一种支架加工工艺改进技术

通过对支架零件立卧加工的改进研究,对传统加工工艺进行优化,选用卧式加工中心加工轴承孔及安装槽,保证了轴承孔及安装槽的一致性;增加工艺定位孔,采用双圆柱销定位,解决支架的装夹定位问题.此方法改进可大幅缩短支架加工时间,提高零件合格率.     

压气机一级钢叶片销孔加工

1.引言 我厂某型发动机压气机一级钢叶片两销孔的加工一直是整个叶片加工的关键。在设计上不仅对孔的尺寸精度和两销孔的位置精度提出了严格的要求,而且考虑到叶片与盘的安装精度和盘上销与孔的配合精度,对两销孔的加工表面质量也提出了严格的要求,这就给加工带来了一定的难度。其中孔表面粗糙度极难保证,该问题一直没有得到很好的解决。为此,我们对销孔的加工工艺进行了改进。 2.工艺方法的确定 图1为某型发动机压气机一级钢叶片上的两个销孔位置示意图。要求两孔中心线对榫头中心线的偏移不大于0.05mm,叶身中心线(额定位置)在长度100mm上的平行度公差为0.03mm。     

缸体均布偏心孔的超精密车削技术

在分析柱塞泵缸体结构特点及均布偏心孔高精度技术要求的基础上,研制了专用金刚石车刀;设计了真空吸附偏心分度工装以保证9孔的位置精度,并采用“三点平衡法”进行工装的静态平衡调整;制订了精镗偏心预孔、双销定位分度、单独找正再超精车的超精密加工工艺方案,完成了偏心孔的高精度超精车削加工,提高了缸体均布偏心孔的加工质量及其一致性。将超精密车削技术应用于铜质柱塞泵缸体偏心盲孔的超精密加工具有一定的创新性。     

飞机焊接导管数字化制造技术研究

针对目前飞机导管在生产制造上存在的不足,为了缩短导管工装设计周期,提高导管工装定位的准确度和导管的制造精度,对飞机焊接导管数字化装配工装、自动焊接等关键技术进行了研究。采用数字化设计方法建立焊接工装的数模,通过孔定位方法实现导管焊接的定位和夹紧,通过坐标系拟合、焊缝跟踪和修正等完成导管间的自动焊接,实现焊接导管的数字化制造。     

成组钻模应用二例

一、快速装卸成组钻模 在一字槽类零件组头部外圆上需钻削销孔(图1),为了变单件、小批量生产为大批量生产,减少专用钻模,我们设计制造了一套快速装卸成组钻模(图2)。该钻模用在台式钻床上,加工直径为1～3mm的销孔,使用时,一次装夹,每次加工一个销孔。 使用说明:零件以被加工部位的一字槽、螺纹光杆部分外圆和肩胛端面为定位基准,在快速装卸成组钻模内,调整手柄3,快速转动可转位快速压板4,零件插人定位套内,校平一字槽。反方向扭动手柄,可转位快速压板4压紧零件一字槽即可夹紧零件进行钻铰加工。待工件加工完毕,扭动手柄3,松开可转位快速压板4,活动顶杆8依靠弹簧的弹力快速顶出零件。 结构特点及使用效果:该快速装卸成组钻模结构简单紧凑,操作方便。由于采用了多头螺纹传动的手柄、可转位快速压板及活动顶杆等构成的快速装卸机     

带双分度盘的钻模

图1所示是各类液压机械常用的关键零件活塞杆,其品种规格繁多,单件或中小批量投产.活塞销孔D中心线与活塞杆定位端面极限偏差有一定精度要求,活塞销孔D中心线对活塞端面平行度为0.02mm.为了扩大生产批量,缩短生产准备周期,降低产品成本,我厂设计了如图2所示的带双分度盘钻模.经长期生产实践证明,不仅能保证零件的加工精度,而且提高工效2～3倍.     

保证发射架吊挂孔同轴度的定位工装设计

发射架壳体吊挂孔的同轴度是发射装置一个重要的形位公差,影响发射装置的悬挂精度,在蓝图中吊挂孔同轴度为关键尺寸且公差要求严格。根据发射架壳体的工艺路线,介绍了由一菱形销、两定位键和平面支承组成的定位工装,并进行了定位分析和工艺计算。采用该定位工装保证了加工精度和形位公差,装夹方便,定位可靠。目前已加工出合格的壳体吊挂孔同轴度尺寸,适用于大批量生产。     

L型精密托架零件两端孔距加工误差的控制与补偿

设备精度、环境温度、零件材料内部应力、测量方法等影响L型精密托架孔距尺寸的加工精度,通过采取控制措施和误差补偿,有效控制了加工误差,使3个定位孔3×φ7.5H7的孔距尺寸合格率由原来的0提高到80%以上,实现了精密零件加工的突破,满足了型号科研生产的需要。     

飞机数字化装配系统中机身交点孔加工方法研究

针对传统交点孔加工方法加工精度低且存在回弹变形的问题,设计了一种满足飞机大部件数字化装配要求的机身交点孔精加工方法,根据交点孔的加工特性完成了机身定位与固持、数控加工中心定位以及加工工艺的总体设计,确定了交点孔加工程序原点的计算方法和编程原则,最后通过交点孔试切加工试验验证了加工方法的可行性。     

自动制孔照相测量定位离线编程技术研究

自动制孔具有精度高、一致性好和效率高等优点,离线编程是飞机自动制孔装配的使能技术。针对飞机装配自动制孔过程中单纯基于理论数模编程,不能有效消除累积装配误差和定位偏差对产品连接质量的影响,难以满足实际工程化应用需求等问题,提出了一种用于产品二次定位的照相测量方法,通过测量预连接的基准孔位,采用数模编程与实测补偿相结合的手段,保证了自动制孔位置的准确度,提高装配的质量和效率。     

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.      

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。     

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。