基于特征编码的飞机结构件工艺设计

为解决飞机结构件数控加工工艺决策效率低及自动化程度不高的问题,提出基于特征编码的飞机结构件工艺设计方法。首先,该方法借鉴成组技术,将飞机结构件加工元分类编码,形成特征编码表后,把通过特征识别得到的加工特征分解为加工元,与特征编码表匹配并排序得到加工方案。最后,在CATIA V5平台上开发了基于特征编码的飞机结构件工艺设计模块。     

基于特征的飞机结构件加工工艺知识编辑器研究

针对飞机结构件零件尺寸大、加工特征类型数目多,零件结构复杂、包含大量自由曲面和相交特征,薄壁易变形及精度要求高等特点引起的加工工艺决策难点,提出了基于特征与MKE的飞机结构件工艺决策方法。首先对商业软件NX系统的MKE技术进行了调研分析,在此基础上构建了基于特征的飞机结构件加工工艺知识编辑器框架,基于CATIA V5开发了具有用户界面友好的加工工艺知识编辑器,在特征识别的基础之上,通过调用工艺规则模板库、刀具库、用户自定义信息等完成工艺决策。应用表明,该方法能够有效提高工艺决策系统的灵活性以及飞机结构件数控编程效率。     

复杂结构件数控编程加工特征用户自定义方法

加工特征是实现复杂结构件高效、高质量数控编程的有效手段,但是同一类加工特征只是几何形状和加工工艺相似,并不完全相同。如何适应不同的企业资源与工艺水平、不同类型的复杂结构件进行加工特征定义是基于加工特征进行自动数控编程的一个难题。针对以上难题,本文提出了一种复杂结构件数控编程加工特征用户自定义方法,基于全息属性面边图表达加工特征几何信息,给出了具有一定柔性的加工特征几何信息定义方法,基于语义与规则建立加工特征工艺信息及其与几何信息之间的关联关系,实现了由用户根据企业的制造资源、零件结构和工艺人员的编程习惯等因素自定义加工特征。根据本文提出的方法开发了飞机复杂结构件加工特征用户自定义及自动编程系统,已成功应用于国内某大型航空制造企业的飞机结构件数控编程,经过多项飞机结构件测试,本文提出的方法特征识别正确率平均达到97%。     

面向航空结构件的高性能加工刀具性能评价

随着航空业的不断发展,现代飞机和航天器性能要求越来越高,零件外廓尺寸相对截面尺寸较大,铣削加工余量大、加工工艺性差,加工工期长,尤其加工薄壁零件时尺寸更是难以保证[1].实现航空结构件的高精度、高效率和高可靠性铣削加工是航空制造业面临的重要技术难题之一.在航空整体结构件高速铣削加工中,影响切削加工的最直接因素就是刀具的切削性能,刀具寿命、切削力和工件表面质量等均与刀具的几何参数有关.选择合理的刀具几何参数,不仅能够提高生产效率,还能延长刀具的使用寿命[2].如何有效地选择加工航空结构件切削刀具,对实现航空关键结构件的高效精密加工至关重要.     

飞机结构件轮廓特征加工自动分区算法

作为飞机结构件重要组成部分,轮廓特征包含大量复杂曲面,且与工艺凸台等干涉物相连接,使得轮廓特征编程需综合考虑复杂曲面及干涉物信息,在自动编程模式下,轮廓特征编程仍严重依赖人工经验,其编程周期占结构件编程周期的40%以上,严重影响了结构件编程效率。针对该问题,提出了一种综合考虑复杂曲面及干涉物信息的轮廓特征加工自动分区方法,基于相邻轮廓面连接边属性及凸边约束原则对轮廓面进行初分区,依据干涉物信息构建虚拟边界,并基于虚拟边界对轮廓面初分区结果进行横向和纵向加工区域划分,通过对划分区域进行合并得到轮廓特征加工分区结果。根据提出的方法开发了飞机结构件轮廓特征加工自动分区系统,经过多项典型飞机结构件测试,该方法稳定可靠,可为轮廓特征加工程序编制提供支撑。     

基于分支定界算法的飞机结构件元特征排序

针对现在定义的飞机结构件加工特征与加工操作不一一对应导致的特征排序存在大量空走刀问题,将加工特征分解为与加工操作一一对应的元特征。基于加工规则和最小耗费分支定界算法对元特征进行排序,实现刀具非切削行程最短。     

飞机结构件数控加工精度控制关键技术

在飞机结构件加工中,大量应用五轴联动数控装备。企业装备的数控机床随着服役年限的日渐增长,普遍存在精度衰减问题,新一代飞机结构件进一步向着整体化、大型化、复杂化、薄壁化、轻量化方向发展,加工过程极易出现尺寸超差,以及因加工工艺不稳定而造成的表面质量缺陷等制造精度问题。加工精度还受到切削载荷、切削稳定性、刀具误差、工件变形、夹具变形等复杂因素的影响,飞机结构件切削工艺的一致性和稳定性差,极易因刀具磨损、破损、切削颤振而引起加工精度问题。国内外学者在数控加工精度控制方面开展了大量基础研究并取得丰硕成果。本文从数控机床误差建模方法、误差补偿方法、加工精度预测与控制、表面粗糙度预测与控制4个方面分别阐述,并结合飞机结构件的特点提出其数控加工精度控制关键技术需求。     

航空、军工行业中的株钻刀具

航空零件加工中株钻部分刀具的应用 航空航天零件的加工科技含量相当高,是先进材料和先进工艺集中的行业,航空类零件加工用刀具主要分为飞机制造企业的飞机结构件加工和航空发动机生产企业的盘环零件加工.飞机结构件的加工主要为钛合金、铝合金、不锈钢等零件的铣削;航空发动机行业主要涉及的是高温合金、钛合金的车削加工.这些零件具有难切削的工件材料、复杂的形状、高精度的尺寸和光洁度要求等特点,对加工工艺和所用刀具提出了较高的要求.目前的航空刀具领域主要还是几大欧美刀具品牌占主导地位,主要为ISCAR、KENMATAL、SANDVIK、SECO等,刀具价格居高不下,且消耗量相当大,因此各航空发动机加工企业都有降低刀具成本的强烈愿望.株洲钻石切削刀具股份公司借助公司的硬件条件和多年来在刀具的研发、制造、应用方面的经验,在2003年启动了航空刀具的研制项目,与各航空加工企业合作进行产品的研发、生产、试验和产业化,已取得了阶段性的成果.     

航空钛合金结构件的加工刀具选型及铣削方法

针对航空钛合金结构件数控加工中面临的加工效率、表面质量、刀具寿命等瓶颈问题,在详细分析航空钛合金结构件的各类复杂几何特征工艺特点的基础上,提出了不同加工特征的刀具选型策略及铣削方法,为航空钛合金零件的高效制造提供了方案。     

航空结构件铣削变形及其控制研究进展

随着机床加工性能和刀具切削性能的提升,航空结构件的高效高精加工成为可能.航空结构件薄壁加工特征多,在铣削过程中易发生变形,因此预测与控制航空结构件的加工变形是切削加工领域内亟待解决的难题.通过总结了航空结构件的特点及加工难点,对加工变形形成机理进行深入分析;对加工变形影响最为关键的铣削力模型进行归纳;阐述了航空结构件残...     

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。     

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。     

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.     

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。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

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。