples. The method offers an equilibrium design for the non-circular clearance hole of the turbine disk with great accuracy and efficiency.     

Machining of a film-cooling hole in a single-crystal superalloy by high-speed electrochemical discharge drilling

Single-crystal superalloys are typical advanced materials used for manufacturing aeroengine turbine blades. Their unique characteristics of high hardness and strength make them exceedingly difficult to machine. However, a key structure of a turbine blade, the film-cooling hole,needs to be machined in a single-crystal superalloy; such machining is challenging, especially considering the increasing levels of machining efficiency and quality demanded by the aeroengine industry. Tube electrode high-speed electrochemical discharge drilling(TSECDD), a hybrid technique of high-speed electrical discharge drilling and electrochemical machining, provides high machining efficiency and accuracy, as well as eliminating the recast layer. In this study, TSECDD is used to machine a film-cooling hole in a nickel-based single-crystal superalloy(DD6). The Taguchi methods of experiment are used to optimise the machining parameters. Experimental results show that TSECDD can effectively drill the film-cooling hole; the optimum parameters that give the best performance are as follows: pulse duration: 12 ls, pulse interval: 30 ls, peak current:6 A, and salt solution conductivity: 3 m S/cm. Finally, a hole is machined by TSECDD, and the results are compared with those obtained by electrical discharge machining. TSECDD is found to be promising for improving the surface quality and eliminating the recast layer.     

基于功能检测的备用系统维修优化研究

为了减小或消除主系统故障的后果,机械中经常采用备用系统在主系统故障时代替其完成功能。根据某些机械设备的备用系统故障具有延迟性的特点,提出了不等间隔的功能检测策略;建立了该策略下备用系统的可用度模型和费用率模型;以系统可用度为约束,维修费用率为目标,建立了不等间隔功能检测维修策略下的维修优化模型;最后给出了优化模型的求解算法,得到了维修间隔的确定方法并进行了实例验证分析,结果表明：当首次检测间隔是重复检测间隔的3倍时采用不等间隔的功能检测优化模型比采用等间隔的功能检测优化模型节约9.55%。     

基于瞬态液晶测量技术的收缩-扩张形孔

采用一种进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了新型气膜孔(收缩-扩张形孔)的气膜冷却特性,研究了动量比对冷却效率和换热系数的影响,并与传统的圆柱形孔气膜冷却特性进行了对比,结果表明:收缩-扩张形孔中心线附近区域的冷却效率相对较低,而两孔之间区域的冷却效率相对较高,与圆形孔分布规律相反;在上游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域较高,而在下游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近又较低,与圆形孔相比也有较大不同。相对于圆柱形孔,收缩缝形孔的平均换热系数比在上游较高,在下游较低;收缩-扩张形孔喷出气膜对下游壁面区域的有效覆盖率远大于圆柱形孔,其展向平均冷却效率明显高于圆柱形孔;收缩-扩张形孔在动量比为2时的平均冷却效率最高。     

冲击-多斜孔复合冷却中冲击孔与多斜孔面积比对换热特性的影响研究

用数值计算的方法研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式的冷却特性,在保证当量开孔面积相同且压降相同的前提下,研究了冲击孔壁与多斜孔壁开孔面积比 变化对冷却特性的影响。研究发现,随着冲击孔与多斜孔开孔面积比减小,多斜孔壁气膜出流速度降低,气膜覆盖增强,冲击换热系数呈增大趋势,使得模型冷却效果增强;多斜孔壁热侧、冷侧与多斜孔孔内换热量随开孔面积比减小而减小,多斜孔内换热量在模型总体换热量中所占比例逐渐增加。     

抑涡孔结构对气膜冷却效率的影响

对不同孔间距模型的气膜冷却现象的流动和换热进行了数值计算,得到了不同吹风比下,展向和流向孔间距对气膜冷却效率的影响规律.研究结果表明,在主流雷诺数为4 797,吹风比为0.2～2.0的条件下:①展向方向上,S₁/D=1为最佳布局;②流向方向上,相对于主孔靠后的辅助孔冷却效果较好;③流向方向上,辅助孔在主孔下游的模型受吹风比影响小,并且流向距离的改变,对涡量的量级不发生改变,对涡量的大小和方向影响较大.      

叶片前缘双出口孔射流冷却效率数值模拟

利用数值模拟的方法研究了叶片前缘双出口孔射流冷却效率.该孔型是一种新概念气膜孔.吹风比变化范围为1.0～3.5,主流通道入口湍流度30%.结果表明,圆柱孔射流冷却效率和实验数据吻合较好,随着吹风比增加,单孔射流冷却效率减小.双出口孔有效地改善了叶片前缘冷却效率.吹风比从1.0增加到2.5时,冷却效率显著增加,吹风比为2.5和3.0时的冷却效率没有显著差别,吹风比为3.5时的冷却效率较低.双出口孔射流冷却效率径向分布比较均匀.      

出流结构对涡轮叶栅端壁气膜冷却效率数值研究

通过对涡轮叶栅端壁上游不同气膜冷却结构模型进行数值模拟,得到了不同吹风比情况下,涡轮叶栅端壁的流动与换热特性.结果表明:圆柱形孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成一对转动方向相反的耦合涡,对涡轮叶栅端壁的气膜冷却效果不利.前向扩张孔降低了孔下游耦合涡的强度,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱形孔.前向扩张缝结构增大了射流宽度,冷却了孔间端壁,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱形孔和前向扩张孔.