基于层间垫平的囊匣三维装箱优化设计

目的为提高囊匣的装载率及装箱效率,研究层间垫平的强异构类的三维装箱问题,实现快速计算囊匣装箱方案和衬垫方案并指示装箱。方法基于囊匣实际装箱需求,以衬垫体积最小为目标,设计基于贪心策略与改进的装箱顺序策略的两步优化启发式算法,对装箱与衬垫方案进行优化;并根据不同放置方向,设计不同的输出效果以指示装箱。结果与装箱优化前数据进行对比实验证明,该算法推荐的装箱方案与衬垫方案可以减少木箱的使用数量与体积,减少垫平用衬垫体积7.21%,装箱时间缩短了约一半。结论文中设计的混合启发式算法能为囊匣装箱问题找到合适的装箱与衬垫方案,减少衬垫的使用,提高装载率以及装箱效率。

非轴对称端壁造型在大径向落差长度比压气机中介机匣中的应用

为探索非轴对称端壁造型在大径向落差长度比压气机中介机匣中的应用潜力,采用数值仿真方法研究了该类中介机匣的气动特性,以及轮毂非轴对称端壁造型对中介机匣流动特性和节流特性的影响。结果表明:中介机匣内部流动损失和出口流场畸变主要源于支板角区分离,且均随流体流量的增大而变强,而支板角区分离范围的变化趋势则相反,即随流量的增大而减小。由此,提出一种基于三角函数的非轴对称端壁造型方法,通过改变支板附近轮毂型线的曲率和轴向压力梯度,有效削弱支板角区分离强度,显著改善了中介机匣大流量工作范围内(相对流量不低于0.6)出口流场的畸变强度,使中介机匣总压损失系数降低约6.4%。

航空发动机机匣数控加工参数研究

航空发动机机匣作为发动机的主要零部件,通常选用高温合金毛坯加工而成,铣削力等评价指标将严重影响此类零件的加工效率以及加工质量。首先,通过研究机匣的加工工艺,应用DEFORM-3D软件对材料为镍基合金GH4169的机匣粗铣加工过程进行了铣削仿真分析,以铣削力为评价指标,通过仿真分析,得到不同铣削参数下铣削力的变化规律。其次,针对仿真结果进行方差分析,得出不同指标对铣削力的影响大小,根据仿真结果对参数进行拟合,建立机匣铣削加工过程中铣削力预测模型。最后,运用遗传算法进行算法寻优,得到一组最优的铣削参数,为机匣实际加工提供指导依据。

工艺参数对机匣冷态强力旋压力学行为影响规律研究

针对航空钣金机匣材料难于成形,且成形后的产品精度难以控制等问题,本文以高温合金GH3030为材料,在阐明钣金机匣冷态强旋成形回弹理论与载荷作用机制基础上,使用SIMUFACT.FORMING有限元软件,导入实验室之前所得到的GH3030的本构方程,在软件中建立了航空机匣锥形件冷态强旋的仿真模型,分析了旋轮间隙、旋轮进给比、芯模半锥角等旋压参数对钣金机匣冷态强旋成形回弹与载荷的影响规律;采用正交实验得到了各工艺参数对回弹角度影响的主次规律,并在此基础之上得到最优工艺参数组合;采用BBD(Box-Behnken design)响应曲面设计实验方法,得到旋压过程中最大成形力与旋压参数的量化回归模型,并对回归方程进行方差分析,计算回归方程的多元相关系数、可信度以及精确度。最终结果表明:所得到的模型的可信度和精准度较高;在最终实验结果与仿真结果中取点验证,发现误差在10%以内,因此,回归模型较为精准。最后,进行了旋压实验,对比分析了仿真结果与旋压实验实测结果的回弹角度,其平均误差在6.2%以内,验证了仿真结果及回归模型的可靠性。研究表明:仿真分析的回弹角度与实验测得回弹角度变化趋势几乎相同,并且误差较小,控制在12%以内,表明仿真分析的结果能够较准确地展现旋压件的回弹规律。本文的研究结果为实现高温合金钣金机匣锥形件冷强旋的精确成形提供了理论指导和技术支持。

矿用对旋主通风机周向槽机匣处理扩稳机理研究

为了提高对旋风机的稳定裕度,采用数值模拟方法,将周向单槽机匣处理技术应用于FBCDZ-No20型对旋风机的扩稳,探究了周向槽的轴向位置对风机气动性能和扩稳能力的影响。研究表明:对前级叶轮进行周向单槽机匣处理,可以提高对旋风机的稳定裕度,且周向单槽的轴向位置对风机的气动性能和扩稳能力均具有影响;当周向单槽位于前级叶片的前缘和25%叶顶轴向弦长时,风机可以获得可观的稳定裕度提高量,但峰值效率损失较大;当周向单槽分别位于50%、75%的叶顶轴向弦长和尾缘时,扩稳效果逐渐减弱,相应的效率损失也逐渐减小。周向槽是通过抽吸叶片压力面前缘的低能流体,并将其沿周向输运至叶片吸力面的前缘喷出,从而增大了前级叶轮进口相对气流角及叶顶泄漏流的轴向动量,改变了叶顶泄漏流的轨迹,抑制了前缘溢流与尾缘处的边界层分离,进而减轻叶片通道内的流动堵塞,推迟了失速的发生而实现扩稳。采用前级周向单槽机匣处理并未改变对旋风机的最先失速级和失速起始类型。

一种新的旋转叶片-机匣碰摩表征模型

基于机械能守恒定律,推导了旋转叶片-机匣的碰摩表征模型。该模型不仅考虑了碰摩过程中叶片的弯曲变形,同时也考虑了由于碰撞导致的机匣变形,在表征模型中引入了机匣当量刚度。模型除可以对直板叶片-机匣之间的碰摩进行表征,还可应用于锥形叶片-机匣之间的碰摩。并且,该模型还考虑叶片的运行情况,即转速、摩擦因数等参数的影响,讨论碰摩力与各参数之间的关系。通过叶片-机匣碰摩试验得到的碰摩力数据,对该模型进行试验验证。通过分析发现新模型与试验结果吻合较好,并与现有模型对比,证明了新模型能更好地描述旋转叶片与机匣的之间的碰摩力。

考虑多叶片-机匣多点变形转静碰摩模型的机匣响应特征与验证

针对航空发动机叶片-机匣碰摩故障,提出了一种考虑多叶片-机匣耦合振动下的转静碰摩故障模型,该模型在通用的弹性碰摩模型的基础上,考虑了多个叶片与圆盘之间的耦合作用、叶片与叶片之间的耦合作用、叶片与机匣之间碰摩故障以及叶片与机匣之间转静间隙变化对碰摩力的影响,能够模拟机匣单点、局部及整圈,转子的局部和整圈的碰摩规律。将所提出的碰摩模型运用于转子-支承-机匣耦合动力学模型中,利用数值积分获取碰摩故障下的机匣加速度响应规律。利用带机匣的航空发动机转子试验器,进行了转子叶片-机匣的机匣单点-转子全周的碰摩实验,仿真和实验取得了很好的一致性,验证了所提出的叶片-机匣碰摩新模型的正确有效性。并利用该模型仿真了其他碰摩状态下的碰摩故障特征和碰摩力随时间变化规律。

明清徽州宗族的“公匣”制度

公匣制度是徽州宗族公众事务管理的重要制度之一。各种公匣反映宗族不同的组织系统,各有不同用途。公匣管理和监督方式亦具多样性。徽州宗族公匣组织的功能运作,有效地行使宗族对公众事务的管理和族内利益的分配与再分配。公匣制度所维系的公有观念,对于整合宗族内部不同层级亲属群体趋向组织化具有重要意义。公匣制度成熟的管理机制超出血缘宗法关系的范畴,具有更进步的意义。公匣制度是徽州民间文书大量遗存的重要因素之一。

基于数值模拟的薄壁机匣铸造工艺设计与优化

根据某大型复杂环形薄壁机匣铸件的结构特征及工艺性分析,设计了特征件铸造工艺,并利用有限元分析软件对铸件充型凝固过程进行了数值模拟。根据数值模拟结果,预测了可能产生缺陷的部位,并对浇注和补缩系统进行了改进。最后通过特征件工艺试验,验证了数值模拟结果的准确性和改进方案的可行性。

自循环机匣提高轴流泵稳定性的参数化研究

为了探究有效扩大轴流泵稳定运行范围的方法,针对轴流泵进行自循环机匣处理的单通道定常数值模拟,分析周向覆盖比例、抽吸口位置和喉部高度对水泵扩稳性能的影响规律,并揭示自循环机匣对轴流泵扩稳的改善机理.结果表明,抽吸口位置保持不变,扩大周向覆盖比例和喉部高度都可以增大流量裕度,但设计点效率降低;喉部高度为1.8 mm的自循环机匣流量裕度随着抽吸口位置的后移先增加后降低,效率先降低后增加,说明在叶顶上方存在一个最佳位置.在研究的范围内,流量裕度最大达到5.93%,设计点的效率最低降低1.12%.通过自循环机匣处理,使叶顶泄漏流与主流在叶顶上方相互作用形成的堵塞区面积有所减小,从而可以扩大轴流泵流量范围和提升小流量工况效率.该研究可为轴流泵在自循环机匣的端壁处理方式下扩稳提供参考.

直升机减速器机匣碳纤维轻量化设计与验证

采用碳纤维复合材料替代铸铝合金材料对某直升机减速器主承力机匣进行了轻量化设计。在保留原设计硬点条件和满足结构强度/刚度条件下,实现机匣减重达21.8%。通过热模压制造了等比例的四分之一碳纤维机匣,对机匣进行了静力加载和疲劳测试。结果表明,碳纤维机匣在1.5倍设计载荷下静力测试未破坏,设计载荷下疲劳测试循环次数达到2万多,满足设计要求,从而验证了直升机减速器主承力机匣碳纤维轻量化的可行性。

自循环处理机匣对S-CO_(2)离心压缩机性能的影响

为研究某10 MW级超临界二氧化碳(supercritical carbon dioxide,S-CO_(2))离心压缩机采用自循环处理机匣后其稳定工作裕度及压缩机性能的变化情况,采用数值模拟计算的方法对S-CO_(2)离心压缩机带实壁机匣和自循环处理机匣时分别进行定常数值计算。数值计算结果表明,采用自循环处理机匣时压缩机的稳定工作裕度比采用实壁机匣时稳定工作裕度增加了4%,同时压缩机的等熵效率和压比略微提高,且流道内非超临界区域明显减少。通过对压缩机性能和流场的比较,可得出采用自循环处理机匣,将压缩机喉部的低能流体回流至压缩机进口位置,改善了压缩机内部的流动状况,提高了压缩机的稳定性。

航空弹性并车机匣模态分析与结构参数优化

针对某型航空并车机匣的模态共振问题,考虑航空机架弹性支承刚度,采用有限元法进行典型工况下约束模态分析,研究了并车薄壁机匣结构参数对约束模态固有频率的影响规律。结果表明优化支承位置是大幅度改变固有频率最有效的方式;当固有频率处在共振区间边缘时,可通过优化壁厚、筋板的方法小幅度调整。当2个支承位置位于机匣平面对称轴线时,固有频率最小且随支承距离减小而减小。随着薄壁厚度增大,1、3、5、6阶模态频率减小,2、4阶增大。1、3阶模态频率基本不受筋板参数的影响;2、4阶模态频率随筋板宽度、高度增大和宽高比减小而增大且4阶频率随筋板角度增大而增大;5、6阶模态频率随筋板角度增大、筋板宽度减小而增大。在此基础上,对弹性并车机匣的结构参数进行优化使固有频率避开共振区间,提高了机匣的抗振能力。

航空发动机机匣螺栓连接结构简化模型修正

为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则(MAC),提出了一种基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实际机匣的模态信息,并与有限元实体模型模态进行比较,利用实体模型模态信息筛选修正参数,采用参数化响应面优化方法对机匣动力学简化模型进行修正。结果表明:基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术可以避免对模型进行多次调用,提高了简化模型修正效率;具有较高的修正精度,修正后的典型螺栓连接结构简化模型准确性明显提高约11%。该修正技术进一步完善后可用于航空发动机整机动力学分析、故障分析等。

航空发动机机匣凸台阴极电解加工流场仿真

针对航空发动机机匣凸台在电解加工中电解液流量不能充分进入加工间隙造成流速分布不均匀的问题,提出了在阴极结构上增加一个矩形挡板的新阴极结构以提高流场的均匀性。通过COMSOL软件对阴极内壁与挡板不同间隙和挡板下壁与凸台上表面不同间隙的阴极结构等两种方案进行流场仿真,结合流速云图和速度变化曲线图得出增加挡板能够使电解液流速提高,流场的均匀性增强,并且阴极内壁与挡板间隙为6mm,挡板下壁与凸台上表面间隙为4mm时,流场变化最为平缓。

航空发动机燃烧室机匣加工工艺浅谈

随着科技的进步与发展,我国对未知领域的探索愈加深入,其中宇宙空间的探寻极具代表性,但受制于宇宙环境的复杂性和极端性,所有航空设备需要具有足够的结构强度和功能性,而发动机燃烧室机匣便是影响上述参数的主要诱因之一,相关人员需要进一步研究并完善其加工工艺,提升其性能与可靠性。基于此,本文通过分析航空发动机燃烧室计价的结构,明确具体的选材标准,同时分析其加工工艺,以期为相关人员提供参考,进一步保障航天员的人身安全,也为未来的航空探索奠定基础。

某机匣盖类零件专用夹具设计

以某发动机机匣盖为研究对象,结合其简易模型的建立,针对该零件加工的关键工序讨论其所存在的不足之处,分析该零件专用夹具的支撑和夹紧的方式,最后设计出一款该发动机机匣盖类别的零件专用夹具,在投入使用之后发现能够明显提升零件的质量。

机动载荷作用下航空发动机机匣结构对叶尖间隙的影响分析

针对机动载荷作用下航空发动机压气机叶尖间隙变化不均匀问题,开展了机动载荷作用下结构因素对叶尖径向间隙的影响研究。以小涵道比涡扇发动机为对象,建立计算模型,通过有限元数值模拟,得到航空发动机压气机机匣和中介机匣在机动载荷作用下对高压压气机叶尖间隙的影响规律。结果表明,采用双层机匣结构能够增加压气机的纵向刚度,减小压气机在法向过载和陀螺力矩作用下的椭圆变形和转静子偏心,使得叶尖间隙变化更为均匀。增加中介机匣的刚性,可以减小压气机内层机匣在法向过载作用下的非对称变形,从而改善压气机叶尖工作间隙特性。机匣结构对压气机叶尖间隙在机动载荷作用下的影响较为显著,通过对机匣结构的改进,可获得0.41%~0.64%的工作间隙减小收益。

GH4169机匣安装座环形焊缝多轴疲劳寿命预测模型

针对航空发动机机匣安装座焊接结构在复杂载荷作用下的多轴疲劳寿命研究,提出了一种基于临界平面法的多轴疲劳寿命预测模型研究方法.首先,根据机匣安装座环形焊缝的结构特征,设计了一种可以实现双轴拉伸的疲劳试验件,分别在不同载荷级和双轴比下进行双轴拉伸疲劳试验,然后,基于临界平面法的Findley和Matake准则下分别预测疲劳寿命.结果表明,两种准则并不能很好地预测不同双轴比下的机匣安装座环形焊缝疲劳寿命,通过对Matake准则下的疲劳寿命预测模型进行调整,引入双轴比γ对其进行修正,最终建立了能综合考虑不同双轴比影响的双轴拉伸疲劳寿命预测模型,预测结果均在3倍分散带以内.

航空发动机叶片冲击耗散能对机匣包容能力的影响研究

面向航空发动机机匣包容精细设计需求,研究飞失过程中叶片耗散能对机匣包容性的影响规律。结合打靶试验及有限元数值仿真,对以TC4靶板为对象的机匣包容原理模拟件进行研究,揭示了机匣包容能力对叶片冲击耗散能的敏感性,验证了数值分析方法的准确性和合理性。基于建立的简化风扇模型,明确了机匣包容不同阶段中叶片-机匣能量转化机制,分析了叶片与机匣碰撞过程中机匣包容能力对叶片材料主要参数的敏感性。结果表明,叶片在冲击、碰撞过程产生的耗散能对机匣包容能力有着明显的影响,在工程设计中可考虑通过改善叶片材料延伸率和硬化系数以及降低弹性模量等途径提升机匣的包容能力。