摘要：通过部件法建立的民用航空发动机非线性气动热力模型具有结构复杂、参数强耦合的特点,难以直接用于控制规律设计。针对民用航空发动机控制规律设计难度大、工作量繁重且只能用于标称点线性化模型的问题,提出一种面向控制规律设计的民用航空发动机建模方法。根据航空发动机控制功能进行结构简化,利用转子动力学建模和燃烧反应动力学建模建立微分形式的航空发动机控制标准型模型。该模型建立了航空发动机全包线内控制所需参数的对应关系,非线性控制方法能够直接用于航空发动机控制规律设计,在一定程度上简化控制规律设计的工作量与难度。以DGEN380型航空发动机为例建立控制标准型模型,通过试验验证模型精度,且给出控制规律设计实例。面向控制规律设计的民用航空发动机建模方法达到了预期目标。

摘要：为了突破传统Mo/8YSZ双层热障涂层高温易剥落的技术瓶颈,利用ANSYS有限元软件建立等离子喷涂Mo/8YSZ功能梯度热障涂层的数值模型,考虑材料热物性参数随温度的变化情况,研究基体、黏结层及陶瓷层的厚度参数对涂层残余应力的影响。结果表明:随着基体厚度的增加,喷涂构件的最大径向残余拉应力和最大径向残余压应力均减小;随着黏结层、过渡层和陶瓷层厚度的增加,最大径向残余拉应力增大,最大径向残余压应力减小;残余压应力为轴向的主要残余应力形式,随着基体厚度的增加,最大轴向残余压应力减小,随着黏结层或过渡层厚度的增加,最大轴向残余压应力增大,然而陶瓷层厚度的变化对最大轴向残余压应力的影响并不明显;改变黏结层厚度对基体与涂层界面残余压应力的影响更为明显;基体的厚度在一定范围内对基体与涂层界面残余应力有影响,当基体厚度增加至12 mm时,随着基体厚度的增加,径向残余应力变化不明显;随着基体厚度的增加,应力突变点及应力形式的转变点逐渐过渡到基体与涂层交界边缘的上方区域,随着黏结层、过渡层或陶瓷层厚度的增加,应力突变点及应力形式的转变点逐渐过渡到基体与涂层交界中心的下方区域。通过设计功能梯度热障涂层,并调控热障涂层系统的结构参数,可进一步减小喷涂构件的残余应力和应力突变情况,提升基体与涂层的结合强度。

摘要：拓扑优化和增材制造分别是先进的结构设计技术和制造技术,将拓扑优化与增材制造融合能产生显著的协同效益。增材制造存在一些独特的制造约束,研究考虑结构自支撑约束的拓扑优化算法,可以降低材料和时间成本。基于SIMP方法框架,建立显式约束函数模型表征结构的自支撑特性,并发展了相应的拓扑优化流程,通过结构渐进演化实现自支撑。研究了相应的灵敏度分析方法,可实现并行计算。提出一个指向性灵敏度过滤算子促进支撑结构演化。采用3个数值算例进行分析,验证了指向性灵敏度过滤的有效性,所有拓扑优化结果均实现了结构自支撑。与典型方法相比,优化结果的可制造性更好。

摘要：分布式任务决策是提高单一飞行员驾驶(SPO)模式分布式协同飞行组织架构多智能体系统自主性的关键。以多智能体协作执行复杂任务为背景,首先构建了一种考虑任务载荷资源需求、智能体资源空间限制以及执行窗口等多约束条件的SPO模式分布式多智能体联盟任务分配决策模型;其次,对Q-估值网络函数逼近器进行了设计,提出了基于深度Q网络(DQN)的联盟任务分配方法,选择有效智能体生成最优联盟任务分配结果的最佳执行路径,使联盟中各智能体能够以更加自适应的方式实现调度优化;最后通过数值仿真,验证了DQN方法求解复杂约束条件下SPO模式多智能体联盟任务分配问题的有效性和快速性。

摘要：针对一种用于飞机外表面清洗的4R1P型机械臂,采用拉格朗日法建立动力学模型。通过MATLAB对动力学方程各项进行模块化编程,仿真结果得到各关节所需力矩。在计算其他串联机械臂时,仅需替换模块化程序中的变换矩阵,再输入机械臂连杆参数及关节驱动参数,即可得到关节力矩,因此,该方法对其他多自由度串联机器人的动力学求解具有一定的通用性。

摘要：设计土石混填料大型振动压实仪,对砂土、粉土、低液限黏性土3种土石混合材料进行不同含水量、不同含石量下振动压实实验。采集相关土压力,计算混填料试件压实过程中的动泊松比,研究不同压实状态下混填料各向变形性能。研究土石混填料动泊松比变化规律,建立密实状态下混填料泊松比相关性分析模型。对工程中动泊松比参数变化引发的混填料剪切波速变化进行敏感性影响分析,结果表明,工程中测试土石混填地基剪切波速时,混填料动泊松比对剪切波速影响较小,可直接采用混填料在固定含水率、固定含石量下最密实状态泊松比对现场混填材料进行相关参数标定。在此基础上建立土石混填料面波-剪切波相关性模型,并开展现场试验对模型进行验证,取得了较好效果。

摘要：设计了一种L型基体去模拟气门座激光增材带侧壁的约束结构,构建带约束结构的激光增材仿真模型,并考虑了激光吸收率的变化、材料相变潜热、增材过程与外界的换热等因素的影响。结果表明:激光的空间能量密度变化和激光的空间能量输入存在竞争关系,当提高激光功率、增加功率密度对温升的效果大于增加速度、降低空间能量对温度下降的效果时,增材层温度增大;由于基体结构的非对称性及激光增材过程中传散热的综合影响,增材层与基体底面熔合的深度会大于其与侧面熔合的深度,且增材层横截面形貌为台阶式月牙形;由于热传导的滞后性及激光的快速加热和冷却等的综合作用,随着激光功率和扫描速度的增加,增材层底面形貌由月牙形逐渐过渡到平台形。

摘要：以沈阳某盾构法综合管廊隧道下穿在建盖挖顺做法基坑为工程实例,在对工程实测数据进行分析基础上,利用小应变硬化本构模型进行三维有限元数值模拟研究,分析了盾构隧道下穿在建基坑引发的围护结构位移、水平支撑变形和基坑内既有结构变形。研究表明,利用小应变硬化本构模型可对盾构隧道下穿在建基坑问题进行较好的模拟;盾构隧道下穿基坑将引发围护结构顶部产生差异沉降;基坑内已施工完成的结构和水平支撑将发生'两边沉降大,中间沉降小'的上凸型变形;合理设计的立柱可有效控制盾构下穿引发的水平支撑沉降。

摘要：通过求解三维定常雷诺平均的N-S方程,对NexGen燃烧器的出口流场进行数值模拟。首先,利用冷态流场的实验数据验证燃烧器几何模型和数值计算方法的有效性。然后,在计算中分别选取火焰面模型、混合分数PDF模型和涡耗散模型3种燃烧模型,比较燃烧模型对燃烧器出口流场模拟结果的影响。研究结果表明:燃烧模型对Nex Gen燃烧器出口的速度场、火焰形状和热流密度分布基本没有影响,但是对火焰长度、火焰最高温度、最高热流密度及校准面上温度分布和温度值有较大影响。相比火焰面模型和涡耗散模型,混合分数PDF模型的计算结果与实验结果吻合较好,可以为防火试验方案设计提供参考。

摘要：为了研究典型航空发动机吊架的振动特性,选取A320飞机和CFM56发动机的飞发连接组合所用的吊架为建模原型.运用ANSYS Workbench软件,对其进行了静力学分析、模态分析,绘出了不同工况下吊架的应力云图、位移云图以及模态振型图.针对吊架各关键特征节点的振动位移响应进行了分析,探究了巡航状态下激振频率对吊架各段特征节点加速度载荷值的影响.通过仿真结果对比,获取了发动机振动在吊架上的主要传递路径,研究结果可为飞机吊架结构的减振设计提供参考.