数控加工常用对刀方法及其应用

阐述数控铣削加工技术中几种典型对刀操作方法,对在对刀过程中主要功能模块做概述性的描述,并对它在数控程序编程中的应用进行介绍。     

一种基于多终端约束的最优制导方法

在航天器主发动机推力大小不可调的前提下,针对5个终端约束下传统迭代制导小角度修正假设的不足,对一种基于多终端约束的最优制导方法进行了研究。在入轨点轨道坐标系下建立航天器的最优控制模型,对横截条件方程组直接进行迭代求解获得制导角度指令,在此基础上,通过对开关机点进行优化以减小未被满足的终端位置约束的影响;进一步,推导了地心惯性系下等效的5个终端约束,并通过引入权重因子来提高制导方程数值求解的精度。标准条件下的仿真结果表明,所提制导方法与传统迭代制导相比,未被满足的终端位置约束精度提高了1595355m,而其余5个终端约束几乎不受影响;蒙特卡罗打靶仿真结果表明,所提制导方法对航天器初始位置和速度偏差具有一定的适用性。     

舰载机弹射起飞安全性的影响因素分析

为了全面考察舰载机（CBA）弹射起飞系统的安全性能,在绝对坐标系下,利用自然坐标法,建立了弹射起飞过程的多体耦合动力学模型,结合舰载机弹射仿真曲线,从舰载机加速度和飞行轨迹两方面研究了不同参数对弹射安全的影响规律。仿真结果表明:在弹射滑跑阶段,弹射力对水平加速度影响较大,在自由飞行阶段,发动机推力对水平加速度影响较大,而起飞重量在整个弹射过程对加速度均有明显影响;定力栓临界值的增大对加速度、飞行轨迹影响不大,但需要考虑其带来的结构振动和时延效应;较长的剩余甲板可以增加离舰升力,从而有效减小离舰下沉量;舰船纵摇可引起飞行轨迹大幅下沉,应避免舰船纵摇位移最大的时刻离舰起飞,其中舰船运动引起牵制杆的提前释放也应是控制弹射时间的考虑因素之一;弹射起飞安全性设计是一个多变量寻优过程,单一要素的优化难以得到满意结果,需综合分析各要素的影响。      

基于非线性几何场论求解热弹性板大挠度弯曲的BEM法

基于理性力学非线性几何场理论,建立了热弹性薄板等效速率形式的Ｋａｒｍａｎ方程,通过将热弹性薄板大挠度弯曲问题看成平板弯曲问题与平面大变形问题的耦合,在固定坐标系及拖带坐标系上推导出两组边界积分方程,从而建立起新的分析热弹性薄板大挠度弯曲的边界元法。算例表明本文方法理论可靠、精度高。     

磁尾中性片与磁尾正交曲线坐标系

根据磁尾中性计随地磁倾角变化的特点用光滑函数拟合中性片曲面模式,并用ISEE卫星的磁场资料来确定曲面参数。本中性片模式既保持了中性片的基本变化特征,又可以在近地处光滑过渡到赤道面。在此基础上,建立了一个以中性片曲面为坐标面的磁尾正交曲线坐标系。这个坐标系随地磁倾角的变化而变化,用这个坐标系可将不同的地磁倾角的磁场位形变换成地磁倾角为零时的标准形式,从而便于分析卫星的观测数据。      

Deployment dynamic analysis of deployable antennas considering thermal effect

Dynamic analysis of flexible multibody systems is complex. Several successful methods have been demonstrated. However, few works discussed the dynamic performance of the flexible multibody under different temperatures. This paper uses the absolute nodal coordinate formulation to analyze the flexible body dynamics of deployment structures under different temperatures to simulate space environments. The dynamic equations of finite element in temperature field are developed. Then a computer-aided simulation of flexible multibody systems in temperature field is implemented. A general four-bar mechanism under different temperatures as a simulation example is demonstrated, and the deployment characteristics of a special four-bar mechanism as a basic module of the hoop truss deployable antenna is analyzed under different temperatures in order to evaluate the dynamic performance of the deployable antenna in space environments. The simulation results indicate the influence factors of deployment dynamic characteristics include the structural form, material properties, geometric parameters and deployment planning in ambient and thermal/vacuum environments.     

三坐标测量机几何误差补偿关键技术验证

以三坐标测量机21项误差理论为基础,分析总结测量机误差补偿技术实施过程中的关键技术,探讨该项技术的应用要点,编制误差补偿软件模块,验证坐标测量机21项误差补偿的实际效果。结果表明在正确测量和处理各项误差的基础上,21项误差补偿方法可明显提高系统精度。     

天体测量与空间科学中的时间尺度及其转换

针对时间尺度及其转换方法进行了综述、归纳和分类。从建立的基础出发,将时间尺度划分为原子时尺度和世界时尺度2个大类,其中,原子时尺度的彼此转换基于广义相对论框架,世界时尺度的彼此转换基于地球自转和岁差章动模型,而协调世界时是连接这2类时间尺度的桥梁。根据各类时间尺度间的转换公式,计算了原子时彼此间的差值序列,以及世界时在IERS(International Earth Rotation and reference systems Service,国际地球自转与参考系服务)1996、2003、2010这3个规范间的差值序列,并分析了这些差值序列的特征。结果表明:地心坐标时与质心坐标时、质心坐标时与质心力学时、地球时与地心坐标时之间的差值序列均随时间呈线性变化关系,且后者差值的增幅远小于前2个差值的增幅;协调世界时与国际原子时之间的差值是不连续的,且增幅逐渐减小;地球时与质心力学时之间的差值序列是以年为周期进行变化的,差值大小在±1.7 ms以内;格林尼治(平)恒星时、赤经章动及其补充项在IERS 2003、2010规范间的差异较小,而在IERS 1996与另外2个规范间的差异较大。这些结论可为相关研究及工程计算中的时间尺度选取提供参考依据。     

多接头大载荷机翼加载处理方法

由于试验件缺少右外翼部分,对接接头多且复杂,试验考核载荷较大,给机翼载荷的施加带来较大难题。对三组接头设计独立的加载夹具,前中接头通过延伸加载力线间距的方式降低实际加载点载荷,依据上下接头处载荷方向相反的特点,设计不同的加载接头连接形式,保证了飞机实际对接接头的变形自由度。依靠坐标转换将后接头载荷进行调整,方便试验现场实施。该方法能够保证传递至接头上的载荷准确,避免了各接头之间的刚度匹配问题,且方便安装,满足试验要求。采用局部约束装置,有效避免了接头处有害损伤的产生,对接头起到实时保护。     

大型飞机机身调姿与对接试验系统

为实现飞机大部件装配过程的数字化、自动化和柔性化,研制了大型飞机机身调姿与对接试验系统.阐述了该系统的工作原理,通过激光跟踪仪测量试验机身上的检测点,集成管理系统计算试验机身的位姿,控制系统驱动多个三坐标数控定位器协同运动,实现试验机身的调姿与对接.建立了位姿调整机构的运动学模型,针对构建的硬件平台完成了包括集成管理系...