基于响应曲面法的高速内冷铣削AISI304不锈钢铣削力

针对硬质合金刀具高速内冷铣削AISI304不锈钢时,切削力大、切削温度高及加工表面质量低的问题。基于响应曲面中心复合设计方法进行高速内冷铣削实验,建立了铣削力分量二阶回归预测模型,并进行了实验验证。对比了干式与内冷铣削后的加工表面质量,分析了铣削参数对铣削力分量的影响规律,以铣削力分量最小为目标优化了铣削参数。结果表明:进给力和径向力的预测值与实验值的误差分别为4. 77%和6. 16%;内冷铣削的Ra为0. 193～0. 327μm;对铣削力分量的影响是铣削深度转速进给量,随着铣削深度和转速的增加,进给力先升高后降低,径向力逐步增加,铣削深度与转速的交互作用对进给力和径向力的影响显著;转速11 643. 63 r/min、铣削深度1 mm、进给量0. 08 mm/r为最优铣削参数组合。     

基于非接触式测量的旋转叶片动应变重构方法

基于叶端定时非接触式测量和振动响应传递比的概念,开展高速旋转叶片动应变重构方法的研究。在频域内推导了叶片任意测点位移与任意测点动应变的传递比,给出了单模态共振下响应传递比关于位移和应变模态振型的解析表达式;建立旋转叶片的三维(3D)有限元模型,开展考虑旋转预应力效应的叶片模态分析,提取位移和应变模态振型,获得任意转速下叶端位移与叶根关键点动应变的传递比。开展高速旋转叶片叶端定时非接触式测量实验,采用周向傅里叶算法对叶端定时信号进行处理,获得叶片在不同转速单模态共振下的叶端位移,结合响应传递比,重构5个旋转叶片的关键点动应变。结果表明:旋转叶片在9000r/min和13000r/min转速下发生1阶共振时,与应变片实测结果相比,叶根处应力最大点、次大点和边缘点3个关键点的动应变平均重构误差均小于15%,验证了旋转叶片动应变重构方法的有效性。     

0.3 m低温风洞液氮供给系统研制

基于系统级的一维热流体模拟分析,建立了适用于研究分析0.3 m低温风洞液氮供给系统的数学模型,并开展了系统漏热、两相流及缓冲罐中液氮容积等流体动力学分析;在系统现有控制策略及试验数据的基础上,基于该数学模型开展了系统压力动态响应分析,获得了在阀门动态调节过程中管网压力的瞬态响应,计算结果与试验值的总体误差控制在10%以内。喷射压力一致化改造避免了阀间干扰,添加的回流管道消除了供给末端的两相流现象,使喷射压力控制精度达到1.1%,调节时间减少到23 s,实现了风洞总温快速安全调节和精确控制。     

不同环境因素对引压管腔动态特性影响

为了探索引压管腔在动态压力校准和使用中不同环境因素对动态特性的影响,推导了管腔传压模型和谐振频率关系式,确立了影响管腔动态特性的参数,包括静态压力、温度、气体介质等。采用引压管腔专用实验装置进行了不同环境参数状态的实验验证,结果表明:静态压力仅会影响管腔在谐振频率附近的输出,随着静态压力的增大而非线性增大,对动态特性并无明显改变;温度会改变管腔的谐振频率和动态特性,随着温度的升高,谐振频率增大但输出幅值随之减小;气体介质的不同会彻底改变管腔动态特性,主要取决于介质的声速。该研究为引压管腔在使用环境下数据的评价和数据修正上提供了一定参考依据。     

飞机反区时的操纵策略特性及物理机理研究

针对飞机在低动压飞行(如着舰)时处于阻力曲线反区所采用的Frontside操纵和Backside操纵方式,分别从指令控制、风扰抑制、执行机构影响三种情况对两种操纵策略的性能进行了仿真比较,得出相关结论,并分析了其内在物理原因。研究结果表明,Backside操纵性能优于Frontside操纵,具有响应快、超调小、无初始负调、抗风鲁棒性强,以及俯仰角、迎角和升降舵变化小等特点,但同时速度和推力变化大,且执行机构相位滞后对Backside操纵性能影响较大。     

基于Volterra捕食模型的飞行流量动态调配

为缓解当前飞行流量需求与空域资源限制间的矛盾,改善静态流量分配方式下航路飞行流量限制问题,提出飞行流量动态调配概念并建立动态调配模型及算法.首先根据Volterra捕食模型的思想,以航路负荷值大小为依据划分种群,依据航路飞行流量的调配速度建立飞行流量的动态调配模型,然后提出实时流量动态调配算法,按时段周期性对航路的飞行流量重新划分种群,并根据航路当前状况对飞行流量进行动态调配.最后运用Matlab软件进行算例分析,结果表明了模型及算法的有效性,可以很好地应用于飞行流量的动态调配研究中.     

可压缩流动激波装配在格心型有限体积法中的应用

发展了一种基于格心型有限体积方法(FVM)的激波装配算法。通过定义网格节点属性可以灵活调用激波装配和激波捕捉计算方法。在使用激波装配方法时,激波节点运动速度和下游运动速度通过Rankine-Hugoniot(R-H)关系式获得,同时采用非结构动网格技术描述激波的运动以及调整其他网格节点的位置。流过激波面元的通量为上游单元的基本通量,物理概念更加清晰,通量计算也更为准确。在计算过程中,网格节点属性可以发生变化,以此实现对带有拓扑变化流场的描述。数值试验表明:本文提出的计算方法不但具有较高的计算精度,同时能有效地避免由于捕捉激波而出现的数值问题。     

虑及多转速的核心机转子高速动平衡试验

为满足航空发动机整机动平衡对转子不平衡振动精稳抑制的需求，采用虑及多转速状态的转子高速动平衡优化配平方 法，开展了核心机转子动平衡试验。以核心机转子系统为对象，研究在高压压气机转子第4、9级盘上配重抑制高压涡轮振动的可 行性。综合考虑核心机转子在多转速下的振动状态，以残余振动平方和及残余振动最大值为目标函数，采用优化算法对配平方案 进行优化，制定了核心机转子高速动平衡方案。在核心机转子系统试验台上分别进行了单平面-单转速、单平面-多转速、双平面- 单转速以及双平面-多转速动平衡的试验。结果表明：采用虑及多转速状态的转子高速动平衡优化配平方法能使因不平衡引起的 核心机转子振动在工作转速区间内均有所减小。     

旋翼桨叶动力学设计技术

桨叶动力学设计,其实质是求解非线性高维动力学逆问题的具体实施。本文较全面地阐述了这方面的进展情况,提出了切实可行、有效实用的数值方法。     

基于动力学边界的结冰飞机安全预警方法

结冰严重破坏飞机的动力学特性，使飞机的非线性和动力学耦合特性表现明显，导致传统的安全预警方法无法准确有效地评估飞行存在的潜在风险，易引发飞行事故。为解决此问题，提出了一种基于动力学边界的新型安全预警方法，该方法可综合考虑飞机的动力学耦合特性，可为结冰飞机的实时安全预警系统的构建提供有力的理论支撑。首先，基于微分流形理论确定结冰飞机精确的动力学边界，并详细分析了飞机结冰对动力学边界的影响；其次，利用动力学边界相对距离对飞行风险进行量化，结合动力学边界的特性确定了安全预警的方法；最后，搭建了飞行仿真训练系统，并以着陆为训练科目，通过与传统迎角安全预警方法对比，得到基于动力学边界安全预警方法的优越性。研究结果表明，相比于传统迎角限制方法，动力学边界安全预警方法可提前发现飞行中存在的潜在风险，且基于此方法的飞行训练系统可对驾驶员进行结冰安全操纵训练可提高结冰飞机的飞行安全。