切削参数对弧齿锥齿轮齿面平均残余高度的影响

基于弧齿锥齿轮展成加工原理,推导了各数控（NC）轴运动表达式,研究刀盘转速、数控轴联动速度和单步插补角度等参数对齿面平均残留高度的影响规律,建立了两者之间的耦合关系,在此基础上完成了切齿验证试验。结果表明:在降低齿面平均残留高度方面,刀片旋转切削速度的改变影响很小,数控轴联动移动速度的影响略有增加,单步插补度数的影响最为显著,实验结果和理论分析结果一致,验证了本文理论的正确性。      

三维非平面裂纹扩展参数化模拟方法

发展一种基于有限元方法（FEM）的自动模拟三维非平面裂纹扩展的模拟方法。该方法采用参数化建模的方式建立裂纹体,以镶嵌裂纹体的方式在结构中插入裂纹,然后通过有限元计算得到裂纹扩展参量,自动更新裂纹体从而模拟裂纹的扩展过程。通过模拟三个裂纹扩展算例,计算了裂纹扩展循环数,对比试验结果,误差分别为195%、161%、21%。结果表明:该方法能够模拟三维非平面裂纹的扩展并计算扩展寿命,具有一定的精度和适用性。      

AZ31B镁合金双道次热变形过程流变应力特征模拟研究

建立了一类镁合金双道次热变形过程的二维元胞自动机模型。考虑到镁合金具有六重对称的密排六方晶体结构,模型采用了六边形元胞网格。另外,通过计算位错密度演变和设定晶粒形核长大规则,模型将热变形过程中动态再结晶、静态回复、静态再结晶、亚动态再结晶和晶粒长大等单个物理过程耦合到一起。为了验证模型,将其应用到AZ31B镁合金单道次和双道次热压缩过程。探讨了不同变形温度、应变速率、道次间隔和预应变对应力-应变曲线的影响。将计算结果和实验结果进行了对比,吻合较好。     

基于结构动力学特性的损伤识别方法

基于等效模态应变/动能理论,提出了一种利用实际结构的测试数据识别结构中损伤位置的方法。在此基础上,研究了利用模型修正技术识别结构中损伤强度的方法。分别以一个单损伤平板结构和多损伤平板结构为例,通过仿真分析了以上方法的有效性。结果表明,以上方法可以有效识别结构中的损伤位置和损伤强度。     

基于统计方法的高压涡轮转子叶片寿命分析

针对航空公司已有高压涡轮(HPT)转子叶片寿命统计分析方法的不足,结合其他领域疲劳寿命统计分析方法,包括最小二乘估计结合极大似然估计、概率图、K-S检验、AIC,以及参数回归模型,建立了一套更加完备的HPT转子叶片寿命统计分析流程。在流程中加入了对影响寿命的因素的统计分析。通过对一组寿命数据的拟合,得出了寿命的基本分布为对数正态分布这一结果,然后,对寿命和相应的推理等级联合建模,得出了不同推力等级下的寿命分布。该流程可以推广到其他具有疲劳失效机制部件寿命分析。     

基于单纯B样条的航空发动机机载稳态模型研究

为了减小航空发动机稳态建模的模型误差、降低复杂度及提升其实时性,提出了一种基于单纯B样条函数的航空发动机稳态模型建模方法。该函数是局部多项式基函数的线性组合,因此求解该函数为线性回归问题,通过运用广义最小二乘方法来求解B系数,从而提高计算效率和提高模型精度。最后建立了基于该算法的二维和四维涡扇发动机稳态模型,并分别与相同建模样本条件下的多输入多输出约简迭代最小二乘支持向量机稳态模型进行了比较,表明了单纯B样条建模方法不仅继承了B样条的算法复杂度低、存储数据量小和实时性好等优点,同时避免了最小二乘支持向量回归机不能拟合大样本数据的缺点,且拟合效果优于最小二乘支持向量机。     

民机飞行结冰参数的模拟与校准

结冰问题的研究对于民用飞机设计十分重要,采用结冰风洞试验是主要的方法之一,欧美国家有很多成熟的结冰风洞用于型号研究。结冰风洞中需要对很多参数进行控制,其中水雾参数精确控制的难度很大,而且一般通过间接方法来进行测试校准,往往误差较大,导致不同结冰风洞试验结果往往有所差异。文章介绍了在意大利宇航中心的IWT 结冰风洞完成的冰风洞校准试验,对结冰风洞水雾参数校准方法进行了阐述,为民机结冰风洞研究提供参考。     

AZ31B镁合金大应变循环变形行为研究

为了研究AZ31B镁合金在大应变幅条件下的变形机制,开展了该合金在7.嬲应变幅条件下的循环行为研究.结果表明:在拉伸阶段的最大应力值随着循环周次的增加而减小,而在压缩过程中的最大应力值随着循环周次的增加而增大,在整个循环过程中材料呈现循环应变硬化特性,拉应力是导致循环应变硬化的主要原因;随着循环周次增加,滞回曲线的不对称性基本不变.真应力-真应变滞回曲线在卸载和反向拉伸阶段出现3个拐点.在压缩过程中发生{10-12}孪生,反向拉伸过程发生去孪生行为,包申格效应对去孪生行为具有较大影响.研究表明:孪生-去孪生是大应变幅循环变形的主要变形机制;对拉伸、反向压缩过程的变形特征及机制的分析,可为低周疲劳行为的研究提供参考.     

基于虚拟样机技术的航空发动机放气活门机构仿真及故障分析

针对某型航空发动机放气活门机构主动摇臂的多起断裂故障,为寻找故障原因并尽可能缩短排故周期与降低排故成本.借助虚拟样机技术建立此机构的动力学仿真模型,利用动力学仿真软件ADAMS与有限元分析软件ANSYS的联合仿真分析,实现放气活门机构摇臂断裂故障再现,并找出断裂件受力的主要影响因素及其影响规律,估算各受力水平下断裂摇臂的疲劳寿命.最终,分别给出保证摇臂最低使用寿命与全寿命使用情况下的改进建议,即将摇臂与放气活门之间间隙B增大至0.273mm与0.279mm,从而为实际工程排故提供理论依据.      

旋翼桨叶结冰对直升机飞行性能的影响

采用由翼型冰风洞试验推导而来的工程公式,将旋翼结冰模型嵌入离散格式的旋翼气动模型,分别计算结冰后每个桨盘网格区域的翼型升、阻力系数的增量和挥舞系数的增量,建立了结冰后的UH-60A直升机飞行力学模型.结合发动机功率数据,通过改变结冰条件,研究了不同结冰参数对最大平飞速度、最大垂直爬升率和最大爬升率的影响.结果表明:在环境温度为0~-10℃时,降低环境温度会严重降低飞行性能;液态水含量对所选性能指标有一定影响;水滴直径对最大平飞速度的影响较小,对爬升性能的影响可忽略不计;飞行性能指标随结冰时间呈线性下降趋势.