利用三坐标测量机进行精密测量应注意的问题

1　问题的提出DEA是一种生产型三坐标测量机 ,采用TUTOR测量软件 ,其操作系统是 DOS。在使用三坐标机进行精密测量时 ,使用频率最高的当属 DEA测量机 ,测量中的一些质量事故也主要发生在其上。下面 ,就使用该机进行测量时 ,所产生质量事故一一列举出来 ,希望能对大家有所帮助。1 .1　角度测量如图 1 :工艺图上要求角度为 44°2 0′,计量图　 1人员在三坐标测量机上进行测量后 ,得到角度45°40′,然后用 90°减 45°40′得到 44°2 0′,似乎与工艺符合 ,因此判它合格 ,而实际上产品的角度加工成了 45°40′,不合格产品被判成了合格产品…     

数字温度指示调节仪检定结果的不确定度评定

根据 JJG6 1 7- 96数字温度指示调节仪计量检定规程的规定 ,在本所现有仪器设备的技术条件下 ,介绍了检定配 B型热电偶用数字温度指示调节仪检定结果的不确定度评定。当测温范围为 40 0～ 1 80 0°C时 ,其指示基本误差的扩展不确定度为 1 .2°C     

叶片正弯对扩压叶栅气动性能的影响

为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强     

S弯扩压器内旋流的监测参数

 一、实验模型和设备 研究用的实验模型为一个带有进气导流段的矩形截面S弯扩压器（见图1）。进气导流段设有可更换部分,使导流段相对扩压器的角度在攻角方向由0°变为5°、10°、15°、30°、45°或60°,以改变扩压器进口截面的气流条件。导流段的进口采用了ρ=60sin2α的双纽线外形。模型设计及其详细的几何尺寸见文献[1]。     

PTW-Ⅰ型铂、铜热电阻检定数据采集系统简介

PTW-型铂铜热电阻检定数据采集系统,采用人机对话的方式,改变了以往检定人员手动操作过程。以微机为中心,配以数采模块,自动进行数据采集和数据处理,可直接打印检定结果,并设有计算和检索功能,满足国家检定规程的要求。一、功能简介本系统参照工业铂铜热电阻国家计量检定规程JJG229-98实现,适用于二等标准铂电阻检定工业铂铜热电阻。本系统除0°C、100°C、t°C,还包括分度表值计算,以及检定记录的检索查询统计等项功能。本系统主要特点:1.本系统一次可最多混检9支铂铜热电阻,并可在一个环境下(0°C、100°C、t°C)连续检20支铂铜热电…     

特型钝体绕流动态特性的低速实验研究

在低速自由射流风洞上 ,利用热线及相关设备对由半球头部、颈部及旋成体构成的特型钝体周围非定常流动的基本特性、联合特性及湍流度分布进行了测试与分析 ,实验工况为迎角α=- 1 5°～ 1 5°、侧滑角 β =0°～ 1 0°。结果表明 ,在上述工况范围内 ,该钝体周围流场中速度脉动的能量分布平坦 ,属宽频带随机信号 ,流场中没有发生明显的流动分离 ,流场动态品质良好 ;凹陷区内气流的脉动以不同的速度向下游空间传播 ;在上述α、β变化范围内 ,钝体颈部凹陷区的最大湍流度高达 1 0 .9～ 2 4.8%。     

沟槽面三角翼减阻特性实验研究

风洞测力实验结果表明 ,本文所采用的沟槽面设计均能在一定的迎角范围内减少三角翼的阻力。在迎角α >2 0°、侧滑角 β =0°～ 30°的范围内可使阻力系数降低 2 .5 % ,而几乎与侧滑角无关。另外 ,h =s =0 .2mm的“V”型沟槽表面在α =6°时减阻效果最佳 ,减阻量为4 0 % ;相应的升阻比亦最大 ,约增加 61%。     

多面棱体和多齿分度台差分实现基准小角度

介绍了目前常使用的正多面棱体和多齿分度台 ,阐述了它们之间如何实现基准小角度的方法 ,最后介绍了一个用 2 3面棱体和 36 0齿盘差分出小角度 1°/ 2 3,测量感应同步器的测角系统每 1°内 2 3点的角位置误差的方法     

三角翼Gurney襟翼增升实验研究

在北航D1风洞中进行了Gurney襟翼对40°三角翼气动特性影响的实验研究,基于根弦长的实验雷诺数Re为250,000。实验采用的Gurney襟翼高度为1%-5%根弦长,侧滑角分别为0°、5°、10°和20°。与不加Gurney襟翼的光滑三角翼相比,Gurney襟翼在中高升力系数条件下可以提高三角翼的升阻比,其中尤其以1%弦长Gurney襟翼最为显著;改变侧滑角将削弱Gurney襟翼的增升作用。     

尖顶襟翼对70°三角翼气动力影响的实验研究

在水洞实验的基础上 ,进一步通过风洞实验研究了尖顶襟翼对 70°三角翼气动特性的影响。实验迎角为 2 0°～ 50°,弯折位置为 30 %c,向下弯折角B为 0°～ 30°。实验结果表明 :尖顶襟翼向下弯折可以推后失速迎角约 5°;在失速迎角后 ,尖顶襟翼对升力系数的提高有明显的效果 ,而对阻力系数的影响不大 ;另外 ,低头的尖顶襟翼可以减弱三角翼的滚转力矩。     

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。     

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。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

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。