浅谈高职教育中的技能鉴定

高职教育中的技能鉴定，是打造职业教育特色，提高学生的动手能力和综合素质的有效手段，为学生就业铺平了道路，为行业需要塑造了实用型人才。因此，从高职教育入手，加强和改进技能鉴定工作迫切需要。     

吊扇叶尖改进的新途径

吊扇的设计方法是以旋翼空气动力学的二维流动模型为基础,这对吊扇叶身部分比较吻合。然而占扇叶长度约10％的叶尖区域却处在强烈的三维流动状态下,用四氯化钛所作的吊扇流场显示实验可清楚观察到。如图1所示,叶尖部分有清晰的径向流动,叶尖线速度越大,叶尖区域气流径向流动速度也越高,紧靠叶尖     

一个通用的微型飞行器气动工程估算环境的开发

针对微型飞行器 (MicroAirVe hicle,简称MAV)多学科设计优化的需要 ,本文以MAV工程估算的三层模型描述为基础 ,开发了一个通用的MAV气动工程估算程序 ,它可以对多种布局MAV进行气动参数的计算 ,并且MAV几何外形的描述简单 ,计算方便正确 ,最后对某MAV的气动估算结果与风洞实验曲线进行了比较。     

霍尼韦尔与厦航再续前缘

11月9日，霍尼韦尔公司宣布与厦门航空公司签署了一份新的维修服务协议。依据协议，该公司将为厦航波音757－200客机的GTCP331－200ER辅助动力装置(APU)提供维修服务。该协议为期5年，是4年前该公司与厦航就辅助动力装置所建立的维修和服务合作关系的延伸。目前，霍尼韦尔公司负责厦航整个机队的维修和服务，包括波音737C、737NG和757。对于公司未来在中国的发展，霍尼维尔航空航天部总裁兼首席执行官BobJohnson充满信心。他指出，中国将是全球经济发展的发动机。今后10年，中国无论是在航空运输还是GDP增长上都将超出世界平均水平。…     

基于多学科综合的MAV鲁棒飞行控制器设计

气动、结构、推进和环境等学科设计参数变化与耦合对微型飞行器(MAV)性能影响明显，MAV飞行控制器设计应考虑这些因素。将MAV多学科模型集成在统一框架下，提出了基于各学科设计参数变化的线性化建模方法，研究了利用μ综合手段进行MAV飞行控制器设计的方法和步骤，并将此方法应用于某MAV纵向控制器的设计与评估中。     

基于ANSYS Workbench的行星滚柱丝杠动态特性分析

通过Pro/Engineer建立行星滚柱丝杠三维模型，基于ANSYS Workbench有限元分析技术进行模态与谐响应分析，得到前六阶固有频率与各阶模态振型，确定共振频率，掌握对应频率下的位移峰值响应，并研究螺母处于不同工作位置时对固有频率的影响，为基于行星滚柱丝杠传动的舵系统抗振设计提供数据支撑。     

降低气动效应综合措施的实验研究

中国正在大力发展城际高速铁路运输,而在线路中有隧道时,列车进出隧道所产生的微压波问题已经成为限制高速铁路安全、环保、健康发展的障碍。大量研究表明：隧道出口的微压波强度与压缩波的压力梯度成正比,可以通过分析压缩波的压力梯度变化来评价降低微压波的效果。采用模型试验方法,对缓冲设施、减压竖井降低压缩波峰值和压力梯度峰值的效果进行了测试分析。实验结果表明：减压竖井降低首波压力峰值、压力梯度峰值效果明显;洞口缓冲设施降低首波压力峰值的效果不明显,降低压力梯度峰值效果明显,并且降低压力梯度的效果与速度相关。     

弧齿锥齿轮误差敏感性优化设计

从齿面结构上提出了通过优化差曲面全曲率来改善弧齿锥齿轮的安装误差敏感性问题的方法.推导了啮合点处沿齿线方向的两啮合齿面全曲率作为敏感性系数,分析了局部综合参数和参考点位置参数对参考点处的敏感系数的影响.提出了通过优化传动比一阶导数、接触迹线方向、二阶变性系数和三阶变性系数,获得对安装误差敏感性低的小轮加工参数.算例表明:优化后的齿轮副在啮合过程中的敏感性系数控制在较小范围之内,传动误差的幅值和对称性均满足设计要求,改善了齿轮副的啮合质量.      

采用碟形砂轮的面齿轮磨齿方法理论分析

为了制造出高精度硬齿面面齿轮和获得抛物线传动误差并提高传动稳定性,提出一种采用碟形砂轮加工面齿轮的磨齿方法.分析了碟形砂轮磨削面齿轮的展成原理和碟形砂轮的运动,根据展成原理推导了碟形砂轮的齿面方程,使用渐开线失配的碟形砂轮和改变砂轮的运动,推导出双向修形面齿轮的齿面方程.建立了双向修形面齿轮和常规渐开线小齿轮啮合的齿面接触分析模型,齿面计算和齿面接触分析实例表明,采用碟形砂轮加工双向修形面齿轮的磨齿方法是可行的,获得了面齿轮抛物线传动误差,避免了边缘接触并提高了传动的稳定性.      

含有SMA弹簧驱动器的可变倾斜角翼梢小翼研究

 针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点,提出一种含有形状记忆合金(SMA)弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构,它能根据飞行状态主动调整小翼的倾斜角,实时优化飞机的阻力特性.采用力-热-应变耦合法设计了所需的SMA弹簧驱动器,并通过有限元仿真与风洞试验验证了变体翼梢小翼的变形能力,最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法.研究结果表明,在飞机的起飞阶段(自由来流流速为26 m/s,迎角为3°),变体翼梢小翼的倾斜角能在1 min内自主完成预定变化过程,倾斜角的最大变化量为23°,控制精度的最大误差为12%,各项指标均符合设计要求.