基于有限元的高速储能飞轮转子设计

利用解析法计算出高速储能飞轮转子护套所需过盈量的范围,利用有限元软件进行静止状态和工作状态下护套的应力分析,仿真结果与解析计算结果基本吻合,验证了结果的有效性。分析了装配过程中,护套加热产生的热变形,为护套的过盈安装提供了依据。最后, 对飞轮转子的模态进行了仿真和实验, 两者结果的误差为0.6%。     

机器人修形磨削工具坐标系的精确标定方法

针对目前机器人修形磨削系统中接触轮姿态标定精度低影响磨削精度的问题,提出了一种实验测量的工具坐标系标定方法,姿态标定精度达0.05°.首先总结了通用静态标定法的不足之处,提出了新标定方法的构思并且理论证明了该方法的正确性.介绍了实验系统的组成,并在机器人砂带磨削系统上做了磨削实验.采集了磨削处的实验数据,分析实验数据,获得接触轮的实际偏转角,把偏转角补偿到磨削路径的工具坐标系上,最后完成了工具坐标系补偿后的重复性实验,证明了该方法的可行性和准确性.     

基于AABB层次树的数字样机空间区域计算与搜索方法

为了准确地从复杂产品结构树上搜索大规模数字样机中特定空间区域的数字模型,开展关联设计和数字样机检查工作,避免复杂产品研制对高性能计算机的严重依赖,提出了产品数字样机区域划分方法.首先给出了数字样机区域层次树,然后设计了基于构建、更新和搜索AABB层次树的数字样机空间区域自动计算与搜索算法,最后将研究成果应用于某民用型机的研制.应用表明该方法大大提高了区域数字样机模型的加裁效率,缩短了数字样机的关联设计和协调周期.     

基于等效传感器和插值法的燃油量测量算法

以某型号飞机的机身油箱为例,提出了等效虚拟传感器的方法,将多根传感器测量值所确定的燃油面,用油箱中某个特殊位置的一虚拟传感器的值等效表示.建立虚拟传感器长度、飞机姿态中俯仰角和横滚角与燃油体积关系的三维数据表,利用插值的方法得到燃油量的近似值.利用Solidworks三维辅助设计软件对运用等效原理和插值法得到的燃油量进行验证,结果表明该方法测量精度高,计算结果可靠.而且等效原理的利用,使插值法涉及的数据量大大减少,达到了压缩数据的目的,便于在实际系统中的实现.      

新一代干线客机A380和波音787的环境控制系统

本文描述了新一代干线客机空客A380的双轴四轮空气循环机,以及波音787的电动环境控制系统,并指出干线客机环境控制系统将朝着多电和综合化方向发展。     

基于中法海洋卫星波谱仪观测的一维海浪谱模型对比

海浪谱模型不仅能表征粗糙海表面,还能揭示海浪能量随波数和方向的分布,为海洋探测等研究和应用提供必要信息。中法海洋卫星搭载的波谱仪可实现全球海浪方向谱的空间观测。根据现有海浪谱模型和海浪谱观测的发展现状,对波谱仪观测的海浪参数进行统计特征分析,在波谱仪观测的波数范围内(0.01～0.25rad·m^–1),进行不同海态下实测海浪谱与以Apel谱、Elfouhaily谱和Goda谱为代表的波高谱和曲率谱模型的比较,得到现有海浪谱观测与上述三种谱模型的差异,并结合海浪参数统计特征,对产生差异的原因进行讨论分析。结果表明,现有谱与波谱仪观测的差异来自于其对海态的不完全表达,且所表示的海态在自然状态中仅占有限比例。研究结论可以为海浪谱模型和观测的后续研究提供支持。     

钛合金超声辅助磁性磨料光整加工工艺优化

为了研究加工参数对钛合金超声辅助磁性磨料光整加工(UAMAF)的影响,以表面粗糙度和材料去除率(MRR)为指标开展正交试验研究,运用信噪比与灰色关联度分析方法分别对加工参数进行单目标和多目标优化.结果表明,以表面粗糙度和MRR为目标的最佳工艺为磨粒粒度均为50/60#,振幅均为14μm,工具转速分别为1000r/min...     

同轴离心式单、双喷嘴喷雾特性对比实验

对液体中心型同轴离心式单、双喷嘴喷雾特性开展了实验研究。采用高速摄影捕捉瞬态喷雾过程,通过Matlab程序获取了相应雾化锥角并与单喷嘴进行对比;采用激光粒度仪测量了双喷嘴近场区域液雾索泰尔平均直径(Sauter mean diameter,SMD),借此分析了单喷嘴与双喷嘴雾化锥角产生差异的机理。结果表明:随着气液比的增大,双喷嘴较单喷嘴的雾化锥角增加;双喷嘴间形成的复杂湍流区致使喷嘴间索泰尔平均直径小于喷嘴外侧;喷嘴间粒径较小,易受到湍流区的卷吸作用,致使两喷嘴内侧喷雾锥角增大。     

重复使用天地往返运载器飞行弹道计算研究

介绍了应用于吸气式重复使用天地往返运载器的RBCC动力,根据动力学和运动学方程及地球物理方程式,利用数值积分方法,计算并比较了采用RBCC动力水平起飞、垂直起飞及纯火箭动力垂直起飞的运载器飞行弹道。计算结果表明,相比于纯火箭动力,RBCC动力有效地降低了运载器的燃料消耗量,但热环境明显要恶劣。     

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.