航空发动机智能化装配技术体系构建探索

为了研究国内航空发动机装配技术转型及发展趋势,运用离散装配和流程装配生产理念,借鉴国外在飞机和航空发动机装配,采用脉动节拍化生产成功应用经验,针对国内航空发动机装配工艺特点,提出适用于国产航空发动机单元体装配与总装装配,基于智能物流与产线系统深度融合的“多对一或多对多”混合装配新模式的发展思路和实施路线,为保障装配质量和效率,在新装配模式下,构建探索智能化装配的技术体系。     

航空发动机低压涡轮单元体智能对接技术研究

对航空发动机低压涡轮单元体智能对接关键技术进行探讨。针对传统人工+吊车并使用专用工装的装配方法存在的装配过程一致性和稳定性差、装配效率低等问题,应用智能机器人技术、柔性工装技术、智能传感器技术、实时控制技术,实现了航空发动机低压涡轮单元体与风扇核心机单元体安装过程自动上料、智能对接及螺母自动拧紧。通过智能对接检测及远程监控,保证单元体无磕碰对接,减少操作人员劳动强度,提高装配效率,实现发动机装配关键工艺环节智能化。     

飞机装配智能制造体系构建及关键技术

飞机装配智能制造是将物联网、大数据、云计算、人工智能等技术引入到飞机装配的设计、生产、管理和服务中。建立飞机智能装配体系,将有效提升飞机装配系统的的自感知、自诊断、自优化、自决策和自执行能力。飞机智能装配技术的应用,对打造高度智能化、柔性化的飞机智能装配车间,建立航空智能制造工厂,全面提升航空制造业的整体水平具有重要的意义。     

大飞机数字化装配技术

<正>由于大型飞机装配工作的高复杂性和高精度,数字化装配技术已经成为飞机装配技术发展的新方向,对大飞机数字化装配技术的研究将对我国大飞机装配水平及航空企业数字化制造水平的全面提升起到重要的推动作用。     

智能化技术在数控机床上的开发应用

数控装备作为先进制造技术的载体,已成为国内制造业发展的重要基础,其发展水平对我国航空工业的发展具有举足轻重的作用.国家《高档数控机床与基础制造装备》科技重大专项把航空制造装备列为重点支持对象,根据航空零件结构件的特点,对数控机床的加工效率、加工精度、可靠性等方面都提出了新的要求.本文介绍了在自主研发航空数控机床过程中智能化技术的研究和应用. 数控机床智能化技术简介 自1952年第一台数控机床问世以来,数控机床一直伴随着航空工业的发展.数控机床的发展已有60年历史,随着航空零件结构件中新材料和新结构的应用,航空数控机床的发展正朝着精密化、智能化、专业化、网络化和绿色环保等方向发展,智能化技术在航空数控机床上应用越来越多.     

工业机器人在飞机数字化装配中的应用

通过对当今工业机器人技术的发展和背景的分析,表明该技术在飞机装配中的重要价值,并分列阐述出智能工业机器人在飞机装配中的八大主要应用环节。指出在发展工业机器人技术应用中的主要关键技术。并对其在航空领域的发展方向和趋势进行了展望。     

飞机智能装配技术

由于飞机装配工作的高复杂性和高精度，飞机智能装配技术已经成为飞机装配技术发展的新方向，对飞机智能装配技术的研究将对我国飞机装配水平及航空企业智能制造水平的全面提升起到重要的推动作用。     

读来读往

<正>近几年,我国航空企业飞机部件自动化装配技术已有了巨大飞跃。我国飞机自动化装配技术的应用面已经从组件装配拓宽到复杂的部件装配以及大部件对接过程中,并对飞机自动化总装配中部分关键技术进行了攻关。本期针对飞机装配技术应用与发展集中报道,为相关工程技术人员提供一个技术交     

发展航空制造技术，迎接新世纪的挑战

结合当今国际国内航空制造业的现状 ,探讨了新世纪我国航空制造技术的发展趋势 ,并就洪都集团公司如何加速发展航空制造技术 ,从装配工艺、计算机技术、先进材料和新工艺 3个方面作了阐述     

读来读往

<正>随着航空工业的发展,航空制造技术水平得到了不断的发展。先进的制造工艺和制造方法以及高端的装备使加工效率和加工精度得到了不断提高。航空制造技术已经从传统的制造方式转向数字化、过程模拟、仿真、实时监控以及智能化方向发展。本期中,专稿由沈阳航空航天大学刘春教授讲述了装配仿     

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。     

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。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

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.