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1.
针对航空发动机装配工艺过程、工装设计工艺过程及发动机盘类转子部件的共性,结合机器人理论,将串并联机构应用到航空发动机构型中,研究并设计一个适合不同类型不同型号航空发动机的柔性工装构型.详细介绍了其基本原理及设计关键技术,并用有限元方法进行静力学验证其可行性.对航空发动机数字化装配的实现和生产效率的提高进行了探索. 相似文献
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杨刚 《航空精密制造技术》2022,58(2):48-50,55
在飞机电气系统地面研制试验验证阶段,缺乏有效的方法和装置对地面模拟负载进行自动化加卸载控制,且手动加卸载过程较繁锁,操作效率低下,无法达到预期的效果.设计并实现了一种飞机电气系统地面模拟负载控制系统,该系统具备地面模拟负载自动加卸载和状态显示等功能,能较好地满足试验需求,且操作方便、准确可靠. 相似文献
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陈丽华 《民用飞机设计与研究》2008,(1):22-22
引言 飞机供配电系统地面模型试验是飞机首飞前进行设计和适航符合性验证的大型试验之一。为了验证供配电系统在稳态和瞬态加载状态下的各种参数指标,就必须按照试验大纲的规定进行加、卸载控制。 相似文献
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大型民用飞机全机系统地面综合验证试验平台研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空科学技术》2015,(8)
由于大型民用飞机采用了多种新理念、新功能和新技术,给机载系统综合验证增加了复杂性和难度。为了提高机载系统综合验证能力,从全机地面综合试验验证具体需求出发,借鉴国内外飞机系统集成验证经验,提出了桌面仿真、硬件在环实时仿真与物理试验一体化的全机系统地面试验验证平台方案,详细研究了机载系统试验件、硬件在环实时仿真、测试设备与驱动设备、综合试验管理系统等技术方案和特殊要求,为进行实际工程合理、有效的全机系统地面综合验证试验提供技术参考。 相似文献
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为对新型直升机主旋翼系统进行充分地面验证,本文提出一种直升机旋翼塔总体设计方案,通过对设计输入、总体方案、塔体设计、驱动系统、测试系统、标定工装、试验厂房等方面进行总体设计与研究,制订了直升机旋翼塔总体设计方案,并开展了旋翼塔CAE建模和分析。CAE分析结果表明,旋翼塔模态等关键参数符合直升机主旋翼系统地面验证要求,证明了该直升机旋翼塔总体设计方案的可行性,本研究可为各类型直升机主旋翼系统的产品研发、地面验证提供借鉴和参考。 相似文献
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充气式减速技术试验器的设计和飞行试验 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2018,(6)
为验证充气再入与式减速技术的原理和返回工作程序,研制了基于多充气环结构的飞行试验器,介绍了试验器的设计方案、技术指标、飞行试验方案,并对试验器的核心装置——充气锥的设计进行了说明。开展飞行试验对部分关键技术进行验证,并对地面试验和演示验证飞行试验情况进行了总结。飞行试验结果表明,基于多充气环结构的充气式减速系统方案合理,折叠包装效率较高,与运载平台分离后快速充气展开,返回过程满足气动减速要求,着陆速度达到预期要求;柔性气动减速技术、刚柔耦合结构设计技术、多充气环结构加工制造技术、高效折叠包装及有序展开技术、快速充气技术、地面试验技术等关键技术得到了验证。 相似文献
9.
《航空制造技术》2018,(22)
在某些飞机部件装配过程中,柔性工装定位单元(简称工装单元)是由一个并联机构组成的,并联机构动平台的位姿决定了飞机部件的位姿,因此实时得到工装单元的动平台位姿的目的是实时计算其各个机构杆长与目标的差距,指导工装单元快速调整到装配所需的目标位姿,从而使飞机部件达到目标位姿。提出了一种通过激光跟踪仪与跟踪仪的STS六维传感器配件(简称6D设备)配合,实时获取工装单元动平台位姿的方法。对工装单元与6D设备配合工作的原理进行研究,通过软件接口获得6D设备的位姿,通过数学计算得到6D设备的位姿矩阵和工装单元动平台位姿矩阵。设计了试验方案并通过试验验证了算法的正确性。 相似文献
10.
跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
新一代先进飞行器的发展,对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道,作为马赫数精确控制系统,可降低试验流场马赫数波动量,提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道,研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先,利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能;其次,通过风洞试验,设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明:加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好,并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。 相似文献