基于预定啮合特性的点啮合齿面设计方法

针对格里森螺旋锥齿轮齿面设计方法无法在整个齿面接触传动过程中有效控制齿面啮合特性的不足,论述一种按预定的啮合特性设计点啮合齿面的理论和方法:啮合齿面的接触迹线上每一点的几何结构按预定的齿面啮合特性要求设计,而与特定的机床结构参数无关.啮合点的二阶接触参数通过弹性齿轮副的载荷-变形效应条件,而不是接触区的位置、大小和形状来设计.实例计算和分析表明本文的点啮合齿面设计方法是格里森齿面设计方法在数控技术条件下的发展和完善.      

基于损伤等效的多轴疲劳试验谱编制研究

针对多轴载荷下多危险点单轴应力破坏模式,以损伤等效为基础,提出了一种多轴载荷下的疲劳试验载荷谱编制方法.该方法首先对最危险点处的应力应变历程进行雨流计数,对得到的应力应变循环按幅值进行分组统计,再根据损伤等效原则对各组进行循环载荷搜索,最后将各组搜索到的包含一定次数的循环载荷按顺序连接起来,即为疲劳试验谱.试验结果分析表明,该方法定量地保证了试验载荷谱与原载荷谱的疲劳损伤一致,操作简单可行.      

1+1/2对转涡轮内部三维流动数值模拟

完成了某型1+1/2对转涡轮的气动设计,对其特性及内部流动进行了三维数值模拟,比较详细地分析了设计点的流场.结果表明采用无导叶的对转涡轮气动参数满足涡轮设计要求.低压涡轮级由于去掉了导叶,没有与之相关的各种损失,因而获得了比高压涡轮级更高的气动效率.对流场的分析显示,高、低压级的流动状况良好,叶片表面没有明显的分离.各排叶片进口气流角与构造角都符合.高压导叶处于亚声流动状态下,高压动叶出口完全超声,尾缘存在较强的燕尾波,低压动叶设计点基本处在亚声条件下.     

飞机数字化测量辅助装配技术及应用

先阐述了数字化测量辅助装配技术的作用与优势,并对该技术实施所需分析的问题和主要原则进行说明,然后详述和分析其实施过程.最后,针对大型飞机机身段对接装配,举例说明数字化测量辅助装配技术在其中的应用.     

基于骨骼服的虚拟人体建模与仿真

下肢外骨骼是一种人机结合的可穿戴的智能装置,用来提高单兵行走时的负荷能力。通过结合人的智能和机械的力量,使人与机械的优势得到互补,不仅可以避免用机械模拟人的智能带来的困难,还能够拓展穿戴者的负荷能力。文章首先基于人体行走的生物学特征利用零力矩点（ZMP）稳定性理论,分析了人体的动态稳定性的特点;然后,在ADAMS中建立了虚拟人体模型,对人体行走模型进行了仿真,通过对比仿真结果,验证了模型ZMP处于稳定状态,并且说明了在ADAMS人体建模与仿真的可行性。     

飞机装配数控柔性多点工装技术及应用

型架是飞机装配的重要工艺装备,为了改变传统飞机装配中一个壁板组件对应一个刚性型架的"一对一"装配模式,减少工装数量,实现数字化柔性装配,提出了一种"卡板定位支点可重构"的数控柔性多点型架的新方法.详细介绍了其基本原理及设计关键技术,利用现场总线技术实现了卡板定位支点的数控调形重构,基于CATIA软件二次开发技术开发了调形计算软件,实现了数控柔性多点型架应用过程中调形数据的全数字量传递.应用表明数控型架运行稳定、可靠,满足精度要求,实现了飞机装配工装的数字化和柔性化,对飞机数字化装配柔性工装技术的研究具有重要意义.     

当量加速试验条件下铝合金腐蚀形态演化规律

描述了工程结构的腐蚀形貌变化规律,这对于其剩余强度及寿命评估十分重要.根据实际环境数据编制的当量加速腐蚀试验谱,实验室条件下加速腐蚀约7 d与外场暴露1 a相当,对2806铝合金包铝材料进行当量11 a的腐蚀试验;采用KH-7700三维显微镜对腐蚀损伤进行观察和测量;用深度c,宽度2a,无量纲的斜率比AR和Are-Box(AB)等参数作为腐蚀损伤的表征量,得到了备表征量随腐蚀时间的变化关系.     

圆筒形铆接结构中铆钉的数值模拟

介绍了有限元计算中耦合节点法、多点约束(MPC)单元和梁单元等三种铆钉模拟方法的原理和使用方法。以某导弹结构抽象出的圆筒型铆接结构为例,分别用三种方法模拟结构中的铆钉,通过对三种方法的有限元结果进行比较分析,得出结论:三种方法均可正确合理的模拟铆钉;对以剪切破坏、挤压破坏和两者的组合破坏为主的圆筒型铆接结构可以采用耦合节点法模拟铆钉;对于需要考虑铆钉所受轴力的情况,可以采用MPC单元法或梁单元法模拟铆钉。     

基于零点配置的BTT导弹逆控制研究

为实现BTT导弹准确快速跟踪指令的要求,采用能够提供品质良好的微分信号,并具有较强滤波能力的跟踪微分器设计了导弹控制器。该方法将跟踪微分器用于零点配置,构造了BTT导弹的逆系统,并与原系统串联构成伪线性系统,进而采用线性控制方法设计外环控制器,实现三通道的渐进无误差跟踪。仿真结果表明,所设计的控制器能很好地跟踪指令信号,且具有较强的鲁棒性。     

基于拟平衡滑翔的横程最大轨迹研究

求解横程最大弹道问题就是要探求飞行器的最大横程机动能力。将地球看成一圆球,不考虑地球自转,建立三自由度再入滑翔飞行的动力学和运动学方程。用最优控制来描述此问题,控制量为倾侧角和迎角,进一步基于拟平衡滑翔条件推导出由状态变量和倾侧角描述的迎角控制规律的形式,从而使得控制量只有倾侧角。在此模型的基础上采用基于四阶经典Runge-Kutta积分法的配点法来描述此最优控制问题,将其转化为非线性规划问题,优化的性能指标为末端横程最大,用SQP算法优化得到了最优倾侧角控制规律以及相应的飞行轨迹,其结果与直接打靶法计算的结果一致。