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面向飞机进气道的机器人喷涂路径规划与仿真

面向飞机进气道的机器人喷涂路径规划与仿真

作者：王贤昊哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

飞机进气道内壁需要喷涂厚度均匀的特种涂料涂层以实现雷达隐身等功能。其人工喷涂的效率和涂层均匀性均难以满足未来需求,且涂料中的有害物质严重危害工人健康。因此研究面向飞机进气道内壁的喷涂机器人及其喷涂路径规划,实现进气道内... 详细信息

飞机进气道内壁需要喷涂厚度均匀的特种涂料涂层以实现雷达隐身等功能。其人工喷涂的效率和涂层均匀性均难以满足未来需求,且涂料中的有害物质严重危害工人健康。因此研究面向飞机进气道内壁的喷涂机器人及其喷涂路径规划,实现进气道内壁的喷涂自动化,提高喷涂效率和涂层均匀性是必要的。现有研究均采用单一机器人喷涂整个内壁曲面的方案,由于机器人的空间可达性不足等原因其不能达到预期喷涂效果。针对上述问题,本文提出了“分段组合式”喷涂方案,将进气道内壁曲面分割为三个曲面段,每个曲面段采用各自机器人喷涂。在此基础上对喷涂机器人及其喷涂路径规划方法展开研究。通过分析已有喷涂机器人构型在进气道内壁喷涂时存在的空间可达性不足和涂层破坏等问题,提出了用于进气道内壁两端曲面段的长臂型喷涂机器人构型以及用于中间段的管内固定式喷涂机器人构型,并建立了其运动学模型。通过正运动学求解了机器人工作空间,根据其能覆盖目标工作空间验证了机器人的空间可达性。通过逆运动学求解实现了机器人末端位姿到关节变量的转换。喷涂路径规划依赖于待喷涂对象曲面信息,为提高所规划喷涂路径的质量,提出了能够将进气道内壁曲面均匀离散表达的等距离散曲面模型。对STL格式的进气道模型拓扑重构使其包含面片拓扑信息,在此基础上使用区域生长法从进气道模型中提取内壁曲面数据并对其重新采样建立了其等距离散曲面模型。为了提高喷涂路径规划的效率,对用于喷涂路径规划的截面法提出改进,使得在涂层质量在满足要求的前提下可以采用截面线法向估计曲面法向,减少了曲面法向估算的复杂计算。提出了路径相邻行程间隔修正系数和喷涂速度修正系数,从而将内壁曲面喷涂等效为平面喷涂,在此基础上使用平面喷涂涂层厚度模型建立了优化方程,对喷涂参数进行了优化。为验证所设计喷涂机器人构型对喷涂路径的位姿可达性,采用Coppelia Sim仿真平台搭建仿真环境。根据喷涂路径上目标点与实际机器人末端的实时位置偏差和Z轴指向偏差均在允许范围内,验证了机器人的位姿可达性满足要求。为验证所规划喷涂路径及喷涂参数的合理性,对所获得的涂层厚度分布情况及喷涂过程时间进行仿真。根据涂层厚度波动区间在目标区间内,且喷涂过程采用的时间在可接受范围内,验证了所规划喷涂路径及喷涂参数的合理性。

关键词：飞机进气道喷涂机器人曲面模型喷涂路径规划喷涂仿真

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飞机进气道出口边界层测量试验与数值计算

工程与试验 2015年第1期55卷 30-33,89页

作者：高颖赵海刚吕伟刘海荣廖小文中国航空工业集团公司中国飞行试验研究院陕西西安710089

基于某飞机科研试飞,进行了飞机进气道出口边界层测量试验系统设计与搭建,完成了发动机工作在多种状态下的边界层测量。通过建立三维数值计算模型,进行了与试验对应工况下的边界层特性计算。计算结果和试验数据吻合性良好,误差较小。分... 详细信息

基于某飞机科研试飞,进行了飞机进气道出口边界层测量试验系统设计与搭建,完成了发动机工作在多种状态下的边界层测量。通过建立三维数值计算模型,进行了与试验对应工况下的边界层特性计算。计算结果和试验数据吻合性良好,误差较小。分析结果表明,随着发动机状态逐渐增大,进气道出口处的物理边界层厚度相应增大,位移边界层厚度减小,边界层对空气流量的影响逐渐降低。

关键词：飞机进气道飞行试验边界层厚度数值计算

“飞机进气道及尾翼自动喷涂装备”课题通过验收

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军民两用技术与产品 2015年第17期 19-19页

由沈阳飞机工业（集团）有限公司等单位承担的“飞机进气道及尾翼自动喷涂装备”课题通过了“高档数控机床与基础制造装备”国家科技重大专项实施管理办公室组织的任务验收。该课题以飞机进气道及尾翼2套自动喷涂装备为主体，完成了自... 详细信息

由沈阳飞机工业（集团）有限公司等单位承担的“飞机进气道及尾翼自动喷涂装备”课题通过了“高档数控机床与基础制造装备”国家科技重大专项实施管理办公室组织的任务验收。该课题以飞机进气道及尾翼2套自动喷涂装备为主体，完成了自动喷涂装备的数字化建模、离线编程软件的设计与开发、自动喷涂装备的调试与试验。

关键词：飞机进气道制造装备自动喷涂尾翼数字化建模数控机床飞机工业编程软件

维普期刊数据库评论

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激光超声在飞机进气道检验上的应用

航空精密制造技术 1998年第1期34卷 5-5页

传统复合材料制品的空穴、夹杂物及分层之类的缺陷一般均采用超声检验。超声检验一般需用水作耦合剂，同时测头还需作精确的外形扫描，精度差１％就会产生虚假的缺陷信号，而且精确扫描需要昂贵的夹具、机器人控制及耗时的外形编程。当... 详细信息

传统复合材料制品的空穴、夹杂物及分层之类的缺陷一般均采用超声检验。超声检验一般需用水作耦合剂，同时测头还需作精确的外形扫描，精度差１％就会产生虚假的缺陷信号，而且精确扫描需要昂贵的夹具、机器人控制及耗时的外形编程。当对外形扫描碰到厚度变化时，还需降低...

关键词：激光超声飞机进气道超声检验扫描速度超声波耦合剂超声系统机器人控制系统耦合激光器

面向飞机狭窄空间的双机器人协同装配关键技术分析

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航空制造技术 2022年第18期65卷 55-62页

作者：刘宏伟潘新张奇张浩松李鹏程田威航空工业沈阳飞机工业(集团)有限公司沈阳110850 南京航空航天大学南京210016

针对飞机狭窄空间装配工作量大且制孔质量及精度要求高等难题,提出一种面向飞机狭窄空间的双机器人引导–协同作业智能控制技术。研究双机器人轨迹规划以及协同离线仿真、机器人协作视觉伺服控制补偿、可快换的多功能末端执行器设计关... 详细信息

针对飞机狭窄空间装配工作量大且制孔质量及精度要求高等难题,提出一种面向飞机狭窄空间的双机器人引导–协同作业智能控制技术。研究双机器人轨迹规划以及协同离线仿真、机器人协作视觉伺服控制补偿、可快换的多功能末端执行器设计关键技术,在保证机器人系统与工件的安全作业时,完成目标孔位的加工,以提高装配的精度,降低装配空间的占用,为进气道性能设计提供支撑。试验表明,通过视觉伺服控制补偿,机器人的绝对定位误差降至±0.1 mm以内。

关键词：狭窄空间双机器人协同作业飞机进气道高精度装配

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复杂形体面片缠绕成型方法的分析与实现

宇航材料工艺 2006年第6期36卷 39-41页

作者：王显峰富宏亚韩振宇王永章哈尔滨工业大学机电学院哈尔滨150001

文摘通过对复杂形体缠绕成型方法的分析,提出了面片缠绕的思想;同时针对缠绕过程中可能存在的架空问题提出了一套可行的判定准则和解决方案。以面片缠绕理论为基础,针对飞机发动机进气道缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验... 详细信息

文摘通过对复杂形体缠绕成型方法的分析,提出了面片缠绕的思想;同时针对缠绕过程中可能存在的架空问题提出了一套可行的判定准则和解决方案。以面片缠绕理论为基础,针对飞机发动机进气道缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的实用性,为航空航天高性能构件的缠绕成型探索了一条新的途径。

关键词：纤维缠绕飞机进气道缠绕成型

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在超音速压缩角下的湍流模型数值比较

计算机仿真 2009年第10期26卷 30-33页

作者：胡李鹏苏莫明孙正中李小平西北工业大学陕西西安710072

在超音速飞机进气道的湍流数值仿真中,选择合适的湍流模型可以比较准确的捕捉激波位置和流场分布,对飞机发动机的设计和控制都是很重要的。但是对湍流模型的选择,文献中并无记载。针对上述情况选择了进气道的简化结构,分别运用标准的高... 详细信息

在超音速飞机进气道的湍流数值仿真中,选择合适的湍流模型可以比较准确的捕捉激波位置和流场分布,对飞机发动机的设计和控制都是很重要的。但是对湍流模型的选择,文献中并无记载。针对上述情况选择了进气道的简化结构,分别运用标准的高雷诺数k-epsilon模型,重整化群RNG模型,Realizable k-epsilon模型及ASM模型等进行了数值仿真和比较。基于SIMPLE算法,采用相同的分析壁面函数处理法,并且对流项都采用MINMOD格式。从比较发现:RNG模型比标准的k-epsilon模型和Realizable k-epsilon模型精度高,比ASM模型精度稍低,但是比ASM模型省时间,最后作者认为RNG模型在算例中是最经济实用的湍流模型。

关键词：飞机进气道超音速压缩角湍流模型的比较重整化群湍流模型

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曲回交错式微量天平研制

流体力学实验与测量 1997年第4期11卷 62-65页

作者：周继红沈阳空气动力研究所沈阳110034

介绍了一种用于飞机进气道阻力测量的特种天平，综述了该天平在研制中遇到的难点，采取的解决措施和研制的结果。

关键词：应变天平天平阻力测量微量天平飞机进气道

F／A—18A大迎角研究机进气道特性的概要

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飞机设计 2001年第3期21卷 33-56页

作者：郑军王钱生

在NASA德里登飞行研究中心把大迎角飞行对飞机进气道气动力特性影响的研究作为NASA的大迎角技术计划的一部分。高配置的F／A—18A大迎角研究机用于这项研究。新设计的进气道总压耙装在右侧F404—GE—400发动机的前面以测量进气道恢复和... 详细信息

在NASA德里登飞行研究中心把大迎角飞行对飞机进气道气动力特性影响的研究作为NASA的大迎角技术计划的一部分。高配置的F／A—18A大迎角研究机用于这项研究。新设计的进气道总压耙装在右侧F404—GE—400发动机的前面以测量进气道恢复和畸变的特性。目标包括：(1)确定在稳定大迎角状态下的进气道总压特性：(2)如果进气道畸变在快速的迎角机动与相应的稳定气动力状态之间明显不同，则进行评定；(3)评估飞机偏离期间的进气道特性；(4)为开发和检验计算流体动力学准则提供数据；(5)使用四种方法与一种参考方法进行比较来计算发动机气流。本文描述了从此项研究中取得的结果。严格证实这些数据和相关的数据库以作为了解大迎角时进气道特性的基础。

关键词：大迎角飞行飞机进气道气动力特性计算流体动力学