飞机导管数字化生产线探讨

介绍了国内外飞机导管制造技术的现状。参考国外飞机导管数字化生产的先进经验,结合国内实际情况,提出了实现导管数字化生产线总体设想方案。在导管CATIA数据转换、智能工艺性审查、三维弯曲仿真、数控弯管、组合夹具设计与制造、导管数控测量、系统集成等方面提出了切实可行的实施途径。     

飞机焊接导管数字化制造技术研究

针对目前飞机导管在生产制造上存在的不足,为了缩短导管工装设计周期,提高导管工装定位的准确度和导管的制造精度,对飞机焊接导管数字化装配工装、自动焊接等关键技术进行了研究。采用数字化设计方法建立焊接工装的数模,通过孔定位方法实现导管焊接的定位和夹紧,通过坐标系拟合、焊缝跟踪和修正等完成导管间的自动焊接,实现焊接导管的数字化制造。     

基于CATIA二次开发的数模信息提取及组织技术研究

基于CATIA的三维数字化设计已逐步成为飞机产品设计的主流方式,其产品数模中包含大量存放于数模结构树中的非几何信息,人工查看时存在工作量大、耗时长且容易遗漏的问题.本文提出了一种基于CATIA二次开发的数模非几何信息自动提取和组织方法,能自动、快速、准确地进行数模结构树中非几何信息的批量提取、再组织和统计报表生成,极大地提高审图和工艺准备的工作效率和质量.     

导管数字化制造技术在某新型飞机研制中的应用

介绍导管数字化制造技术在某新型飞机研制中的应用,结合实际生产情况,实现了数模审查、工艺准备、导管数字化弯曲成形、拼装夹具应用和测量机矢量激光检测的全面数字化应用,所加工导管的装机合格率达92%,达到目前国内的最好水平。     

飞机机加件的工艺性浅析

提高飞机机械加工零件的工艺性是降低飞机成本、提高经济效益的重要手段,不仅对于新设计的飞机零件需要注重工艺性审查,即使对于那些已经投入批生产的飞机零件也应坚持“改进是无止境的”这一科学观点,不断地对其进行工艺性改进。     

基于CATIA／CAA数模属性自动校验技术研究

针对在CATIA中使用人工审核方法检测工装数模规范性时效率低、易漏检等问题,提出了一种对工装数模规范性进行自动校验的方法。该方法基于CAA,以CATIA为平台,Visual C＋＋为编程工具,能够自动怏速准确进行检验,解决了订货单信息、数模信息自动获取的难题。缩短了工装设计周期中用于校验的时间,提高了工作效率,为模具设计部门对工装数模规范性实现高效检测提供了帮助。     

基于MBD的容差分析技术

随着数字化技术的深入发展,MBD技术通过将产品制造过程中所需的各类信息在三维产品数模上进行统一表示,为实现运用虚拟技术进行容差的分析仿真、优化提供了可能.基于MBD的容差分析技术综合考虑了数字化装配协调方案对产品性能的影响,实现了基于三维数模的完整工艺信息表达,并列入企业生产资源库和6σ理论对容差分析方法进行了完善,从而为提高容差设计的合理性和良好的制造工艺性提供了有力支持.     

飞机零件三维数模中材料信息表达方式和内容研究

零件图样中材料信息的准确表达对零件生产来说非常重要。目前飞机零件三维数模中材料信息的表达现状存在很多问题,很难满足生产的顺利进行。本文对飞机零件三维数模中材料信息的表达提出了一种比较合理的方法,以供设计人员三维数模设计时参考。     

基于CATIA二次开发的数模信息批量导入方法

针对CATIA的三维数字化设计产品数模中包含大量存放于模型结构树中的非几何信息的导入过程繁琐,且容易出错这一问题,提出了一种批量化导入数模信息的方法 :使用基于V5 Automation的CAITA的二次开发方法,采用VBScript为编程语言,编制了相应的导入程序。经实例验证该程序可以自动、快速、准确地进行数模结构树中非几何信息的批量导入,减少重复性的工作。     

大型双排六工位级进模设计

文介绍了大型双排六工位级进模的设计。以生产批量和被加工零件的工艺性为依据,将落料、冲孔、拉深、弯曲、翻边等多工序组合在一起,适用于大批量及较大冲压件的高效、自动化生产线的需要。     

单级风扇声模态相关性研究及其影响

航空发动机轮毂比的增加使得处于“截通”状态的管道声模态数目急剧增加,为了提高风扇管道宽频噪声模态识别及分解技术的准确性,就需要对管道声模态相关性进行分析研究。本文以一台单级低速轴流风扇实验台为实验对象,研究了单级风扇的模态相关性以及声场相关性。进一步结合参考传声器模态分解法和互相关模态分解法,对比了模态相关性对管道进口声功率级产生的影响。结果表明,管道模态相关性对入射声波影响较小,对反射声波影响较大。因此,在高精度模态分解实验中,有必要考虑到模态相关性,并采用更加合理的模态分解技术。     

改进的单级风扇单音噪声解析预测模型

针对单级轴流风扇单音噪声的声模态与声功率(PWL)预测,基于早期的二维叶栅噪声解析预测模型,开发了改进的三维单级风扇噪声解析预测模型。主要目的是可以通过该预测方法快速、准确地给出声场信息以优化风扇设计方案。该模型由模拟转子粘性尾迹,求解静子表面非定常载荷以及模拟管道噪声传播三个部分组成,并采用单级轴流风扇噪声试验数据对该解析预测模型的结果进行了验证。与试验数据相比较,该解析预测模型1BPF单音噪声预测结果误差1.5dB,2BPF单音噪声预测结果误差5dB,同时给出了合理的周向与径向模态声场模拟结果。与传统的叶轮机噪声解析预测模型相比,该方法不仅考虑了三维几何,还可以模拟出管道内的声场结构,计算方法更为合理,噪声预测结果也更为可靠,具有很好的工程应用价值。     

风扇前传噪声及声衬特性研究

为了探究航空发动机的风扇噪声,通过试验研究了缩尺风扇前传噪声在不同转速工况下的频谱特性和周向模态特性,并对所设计的环形声衬降噪效果进行了验证。研究结果表明,基于试验测量数据分析得到的频谱特性和周向模态特性满足转静干涉噪声理论。随着转速的提高,风扇纯音噪声越显著,高转速工况下纯音噪声的能量约占风扇前传噪声的85%。在所研究的工况范围内,该声衬对目标频率及模态均有显著的降噪效果,且在85%转速工况时的纯音降噪效果最优,其主模态的传声损失约为59dB。该声衬对于设计频率附近的宽频噪声也有一定降噪效果,在85%转速时的宽频噪声平均传递损失约为3dB。     

采用SBR法研究飞机进气道的雷达散射截面

采用弹跳射线法(SBR)对飞机发动机进气道的雷达散射截面(RCS)进行了分析计算.通过光学射线跟踪、场强跟踪及口径积分方法,研究了任意截面和形状的管道电磁散射特性,通过在微波暗室的实际测量,频率在X波段,分别进行垂直极化和水平极化两种方式测试,比较了一实际进气道的计算与实验结果,验证了此方法的有效性,与其他方法相比较,具有物理概念清晰、数学模型容易建立等特点,满足了实际应用的需要.     

Transfer element method with application to acoustic design of aeroengine nacelle

In the present survey, various methods for the acoustic design of aeroengine nacelle are first briefly introduced along with the comments on their advantages and disadvantages for practical application, and then detailed analysis and discussion focus on a kind of new method which is called ‘‘transfer element method'(TEM) with emphasis on its application in the following three problems: turbomachinery noise generations, sound transmission in ducts and radiation from the inlet and outlet of ducts, as well as the interaction between them. In the theoretical frame of the TEM, the solution of acoustic field in an infinite duct with stator sound source or liner is extended to that in a finite domain with all knows and unknowns on the interface plane, and the relevant acoustic field is solved by setting up matching equation. In addition, based on combining the TEM with the boundary element method(BEM) by establishing the pressure and its derivative continuum conditions on the inlet and outlet surface, the sound radiation from the inlet and outlet of ducts can also be investigated. Finally, the effects of various interactions between the sound source and acoustic treatment have been discussed in this survey. The numerical examples indicate that it is quite important to consider the effect of such interactions on sound attenuation during the acoustic design of aeroengine nacelle.     

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。     

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。     

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.      

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。