大尺寸盘榫结构件疲劳寿命优化设计及验证方法研究

针对航空发动机及燃气轮机设计中盘榫应力集中导致的结构件寿命瓶颈问题,导入三次B样条曲线优化理念,以较低设计参数调整维度代价获得了定性合理、可变性较大的榫槽优化结构,稳定提高了设计优化速率和泛化能力。面向大尺寸盘榫结构件,提出根据优化前后榫槽应力集中位置的应力水平和梯度设计模拟件进行验证,保证了大尺寸结构件设计方案验证的等效性和充分性。仿真结果显示,优化后的盘榫结构件最大应力降低45%,低周疲劳寿命提高约36倍;基于应力集中和梯度设计的模拟件验证结果与仿真结果一致,印证了优化收益和验证方法可靠性,对于大尺寸结构件疲劳试验设计具有普遍借鉴意义。     

面向大型卫星的可移动混联机器人加工技术

大型卫星结构件加工过程中面临多次吊装和转移风险,针对“卫星不动,工具移动”制造方法定位误差大的问题,提出一种可移动混联机器人加工大尺寸结构件的新方法。基于全向移动平台与机器人视觉引导相结合的粗-精定位策略,采用初步定位和精确定位的“两步定位法”提高移动式混联机器人加工的定位精度。构建可移动混联机器人加工系统,并在大型卫星结构件上开展铣削验证实验。实验结果表明：移动式混联机器人提高了卫星舱体功能面的加工精度,1 600 mm×800 mm范围内4个压紧点的加工平面度达到0.08 mm,共面度达到0.2 mm,距离公差为0.6 mm。混联机器人的高刚度特性为实现卫星舱体高精、高效的原位加工提供了可行性。     

数字化测量——为梦想起飞添翼

测量产品对航空工业的重要作用是什么?大飞机项目的启动为您的企业发展和产品推广带来哪些机遇? 张岚荪: 测量产品一直就对飞机制造起着重要作用,从工装上定位面和形位公差的检测,到飞机结构件的理论外形、空间结构尺寸和精度孔位以及超大型结构件的平面结构尺寸检测.当今的科学技术不断突飞猛进的发展,新一代光学技术的激光测量产品--先进的激光跟踪仪和便携式的测量关节臂已经取代了原来的经纬仪在检测领域中占据了主导地位.     

基于三维模型的飞机数字化快速检测技术研究

随着飞机数字化设计与制造技术的发展,大型整体结构件用量的不断增加,以及民用飞机经济性与安全性要求的日益提高,对产品的制造精度也提出了更高要求,使产品检测难度日趋加大,从而对测量技术提出了新的需求,传统的测量技术已难以满足飞机零部件快速、高效、高精度检测要求.当前基于三维模型的数字化检测技术应用已成为打通飞机复杂零件与大尺寸零部件数字化设计、制造、检测一体化流程,提升检测效率与水平的关键环节.     

含分层损伤的复合材料层压板轴压剩余强度分析

基于渐进损伤分析方法对含正方形分层损伤的复合材料层压板开展了剩余强度仿真分析。不同损伤尺寸大小的仿真结果表明,层压板的轴压剩余强度和失效机理与分层损伤尺度密切相关,分层损伤尺寸较小时,层压板剩余强度对损伤尺寸不敏感,降低幅度较小;损伤尺寸大于某一临界值后,层压板剩余强度较完好结构件大幅度下降,并趋于稳定;中小尺寸分层损伤层压板在屈曲后,其失效模式为结构件中部横向整体直接压溃;大尺寸分层损伤层压板出现子层屈曲诱发的界面损伤并扩展,在复合材料薄板中部压溃前达到最大剩余强度。该仿真结果对复合材料损伤容限设计、修理具有指导意义。     

大型航空结构件精确制造技术研究及应用

飞机结构件曰趋大型化、复杂化,这对数控加工装备和数控加工技术提出了更高的要求,目前国内的数控加工精度已经达到亚微米级,但飞机结构件由于尺寸较大、易变形,其加工精度仅能达到0. 05-0.2mm,距数控加工精确制造的要求还存在一定的差距本文从结构特点、装备要求、工艺方法等万面,对大型航空结构精确加工技术进行了研究分析,指明了提高精确制造能力的方法和途径.     

航空航天用增材制造金属结构件的无损检测研究进展

增材制造技术成形工艺的特殊性给无损检测带来了新的挑战,存在各向异性和检测盲区大等问题。为此,国内外研究者开展了增材制造金属结构件的无损检测方法研究。简要概述增材制造技术在航空航天领域的应用情况,同时结合无损检测各方法应用特点,介绍针对增材制造金属结构件的超声、射线、工业CT和荧光渗透等多种无损检测方法的应用和研究现状,分析总结了相关无损检测标准,并指出了增材制造金属结构件无损检测未来的发展方向,即高精度无损检测技术、原位监测方法和标准化体系的构建。     

大型航空结构件数控加工装备与先进加工技术

本文从航空结构件的发展特点出发,结合国内外航空制造业现状,对大型飞机结构件的数控加工装备及数控加工技术进行探讨,论述了当前大型航空结构件数控加工装备的发展方向及先进数控加工技术.     

基于激光跟踪仪的大尺寸外形辅助测量装置研究

针对大型结构件曲面外形的特点,研发一套基于激光跟踪仪的大型结构件外形辅助测量装置。该测量装置以夹持靶标的直角三坐标伺服机构为测量机构,以导航小车为测量机构的载体,通过激光跟踪仪实时反馈靶标位置进行误差补偿,实现直角三坐标伺服机构的闭环控制,提高了测量精度。     

汤立民数字化制造技术专家

枭龙创造了我国航空工业研制周期最短纪录,您的团队是如何在短时间内攻克飞机大型复杂整体结构零件加工难关的? 汤立民:枭龙飞机是由中巴联合研制、面向国际市场的第三代战机,该机首次全面应用了数字化三维实体设计及制造技术.设计中大量采用整体结构件,翼身融合区大型整体框尺寸大并带有大量复杂交点、接头结构:"蚌"式进气道零件具有极为复杂的型面及高精度孔;关键部位零件采用了高强度沉淀硬化不锈钢PH13-8Mo材料,极难加工. 对此我们做了充分准备.项目开展过程中采取并行工程,边设计边制造,在飞机进行详细设计前就针对大型结构件的数控加工特点、实体建模的要求等问题与设计深入交流.     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.