现代机床在机测量技术研究与发展趋势

介绍了现代机床在机测量系统的基本构成、功能和效能,以及普通数控加工、超精密加工和复杂曲面及特殊结构工件加工3类场合在机测量系统的特点.阐述了在机测量系统核心技术——测头技术,重点讨论了各类测头的工作原理、特性、控制系统要求,以及适用场合.最后,提出了在机测量系统未来发展方向.     

智能机床的误差补偿技术

误差补偿技术是智能机床精度提高与保持的关键技术之一.分析了国内外机床误差补偿技术研究现状,提出智能机床误差补偿技术总框架;总结了智能机床误差源、误差元素、几何与热误差的误差元素模型及建模方法,以及典型的误差补偿方法;研究了力误差补偿技术、基于零件在线测量的误差综合补偿技术;最后,对未来智能机床误差补偿技术的发展重点进行展望.     

宽频高幅值水力激振信号的产生与控制

为了研究火箭发动机全尺寸泵后供应系统的动力学特性,运用脉动压力发生器设计了一种宽频水力激振系统,开展了液流试验和数据分析。结果表明:水力激振系统可以在0~1200Hz的频率范围内,产生时域幅值超过1.5MPa、高信噪比的压力脉动信号,达到了宽频率范围、高激励幅值的目的。通过对电动机转速的控制实现激励频率的可控变化,以满足不同频率激励策略的要求。提高管路系统的入口稳态压力,可以提高激振信号的幅值。通过合适的局部流阻分布,可以在宽频范围内提高水力激振信号的幅值,提高信噪比。      

非轴对称端壁设计的高负荷涡轮气热性能研究进展

非轴对称端壁设计因能够有效地减少涡轮叶栅的二次流损失和提高气动性能而在高负荷涡轮设计中得到应用。简要回顾了涡轮叶栅二次流模型和非轴对称端壁造型方法,重点综述了非轴对称端壁设计的高负荷涡轮气动性能研究进展和抑制端壁二次流的作用机制,介绍了非轴对称端壁设计的高负荷涡轮端壁气热耦合作用的冷却特性研究进展,总结了高负荷涡轮非轴对称端壁设计技术的应用成果,展望了非轴对称端壁设计在高负荷涡轮的高效气动和冷却布局应用方面需要深入研究的内容。     

一种便携式多通道精密测温仪

介绍了利用数字式温度传感器 DS1 6 2 4构成的多路温度测量仪器。它具有线路简单 ,测量精度高的优点 (在 - 5 5～ 1 2 5°C内 ,精度优于 0 .0 5°C) ;带有计算机接口 ,能够实现长时间连续测量。     

控制系统模拟信号处理方法研究

模拟量采集精度对控制系统具有重要意义.研究了模拟量采集过程的软件设计流程,层次划分和模型,从传感器AD值到模拟量物理值之间不同处理阶段给出了常用方法描述.针对错误处理详细描述了错误诊断方法.最后将模拟量采集软件应用于某发动机模拟量采集中,通过试验进行模拟量测量值和软件输出值对比计算,结果表明此模拟量采集软件输出模拟量精度均在有效范围内.     

一种基于动态补偿技术的微小稳态推力还原方法

新型微推力器是未来微纳卫星的生力军,其设计、研制和应用都离不开推力性能测量的工程支撑。在设计和研究阶段,新型微推力器稳态力输出时间与机械式直接测量系统稳态调整时间之间存在匹配问题,无法利用测量系统的稳态响应直接还原推力大小。提出一种基于动态补偿技术的稳态推力还原方法,通过分析稳态力工作时间、稳态力大小与测量系统稳态响应之间的关系,提出了动态补偿器的设计原则和推力还原步骤,并进行了实验验证。研究结果表明：当稳态推力实际工作时间大于测量系统周期的0.25倍,且小于测量系统稳态调整时间时,可利用动态补偿器设计原则建立新的等效测量系统,使最终的输出达到稳态,并利用最终的稳态响应均值还原推力大小。     

火焰图像技术在航空发动机燃烧室点/熄火试验中的应用

针对热电偶温升法在燃烧室部件点/熄火试验中存在的阻塞气流、响应速度慢等缺点,开展了基于火焰图像的燃烧室点/熄火判断技术研究。该技术通过火焰观测系统实时获取点/熄火试验时的火焰图像以判定燃烧室燃烧状况,进而获得燃烧室点/熄火特性,弥补了现有燃烧室点/熄火试验测试技术的缺陷。此外,该项技术还可推广应用于航空发动机整机试验及其他相关领域试验,对准确判断燃烧室点/熄火状况具有较大的参考价值。     

周期矩形脉冲信号强度校准方法的研究

脉冲信号强度是信号脉冲响应、电磁波测量中的关键指标。基于脉冲信号接收机和数字示波器工作原理,通过周期脉冲信号傅里叶变换这一理论基础,建立周期矩形脉冲信号强度校准数学模型。采用数字示波器测量周期矩形脉冲幅度、脉冲宽度等,对校准测试数据进行分析,证明用数字示波器建立周期矩形脉冲信号强度校准系统的科学性和有效性。     

三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究

用两个几何相似大小不同的前缘后掠角 70°三角翼模型在闭口风洞中进行正弦俯仰振荡实验 ,测量三角翼模型吸力面动态压力以及风洞洞壁上最佳测压点的非定常压力。实验表明 ,三角翼模型在正弦俯仰振荡时 ,其吸力面动态压力以及洞壁上最佳测压点的非定常压力与三角翼模型上的法向力一样呈现迟滞环现象。模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,迟滞环幅度增大 ,动态压力绝对值增大。无论上仰或下俯 ,模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,三角翼模型吸力面涡破碎位置离前缘较远。风洞顶壁上最佳测压点非定常压力迟滞环方向与风洞底壁上对应最佳测压点非定常压力迟滞方向相反。风洞洞壁上最佳测压点非定常压力变化频率与模型正弦俯仰振荡频率一致 ,各最佳测压点间呈现时间延迟现象。