柔性导轨自动制孔设备制孔试验研究

柔性导轨自动制孔设备因其低成本、柔性、占用空间小的优点,在飞机装配中逐渐被大量应用.本文从国外应用情况开始,分析了现阶段国内的需求,介绍了BAA300柔性导轨自动制孔设备,并开展了制孔工艺试验,获得了制孔的位置偏差和孔质量情况,最终得出了经过设备改进即可应用于ARJ21和C919机身段对接区的自动制孔的结论.     

柔性导轨自动制孔设备控制技术

介绍了一种用于自动化装配的柔性导轨自动制孔设备,对柔性导轨自动制孔设备的应用及工作流程和系统的软硬件组成进行了说明,并详细论述了该设备控制软件系统的功能、结构、软件界面及关键控制编程技术.     

飞机轻型自动化制孔系统及关键技术

飞机装配技术面临着自动化、数字化和柔性化的发展趋势,面对日益激烈的竞争,在研制飞机自动化装配系统时需要综合考虑装配效率、系统柔性、设备成本等因素.与壁板自动化装配常用自动钻铆系统不同,自动化制孔系统更常用于部段总装和部件对接,这些位置由于开敞性问题往往只适合采用自动化制孔的方法.轻型自动化制孔系统是在装配效率、系统柔性和设备成本之间折衷的一种方案,受到国内外业界的普遍重视.     

基于PMAC的柔性导轨制孔设备控制系统研制

针对上海交通大学研制的应用于飞机机身、机翼蒙皮进行制孔的柔性导轨自动制孔设备,提出了一套以PMAC运动控制卡为核心的开放式数控系统的设计方法。根据飞机自动制孔的特点与要求,设计并分析了柔性导轨自动制孔设备的整体框架、硬件构成、软件模块、设备坐标系下加工代码生成方法。初步制孔试验表明,该系统实现了设备设计功能,能够实现群孔加工。     

新一代飞机自动化智能化装配装备技术

数字化技术的应用是飞机制造业的一次革命性的变革,它将从根本上改变了传统的飞机装配技术[1].在现代飞机装配中,装配模式已从基于模拟量传递的刚性装配方式发展成为基于全三维数字量传递,以柔性工装为装配定位与夹紧平台,以数控柔性制孔单元和自动钻铆系统为自动化加工设备,以激光跟踪仪等数字化测量装置为在线检测工具,在装配数据及数控程序的协同驱动下,完成飞机部件的自动化装配过程的柔性装配模式,飞机装配已进入了数字化、自动化、柔性化、智能化装配时代.而航空专用装配装备技术发展成为推动飞机装配技术进步的引擎.     

用于飞机部件自动制孔的机器人制孔系统

进入20世纪90年代后,飞机制造行业对飞机装配技术提出了高质量、高速度、低成本的生产要求,飞机柔性装配技术得到了极大的发展.机器人制孔技术是飞机柔性装配技术的一个重要应用和研究方向.     

面向飞机数字化装配的MBD模型装配信息提取技术

首先概括介绍数字化柔性装配技术对现代飞机制造业发展所起的重要作用以及发展和研究数字化柔性装配技术关键之一的自动制孔技术的重要性。然后概括介绍MBD模型的基本概念、应用现状,并分析在飞机制造业采用MBD模型的原因。最后详细说明如何深入应用CATIA二次开发技术,准确无误地从MBD模型中自动提取装配信息,为自动制孔编程打好基础。     

基于数字化的飞机自动装配技术

<正>数字化技术的应用是飞机制造业的一次革命性的变革,它将从根本上改变了传统的飞机装配技术。在现代飞机装配中。装配模式已从基于模拟量传递的刚性装配方式发展成为基于全三维数字量传递,以柔性工装为装配定位与夹紧平台,以数控柔性制孔单元和自动钻铆系统为自动化加工设备,以激光跟踪仪等数字化测量装置为在线检测工具,在装配数据及数控程序的协同驱动下,完成飞机部件的自动化装配过程的柔性装配模式,飞机装配已进入     

大飞机翼盒机器人制孔系统集成技术研究

机翼装配是飞机制造中的一个重要环节,其中翼盒装配制孔数量多、质量要求高、工作强度大,因此各种自动化制孔装备陆续登场,活跃在国内外航空制造业的舞台。由于机器人具有高度灵活性,利用机器人对机翼蒙皮壁板装配实施数字化制孔作业,成为现代飞机机翼装配的一个发展方向。本文介绍了一种基于AGV搭载机器人的可移动机翼装配数字化制孔系统,并对这种复合式机器人制孔系统集成技术进行了探索,通过机械系统集成、电控系统集成、软件控制集成实现总体系统集成,从而实现大飞机翼盒机器人制孔系统的自动化、精确化制孔作业。     

机器人辅助飞机装配制孔中位姿精度补偿技术

在飞机自动化装配中,机器人制孔技术由于其高度柔性和相对低成本而倍受关注.然而,机器人本身的动、静态误差及制孔过程大量坐标系标定和坐标转换会引起难以补偿的残留误差,为提高机器人制孔的位置和姿态精度,构建一种基于激光跟踪仪闭环反馈的机器人辅助飞机装配制孔系统.本文首先论述应用激光跟踪仪建立系统中关键坐标系的方法,并分析了机...     

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。     

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。     

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.     

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。     

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.      

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。