五轴超精密加工机床底座设计技术研究

机床底座是超精密加工机床的基础,其稳定性、精度保持性对超精密加工机床的精度指标有较大影响.本文介绍了目前国内外超精密加工机床典型的底座结构,利用有限元工具分析设计了五轴超精密加工机床底座,经检测,该机床底座的实际精度满足指标要求.     

超精密加工基础及其发展趋势

本文阐述了超精密加工中的各种关键技术,包括工件材质,刀具,机床基准元部件,工艺测试及环境条件(恒温、恒湿、防振)等。根据国内外最新资料,介绍了超精密加工技术的发展方向,并对国内超精密加工技术的发展提出了作者自己的看法。     

超精密加工技术学术研讨会在北京召开

由超精密加工技术国防科技重点实验室主办的超精密加工技术学术研讨会于1997年7月28日至7月31日在北京召开，会议共收集35篇有较高学术水平的论文，内容涉及超精密加工的最新发展、超精密加工机床、超精密加工工艺、超精密测量及超精密加工的元部件等等，这些文章反映了我国超精密加工技术的最新发展。会议首先由实验室吴明报研究员作《发展我国超精密加工技术的对策》的报告．报告中说，超精密加工技术在先进制造技术中占有重要地位．但由于投入大．运行费用昂贵．严重影响在我国的推广应用，因而提出了通过降低设备造价等技术措施和集中应…     

超精密加工技术的发展

以单点金刚石车削和超精密金刚石磨削为基础的超精密加工能够经济地制造光学、机械和电子部件,或生产在微米和毫微米范围内的成形精度和表面粗糙度的产品。辅助成形精度和表面粗糙度测量技术在评估超精密加工表面质量中也起着重要作用。在香港建立了超精密加工中心,用各种设备和技术服务帮助当地企业对高质量超精密产品进行快速研制和试验超精密加工技术的发展     

瑞士GF阿奇夏米尔为您提供精密零件加工的系统解决方案

作为市场领先者,GF阿奇夏米尔从未放慢过研发与创新的脚步,在CIMT 2011展会上,将看到首次于中国市场亮相的CUT2000超精密数控慢走丝线切割机床、CUT200精密数控慢走丝线切割机床、FORM3000超精密数控电火花成形机床以及MIKRON HSM 500 LP精密高速铣削加工中心.届时,将在展会现场(E4-C103)演示航空航天高温合金及钛合金零件以及LED模具等精密模具的加工.     

技术、市场、成本,制约我国超精密加工技术发展的三大因素——访北京航空精密机械研究所杨辉

杨辉.博士,研究员,先后师从于哈尔滨工业大学的董申教授,303所的吴明根研究员、国防科技大学的李圣怡教授,从20世纪90年代初就开始从事超精密加工枝术研究,现任精密制造技术航空科技重点实验室副主任,主要研究方向为超精密加工机理,超精密基础元部件及集成技术、超精密加工工艺研完等.     

超精密加工技术的地位、现状与发展趋势(下)

超精密加工技术的国际水平在超精密加工领域起步最早的是美国,其次是西欧和日本。当前,美国在这个领域仍然领先。美国超精密加工技术的发展得到美国政府和军方的财政支持。美国国防部陆、海、空三军组成了光学零件精密加工特别委员会,统一协调超精密加工技术的研究工作。目前在美国至少有30多个厂家和研究单位研制和生产各种超精密加工机床。美国通过陆、海、空三军制造技术的开发计划和能源部激光核聚变的住务等,对超精密金刚石切削机床的开发研究,投入了巨额资金和相当多的人力,实现了微英寸级(1微英寸=0.025微米)的超精密加工。超精密加工技术的发展使美国在航空、航天、核能方面取得了许多重大成就。     

CUPE的超精密加工及测试技术

介绍了英国Ｃｒａｎｆｉｅｌｄ大学超精密加工实验室的概况、主要的研究范围及内容．重点介绍了超精密金刚石切削和磨削机床，超精密测量仪器，超精密加工和测量机床的组件以及Ｎａｎｏｃｅｎｔｒｅ超精密车床中的关键技术．     

超精密加工专题

实现高质量加工的超精密非球面加工机床在线检测的超精密非球面加工[日]/坪井晖.//机械工具,1992,(6):38～43 日本丰田工机开发出超精密高效率切削,磨削光学透镜模具,以及在线检测加工的CNC超精密球面加工机床,形状加工精度为O.1μm以上,表面粗糙度好,不需手工研磨,加工效率高,只需一次装卡     

科技成果

我国先进制造技术取得新突破 日前,由中国航空精密机械研究所研制的非球面曲面超精密加工机床成功交付用户。 非球面曲面超精密加工机床具备超精密金刚石车削、铣削功能和超精密金刚石砂轮磨削功能及其他相应辅助功能,主要用于完成超精密平面、球面以及包括非球面曲面等在内的复杂面形光学零件的超精密加工。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

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。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

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。