航空制孔机器人末端执行器高精度制孔方法研究

铆接是飞机装配中的一种重要连接方式,铆接孔的垂直度精度对铆接质量有重要影响.传统的手工制孔存在加工质量低、工作强度大和效率低下等问题,已经不能满足高精度和高质量的飞机装配要求.针对飞机蒙皮铆接孔垂直度精度的自动制孔问题,提出了一种高精度的自动制孔方法.采用四点曲面测量方法获得制孔点法线,并通过双偏心盘调姿机构来实现制孔点法线与钻头轴线的重合,实现了高精度的制孔.在航空制孔机器人上进行了制孔试验,试验结果验证了该方法的正确性和有效性.     

高超声速二元进气道脉冲起动双波结构的理论与数值研究

为了研究高超声速进气道的脉冲起动特性,对二元高超声速进气道在脉冲风洞中流场建立过程进行了数值模拟,并根据运动激波关系式建立了双波结构数学模型,分析了进气道脉冲起动过程中双波结构的产生及传播过程。研究表明通过理论计算得到的双波结构气动参数与仿真结果基本一致。结合仿真发现进气道脉冲起动过程流场的主要特征包括:运动激波与斜激波相交、激波/边界层相互干扰以及分离包的空间位置和自身体积变化、进气道自起动过程等。另外结合双波结构计算模型,通过仿真研究了影响双波结构流动参数及影响进气道脉冲起动特性的因素,发现初始条件影响进气道的脉冲起动特性主要是通过改变双波结构的强度实现的。      

双气路内并联进气系统模态转换过程数值研究及验证

为了探究双气路内并联进气系统固定马赫数下模态转换过程中的分流板调节策略,利用数值计算与地面试验验证相结合的方法,研究了Ma3.5条件下双气路进气系统在典型分流板位置的流场干涉机制,获得了不同出口反压条件下双气路进气系统的总体性能和流场变化规律。研究结果表明：分流板高度调节影响高低速气路的总体性能,为避免高低速气路之间的流动干扰,引起流量剧烈变化,模态转换过程中提供推力气路的正激波应不被推出分流板前缘;数值预测的密度梯度与试验纹影预测的波系结构高度吻合,数值计算结果表明高低速气路出口反压比变化直接影响分流板附近高低速气路的波系结构,二元喉道段的流场具有明显的三维分布特征;采用抽吸孔和泄流缝的流场控制措施有效提高进气系统的起动性能,分流板相对高度0.702条件下进气系统抗出口反压比能力从28提升到32;采用双S弯扩压器设计,低速气路临界反压比条件下的出口平均马赫数和总压畸变度控制在0.3和0.09以下。     

航空发动机双转子系统临界转速求解方法

针对航空发动机转子动力学设计需求,将有限元法与振型筛选法相结合,提出适于工程应用的临界转速求解方法,结合算例详细论述了完全法和缩减法的求解过程。研究结果表明:两种求解方法的结果完全一致,而缩减法求解过程迭代次数少,更为方便;某双转子系统,顺转时存在5阶临界转速,而反转时在相同的转速范围内将增加n=3,n=4和n=5的反进动临界转速,临界转速的密集性导致反转转子的动力学设计更为复杂。     

Modified gradiometer technique applied to Double Star (TC-1)

On TC-1 (Tan Ce 1), the equatorial spacecraft of the Double Star mission, a strong spin-synchronized magnetic interference from the solar panels was observed. In-flight correction techniques for spinning spacecraft that are based on minimizing spin tones in the spin-aligned component and in the magnitude of the ambient magnetic field are therefore not possible in this case. However, due to the fortunate situation that the spacecraft carries two flux-gate magnetometers on the same boom (at 0.5 m distance from each other), the spacecraft field effects could be removed from the spin-averaged data to achieve 0.2 nT relative accuracy, by using a gradiometer technique. Methodology and results are presented. The obtained accuracy allows the use of the data in multi-spacecraft studies together with the Cluster satellites.     

挠性空间飞行器的双回路控制器设计

针对大型挠性空间结构频率低，阻尼小，铡体与各挠性模态之间互相耦合等特点，提出了一种双回路控制器的设计方法，回路的设计采用了最优滑动模态的变结构设计方法，且考虑了鲁棒稳定性问题。最后，给出了结果的数字仿真从仿真曲线可以看出，对于基于模态截断的大型挠性空间飞行器，该设计方法具有一定的鲁棒性。     

空气分配对双旋流燃烧室性能影响的试验研究

为了研究燃气轮机燃烧室主燃区和掺混区空气分配比例对燃烧室性能的影响,在双旋流环形燃烧室上进行全温全压燃烧试验研究。结果表明,随运行工况的提高,燃烧室出口温度分布系数OTDF呈现总体降低的变化趋势,出口径向温度分布系数RTDF呈现先显著降低、后缓慢升高并最终平稳的变化趋势,总压恢复系数略有增加;随着主燃区空气比例的增加,OTDF呈现先增加再降低再增加的变化趋势,并在主燃区空气比例为0.343时达到最小值;随掺混区空气比例的增加,燃烧室RTDF持续降低;主燃区和掺混区的进气比例对燃烧室的总压恢复系数几乎没有影响。     

双S弯喷管的流固耦合特性研究

为了明晰S弯喷管的流固耦合特性,数值模拟了流固耦合作用下双S弯收敛喷管的结构变形特征及其内/外流特性。结果表明：S弯喷管的圆转方弯曲构型产生了非均匀的流场分布,并增强了结构的弹性特征,它们通过交换气动载荷与变形位移数据形成了S弯喷管流固耦合的作用机理。在气动载荷作用下,S弯喷管沿Y向的最大变形位移为25.3mm,它位于喷管出口上壁面的中心位置。当喷管的结构变形稳定时,第二弯转弯处下壁面的气流加速至局部超音速,壁面静压大幅降低;第一弯下游上壁面附近形成了气流分离区;喷管出口喷流沿轴向向上偏转。流固耦合作用导致S弯喷管的流量系数减小0.6%,推力系数降低1.8%。矩形截面与弯曲构型是影响S弯喷管流固耦合特性的主要几何特征,其中矩形截面能够显著增大喷管的变形位移;S形弯曲构型虽然能够有效抑制变形特征,但它导致喷管多个区域出现变形,喷管的结构变形分布变得更加复杂。     

机载双轴旋转调制激光惯导系统误差特性及关键技术分析

在未来作战环境下,长航时远程作战飞机对全自主长航时高精度导航系统提出了迫切的需求,对提高作战能力起着重要作用.对比各种导航手段,其中双轴旋转调制激光惯导系统是目前唯一一种可行的全天候全自主高精度导航手段,从双轴旋转调制惯导系统的原理出发,对双轴旋转调制激光惯导系统机载应用的误差特性及关键技术进行深入分析,结果表明:对于1n mile/12h的导航精度,双轴旋转调制惯导系统较捷联惯导系统对陀螺漂移精度要求降低一个数量级,关键技术实现方案合理可行.     

初始气孔率热老化试验研究与应用：预测双基推进剂储存寿命的一种新方法

通过对双基推进剂药柱进行初始气孔率热老化试验研究。探讨了用累积损伤理论和粘弹性分析方法来预测药柱储存寿命的理论基础和应用价值，提出了一种准确，经济，方便的预测药柱储存寿命的新方法。