中低速数控铣削参数优化技术研究及应用

采用平均铣削力系数模型对数控加工过程中的铣削力进行仿真预测.在此基础上,综合考虑数控加工过程中机床、刀具以及工件3方面限制加工效率的因素,对主轴转速、进给速度、径向切宽以及轴向切深4个参数进行优化.利用VC与Matlab编程,开发了"中低速数控铣削过程力学仿真与参数优化系统".针对航空难加工材料GH4169,在SandviK推荐参数基础上进行仿真优化.结果表明,基于力学仿真的数控铣削参数优化技术在难加工材料加工中可提高加工效率12%～378%.     

数控铣削参数优化的研究与开发

以DMC60H数控机床为试验平台,以壳体类铝合金零件加工为研究对象,提取数控铣削加工试验数据,采用BP神经网络建立数控加工铣削参数优化模型。生产验证表明,提出的数控加工铣削参数优化方法具有较强的实用性和一定的先进性,能有效提高加工效率,对实现数控机床综合应用效率最优化具有重要意义。     

TC6钛合金整体叶轮数控铣削工艺

为提高ＴＣ６钛合金航空发动机整体叶轮零件曲面数控铣削效率与加工质量,采用正交实验方法,研究并分析了球头铣刀几何参数对零件切削表面硬化层及其后刀面磨损的影响,发现三维曲面铣削时刀具不同的现象,并依此提出了切实可行的ＴＣ６航空发动机整体叶轮零件数控铣削工艺。     

基于动力学仿真技术的TC4整体叶轮铣削参数优化

针对某航空发动机TC4整体叶轮在数控加工过程中存在颤振、加工效率低及因加工变形而导致局部超差等问题,提出了相应的铣削参数优化解决方案。在进行切削力系数辨识试验获取TC4材料的切削力系数及锤击试验获取加工系统动力学特性参数的基础上,通过综合使用自行开发的铣削加工动力学仿真软件SimuCut和国外的CutPro软件进行动力学仿真与优化,获得了优化的切削参数。使用优化的切削参数进行加工,有效地消除了颤振和因加工变形引起的局部超差,提高了加工效率。     

航空发动机对开机匣数控铣削工艺

着重介绍了沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司开发研制的对开机匣铣削外型面的工艺改进过程,以及利用CAD/CAM软件UGNX进行零件三维几何建模、刀位轨迹模拟显示和五坐标数控铣削编程的方法,对铣削所采用的刀具和切削参数的优化进行了详细分析.     

航空零件螺纹数控分段铣削技术研究

螺纹数控铣削技术是当今制造业中比较流行的一种螺纹加工方法,与传统车削螺纹相比较具有其独特的优点。采用螺纹分段铣削数控程序编制方法,利用螺纹数控分段铣削技术,解决了某实际生产中零件盲孔内螺纹的加工困难。经过试验件的加工,验证了该方法的可行性和正确性,为长螺纹高效铣削加工技术提供了借鉴和参考。     

航空发动机薄壁件铣削加工动力学研究进展

铣削过程中引起的加工变形和切削振动是影响航空发动机薄壁件加工精度与质量的主要因素,通过分析加工过程中工件的动态响应特性,从切削动力学角度,基于知识型数控加工过程仿真成为航空发动机薄壁件颤振抑制的一种灵活通用的物理仿真方法。目前,关于航空发动机薄壁件的动力学物理仿真研究主要包括航空发动机薄壁件铣削力建模与试验方法研究、铣削动力学建模和铣削动力学模型仿真与工艺参数优化。     

镍基高温合金零件的摆线铣削高效加工技术

针对镍基高温合金零件的高效加工难题,提出一种高效铣削方法——"摆线加工",即采用大切削深度和合理的径向进给量加工零件,总结出选择切削深度这一重要切削参数的经验公式,获得了优化的切削参数,并将摆线铣削加工方法成功应用于GH3536、GH4169镍基高温合金深孔零件的加工中。实践证明,该方法能够缩短加工时间50%～75%,延长刀具的使用寿命,是一种具有很高应用价值的镍基高温合金材料高效铣削技术。     

航空薄壁件铣削加工中保持工艺系统高刚性方法

针对航空铝合金薄壁工件铣削加工时易出现的颤振以及切削效率低的问题,从动力学角度出发进行了深入的分析研究,提出了通过采用保持工艺系统高刚性的加工过程工艺优化与铣削加工动力学仿真结合的方法进行铣削加工.试验结果证明本法可以收到很好的效果,较好地解决了航空铝合金薄壁结构工件加工的颤振问题,提高了工件的加工表面质量和切削效率.     

叶片型面曲率属性对数控铣削加工过程的影响

提出了一种基于曲面曲率属性分析数控铣削加工过程的方法.该方法通过在构建的自由曲面上规划走刀轨迹,建立刀位轨迹等参数曲线,来分析等参数曲线曲率属性对加工干涉和加工带宽度的影响.同时,通过对刀位轨迹和残留高度与曲面曲率属性之间关系的研究,获得了影响数控铣削加工效率、加工精度及发生干涉的一些规律.此外,研究表明通过对刀具半径、残留高度与加工表面曲率之间的吻合关系曲线合理优化,可有效提高加工带宽度.试验结果证明该曲面曲率属性分析数控铣削加工过程的方法是有效的,加工效率可提高5%~8%.      

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。     

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。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

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<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.