计算机辅助工序尺寸的确定

ＣＡＰＤＰ系统是一个适合于各类零件工序尺寸计算的系统。本文除了介绍它的特点外，还对其算法进行了全面而系统地介绍，包括工序尺寸的表示，名义尺寸及偏差的确定，名义余量和变化范围的确定，以及偏差和余量的调整，最后给出了计算实例。     

钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振设计

钛合金超塑成型/扩散连接结构是一种新型的结构形式。以某型空空导弹舵面结构为实例,对钛合金超塑成型/扩散连接舵面颤振建模和设计进行了研究。采用有限元软件,计算和分析了舵面气动外形、舵面重心对颤振特性的影响,确定了满足导弹颤振裕度要求的舵面结构形式。     

某涡扇发动机空中停车率分析与优化

为了分析某型军用涡扇发动机空中停车的原因,通过自批量装备部队以来发生的空中停车故障,根据历年空中停车率总结了停车原因的变化趋势,归纳了空中停车率统计结果,分析了影响空中停车率的空中停车事件以及故障件与故障原因,提出了提高成附件可靠性水平、优化控制规律和加强监控措施等预防措施。结果表明:影响发动机空中停车率的主要因素是控制系统和传动润滑系统成附件故障与整机喘振裕度低。     

多变量飞控系统的稳定裕度分析

根据系统回差阵最小奇异值及通用相角－幅值裕度估算图,给出了在系统的输入和输出端所有通道的相角和幅值同时变化时系统的稳定裕度,它不仅可作为评价不同控制律鲁棒性优劣的指标之一,也是对古典单通道量测ＭＩＭＯ系统稳定裕度的补充。同时为了克服所得结果的保守性,采用了两种改进方法,并对某型飞机的侧向运动系统进行了稳定裕度的分析、比较。     

离心压气机周向槽机匣处理方案的对比分析

为了提高一带小叶片离心压气机50%设计转速下失速裕度,设计了两套周向槽机匣处理方案,对实壁机匣和处理机匣压气机流场进行了数值模拟分析.计算结果表明:①第一套方案可以使压气机失速裕度提高10%,并且对压气机压比和效率影响很小,没有带来较大的压比和效率损失;②第一套方案对离心叶轮大叶片75%左右轴向弦长前尖部流场的改善是失速裕度提高的主要原因;③第二套方案没有提高压气机失速裕度,主要是由于开槽的位置不恰当和周向槽过深的原因.      

腿式月球着陆器静态稳定性研究

采用稳定裕度作为描述静态稳定性的物理量,推导了腿式月球着陆器各主要部分的几何参数及相对位置关系参数与着陆器静态稳定性之间关系表达式;分析了各主要参量的变化对稳定性的影响;并着重比较了三腿式与四腿式构型对稳定性的影响。分析表明在同等条件下四腿式结构较三腿式结构更稳定,可为腿式月球着陆器的设计和优化提供一定的理论依据。     

基于SVR-PSO改进算法的航空发动机稳定性控制

在多变量发动机寻优控制中,用支持向量回归算法(SVR)对粒子群优化算法(PSO)进行改进可以有效避免局部最优解的出现.将改进算法应用于航空发动机实时稳定性控制,根据发动机仿真计算程序计算出发动机在各工作点处的稳定裕度,根据控制参数的变化域进行全局寻优,寻找满足压缩系统稳定裕度最小的工作点.仿真和分析表明:该算法实时性高,收敛速度快,具有较强的全局寻优能力,能在保证发动机稳定裕度最小的同时有效降低涡轮前温度和耗油率.      

无人机着舰纵向广义轨迹优化设计

针对复杂气流干扰对无人机着舰的影响,对无人机着舰的纵向下滑轨迹进行研究。首先,针对常规控制结构的不足,提出一种基于直接力控制的无人机着舰纵向控制策略,进而引出无人机广义轨迹概念;然后,考虑各种约束条件,将无人机纵向广义轨迹设计转化为约束非线性规划问题,求解得到不同海面自然风速下的纵向广义轨迹,以及该广义轨迹与海面自然风速的函数关系。算例优化设计结果满足各种约束条件和优化目标,可以保证无人机在不同海面自然风速下都具有更大的扰流抑制能力。     

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。      

提高超声速压气机级喘振裕度方法研究

在超声速压气机气动设计时,为实现设计点高性能和宽喘振裕度,提出采用优化方法以设计点性能为目标进行叶片设计,通过转/静子叶片几何手动修改提高压气机喘振裕度。以NASA Rotor 37为原型,应用此方法进行更高性能超声速压气机转子气动设计,并匹配静子,构成压气机级。结果表明:超声速压气机转子通道激波推出和静子大攻角分离是失速发生的主要原因,因此分别进行转子叶片前掠设计、改变叶尖稠度,以控制激波位置,单转子喘振裕度可从约7%提高到18%以上;静子上采用前掠、切向弯、修改叶片数及几何进口角等措施,最终将此压气机级的喘振裕度由约18%提高到30%以上。