电火花加工CAPP系统的数据输入的研究

分析了电火花加工零件的特点,提出用特征建模解决电火花加工CAPP系统的数据输入,研究了零件模型到CAPP系统数据的转换,并开发了相应模块.     

正确认识CAPP技术对制造业信息化的作用

分析了国内企业应用CAPP技术的现状及对CAPP技术的认识误区,介绍了现有CAPP软件以及基于大型网络数据库开发的CAPP系统的优越性.     

AutoCAD/CAPP/PDM一体化解决方案研究

AutoCAD 是机械制造行业最为广泛应用的辅助设计软件.在制造业技术信息化建设中,如何实现CAD/CAPP/PDM信息集成是企业信息化建设的现实问题.提出了论述了应用AutoCAD VBA开发AutoCAD系统,构建AutoCAD与数据库系统的接口关系,开发实用高效的CAD/CAPP/PDM集成产品数据管理系统解决方案.     

B/S模式的三维CAPP集成系统开发

CAPP(Computer Aided Process Planning)技术自20世纪80年代以来一直是先进制造技术领域应用研究的热点,国外推出了一些以交互式设计和模型化、集成化为基础,集成二维CAD、数据库技术应用为特点的商品化CAPP系统,如HMS-CAPP、CS/CAPP等.国内在20世纪90年代也研究开发出以交互式为基础的二维CAPP系统产品.目前,以交互式为基础、集成二维CAD的二维CAPP系统在国内已得到广泛应用,满足了企业对CAPP应用的基础需求,并且在应用中进行了以结构化工艺数据为核心的数据集成、工艺数据管理与过程控制一体化的研究,解决了企业面向二维的工艺编制、工艺数据管理和信息共享等基础问题,有效提高了工作效率.     

面向产品的CAPP工程化和质量保证

CAPP工程化涉及CAPP软件系统的开发、测试 ,CAPP的应用、实施以及市场销售、维护等方面。本文叙述了CAPP工程化实施方法和质量保证体系以及作者所开发的CAPPFramework系统     

面向镁合金加工行业的CAPP集成系统

基于商品化CAPP软件——CAPPFramework系统及面向镁合金加工行业制造特点,介绍了在现代制造集成系统环境下开发的镁合金加工行业CAPP集成系统,并对该CAPP系统关键技术进行了详细介绍。     

航空CAPP标准化若干问题探索

分析了航空CAPP应用的现状,阐明了航空CAPP在系统结构和功能、信息传递与集成、支持数据库、实施过程等方面的标准化问题及解决方案,并提出建立航空CAPP标准族的建议,可为航空CAPP开发和应用提供参考.     

利用CAPP技术提高企业的工艺管理水平

随着计算机应用的普及和企业信息化工作的逐步深入,计算机辅助工艺设计(CAPP)系统作为企业制造数据的信息源,越来越受到大多数制造企业的关注。本文通过目前企业信息化工作现状的分析,针对CAPP实施的步骤、方法、实施方案的制定、CAPP与企业信息化工作的关系以及如何利用CAPP技术提高企业的工艺管理水平提出了自己的见解。     

企业CAPP系统设计与实施

以中航工业航宇救生装备有限公司CAPP项目总体建设为例,阐述了企业CAPP系统设计及实施细则,以期提高企业的经济效益和竞争力.     

飞机数字化工艺技术发展趋势初探

CAPP技术的研究与应用在我国经历了智能化技术研究、单一专业工程应用以及平台化工程化应用等阶段.近年来基于CAPP的工具化系统在我国各个行业制造业中得到普遍应用,并且取得了良好的应用效果.     

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.      

Guide for Authors

<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.