复合材料机身Z形隔框RTM成型方案设计与验证

针对一种典型结构的复合材料机身Z形隔框零件,进行RTM(resin transfer moulding)成型工艺方案的设计与验证。对零件的注射方案进行设计,并结合PAM-RTM进行仿真,仿真结果显示树脂填充率可达到100%;研究注射压力与填充时间之间的关系,得知随着注射压力增加,填充时间先较快速减小后逐步变缓。进行了RTM成型模具的设计及制造,上下模可配合不同的底架完成不同工序的操作,并设计手动液压式升降机构解决了RTM工艺零件脱模困难的问题。对RTM工艺流程进行设计并完成制造验证,结果显示零件无显著内外部缺陷,厚度偏差在±4%范围内,纤维体积含量基本达到55%以上,零件型面基本满足要求,验证了Z形隔框RTM成型工艺方案的有效性。

高速无人飞行器伞吊点隔框拓扑优化设计

对于伞降回收高速无人飞行器而言,伞吊点隔框结构轻量化设计尤为重要。针对某型高速伞降回收无人飞行器采用ANSYS Workbench模块,并以拓扑优化变密度法为理论基础,对前伞吊点隔框进行轻量化设计;基于优化结果及实际应用需求,进行二次优化设计;通过静力实验对优化后结构承载能力进行验证。结果表明:在同载荷边界条件下,可实现某型号无人机前伞吊点隔框减质量42%,且满足实际使用要求,为高速伞降回收无人机关键承力结构的优化设计提供了思路。

对接机构隔框锁的接触碰撞动力学研究及仿真

为了给空间对接飞行器提供地面试验的参考依据 ,验证隔框锁结构设计的正确性和对接过程的可行性 ,本文针对隔框锁实例 ,在其运动平面内以均匀 B样条曲线拟合锁钩外轮廓 ,并建立起接触碰撞动力学微分方程和仿真模型。分析了刚体碰撞的过程、刚性接触的单边约束条件和考虑变形接触的法向力计算方法。文章还提出了基于几何引擎的接触点的实时判别算法 ,并给出了对接完成后锁钩的接触力、动能及动量的仿真曲线图。计算过程稳定、所得结果合理 ,具有重要的参考价值。

钛合金整体隔框等温成形局部加载分区研究

钛合金大型整体隔框在航空航天领域得到了越来越广泛的应用,等温局部加载为这类构件的成形提供了新的途径。等温局部加载过程复杂并且存在着加载区、未加载区和过渡区以及不同加载区之间的转换,合理的局部加载分区,是保证成形过程实施和成形质量的关键,文章研究并提出了局部加载分区的总体原则,随后基于DE-FORM3D有限元软件,采用数值模拟方法研究了局部加载分区(大小、位置)对TA15钛合金整体隔框成形过程的影响规律。结果表明,局部加载分区对未加载区材料错移的影响是短程效应,合理的分区可有效控制未加载区材料错移和降低总体成形载荷;分区对材料总体变形量和变形均匀性影响不大;采用筋上分区有利于提高筋的充填性能并可避免毛刺的产生,从而可提高了过渡区成形质量。

大型钛合金隔框等温闭式模锻成形工艺优化

大型钛合金隔框锻件外形复杂,且要求尺寸精度高、内部质量稳定,然而在锻造过程中极易出现充填不满、折迭、流线紊乱等缺陷。针对这些成形缺陷,基于DEFORM有限元软件,采用数值模拟方法研究钛合金等温闭式模锻成形过程坯料和加载方式优化对锻件成形质量的影响。研究表明:基于隔框材料流动特性优化得到的不等厚坯料,能较好地改善材料的充填性,使锻件满足尺寸精度要求。而局部加载方式可以有效地控制材料的流动,提高锻件的变形均匀性,消除由于材料流动不良造成的成形缺陷。

某无人机翼身连接隔框三维有限元分析

基于ANSYS软件,建立了某无人机隔框的三维有限元模型,应用多点约束模拟框体受力,计算得到了前、后隔框的应力分布,确定了隔框的危险部位;然后把有限元分析的应力值与实验测量值比较,两者吻合较好,验证了有限元分析模型的正确性。根据此模型和分析结果优化前、后隔框结构,指导隔框设计,使应力分布尽量均匀、合理,对减轻该无人机质量,提高飞机性能,避免连接区域强度不足,具有重要意义。

基于变密度法的某飞机隔框结构拓扑优化

针对航空器设计过程中的结构轻量化需求,设计出具有良好性能的航空结构尤为重要。为实现飞机隔框结构的减重目标,提出了一种基于变密度法的拓扑优化方法。该优化方法利用拉格朗日函数推导了变密度拓扑优化方法,假设构成结构的材料密度与材料的某一个或几个物理参数存在函数关系,计算出各有限元结构对密度的相关程度,按照材料密度相关程度对各单元体密度取值以完成对隔框结构的拓扑处理。拓扑仿真实验中,以某型国产飞机框结构为例,进行某型国产飞机普通隔框的三维建模,对隔框结构模型进行拓扑优化设计分析,实现了载荷位置和载荷形式不变条件下,结构最佳分布形式和结构减重近40%的理论结果,根据拓扑优化结构作出具体分析,并总结了拓扑优化的材料分布规律。

非对称隔框类航空薄壁结构件加工变形控制

针对非对称隔框类航空薄壁结构件加工变形问题,采用数值仿真方法构建结构件铣削加工过程有限元模型,探究隔框加工顺序、装夹方式等对工件整体变形的影响规律,提出相应的变形控制策略,并开展试验验证。研究结果表明:对于非对称隔框类薄壁结构件,可充分利用未加工部分的刚性支撑作用,先从工件刚度相对较弱区域开始加工,减小弱刚性区变形;在先加工结构弱刚度区域的策略下,通过改变装夹位置以增大未加工区域的系统刚度,有利于减小结构件整体变形量。

介绍几种中空玻璃“暖边”隔框——兼谈中空玻璃隔框的进展

中空玻璃是由两片平板玻璃中间由隔框连接，然后四周密封，使两片玻璃间形成空气隙（一般是干燥的空气）。隔框对中空玻璃单元的保温、牢固性、冷凝温度有较大影响。本文介绍隔框的发展与变化和几种主要的“暖边”隔框。

飞机下船体隔框压缩稳定性分析方法研究

介绍了工程中两类用于计算下船体隔框加筋结构压缩许用载荷的算法,结合与其结构相似的加筋壁板压缩试验进行了分析,表明约翰逊—欧拉算法更适用于该部位的压缩稳定性计算。

复合材料机身Z型隔框变形控制研究

采用单向带预浸料在Z型隔框成型工装上完成零件的铺贴及固化,在零件切边以后采用三坐标测量机完成零件的型面测量,将测量数据与零件理论型面进行了分析对比。分析了零件缘条与腹板之间的回弹、零件在半径方向以及在腹板方向上的变形情况,并根据工程对零件型面的要求,对隔框成型工装进行了型面补偿,得到了工装设计的零件工艺数模。采用完成型面补偿以后的工装制造了全尺寸隔框零件,采用三坐标测量机对零件型面进行了测量,验证了工装型面补偿的有效性,零件型面轮廓度控制在±0.375 mm以内,隔框在与角片及蒙皮进行装配的过程中,很好地满足了装配公差的要求。

复材机身隔框制造技术研究进展

阐述了采用单向带+自动铺丝+自动辊压、自动铺丝+热隔膜、编织预浸料、编织预成型体+LCM、NCF预成型体+LCM 5种工艺方法制造复合材料机身隔框,详细描述了各类工艺方法的技术细节、优缺点以技术应用状况及发展趋势,最后从力学效益、生产效率、综合成本进行对比分析,为复合材料机身隔框的制造提供工艺借鉴。

大型钛合金隔框锻件等温精密模锻试制研究

钛合金飞机隔框件往往具有窄筋薄腹板等非对称特殊复杂形状,非常适合于进行近无余量精密体积成形.本研究采用等温精密模锻工艺成功地试制出了Ti-1023合金大型隔框锻件,锻件成形质量良好,形状尺寸大为精化,可节约大量贵重原材料和机加工工时.锻件流线沿外形合理分布,显微组织细小均匀,力学性能优异.以钛代钢,零件减重约40%.

复合材料机身隔框制造技术分析与现状

介绍了复合材料机身隔框的作用及结构特征,复合材料机身隔框是飞机的主承力结构,具有结构特殊、数量众多且质量一致性要求高的特点,因而增加了其制造工艺难度。对该零件在制造过程中的关键工艺难点进行了详细分析,包含纤维褶皱、纤维间隙及角度偏差、拐角区厚度及固化质量、固化变形及自动化制造技术;并对国内外关于该零件的制造工艺研究及应用情况进行介绍,提出要顺应复合材料发展趋势,采用自动化方式开展复合材料机身隔框的制造。

波音737-CL飞机客舱隔框改装或修理常见偏离的研究

对波音737-CL飞机客舱隔框空调支架连接铆钉孔处进行预防性改装或修理时,常常会遇到一些偏离,其中一些需要联系波音批准。为了减少波音评估时间以及缩短维修周期,本文结合维修经验,对一些常见偏离以及相应处理方法进行汇总,希望对维修单位及相关从业人员有所帮助。

浅论空中客车A320系列飞机FR43隔框的改装与偏差

空中客车部分批次A318/319/320/321飞机涉及到FR43隔框改装工作,通过增加加强支架以改善局部受力,增加结构强度。整个改装工作有完整的方案,但改装工作的执行过程却有不少细节需要各航空公司依据自身现状适当修正。

特种用途飞机装饰隔框设计

1.前言此型号飞机为改装飞机,由于该机改装前是货运飞机,原机舱内部未采取任何装饰、降噪及照明措施,无法满足改型后工作人员和机载设备对舱内工作环境要求,必须对其进行改装。本文仅介绍该机工作舱内一隔框的装饰设计。 2.

编织复合材料机身隔框的冲击动力学特性

为提高飞行器的适坠性能,对二维三轴编织复合材料机身隔框的冲击动力学特性进行研究。基于连续介质损伤力学建立了机身隔框在冲击载荷作用下的有限元模型。该模型根据不可逆热力学理论并结合Weibull分布建立损伤扩张准则,采用Hashin失效准则确定损伤阈值函数。在迭代过程中,剪应力与正应力相互耦合,且分别考虑材料在纵向和横向的损伤破坏。在此基础上研究了材料参数变化对机身隔框冲击动力学性能的影响,并对各种情况下的瞬态动力学特征和能量吸收特性进行对比分析。数值结果表明该有限元模型能够准确求解编织复合材料机身隔框的非线性瞬态动力学问题,载荷峰值和吸收的能量分别与试验结果相差1.5%和4.7%,且纵向的弹性模量和压缩强度等材料参数对机身隔框的冲击动力学响应影响较大。

飞机隔框锻件预锻成形规律及影响因素模拟研究

隔框是航空航天飞行器常用的传力及承力结构件,由筋肋、框壁及筋与筋之间的腹板组成,通常需要先预锻成形出满足几何形状和组织性能要求的预制坯,再通过终锻实现结构件成形。基于数值模拟方法,研究了飞机隔框锻件预锻成形过程中的材料流动规律,根据预锻件的结构特点,将其划分为方形区域和圆形区域,并分析了各区域充填和靠模顺序的影响因素。首先建立了隔框锻件预锻成形过程的有限元模型,随后采用简易的圆柱形毛坯分析了材料在型腔中的流动情况,结果表明:因毛坯放置在圆形区域,使得材料充填至方形区域滞后,易导致方形区域充填困难。最后,采用改进的毛坯形状,结合正交试验方法设计了模拟方案,研究了变形速度、摩擦因子、变形温度及毛坯放置位置对于充填影响的显著性以及影响规律,并获得了较优的工艺参数,使充填效果大大提高,不同区域的靠模顺序趋于一致。