遗传算法及其在制造工程中的应用

遗传算法是建立在模拟自然界生命进化机制基础上的一种新型搜索和优化方法。介绍了遗传算法的概念和基本原理，讨论了它在制造领域的初步应用成果，并对其应用前景和要进一步研究的工作作了一些展望。

并行工程在新舟60飞机内装饰设计制造中的应用

并行工程是一种有别于顺序 (串行 )工程的产品开发方法。实施并行工程可以有效地缩短产品开发周期 ,降低产品成本 ,提高产品质量。本文结合西安飞机工业公司在新舟 6 0飞机内装饰设计制造中应用并行工程的实例 ,就并行工程中的关键技术 :产品数字化定义、组织设计与建模、产品开发过程设计及建模、PDM工程实施。

形状记忆智能复合材料的发展与应用

智能材料是一种能够感知外部环境变化并自主进行判断、处理以及适度响应的新型智能多功能材料,同时也是继天然材料、合成高分子材料、人工设计材料之后的第四代材料,它的兴起引发了材料科学的一次新的革命。本文从形状记忆智能复合材料的历史起源入手,聚焦形状记忆合金和形状记忆聚合物最新研究成果,分别从形状记忆机理和工程实际应用等多个角度进行阐述,并对现阶段的技术发展难题,如形状记忆合金:生物相容性差、形变恢复小、驱动速度缓慢、疲劳寿命短;形状记忆聚合物:增材制造技术过程复杂、强度和刚度小等进行讨论,最后对未来发展前景进行展望。

8T转台式拉弯机数控系统改造设计与实现

介绍了 8T转台式拉弯机的工作原理及其控制特点 ,论述了其数控改造后的控制原理及控制系统的体系结构 ,并详细地介绍了自行开发设计的基于面向对象的控制软件功能、进程模型、控制流程及对象类的结构。位移插补动作采用离散数据控制 ,力的控制采用

超声疲劳试验方法在铸铝疲劳试验中的应用

应用 2 0kHz频率下的超声疲劳设备完成亿周次疲劳试验 ,获得铸铝AS5U3G Y3 5超高周疲劳特性。通过 2 0kHz频率下的超声疲劳试验和 3 5Hz频率下的常规试验 ,完成 10 4 ～ 10 1 0 周的S—N曲线。试验结果表明 ,在 10 7周以上试件仍会发生疲劳断裂。在 10 7～ 10 1 0 周之间 ,当应力比R =-1时 ,疲劳强度随循环数的增加而下降 ;当应力比R =0 .1时 ,在循环数超过 10 8周时 ,疲劳强度不再下降 ,S—N曲线出现平台。比较 2 0kHz和 3 5Hz两种频率下的试验结果 ,在10 4 ～ 10 7周之间没有明显差别 ,即铸铝AS5U3G Y3 5在超声疲劳试验中不存在频率效应。扫描电镜观察试件疲劳断裂面发现材料中分布许多小的缩孔 。

铝合金超声疲劳行为研究

研究LY10、LY12、2219、6061和AS5U3GY35五种铝合金的超声疲劳行为。获得的6条S—N曲线显示,铝合金在107～1010疲劳周次区间仍然发生疲劳断裂,N=1010时的疲劳强度显著低于N=107时的疲劳强度。断口分析表明,铝合金对表面完整性极其敏感。与黑色金属和钛合金不同,铝合金试件在极高周次疲劳中,裂纹仍然主要由表面或次表面起裂。铝合金试件的疲劳断口没有发现明显的“鱼眼”现象和黑影区。超声频率下极高的应变速率和位错移动速率增加了脆性质点开裂和沉淀相的溶解现象,引起微观组织局部失效,从而形成疲劳裂纹的萌生和扩展。

一种球墨铸铁的超高周疲劳行为研究

应用超声疲劳试验技术,完成了20kHz频率下(R=-1,R=0 1)的疲劳试验,获得球墨铸铁GS51在亿周次范围内的疲劳性能。通过20kHz频率下的超声疲劳试验和35Hz频率下的常规疲劳试验,确定了球墨铸铁GS51在104～1010周的S N曲线,并对105～107周之间2种频率下的试验结果进行了比较。试验结果表明,在疲劳循环大于107周时,试件仍会发生疲劳断裂;在107～1010周之间,疲劳强度随着循环次数的增加而下降。比较107周内20kHz和35Hz下的试验结果,表明超声疲劳试验中,频率对球墨铸铁GS51疲劳性能的影响不大。经扫描电镜观察疲劳断裂试件发现,在高周疲劳条件下,疲劳破坏主要源于试件表面不均匀分布的球墨和试件内部的缩孔。

数控转台式拉弯机控制系统的设计与实现

介绍了转台式拉弯机的工作原理及其控制特点,论述了其数控改造后的控制原理及控制系统的体系结构,并详细地介绍了自行开发设计的控制软件的功能、进程模型、控制流程及对象类的结构。

载人运载火箭飞船支撑结构动响应优化设计

针对运载火箭运载能力提升引起的动载荷条件严苛化对结构动力学性能的高要求,以现役载人运载火箭整流罩飞船支撑结构为原型,对载人火箭整流罩和飞船之间的连接支撑结构进行了动响应拓扑优化设计。动响应分析采用模态加速度法,以在保证计算效率的前提下提高计算精度。动载荷分析结果表明,优化效果明显。

飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正方法

飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位容易受到随机波动干扰产生误差,提出基于电控机械式误差调节的飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正方法,构建飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位校正的执行机构控制模型,采用位移传感器进行垂尾壁板制孔系统孔位的误差偏移测量,在执行机构中进行误差的自适应调节和输出稳定性控制,结合迭代学习控制方法进行飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正过程中的误差偏移修正,采用电控式的机械误差调节方法,实现机翼垂尾壁板制孔系统孔位自动校正优化。仿真结果表明,采用该方法进行机翼垂尾壁板制孔系统孔位校正的自动性较好,误差修正能力极强,提高了飞机机翼垂尾壁板制孔系统孔位主动调节和误差自适应修正性能。