飞机总装脉动生产线智能制造技术研究与应用

为促进我国飞机总装生产线智能化转型升级,探讨了总装脉动生产线中智能制造技术的研究与应用.首先,结合中航工业智能制造总架构,给出了总装脉动生产线智能制造发展的总体思路;然后,从信息采集、智能管控、智能物流、部件对接和线缆检测等方面,分析了智能制造关键技术的研究思路;最后,以某型飞机总装生产线建设为背景,介绍了智能制造技术的相关应用情况.     

等离子体激励器控制平板边界层转捩实验研究

在低速射流风洞中,研究了单级介质阻挡放电等离子体激励器对光滑平板边界层转捩位置的控制作用。实验采用热线测量技术,以边界层速度脉动与平均速度型作为转捩判据。实验发现,在来流速度为15 m/s,激励器连续放电参数为输出电压峰峰值11 kV,频率4.7 kHz时,在激励器放电作用下,平板边界层转捩位置推迟约40 mm。在相同的来流条件和激励器布局下,研究了不同放电参数对边界层内速度型,速度脉动以及频谱分布的影响,发现提高放电电压、频率和占空比能进一步推迟转捩。实验结果表明:激励器产生的射流效应可以增强边界层流动的稳定性,随放电电压、频率以及占空比增强,射流能量增大,因此边界层稳定性进一步加强,转捩控制效果也更明显。     

变压力柱塞泵配流盘的压力敏感减振机理

配流盘减振结构是从根源上降低液压系统压力脉动的最有效途径.为使柱塞泵在大范围变化的工作压力点上均具有自适应性,提出一种新型的压力敏感减振结构,采用孔槽组合、在通油孔和排油腔之间串联一个单向节流阀,节流阀开度随着柱塞泵工作压力的提高而增加,以获得所需的预升(降)压特性.优化设计出一种新型的压力敏感减振配流盘,并建立其数学模型.仿真结果表明:该减振结构减振效果明显,对工作压力变化具有良好的自适应性,其压力脉动值相比传统三角槽配流盘可多降低高达27.7%.     

飞机静压源微波空间定位校准法精度分析

本文探索用微波空间定位（WKD）法,对飞机静压源试飞校准的精度,找出影响校准精度的主要误差源,并根据误差传递的规律推导了误差计算公式。对WKD法的校准精度进行了计算。WKD法与GPS法、拖锥法、标准飞机法、雷达法等多种校准方法的校准精度进行了比较,说明WKD法是一种校准精度高、费用低、具有高经济效益的校准方法。     

某型发动机油压脉动分析

概述带防喘执行装置的某型航空发动机在台架试车中出现的燃油压力脉动问题的排故试验,对油压脉动的原因和现象作了详尽的剖析。     

某型民机低速巡航构型平尾抖振特性风洞试验研究

提出一种分析平尾抖振的风洞试验方法,通过在某型常规布局民用客机刚性全模的主翼和平尾表面安装超小型脉动压力传感器,测量并分析了主翼及平尾表面脉动压力的时域与频域数据,得到了在主翼尾流及自身流动特性影响下平尾不同截面的脉动压力特性和表面压力分布特性。结果表明:在中小迎角下,主翼出现强分离流动时产生的随机脉动压力激励会引起平尾结构强迫振动,且平尾表面的脉动压力主频与主翼尾流的脉动压力主频相近。在大迎角下,平尾不再受主翼尾流的干扰,其脉动压力特性与自身的分离特性相关,且沿平尾展向向外脉动压力功率谱密度值逐渐降低。     

ARJ21-700飞机左右气压高度不一致故障分析

全静压系统是飞机的重要系统,该系统泄漏或堵塞是波音和空客飞机的常见故障。ARJ21飞机也出现过全静压系统的相关故障。本文介绍了ARJ21飞机全静压系统的工作原理和故障排除过程,并向制造厂家排故手册的修订提出了合理化建议,也可为其他航司排除相关故障提供参考。     

K8飞机机身静压盘的选位安装

阐述了机身静压盘选位安装的条件,安装在机身上扰动压力为零的点位处就能探测到真实的大气静压。应用旋成体理论计算了这一点在机身上的位置,实际的安装位置是根据机身的风洞实验数据确定的,经试飞检验使用效果良好。     

蓄压器对发动机试车液路固有频率影响分析

对某一发动机地面热试车液路固有频率及低频振动进行了分析.建立了集中参数模型,对地面试车时和飞行时的液路一阶、二阶纵向固有频率进行了计算.得出的结果与实际试验数据吻合.在计算分析的基础上,对发动机低频振动机理进行了分析.计算与分析表明：蓄压器参加发动机地面热试车会造成试车系统液路纵向固有频率的改变,由于改变了的液路纵向固有频率没有经过大量的实际试车考验,因而不能够排除引起低频耦合振动、并且导致试车故障的可能性.建议对于蓄压器参加发动机地面热试车应该慎重考虑.如果确实需要蓄压器参加发动机地面热试车,从安全角度出发,应该进行进一步的理论分析、试验工作.本文的数学模型对低频振动特性分析以及安全分析具有借鉴价值.     

基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示

为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫教条件下的均方根脉动压力系数、声压级等.结果表明,基于RANS/NLAS方法,...