摘要:从制造系统、生物系统、控制系统学科交叉的角度出发，借鉴生物有机系统的神经-体液调控机制及规律，提出了一种新型的类物化制造系统体系结构，研究如何将生物有机体的神经内分泌激素调控机制借用到制造系统调度规划与管理中。首先提出了有机制造单元的概念，然后建立了基于有机制造单元的具有多主体协调与递归控制特点的类生物化制造系统协调模型。基于神经内分泌激素调节规律，建立了类生物化制造系统的多重反馈控制模型，实现车间层在干扰环境下的快速自适应调度与控制。

摘要:研究了基于工业机器人的飞机柔性装配技术，着重讨论了机器人精度补偿、末端执行器设计、法线检测与找正、系统控制、离线编程等关键技术。通过在小翼部件加工中的应用，达到了孔位精度<±0.5 mm、法向精度<±0.5°等关键技术指标。结果表明，对于特定应用对象采用机器人技术进行飞机部件自动装配为一个理想、低成本的解决方案，随着当今工业机器人性能不断增强，配以末端执行器和相关的补偿系统，在航空工业作为装配平台是可行的。

摘要:针对定向凝固镍基高温合金DZ125叶片榫齿，采用电镀成型CBN砂轮对其进行了高效深切磨削（High efficiency deep grinding,HEDG）试验，对磨削比能及工件表面完整性进行了分析。结果显示，在保持速比（vs/ vw）不变时，提高磨削速度vs可有效降低磨削比能，提高平均材料去除率。磨削比能表现出“尺寸效应”，其值最终稳定在40～60 J/ mm3之间；在相同的平均材料去除率下，磨削比能随着磨削深度的增大而上升；在相同的单颗磨粒切厚下，磨削深度的差异对磨削比能的影响较小。对试验中最大平均材料去除率下获得的工件表面质量进行分析发现，已加工工件表面不同区域磨削纹理均很清晰，无皱叠及犁沟两侧翻起等现象；表层金相显微组织基本无变化，未发现相变、撕裂及晶粒扭曲现象；工件表层加工硬化程度为7.7％~19%，深度为40μm。结果显示了HEDG在高效磨削DZ125叶片榫齿中推广应用的潜力，并为其实际生产中磨削参数的选择提供了参考。

摘要:提出了一种电火花诱导可控烧蚀放电铣削加工方法，在中空管状电极中间歇通入氧气，在氧气通入阶段电火花引燃金属，利用金属燃烧产生的化学能进行烧蚀加工，氧气关闭阶段进行常规电火花铣削修整，保证表面加工质量与精度。通过实验研究了极性、脉冲宽度、脉冲间隔、低压电流、氧气压力和供氧间隔等工艺规准对电火花诱导可控烧蚀放电铣削加工材料蚀除率和电极相对损耗率的影响。结果表明：该加工方式适合采用正极性加工；电极相对损耗率保持较低的水平；进行粗加工时，应适当增加氧气通入时间，以增加材料蚀除率；进行精整加工时，则应减少氧气通入时间，增加电火花放电时间，以提高表面质量与精度。

摘要:在可实现安全自转着陆的条件下，基于最小化回避区面积的思想分析预测了直升机低速高度——速度曲线。将直升机自转着陆表示成非线性最优控制问题，其状态方程使用发动机失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型。采用直接转换和非线性规划的方法求解非线性最优控制问题。以UH60直升机为例，计算了考虑1 s操纵延迟的单发失效的低速高度-速度曲线，并给出了高悬停点、拐点和低悬停点的最优自转着陆过程，发现这些最优着陆过程与驾驶员的实际操纵程序一致。

摘要:建立了一个基于Navier-Stokes方程和自由尾迹模型的高效耦合CFD方法，用于旋翼桨 涡干扰气动和噪声特性的研究。该方法将旋翼流场计算域分为两部分：在桨叶附近区域，通过求解Navier-Stokes方程来模拟流场中旋翼桨尖涡的形成；在尾迹输运区，采用自由尾迹模型表示尾迹涡的运动及其影响。噪声的计算采用基于声学类比法的FW-H方程。应用上述方法对AH 1/OLS旋翼桨 涡干扰状态进行了计算，通过对比脉冲噪声的声压时间历程，验证了方法的有效性。在此基础上，对桨 涡干扰噪声的空间传播特性进行了研究。计算结果表明：下降飞行状态的旋翼，在桨盘面会产生多处桨 涡干扰现象，桨叶片数增多，干扰也会明显增加；桨 涡干扰噪声具有较强的方向性，指向旋翼前行侧的前下方，其噪声声压级的衰减速率与距离成线性反比关系。

摘要:在考虑地球曲面影响时，飞机定常飞行过程中经度、纬度、航向角一般均在发生变化，以这些参数作为变量的仿真过程计算较为复杂。引入欧拉角表示飞机位置和航向的信息，能更直观反映飞机航迹的特性，计算过程非常简便，尤其在定常飞行情形下，只有一个参量发生变化。根据球面三角几何中的关系，欧拉角参数和经度、纬度、航向角参数可以方便进行换算。文中还推导了飞机转弯、交会、追逐过程中欧拉角参数表示方法。算例结果表明，用欧拉角参数方法能够有效、方便地表示飞机飞行过程中位置、航向及其变化的信息。

摘要:为了通过地面实验验证飞机起落架收放系统性能，研制了可精确模拟气动载荷的起落架收放实验系统。根据收放液压系统各模块特点，基于LMS Imagine Lab.AMESim软件建立了液压收放系统的仿真模型，模拟起落架液压收放系统的收放过程，对系统进行动态仿真分析，预估实验系统性能。通过实验数据与仿真数据的对比分析，检验实验系统的正确性。结果表明：系统能够满足起落架收放实验基本功能要求，仿真结果与实验结果较为接近。

摘要:为了求解含Mie-Grüneisen状态方程多介质可压缩流动问题，针对界面追踪方法，发展了一种通用的激波限制器。根据平均守恒误差及L1误差随参数的变化情况，确定了参数的范围。由于表达式不含有状态方程中的物性参数，所以它适用于任何一种形式的状态方程。通过具体算例分析了激波限制器的开关闭状态。数值结果表明文中构造的激波限制器可以用于计算含强激波的一般状态方程的多介质可压缩流动问题。

摘要:在研究型面设计马赫数Mai对马赫数分布可控基准流场在Ma∞=4.0~7.0的性能影响中发现，降低型面设计马赫数可获得更高的流量系数、高马赫数时的增压比以及更短的长度。基于型面设计马赫数Mai=5.5，6.0和6.5的基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道，并在Ma∞=4.5~7.0时进行数值模拟。结果表明：基于低型面设计马赫数基准流场设计的进气道具有更好的流量捕获特性和较高的增压比，这与基准流场变化规律基本一致。型面设计马赫数对出口总压恢复系数影响较小。

摘要:入口利用层流速度型叠加二维和三维Tollmien-Schliting(T-S)波，应用动态亚格子模型、预处理技术以及高精度算法，采用大涡模拟（Large eddy simulation，LES）数值计算方法，对可压缩平板边界层空间模式的转捩机理及其拟序结构进行了研究。计算结果展示了T-S波经历线性、非线性发展阶段破碎形成发卡涡，最终演化成具有4个涡环的涡链结构的整个过程，并揭示了发卡涡涡腿并非完整对称及低速条带在涡环产生的位置不连续的现象，探讨了主流向涡与壁面相互作用诱导生成次流向涡的机理。

摘要:提出了一种结合多胞形鲁棒变增益控制综合技术和基于系统广义距离的调度策略的航空发动机全包线控制方法。利用雅克比线性化方法获得包线内多点的发动机线化模型，将这些点作为多胞形模型的顶点，并利用多胞形鲁棒变增益控制综合技术设计顶点控制器。引入能够反映系统广义距离的间隙度量来计算包线内其他点的凸分解系数，结合顶点控制器实现全包线内发动机中间状态高压转速控制。全包线内的仿真结果表明，采用该控制方法能够满足航空发动机中间状态控制要求，具有较好的鲁棒性和跟踪性能，同时保证了控制器在全包线范围的稳定性。

摘要:对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟，得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。当射流喷出后，由于压力高于背压，气流发生膨胀，射流边界向内收缩，同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现；压缩波扩展并增强为激波，随下游距离增加，膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。一旦射流发展至下游26倍助推级发动机排气喷管直径处，三股射流将合并成为一股射流而继续发展。三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致，但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。

摘要:斯特林发动机中回热器的有效性对斯特林发动机的整机性能有较大的影响。文中通过商业软件FLUENT的动网格功能模拟了回热器内部流场的交变流动以及流体工质与回热器之间的往复式热量交换，进而捕捉斯特林发动机运行时，回热器基体在高速交变气体流场中温度场的变化规律。研究结果表明，回热器的有效性和流阻损失随孔隙率的增大而减小，随长径比的增大而增大。因此在设计斯特林发动机时需要综合考虑回热器的孔隙率和长径比。

摘要:驻涡燃烧室驻涡区内的流动是影响驻涡燃烧室性能的一个关键因素。首先将数值模拟结果进行与试验测量结果进行对比，确定了最佳的湍流模型，并在此基础上通过数值方法深入研究了驻涡燃烧室驻涡区冷态流动特性。结果发现：通过在驻涡区前壁进气缝中设置一定的矩形挡片可以在驻涡区一定范围内诱发以反向旋转的涡对形式存在的流向涡。对比研究了挡片阻塞比BR（挡片面积与前壁开缝面积之比）分别为0，0.2，0.4时驻涡区内的流动结构，分析了流向涡产生的原因。定量结果表明，当BR=0.2，0.4时，（1）流向涡涡量大小比BR=0时提高了将近100%，BR=0.2对应的流向涡涡量比BR=0.4对应的流向涡涡量略大；（2）在流向涡混合层内，流向涡涡量沿轴向呈先增大后减小的趋势；（3）燃烧室总压损失约比BR=0时大1%。

摘要:以某型带缘板阻尼块涡轮叶片为对象，采用二维整体 局部统一滑动模型，编制涡轮叶片振动响应分析程序。在此基础上系统地计算不同参数时带缘板阻尼块叶片的振动响应，分析了正压力、外激励对减振效果的影响。算例分析表明：同一外激励下，存在一最佳正压力可以使系统减振效果比较好；正压力不变时，外激励幅值大小的变化对叶片减振效果有较大影响；另外阻尼块对叶片起到调频作用。

摘要:以APU隔振器为研究对象，提出采用五参数分数导数建立橡胶隔振器本构模型。推导了含橡胶隔振器振动系统的非线性动力学有限元方程式。分析了隔振器结构参数变化对传递率特性的影响。研究结果表明：文中的数值计算方法能更好地预测含橡胶隔振器振动系统的动态特性。

摘要:变体后缘索网机构的驱动效率很大程度上取决于各个索的空间布置。首先，建立了索网机构的力学模型，给出了索网/基板非线性微分方程的差分迭代格式；然后，采用响应面法，建立了驱动力和索蒙皮最小距离的显式函数；最后，采用序列二次规划算法来求解该优化问题。计算结果表明：驱动力和索蒙皮最小距离的响应面模型具有很高的拟合精度；优化后索网机构的驱动力降低了27.7%。

摘要:提出了基于Kriging模型的耐撞性优化方法。首先就Kriging模型的构造方法及其精度评估问题进行了讨论；然后，以薄壁管为研究对象，采用瞬态非线性有限元分析程序作为计算核心，以薄壁圆管的直径和壁厚为优化变量，以最大撞击载荷为目标函数，薄壁管的最大压缩量等作为约束函数，构造了基于Kriging模型的全局近似函数来逼近真实的优化目标函数与约束函数；随后，提出了提高全局近似函数精度的Kriging模型更新方法，改进了优化设计分析流程；最后，在所构造的全局近似函数的基础上，采用遗传算法进行优化分析。算例分析结果表明，该方法构造的最大撞击载荷与最大压缩量的全局近似函数在最优解处与真实解非常吻合，说明了Kriging模型的有效性。

摘要:对玻璃纤维增强复合材料真空辅助湿铺贴阶梯形挖补修理后层合板建立了三维有限元模型，进行了拉伸破坏模拟。发展了考虑剪切非线性的复合材料各向异性连续损伤力学模型，用于模拟母板与补片复合材料单向带失效。采用基于双线性cohesive本构的接触分析模拟了真空辅助湿铺贴阶梯形挖补修理后形成无厚度二次固化界面。数值模拟结果与试验结果吻合较好表明所采用的模型能很好地预测整个修理结构的拉伸性能。最后，分析了整个拉伸过程中层合板斜接挖补修理结构的损伤破坏过程。

摘要:提出了一种针对铆接结构进行疲劳寿命评估的新方法。首先，运用弹塑性理论模型求解出铆接造成的铆钉孔周边的残余应力。然后，通过三维弹塑性、接触非线性有限元分析(Finite element method,FEM)，计算出载荷传递引起的铆钉孔周围的应力分布。将这两个应力场进行叠加，并将沿径向距离疲劳危险部位应力最大处特定距离的点的应力，对照相关材料的光滑试件S N曲线进行插值，得到疲劳寿命的评估结果。新方法与应力严重系数法(Stress severity factor,SSF)法进行了对比，并通过试验验证了该方法的可行性和准确性。

摘要:为了考察机载振动与加速度环境对热管冷板传热性能的影响，以不同结构形式的普通铜水热管冷板与微热管阵列冷板为研究对象，搭建振动与加速度试验台进行试验。试验结果表明：Z向振动与加速度较X向与Y向对热管冷板传热性能的影响大，但振动的影响基本可以忽略，微热管阵列冷板受加速度的影响大于双U型普通热管冷板；加速度量级的增加对热管冷板传热性能的影响较小；双U型普通热管冷板在振动与加速度条件下的性能最优。

摘要:为实现对未来大流量、高密度、小间隔条件下的空域实施管理，在战略航迹规划阶段，提出了一种模块化的战略航迹演化通用模型。建立了不同航段之间航空器状态动态切换的一类宏观Petri网演化模型，以及同一航段内航空器速度和高度两种特征参数值连续变化的3类微观Petri网演化模型。根据航空器特征参数值转化的4种不同形式并基于航空器全飞行剖面的混杂运行特性，运用微分Petri网理论，定义了航空器的4种演化模式，通过组合各种演化模式得到了3种航空器基本演化模型。在满足航空器性能约束的前提下，通过设定10个航段及15个高度和速度预设值，得到了全飞行剖面下各特征参数的演化图。结果表明，所设计的演化模型增强了航迹预测模型的通用性，能够反映航空器在水平剖面和垂直剖面内的状态变化。

摘要:分析了由飞机资源短缺造成的航班不正常情况，将该问题视为带有容量约束的多个商品的整数最小费用流问题，建立了多商品网络流数学模型。采用列生成算法框架求解该大规模整数规划问题。一般的列生成算法是每次迭代过程只加入一个列，造成迭代次数过多，因而降低了算法效率低。文中采用每次迭代过程中加入多个列，并对加入的多个列应该满足的条件进行了分析。最后给出的算例验证了该方法的正确性和有效性。