多目标约束的精锻叶片几何重构优化算法

新型航空发动机已部分采用精密锻造工艺提高叶片的制造精度和效率。然而,精锻后的叶身型面与设计模型存在几何偏差,导致依据设计模型加工后的进/排气边与精锻的叶身型面不能很好地匹配。为了解决该问题,提出一种面向精锻叶片自适应加工的几何重构方法。首先,建立基于公差约束配准的目标函数,并采用粒子群优化（PSO）算法求解目标函数。其次,提出基于叶身变形趋势预测进/排气边轮廓的光顺重构算法。最后,通过精锻叶片自适应数控加工实验对提出的方案和算法进行验证。实验结果表明,该方案可以有效重构出合格的工艺模型,满足精锻叶片的精密数控加工要求。     

面向自适应加工的精锻叶片前后缘模型重构

针对精锻叶片前后缘数控加工在加工边界出现"台阶"等问题,提出面向自适应加工的模型重构方法。首先,根据精锻叶片的特点给出前后缘加工工艺方案。其次,根据工艺方案建立在机测量模型并进行路径规划。在此基础上,依据前后缘实际几何型面参数以及理论模型各截面前后缘圆弧圆心和半径允差,提出重构模型圆弧圆心及半径搜索算法;根据各截面的测量点拟合线、理论截面线以及搜索的圆弧圆心和半径,建立重构前后缘模型。最后,通过对比重构模型与理论模型的偏差以及数控加工试验证明该方法能够有效地减小锻造叶片叶身实际型面与前后缘在衔接处的"台阶"缺陷问题,为复合制造工艺背景下精锻叶片前后缘加工成型提供依据。     

航空发动机精锻叶片自适应数控加工技术

航空发动机精锻叶片自适应数控加工技术集成了数字化检测、工件定位和模型重构等数字化制造领域中的多项技术,是实现以精锻叶片为代表的复合制造工艺背景下叶片类零件高效精密加工的一种系统解决方案。该技术的研究与应用对于改善我国航空发动机精锻叶片制造领域现状,提升先进制造技术水平具有重要意义。     

大型不规则椭球回转面的曲面重构与仿真加工

提出了大型不规则椭球回转面的一种新的曲面重构与仿真加工方法。基于GeomagicStudio软件,处理大型不规则椭球回转面的采集数据点云,重构了实测曲面的等距面模型;采用Pro/E对实测曲面的等距面模型进行等距操作,生成实测曲面模型;利用GeomagicQualify软件对实测曲面的等距面模型相对于原始数据点云,以及实测曲面模型相对于理论曲面模型进行误差分析;最后利用Pro/NC模块对实测曲面模型进行数控编程和仿真加工。研究结果表明,该方法提高了大型不规则椭球回转面的曲面重构精度,生成的标准数控加工程序具有可移植性,解决了原加工方法对专用设备的依赖。     

航空叶片制造工艺及坐标检测方法分析

以当前航空发动机制造现状为研究对象,简要概述电解加工、数控加工、精密锻造及超塑性成形等叶片主流加工工艺及其制造关键性技术,并引出发动机叶片制造过程的测量手段。阐述三坐标测量过程中叶片坐标定位、测量轨迹规划及点云降噪的实现方法;简要分析了激光测头安装精度、激光投射角度、测量景深等对激光扫描法测量精度的影响。对航空叶片精密制造工艺及与之相适应的高效精密检测技术快速发展具有一定指导意义。     

复杂薄壁构件自适应加工工艺几何模型重构

随着制造理念和制造水平的不断提高,大量复合制造工艺背景下的近净成形叶片被应用到现役或在研的航空发动机中。该类叶片是典型的复杂薄壁结构零件,无精确定位基准,且成形一致性差。采用传统叶身定位,加工后的前/后缘、榫齿形状和位置精度均难以保证,从而导致产品一致性差,易超差与合格率低。针对以上问题,提出一种面向自适应加工的复杂薄壁结构零件工艺几何模型重构方法。首先,建立复杂曲面的采样点分布模型,快速获取叶片精确成型区域的位置和形状;其次,提出基于特征曲线相似变形的模型重构算法,精确重构前/后缘非精确成型区域的工艺几何模型;最后,通过精锻叶片自适应加工试验进行验证。试验结果表明：该方法可有效满足以精锻叶片为代表的复杂薄壁构件自适应加工要求。     

基于MBD的数控工艺设计及快速编程方法研究

面向基于模型定义技术在工艺设计中的应用,从提高工艺设计自动化及编程质量和效率出发,提出了一种基于MBD的数控工艺设计及快速编程方法,该方法根据基于MBD的特征信息描述,采用特征实例化方法,从易于制造及加工应用的角度对产品特征信息进行提取与构造.通过加工特征将几何信息与工艺信息相结合,分析三维关联的数控工艺信息模型内容.最后,利用工艺约束与制造数据库支持进行数控工艺设计,基于工艺结果以加工操作为基本单位驱动与数控加工系统的智能参数化映射,完成数控程序信息的自动生成.采用该方法进行工艺设计可以缩短编程周期,改善和提高加工编程质量和效率.     

直轴旋转叶片型面的数学模型

本文通过对直轴旋转叶片型面成形规律的分析,运用三维几何变换理论,推导出了直轴旋转叶片型面的数学模型。这不仅对叶片型面加工方法的选择,工、夹、量具和专用机床的设计,而且特别是对这类叶片型面的数控加工和测量都具有重要的意义。     

叶片型面数控加工精度与测量误差分析

五坐标数控加工中心在航空发动机叶片生产现场的大量应用,使叶片型面误差得到有效控制,同时,也对叶片型面测量方法提出了更高要求,本文从分析、计算五坐标数控加工叶片型面误差入手,论述生产现场使用叶片样板和测具测量型面误差时存在的问题。     

航空发动机叶片精密自适应砂带磨削技术及试验研究

叶片的型面精度和表面完整性直接制约着航空发动机的工作性能及使用寿命。由于叶片具有薄壁易变形、材料难加工及砂带磨削柔性接触等特征而难以实现精密磨削,由此提出了一种基于检测—加工一体化的自适应砂带磨削加工方法。首先根据叶片结构特点,设计了边缘磨削工位磨头和圆角磨削工位磨头,分别用于磨削叶片型面及进排气边缘、阻尼台及根部转角等部位;其次基于模型重构的几何误差进行了自适应软件的研制;最后通过双工位集成的七轴联动数控砂带磨削中心进行了叶片磨削试验。试验结果表明,磨削后的叶片表面粗糙度Ra≤0.4μm,加工误差保持在±0.05mm范围内,叶片型面磨削加工周期仅为3.5h,满足叶片加工要求。因此,自适应砂带磨削技术是实现叶片精密磨削加工的有效技术手段。     

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.     

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.      

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）。     

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。     

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。     

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.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.