应用机器人自动铺丝技术成型卫星反射器面板

采用自动铺丝技术成型卫星反射器面板,通过机器人平台进行自动铺丝试验。根据反射器面板抛物线方程特性,采用等距偏移方法规划铺丝轨迹;通过分析自动铺放过程中铺放压力、铺放覆盖完整性以及铺放平整性对轨迹规划的要求,确定铺放压力为0.2 MPa、铺放丝束为4丝束。同时对机器人连杆机构及参数进行分析,基于CATIA软件DMU模块对铺丝轨迹进行仿真,并在26℃、16 mm/s铺放速度下通过自动铺放试验验证了反射器面板自动铺丝工艺成型的可行性。     

复合材料纤维自动铺放过程碰撞干涉检测

基于七自由度复合材料纤维铺放机器人,对铺放过程中可能出现的碰撞干涉情况进行分析,建立了铺放机器人三维数字化模型,研究了基于实体布尔运算的碰撞干涉检测算法。基于CATIA CAA平台开发了碰撞干涉检测模块,集成于复合材料纤维自动铺放编程软件中,对某型飞机进气道的铺放过程进行了仿真,结果证明本文提出的算法可有效地检测碰撞与干涉。     

基于角度与间距可控的纤维铺放轨迹规划

对于具有复杂封闭型面的零件,传统等距偏置纤维铺放轨迹规划算法难以同时保证轨迹角度及轨迹间距,使得实际纤维铺放角度与设计角度易产生偏差。为此提出了基于脊线式基准的等铺放角初始轨迹生成算法与测地线式等距偏置批量轨迹生成算法相结合的角度控制轨迹规划算法,此方法集成了等角生成算法产生初始轨迹精度高和等距偏置算法产生批量轨迹效率高的优点,并添加角度控制功能,保证每条轨迹都能满足角度范围要求,有效减小和消除了实际铺放轨迹和设计铺放轨迹之间的差异,在保证轨迹生成角度与间距的同时提高了批量轨迹生成效率。在此算法基础上,采用CATIA二次开发CAA技术和Visual Studio 2005平台开发了相应的软件,并对典型复杂构件S形进气道曲面算例进行了验证,证明了算法的有效性。     

基于网格化曲面的自适应自动铺放轨迹算法

 基于轨迹的可铺放性要求分析了铺放过程中预浸料产生畸变的原因及影响轨迹可铺放性的因素。根据测地线定义构造了一种基于网格化曲面的测地线新算法,具有高效率、高精度等特点;在此基础上综合考虑预浸料的可铺放性和构件强度分布要求,提出了具有曲面自适应功能的铺放轨迹算法,可根据预浸料带宽计算得到铺放轨迹容许的最大测地曲率,并将其运用于铺放轨迹设计,使轨迹能够保证预浸料良好可铺放性的同时又满足构件的强度分布要求。最后通过数据库SQL Server和VC++针对某型号S型进气道进行铺放轨迹设计,在CATIA中将计算获取的离散轨迹点拟合成曲线并进行了实际的铺放试验,验证了测地线生成算法和铺放轨迹生成算法的正确性和有效性。     

规则回转体自动铺丝轨迹规划与丝束增减

为满足自动铺丝轨迹的满铺覆性要求，针对现阶段自动铺丝轨迹规划存在的不足，提出了不同的丝束增减算法。首先讨论纤维铺放方向的确定和中心轨迹数量的计算，设计不同铺放方向轨迹的生成算法。然后以丝束重叠系数为重要参数，对于纤维局部堆积和空缺问题提出单侧纤维裁剪算法和双侧纤维裁剪算法，并对裁剪后的重叠区域和间隙区域进行面积求解，使得纤维丝束均匀覆于芯模表面。最后基于CATIA CAA二次开发平台，将上述算法集成到纤维铺放CAD系统中，通过运动仿真系统验证算法的正确性。利用提出的丝束增减算法，实现了间隙/重叠区的均匀分布，尽量降低了富树脂区等相关缺陷的聚集对性能的不良影响。     

开孔曲面自动铺放轨迹规划算法研究

为解决开孔曲面自动铺放轨迹规划问题,提出在前处理中将孔边界内外的曲面接合成完整曲面的方法,采用STL文件提取网格化曲面信息并重构开孔曲面拓扑,按照设定算法获得“连续”的铺放轨迹后,再按孔边对轨迹点进行信息整理得到后置处理所需的最终铺放轨迹点信息.研究了迭代法和投影法在轨迹线与孔边界交点的求取方法,综合比较2种算法的效率和精度后,发现投影法更适于开孔曲面的轨迹规划.根据上述算法,编写了基于VC++ 6.0平台的轨迹规划程序,以整体复合材料前机身为例进行算法验证,证明了提出的开孔曲面自动铺放轨迹规划算法的合理性和正确性.     

复合材料纤维铺放路径规划与丝数求解

 提出了一种复合材料纤维铺放路径的生成算法。首先探讨了铺放方向的确定,基于由芯模形心线得到的铺放参考线,针对沿0°,45°,90°这3种铺放情况,设计了具体的铺放路径生成算法。在此基础上,建立了纤维丝数与铺放路径间的对应关系,基于铺放路径的等距离线,提出并实现了一种纤维裁剪算法,使得复合材料纤维较为均匀地铺放在芯模表面。基于CATIA CAA,开发了相应软件模块。通过铺放过程的模拟,对本文算法进行了验证。     

基于非等距偏置的纤维铺放路径规划算法

复合材料由于其高比强度、高比刚度、耐烧蚀、抗侵蚀等一系列优点,广泛地应用于航空、航天、汽车等领域。纤维铺放是实现复合材料成型的主要方法之一,同时也是近年来发展最快、最有效的先进制造技术。为实现构件(特别是复杂结构件)的成型制造,必须将材料精确地铺放到芯模表面。针对上述问题,根据微分几何理论提出了一种面向复杂曲面的路径规划算法。在确定压辊位置和方向的前提下,利用平面-曲面求交构造初始路径,并通过非等距偏置以获得覆盖整个芯模的全部路径。该方法所生成的压辊路径,不仅可使纤维完全贴合到芯模表面,还包含了铺放系统所需的丝数信息,理论上实现了构件的精确铺放成型。通过在MATLAB中进行路径仿真,验证了所提纤维铺放路径规划算法的正确性与有效性。     

基于变刚度纤维曲线铺放的机器人铺放路径规划及运动仿真

根据平面变刚度纤维曲线铺放路径设计了圆柱芯模的变刚度铺放路径规划;应用Denauit-

Hartenbery (D-H)矩阵法解出铺放机器人的末端位姿数学模型;运用Solidworks 软件建立了铺放机器人的虚拟

样机模型并仿真出了末端铺放轨迹;运用Matalb 软件对其进行运动仿真分析,绘制并研究各关节的运动参数

特性,证明了轨迹设计的合理性;利用Matalb 软件将仿真结果与数学模型求解结果进行对比,验证了末端位姿

数学模型的准确性与可靠性。

     

复合材料铺丝成型中的路径规划

针对复合材料自动铺丝路径规划问题,提出了一种新的基于正交投影的铺丝路径生成算法.首先根据铺丝意图设计空间曲线,然后正交投影到铺丝面上,利用经典的微分几何方法建立特征投影曲线的微分方程,用数值方法求解得到铺丝面上数据点,并用B样条曲线拟合这些点即是铺丝参考线,再对其进行等距得到一条铺丝路径,进而得到所有路径.经过算例进行验证,该算法能实现任意方向的纤维铺放,满足铺丝技术工艺要求.应用本文的研究成果,在CATIA利用CAA中完成了自由曲面的铺丝路径仿真.     

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.      

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。     

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。     

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.     

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。