LD3R航空冷藏集装箱结构有限元分析

本文应用有限元方法对ＬＤ３Ｒ冷藏集装箱结构进行分析，根据夹层板弯曲的基本理论提出一种简易可行的处理方法，所得结果表明：有限元分析可作为集装箱结构设计的有效手段。     

航空发动机的材料和制造技术

在航空科学的“音障”、“热障”重要发展阶段，制造技术和材料科学起着举足轻重的作用。在未来超音速和高超音速飞行器的开发中，这种作用更会突出。先进的航空航天器及其推进系统的发展，不但促进了材料科学迅速的发展，表现为由宏观转向微观、由定性转向定量－采用无损检测与计算机模拟相结合方法以及数理化与高科技相交、复合材料倍加重视等特征，而且导致了制造技术的发展和更新；复合材料结构制造技术将成为２１世纪的主要航空     

稀释氩气对分叉管内爆震波绕射的影响

为了研究稀释气体Ar的浓度对爆震波从直管往分叉管绕射传播和对直管中爆震波传播的影响,采用三阶TVD迎风格式和Strang-splitting算子分裂法,对H2/O2/Ar混合物爆震燃烧进行了二维数值计算。计算结果表明:在298K,6670Pa初始条件下,四种组分比条件下,主爆震管下游由于分叉管绕射稀疏波的影响,都会产生不同程度的解耦,但是通过壁面马赫反射后,都能恢复平面爆震;在H2/O2/Ar体积比为2:1:7时,爆震波绕射进入分叉管后,爆震波解耦成爆燃火焰波;体积比为2:1:0,2:1:1和2:1:4条件下,水平爆震管中的爆震波,绕射进入垂直分叉管后,通过不同次数壁面马赫反射,能够二次起爆,解耦的爆震波恢复成为平面自持爆震波。     

电泳涂装生产线实时监控的虚拟仪器系统

根据电泳涂装生产车间的布局结构及其基于DH 的PLC控制网络,设计生产线基于LabWindows/CVI的实时监控虚拟仪器(Virtual Instrument,VI)系统。该VI系统通过RSLinx OPC服务器实现LabWindows/CVI与PLC的通信,能对生产线进行在线监控,包括数据采集、传送、显示、控制、及数据存档等。     

高能机械加工表面纳米化40Cr钢组织结构与力学性能

利用超声高能机械加工处理工艺在40Cr钢表面制备了纳米晶表面层。采用SEM,TEM和纳米压痕技术等分析了表面纳米晶层的组织结构与力学性能。实验结果表明,表面是由分布均匀的纳米级铁素体和纳米级渗碳体晶粒构成的复合纳米结构,过渡区由纳米级的渗碳体晶粒和粗晶铁素体晶粒构成。表面平均晶粒尺寸为3nm。随着深度的增加,晶粒尺寸逐渐增大。表面硬度高达8GPa,为基体硬度的3倍,随着深度的增加,硬度迅速降低。表面层弹性模量为252GPa,与基体十分接近。     

航天灾害监测系统应用

总结了自然灾害给我国造成的巨大灾难和威胁,研究了灾害发生的共同性、共生性、全球性特点,分析了航天器减灾应用系统及其效益。     

飞机结构件数控加工精度控制关键技术

在飞机结构件加工中,大量应用五轴联动数控装备。企业装备的数控机床随着服役年限的日渐增长,普遍存在精度衰减问题,新一代飞机结构件进一步向着整体化、大型化、复杂化、薄壁化、轻量化方向发展,加工过程极易出现尺寸超差,以及因加工工艺不稳定而造成的表面质量缺陷等制造精度问题。加工精度还受到切削载荷、切削稳定性、刀具误差、工件变形、夹具变形等复杂因素的影响,飞机结构件切削工艺的一致性和稳定性差,极易因刀具磨损、破损、切削颤振而引起加工精度问题。国内外学者在数控加工精度控制方面开展了大量基础研究并取得丰硕成果。本文从数控机床误差建模方法、误差补偿方法、加工精度预测与控制、表面粗糙度预测与控制4个方面分别阐述,并结合飞机结构件的特点提出其数控加工精度控制关键技术需求。     

基于扫描线点云的飞机蒙皮修配量提取方法

针对飞机蒙皮数控加工时需要精确修配量的问题,提出了一种基于扫描线点云的飞机蒙皮修配量提取方法。首先对点云进行分块处理并通过点到拟合平面的距离提取每条扫描线的边界特征点;然后采用弦高法对特征点进行去噪处理并选取中间点作为初始点向两侧进行排序;最后对蒙皮对接模型和激光扫描边界进行分析,将特征点延着对接方向进行补偿。试验验证表明,该方法可以提取精确的修配量,精度达到0.06mm,满足蒙皮数控加工的需求。     

大迎角下椭圆截面头部细长体的涡系和压强分布

本文对具有椭圆截面头部和尖拱形头部的细长体在大迎角下进行了涡系流态观察和表面压强分布测量。研究阐明了大迎角侧滑下细长体的头部几何形状与其所生的复杂涡系之间的相互关系,以及与此相应的截面压强分布和轴向侧力分布的变化。通过详细地了解整个流动情况,揭示了具有扁平头部的细长机体能够增大航向静稳定性的机理。     

细长翼涡破裂对气动特性影响的计算

本文在简化的前缘涡模型基础上,沿涡轴分布点源,以模拟细长翼涡破裂对气动特性的影响。对一组不同平面形状细长翼的计算表明,用本方法得到的结果在定性上与机翼在失速迎角前后实际的气动特性变化趋势是一致的。