基于Pro/E创建台阶型导管连接件的应用研究

分析了目前创建台阶型导管连接件的方法以及存在的缺陷,研究了Pro/E软件参数化设计和族表功能,以液体火箭发动机中凹台阶接头创建为例,探索在Pro/E中快速创建三维参数化凹台阶接头的新方法,提出了凹台阶接头三维模型创建流程、三维模型文件命名规则,并对三维模型的管理与使用进行了讨论.应用这种方法,能够在短时间内建立系列化台阶型导管连接件,并且一次性完成尺寸和参数检查,确保导管连接件三维模型的正确性和-致性,在发动机设计过程中,设计人员可以直接使用台阶型导管连接件三维模型进行装配,减少产品设计过程中的重复建模工作,极大提高了发动机的设计效率.     

长征系列液体火箭发动机导管锉修技术

导管锉修是发动机装配工作中一项重要操作技能,根据液体火箭发动机的装配特点,从导管锉修流程中导管比试、导管锯切和导管锉修3个环节进行论述,深入剖析了发动机导管锉修技术的关键和难点,得出了导管锉修技术方法。从实际装配经验中归纳总结了4条导管的比试准则,归纳总结了6条影响导管锯切位置的关键影响因素,并详细说明了导管锉修应满足的5项要求以及各项控制参数。     

基于Pro/E的参数化驱动固体发动机模装设计

为实现参数化驱动的固体火箭发动机结构设计、零件装配及其与平行层燃面退移的一体化集成，以Pro/E族表技术为核心，利用WinForm框架和XML等技术，提出了实现固体火箭发动机结构参数化模装设计和整机自动化装配的技术途径，实现了发动机各零部件三维模型的参数化驱动及发动机整机的自动化装配，实现了复杂三维药柱退移过程中的拓扑结构变化。该研究开发完成固体火箭发动机结构参数化模装设计软件系统，系统中包含29个发动机零件，通过灵活设定结构参数，可自动化构建多达720种不同结构形式的发动机结构实体模型，实现平行层燃面退移，得到发动机工作过程中的动态结构质量特性，同时计算出发动机的内弹道性能，并且具有可扩展性。该技术能够为进一步研究固体火箭发动机的设计、仿真、优化的一体化系统奠定基础。     

液体火箭发动机异构CAD三维模型装配技术分析与应用

针对某新型液体火箭发动机三维模型装配技术应用现状,不同三维建模工具之间数据格式互不兼容,不能相互调用,以及在产品数据管理系统中,异构CAD三维模型装配无法自动生成产品BOM结构,装配信息无法跨软件进行传递。对Pro/E与NX三维模型相互调用、异构三维模型装配、产品BOM结构自动生成、更改同步等问题进行了研究,采取轻量化模型JT和中间格式进行装配实现异构CAD三维模型的装配和管理,采用轻量化模型JT装配方法,既可以保证JT与三维模型的一致性,也可以实现装配BOM结构的自动生成和更新。采用STEP中间格式进行装配,解决了产品数据管理系统中对轻量化模型转换控制,降低了CAD集成环境下异构三维模型的装配要求,确保了STEP文件与三维模型的一致性,实现了异构CAD三维模型在统一环境下BOM结构的自动更新和发动机技术状态的管控。     

弹用涡扇发动机模拟装配系统及其关键技术

为提高弹用涡扇发动机的装配质量,提出了计算机辅助模拟装配系统,建立了模拟装配的系统框架,给出了包含层次结构关系、零部件之间配合关系和尺寸链信息在内的涡扇发动机装配模型;提出了基于模拟退火的自动优化配套算法,并且结合尺寸链计算对涡扇发动机关键装配工序进行工艺优化和分析;最后介绍了涡扇发动机模拟装配系统的运行过程。     

基于FIG-SVR的姿控发动机推力校准斜率预测

为了对某型号姿控发动机高空模拟试验推力现场校准斜率进行趋势预测,提出了一种模糊信息粒化(fuzzy information granulation,FIG)和支持向量回归机(support vector regression,SVR)相结合的时间序列预测方法。借助模糊信息粒化方法将推力现场校准的斜率映射为包含区间最小值Low、中值R和最大值Up 3个参数的模糊信息粒,以降低样本的维数,并以其为输入构建SVR回归模型。预测结果表明,基于模糊信息粒化SVR确定的预测区间较好地反映了推力现场校准斜率的变化趋势。     

氢氧发动机装配单元制造模式研究

通过对氢氧发动机的流程进行研究分析,从工艺合理性和并行作业等方面对工艺流程进行优化,将串行装配流程改进为并行装配流程,固定各作业子单元的人数需求,合理调配人员使用,缩短装配周期,提高发动机装配效率,使氢氧发动机装配从研制单件生产模式向批生产模式转化,显著提高了发动机装配的交付能力。     

双推力室机架快速优化设计方法研究

针对双推力室发动机机架结构开展快速优化设计方法研究,包括模型参数化和结构的优化设计。通过2种不同工况机架实体和简化模型结构分析结果比较,验证了采用梁单元和MPC单元简化模型进行优化设计的合理性。自编程序直接生成包含机架结构布局和尺寸参数信息的有限元模型文件,解决了传统参数化设计中建模精度和时间对优化设计的制约问题。综合考虑强度、刚度和稳定性进行机架结构布局和轻质化优化设计,机架结构在满足各项约束条件下重量发生明显下降,优化设计收到理想的效果。     

基于特征参数化方法的异构CAD卫星三维协同布局设计

针对卫星异构CAD间的基于模型的定义(Model Based Definition,MBD)三维模型批量转换和协同布局设计过程中存在的信息丢失、效率较低等问题,文章提出一种应用特征参数化方法的三维模型转换方法,对MBD三维模型的几何特征与非几何特征进行结构化、参数化,通过可扩展标记语言(Extensible Markup Language,XML)技术实现参数数据的跨CAD系统转换。同时,基于此方法,对三维模型的位置、旋转角度等布局特征进行参数化表达,通过XML表单共享布局数据,驱动不同CAD系统内自动创建布局模型,避免了跨CAD系统的复杂装配模型的频繁互相转换。基于二次开发,实现了上述方法的自动化,并应用于实际卫星研制中,验证了方法的可行性和有效性,此方法可为各类异构CAD系统间三维模型转换提供参考。     

突出重点 强化管理 做好航空发动机装配质量监督工作

航空发动机装配是航空发动机产品质量必须控制的重要环节,也是及时检查、发现和处理质量问题的重要关口,为确保发动机使用安全、可靠,加强发动机装配质量控制势在必行。在深入分析航空发动机装配质量监督工作现状的基础上,分别从技术质量监督和质量管理监督等角度出发,就如何搞好航空发动机装配质量监督工作进行了探讨。     

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态建模及模型降阶

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机促进了其燃气流量控制系统的研究.模型研究是控制系统设计的基础.基于集中参数的思想建立了燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态模型,分析了固体火箭冲压发动机动态模型参数的物理意义及其工作过程中的变参数特性, 固体火箭冲压发动机动态响应时间由冷区容积时间常数、热区容积时间常数、激波传播时间常数和激波容积时间常数等组成, 工作条件的较大变化使得固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较强的变参数特性.最后对固体火箭冲压发动机动态模型进行模型降阶,由频率分析的结果可知,模型降阶是合理的.     

固体火箭发动机对接装配密封圈应力在线预测方法

在固体火箭发动机燃烧室和喷管对接装配过程中，为准确实时预测密封圈应力，以确保发动机的装配质量，提出了一种基于Kriging模型的密封圈对接装配应力预测方法。首先，分析装配工况，利用有限元分析方法计算出多种工况下密封圈的应力-应变；其次，使用生成对抗网络的方法扩大数据样本空间；之后，利用拉丁超立方抽样法选取一定数量的应力-应变数据构建Kriging模型；最后，根据定义的加点准则迭代优化Kriging模型，实现主动学习，由此得到密封圈应力预测的数字孪生模型。装配时，通过六自由度并联平台的力位传感器实时采集的信号数据，作为数字孪生预测模型的输入；通过实时读取模型输出，实现对接过程中的装配质量实时在线预测反馈。     

全位置氩弧焊工艺在液体火箭发动机导管焊接中的应用

导管的全位置焊工艺是一种先进的焊接技术,焊接质量好,合格率高。为充分发挥引进全位置焊接设备的作用,针对液体火箭发动机导管焊接接头结构特点,对引进管焊钳进行了适用性改造,实现了直线段较短导管的焊接及对接时不同轴的导管焊接,扩大了管焊钳适用范围。采取有效工艺措施,解决了不等壁厚导管焊接问题,克服了导管焊接缝凹陷。通过试验,确定了Φ6一Φ32多种规格不锈钢导管的焊接参数,替代了手工焊工艺,提高了焊接质量和合格率。对焊缝的外观和内部质量进行了检查,完全达到QJ2865—97Ⅰ级要求和设计要求。该工艺已全面应用于我厂研制生产的各型号发动机导管焊接生产中。     

ANSYS二次开发在火箭发动机法兰结构设计中的应用

氢氧液体火箭发动机密封连接形式常采用一种法兰面贴合的榫槽式密封法兰结构,设计时主要采用有限元方法进行结构强度和密封性分析.为提高设计效率、简化有限元操作,利用ANSYS提供的用户界面设计语言(UIDL)和参数化设计语言(APDL)二次开发环境,开发结构分析程序模块.该程序模块能够将法兰结构有限元分析的前后处理和计算封装在后台操作,用户只需输入结构和材料参数,程序可自动进行有限元计算.利用有限元计算结果,通过垫片应力预测泄漏率进行密封性分析,结合螺栓和法兰最大应力,可确定垫片规格等结构参数和拧紧力矩等装配参数.通过实际应用验证,根据程序计算结果满足发动机热试车使用要求,验证计算方法合理.     

液氧/煤油补燃发动机系统稳定性分析

为分析补燃循环液氧／煤油发动机工作的稳定性,建立了发动机的线性小偏差动力学模型,在小扰动的条件下研究了发动机工况变化、燃气导管容积对系统工作稳定性的影响。结果表明,在110％～50％工况范围内发动机系统都是稳定的,而随着工况的降低发动机稳定裕度在减小。当涡轮后燃气导管容积增大时发动机系统稳定裕度减小,而涡轮前燃气导管容积对发动机稳定性基本没有影响。     

高压金属软管应力及参数敏感度分析

某型号发动机热试车考核中高压金属软管多次出现破坏。通过建立软管有限元模型,采用非线性有限元分析了软管应力分布和各部分承载特点,判断波峰处轴向应力是影响软管结构强度的主要因素,有限元计算结果和试验破坏部位一致,表明有限元模型的合理性。在此基础上,通过参数化建模、设计中心复合实验和进行参数敏感度分析,得出影响波峰处最大轴向应力的敏感参数,为结构参数优化提供了依据。     

UG二次开发在波纹管设计中的应用

波纹管是液体火箭发动机摇摆环节的一个重要部件,各型号发动机的波纹管尺寸参数不尽相同,为便于快速进行波纹管建模,提出了一种利用UG二次开发技术的参数化建模方法。通过对波纹管几何参数进行分析,确定出波纹管三维建模的思路,再利用UG二次开发工具,实现波纹管参数化建模。着重研究了UG二次开发中利用VC的MFC方法和步骤、菜单定制与设计技术。开发的交互式波纹管设计程序可有效地实现波纹管的参数化三维建模,节省设计人员的大量时间。     

固液火箭发动机在远程空空导弹中的应用

为提高远程空空导弹性能,基于不死鸟导弹及其原有固体发动机的基本性能,开展了固液火箭发动机作为动力系统的远程空空导弹方案设计,通过固液火箭发动机的多次启动提高导弹飞行性能。采用多岛遗传算法,设计优化得到了替代不死鸟原固体火箭发动机的固液火箭发动机方案,对发动机总体进行参数化仿真,得到导弹模型,并对导弹进行了气动估算和飞行仿真与分析。结果表明:固液火箭发动机可以显著提升远程空空导弹的射程和速度特性,具有良好的发展前景。     

基于Creo的固体火箭发动机试验虚拟装配技术应用

为了提高固体火箭发动机试验装配效率及准确性,以Creo软件为平台,研究了虚拟装配技术在试验中的应用。主要介绍了试验工装三维建模过程、虚拟装配方法,并通过干涉检测分析方法检测了试验结果、工装设计。通过在某型号固体火箭发动机壳体外载荷试验中应用表明,该方法不仅可以模拟试验装配流程,验证工艺流程的合理性,而且可以对试验结果进行干涉检测,推动了固体火箭发动机试验数字化的进程。     

微型固体火箭发动机点火增压过程瞬态燃速辨识

建立了微型固体火箭发动机点火增压过程一维非定常仿真模型;基于发动机点火增压物理过程,采用拉丁超立方设计方法进行了仿真试验设计,得到了传热模型参数和不同压强范围瞬态燃速模型参数的最优估计。计算和试验结果的对比表明,辨识所得模型参数合理,修正后的dp/dt燃速模型适用于微型固体火箭发动机升压速率较高的情况。