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.     

重型运载火箭总体技术研究

重型运载火箭是一个国家进入空间能力的重要标志,也是国家综合实力的重要体现。结合世界上曾经研制过的重型运载火箭特点,对火箭的总体方案和总体技术进行研究。在总体方案中,首先分析了重型运载火箭的需求,然后根据需求选择重型运载火箭的构型和动力组成。在总体技术中,通过设计技术、制造技术和试验技术三个方向,研究了与重型运载火箭密切相关的POGO抑制技术、动特性获取技术、制造材料的选择、关键部件的制造技术以及动力系统试验和飞行验证等试验技术,并给出了适合我国国情的重型运载火箭发展路径。     

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.     

激光选区熔化成形技术的发展现状及研究进展

随着航空航天装备更加注重追求轻质、高效和高可靠性,设计中越来越多地采用复杂整体结构件和精密复杂结构件.由于单个结构件的尺寸和复杂性不断增加,对结构件加工制造要求日趋苛刻.同时,航空航天用钛合金等材料具有高熔点、难变形和难加工等特点,使得复杂整体结构件和精密复杂结构件的制造尤其困难.特别是越来越多的异形结构,传统的锻造、铸造、焊接、机加等成形工艺已无法满足结构件的设计和制造要求.因此,研究开发能够解决航空航天整体复杂钛合金结构件难加工甚至无法加工问题的制造技术途径,已成为先进制造技术的重要发展方向和前沿热点课题[1-2].     

推陈出新 问鼎一流——打造世界一流数控重型机床品牌

武汉重型机床集团有限公司(简称"武重")是我国"一五"时期156项重点建设项目之一,目前是我国研发、设计和制造重型、超重型机床的大型骨干企业,以生产重型机床产品规格最大、品种最全而闻名遐迩.武重为国家机床装备制造业的发展以及推动重型机床行业技术进步所做出的贡献得到了国家的充分肯定和行业的认同.     

智能化技术在数控机床上的开发应用

数控装备作为先进制造技术的载体,已成为国内制造业发展的重要基础,其发展水平对我国航空工业的发展具有举足轻重的作用.国家《高档数控机床与基础制造装备》科技重大专项把航空制造装备列为重点支持对象,根据航空零件结构件的特点,对数控机床的加工效率、加工精度、可靠性等方面都提出了新的要求.本文介绍了在自主研发航空数控机床过程中智能化技术的研究和应用. 数控机床智能化技术简介 自1952年第一台数控机床问世以来,数控机床一直伴随着航空工业的发展.数控机床的发展已有60年历史,随着航空零件结构件中新材料和新结构的应用,航空数控机床的发展正朝着精密化、智能化、专业化、网络化和绿色环保等方向发展,智能化技术在航空数控机床上应用越来越多.     

自动铺放技术在大型飞机复合材料结构件制造中的应用

自动铺放技术是工业发达国家近30年来发展和广泛应用的自动化制造技术,包括自动铺带技术和自动铺丝技术.这两项技术的共同优点是采用预浸料,并能实现自动化和数字化制造,高效高速.自动铺放技术特别适用于大型复合材料结构件制造,在各类飞行器,尤其是大型飞机的结构制造中所占比重越来越大.     

飞机结构件数字化设计与制造技术

飞机结构件逐步向大型化、整体化和复杂化发展,且制造精度要求较高.对设计和制造技术提出了更高的要求.因此,开展飞机结构件设计技术和制造技术的研究,在飞机结构件设计和制造过程中应用数字化技术和智能技术,构建飞机结构件设计制造协同化平台,实现飞机结构件高效、高质、低成本和环保的柔性化设计和制造,对提高企业核心竞争力具有重要意义.     

面向大型航空构件的国产高档数控机床和专用装备

为使我国航空制造技术尽快赶超世界先进水平,需要发展相当数量的高性能数控机床和航空专用装备。但国内数控加工技术远不能满足快速发展的航空制造业的需求,还需要结合航空制造工艺技术的发展,深入研究各种高性能航空结构件的制造技术和装备。国外航空装备研发模式值得借鉴,设备研制单位和用户企业"抱团发展"应该成为我国高档数控机床和航空专用装备研发的主要模式。     

航空制造技术发展趋势

本文针对国外先进航空产品发展需求,对航空产品研制及生产中所应用的数字化设计/制造技术、复合材料构件制造技术、大型结构件数字加工/成形技术、高温复杂结构件制造技术、先进连接与装配技术、超精密加工及微系统制造技术、特种加工技术、表面工程技术以及无损检测技术的发展趋势进行了分析和总结。     

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。     

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.     

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.     

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。