一种仿生飞机轮挡的设计研究

随着航空事业的发展,人们采用飞机热加油技术提高飞机机动性,即飞机试车过程中不使用刹车。但传统飞机轮挡难以阻拦飞机移动,且在机轮压力下极易破坏停机坪地面。为解决上述问题,文中设计了一种以山羊足蹄为原型的仿生飞机轮挡,旨在将地面阻力复杂化,使逆航向的单一阻力向两侧分解,以增大轮挡和地面相互作用力。通过离散元仿真对轮挡支撑足进行优化设计,并采用多体动力学将仿生轮挡与传统轮挡进行对比仿真分析。结果表明,仿生轮挡较其他两种传统轮挡,沿两侧的水平阻力分别提高了170%和81%,前进阻力分别提高了98%和70%,阻拦效果显著提升,同时,由于仿生轮挡和地面间接触面积较大,避免了对地面的破坏。

民用飞机机翼翼尖端部全高度泡沫芯壁板制造技术

民用飞机机翼翼尖端部组件结构为全高度泡沫夹芯壁板,由“C”形端隔板、尾边条、楔形块、泡沫芯、外蒙皮组成,型面公差要求严,装配关系复杂,制造过程极易引发内部无损与结构变形,对结构制造工艺的可行性与稳定性提出了严重挑战。通过对泡沫胶接质量验证、泡沫芯进行压缩试验验证,验证了胶膜黏接质量可靠性,同时得出泡沫芯厚度的1%作为蠕变压缩的工艺补偿量。采用AIRPAD-碳布叠层压力垫结构形式,使其在高温固化过程中进行膨胀从而有效进行压力均匀传递,保证端隔板零件制造厚度和消除表面皱褶。对外蒙皮加强层、整层、迎风面进行铺层展开可行性分析,对于无法展开区域按平行于纤维方向进行工艺分片,按照规范拼层错缝调整,在满足设计要求下进行剪口处理,从而保证料片外形与产品外形一致性。为控制组件共胶接质量,采用上/下组合模形式,组合模选用复合材料结构上半模,保证其具有随热压预浸料厚度下降而适应性形变的韧性。通过上述研究成功研制符合设计要求的合格产品并进行装机应用。

超大空间温度变化对飞机装配协调精度的影响规律

飞机大型构件一般由多材料、多尺寸零/组件按照一定工艺装配而成,大尺寸装配空间场内的温度变化会引起零/组件在装配过程中产生较大且不一致的热变形,进而影响飞机产品装配协调精度。基于百万立方米全域作业空间内的飞机大型复材构件的高精度装配需求,研究了温度变化对工装及产品在不同材料组合方式的热变形影响。以5米级飞机典型复材翼盒构件装配为分析对象,结果表明当温度变化5℃时,影响装配协调精度偏差为0.1~0.2 mm。因此,在装配工艺设计过程中,需要考虑±5℃的温度变化对产品装配热变形的误差补偿,对提高飞机装配协调精度具有重要意义。

基于产品基因与感性意象的飞机装配工艺装备设计应用研究

为提升飞机装配工艺装备产品的工业设计效率,塑造飞机装配工艺装备产品在行业中的品牌效应,提升产品市场竞争力。引入产品族设计理念,提出一种基于产品基因与感性意象的飞机装配工艺装备设计方法。首先,收集国内外典型工艺装备进行特征提取,然后将特征基因与感性意象关联建立飞机装配工艺装备的产品基因库,再基于数量化理论I构建产品基因与感性意象的数学模型,最后以侧壁长桁翻转工艺装备设计为例进行验证。基于产品基因库生成的侧壁长桁翻转工艺装备概念设计方案符合设计预期。该方法通过利用数学模型与产品基因库有利于工艺装备概念设计方案的形成,有助于企业将来推进产品族设计。

飞机装配准确度快速评价方法及典型应用

飞机大部件数字化对接中的装配准确度是指部件气动力外形准确度、部件内部组合件及零件的位置准确度和部件间相对位置的准确度。数字化测量模型的构建及数据的准确分析为装配准确度的评价提供了高效、可靠的新方法。在数字化测量环境下,通过构建飞机测量模型,将飞机装配相对位置准确度评价转化为计算飞机装配特征点之间的相对位置关系,从而实现孔、槽、型面、边缘等相对位置准确度关系评价。同时,基于工程实际对该方法的应用进行了分析。

飞机前缘缝翼精准装配技术研究

该文主要探讨飞机机翼前缘与缝翼的数字化装配精准控制技术。从飞机的装配技术难点出发,结合机翼前缘与缝翼的数字化装配技术细致分析,深入讨论装配协调的各种方法及技术手段。该文最后提出一系列数字化装配协调的实施措施。期望此研究能为提升我国在飞机部件装配协调领域的技术水平提供有益的参考。

飞机登机梯优化设计研究

登机梯是飞机使用中非常重要的一项保障设备,目前国内外登机梯种类繁多,如机身蒙皮式登机梯、伸缩杆式登机梯、复合式内置登机梯、挂靠式登机梯、翻转折叠式登机梯、门梯合一登机梯、登机桥等。对于中国大型飞机,登机梯的设计应该吸取各式登机梯的长处,摒弃各种登机梯的缺点,结合飞机自身结构和舱门高度、用户反馈,从而满足日常使用需求。

飞机辅助动力装置进排气系统匹配性研究

辅助动力进排气系统性能是辅助动力系统设计过程中面临的关键工程技术问题。本文对飞机辅助动力装置进排气系统简化后进行三维流动数值仿真,分析了不同工况下飞机辅助动力装置进排气系统对辅助动力装置性能的影响。研究表明:在地面工况和高空飞行工况下,两侧开门式辅助动力装置进排气系统可以满足辅助动力装置进排气流量及总压损失需求,不会对辅助动力装置在不同状态下的正常起动和工作产生影响。

飞机发动机EGT指示系统超限故障与维修措施

随着我国航空科技的快速发展,飞行器的安全与可靠性受到了越来越多的关注。通过对航空发动机EGT指示故障的分析,发现EGT指示误告警多为连接器污染、接触不良、热电偶失效、线束阻值超标等,而线束阻值超标则多是由于插头插脚的损伤所致。所以,建议对EGT的连接器线束检测清洗工作进行训练,提高专业技术水平。建议在短期内连续监测个别故障,如有必要,可将EGT热电偶更换,或送修阻值超标的发动机线束。

飞机惯性导航系统的发展与现状研究

惯导系统具有无外部环境和能源消耗等优点,是当前最常用的一种自主导航方法。以牛顿动力学为基础,提出了一种利用固定在平台上的加速度传感器来测量平台上的加速度累积,从而计算推导出平台的速度和位置。由此得到平台的速度、位置等信息。惯导系统在航空航天领域发挥着举足轻重的作用。本文通过对惯性导航系统的现状及发展展开了相关内容探究,以供参考。

自动铺丝技术在飞机整体机身壁板上的应用研究

飞机中的复合材料用量已经成为衡量飞机先进性的重要指标之一。随着飞机吨位的增大、复合材料制造技术的快速发展,飞机复材制件向着大型化、整体化、自动化的方向迈进,依靠传统的手工铺贴方式已难以满足零件日益增长的技术、质量需求。本文论述了当前复合材料构件纤维自动铺丝技术制造现状及发展前景,并对复合材料构件自动铺丝技术在某型号飞机整体机身壁板零件上的应用情况进行了具体介绍。根据整体机身桶段的结构特点,分析了各个角度的轨迹规划方法,并对轨迹的工艺性和方向性进行了研究。通过有限元模拟与铺放实验确定了铺丝工艺参数,最终实现了整体机身桶段蒙皮的铺丝成型。

测量位置点驱动的飞机蒙皮对缝结构点云分割方法

飞机蒙皮表面存在大量对缝结构,其质量对飞机性能、寿命和可靠性有着重要影响。目前蒙皮对缝结构点云数据处理阶段存在数据量大、数据处理效率低、难度大等问题。为提高对缝参数计算效率,提出了一种测量位置点驱动的飞机蒙皮对缝结构点云分割方法。提取蒙皮理论模型对缝结构边缘曲线特征并离散成测量位置点,由测量位置点引导空间包围盒的构建,驱动对缝点云数据实现局部分割。试验结果表明该方法针对对缝结构点云能取得良好的分割效果。

6061铝合金飞机溢油口拉深成形研究

目的掌握深腔薄壁溢油口拉深成形工艺,解决拉深成形过程中起皱和破裂问题,研究各参数对拉深成形的影响规律,最终成形出合格产品。方法以6061铝合金飞机溢油口为主要研究对象,采用Dynaform有限元数值模拟软件建立有限元模型,分析成对拉深成形对材料流动的影响并与单一拉深成形进行对比,通过改变毛坯外形尺寸、凹凸模间隙和压边力等参数进行拉深成形模拟试验研究,最终通过拉深成形试验验证成形方法及各参数设置的合理性。结果成对拉深成形能限制单一拉深成形圆弧开口位置材料收缩,改善开口处起皱和变形缺料的现象。随着凹凸模间隙的增大,最大减薄率逐渐降低而后升高,最佳成形凹凸模间隙为1.05t;随着压边力的增大,最大减薄率逐渐升高,最大增厚率逐渐降低,最佳成形压边力为50 kN;凹模圆角半径小于7 mm时,板料最大减薄率逐渐减小,半径为4 mm时,最大减薄率下降最快,半径在7~8 mm范围内,板料最大减薄率趋于平稳,最佳成形凹模圆角半径为7 mm。结论模拟得到了毛坯外形尺寸、凹凸模间隙和压边力等参数对拉深成形的影响规律,最终制造出了满足设计要求的产品,验证了各参数设置的合理性。

补气对飞机油箱催化惰化系统性能的影响

针对国产航空燃油高蒸汽压的特点,提出了1种带外界补气的燃油箱催化惰化系统。以油箱出口抽吸气体流量为基准,推导了系统各部件进出口各组分气体的流量关系,并基于质量守恒方程及气体平衡溶解关系,建立了油箱气相空间气体体积分数变化的数学模型,推导了临界催化效率,并通过实验对核心的油箱模型进行了正确性验证。以RP-3燃油为研究对象,引入补气比上下限,分析了催化效率、补气比对催化惰化系统性能的影响。结果显示:催化效率高于临界值时,系统补气可以缩短惰化时间,但同时须增加预热功率以及冷却气体流量;催化效率一定时,补气比存在最优解,且与催化效率正相关,归纳了最优解的经验公式。由于惰化效率更为重要,未来国内在设计催化惰化系统时,可通过增设补气系统来加快惰化速度。

飞机蒙皮镜像铣切加工工艺策略分析

首先介绍了镜像铣加工系统及其两种零件装夹方式,然后分析了零件加工质量控制指标,最后针对边缘夹持式镜像铣,从加工零件的选择、零件装夹策略、刀具选择及蒙皮铣切策略规划4个方面分析讨论了飞机蒙皮镜像铣切加工工艺策略,并提出了相应的指导意见。

基于有限元方法的复合材料热压成型模具设计

热压罐工艺广泛用于热固性基体复合材料的制造过程中。在此过程中,热压罐内温度分布的不均匀性可能导致复合材料的非同步固化,从而降低复合材料零件的机械性能。为了提高固化性能,必须对热压罐模具进行优化设计。通过建立基于有限元分析法的数值模型来模拟热压罐内的温度分布,并对已知的实验数据进行验证。然后,将覆盖有复合材料和简化辅助材料的典型模具结构引入数值模型。此外,以复合材料零件固化度的最大标准偏差为目标,以提升情况下模具的变形为约束,提出了一种将数值模型与遗传算法相结合的方法来优化模具子结构的设计参数,以提高固化的同步性。结果复合材料零件固化度的最大标准偏差提高了17.21%,这表明采用所提出的方法实现了更好的固化同步。

基于实测数据的飞机高压液压导管应力分析及结构优化

飞机液压导管受机体变形、发动机开车以及带应力装配等因素影响,应力状态频繁变化,严重影响到液压系统功能的实现,甚至会给飞机安全带来隐患。针对飞机高压液压导管应力数据难以采集、数据分析方法选择困难及结构优化依据缺乏等问题,开展导管应力分析及结构优化研究。首先,分析飞机高压液压导管应力分析及结构优化全过程,考虑数据采集、数据分析及结构优化不同要素,提出一种基于实测数据的飞机高压液压导管应力分析及结构优化框架模型;然后,在飞机液压导管应力准确测量的基础上,通过数据预处理、数据转换、特征识别等数据分析方法判定应力超限导管,进而实现导管结构优化;最后,以一种飞机的高压液压系统为例,验证了所提方法的可行性和有效性。

基于FPGA的飞机新型总线脱粘故障诊断技术

研究基于FPGA的飞机新型总线整机故障诊断技术,提升飞机新型总线通信质量。在QuartusⅡ开发环境内,利用仿真软件Modelsim,设计FPGA,在其内部添加智能算法,建立飞机新型总线故障诊断技术架构,通过Hilbert解调法,在采集的振动信号内提取故障特征,建立飞机新型总线整机故障特征数据集;利用网络聚类算法,聚类处理故障特征数据集,输出故障诊断结果;通过PC机呈现新型总线整机故障诊断结果。实验证明,该技术可有效采集飞机新型总线整机振动信号,并提取振动信号的特征,精准诊断飞机新型总线整机故障。

末端执行器优化控制下的飞机制孔方法

针对末端执行器自身刚度有限,制孔过程中稳定性较差,存在位置误差、角度误差和孔径误差的问题,设计基于末端执行器优化控制的飞机制孔方法。利用ABAQUS软件仿真飞机制孔过程,判断末端执行器的响应状态,分析飞机制孔技术中的蒙皮侧压紧方式,通过罗德里格矩阵获取确认偏差较大的孔位,计算末端执行器与基准孔位之间的空间转换关系,建立制孔参数优化目标函数,逐一求解飞机制孔末端执行器的控制参数,完成飞机制孔精度优化。实验结果表明:在末端执行器优化控制下可有效降低制孔位置误差、角度误差和孔径误差,保证末端执行器控制过程的稳定性和精度。本文方法实际应用后,获得了较好的检验结果,满足使用标准。

改进遗传算法的飞机结构件装配序列优化研究

为获取最佳的装配序列,提高飞机装配效率,扩展装配序列多样性,设计改进遗传算法的飞机结构件装配序列优化方法,以此作为飞机结构件装配序列优化的评价指标并设计对应的约束条件。依据评价指标及对应的约束条件,建立装配序列优化的目标函数;利用改进遗传算法求解目标函数的解。实验证明:该方法可有效优化装配序列,提高装配效率;在同种群容量时,该方法获取的可行装配序列数量较多,即装配序列多样性较佳,且收敛速度较快。