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面向复杂装备集成系统的瞬态产能算法

计算机集成制造系统 2024年第9期30卷 3100-3110页

作者：王家敏王英于洋南京航空航天大学经济与管理学院成都飞机工业(集团)有限责任公司

复杂装备的集成过程是装配产业链的核心关键环节，实时准确获取产能信息是提升复杂产品集成系统数智能力的关键技术方法。为实时准确计算复杂装备集成在脉动生产模式下的瞬态生产能力，提出一种面向数智化场景应用的复杂装备集成系统瞬... 详细信息

复杂装备的集成过程是装配产业链的核心关键环节，实时准确获取产能信息是提升复杂产品集成系统数智能力的关键技术方法。为实时准确计算复杂装备集成在脉动生产模式下的瞬态生产能力，提出一种面向数智化场景应用的复杂装备集成系统瞬态生产能力计算方法。首先，将复杂装备集成过程视为一个复杂系统进行全面分析，构建复杂装备集成系统模型；其次，基于产能需求和脉动节拍进行装配单元计算，并分别计算安装单元和测试单元的生产能力；最后，从复杂装备集成系统的全局，考虑复杂装备集成生产线相关实际关键因素，整合计算复杂装备集成系统的瞬态生产能力。结合实例分析验证了算法对复杂装备集成系统的适用性和有效性，并对比验证了算法的求解精度。

关键词：复杂装备集成系统数智化瞬态产能

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CFRP壁板螺栓填隙补偿连接过程变形及局部应力分析

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航空制造技术 2024年第16期 130-137页

作者：孟庆勋徐贺张辉刘超刘天培沈阳航空航天大学航空工业沈阳飞机工业(集团)有限公司

碳纤维复合材料（CFRP）广泛应用于飞机壁板结构，受成型工艺限制，构件贴合面处会出现不同程度的装配间隙，在实际工程中间隙超过一定阈值时需要进行填隙补偿处理，加垫后壁板装配变形及应力集中情况复杂，影响后续飞机服役性能。对此... 详细信息

碳纤维复合材料（CFRP）广泛应用于飞机壁板结构，受成型工艺限制，构件贴合面处会出现不同程度的装配间隙，在实际工程中间隙超过一定阈值时需要进行填隙补偿处理，加垫后壁板装配变形及应力集中情况复杂，影响后续飞机服役性能。对此，进行填隙补偿后螺栓紧固顺序对CFRP壁板装配质量影响仿真分析和试验验证。经分析可知，壁板偏移为以右上端点为圆心向左下方的旋转变形。法向变形出现在壁板左右两侧和螺栓孔周围，改变螺栓紧固顺序法向变形值最大值减小约63.4%。紧固顺序对壁板整体应力分布情况影响较小，对螺栓孔周应力分布和壁板装配变形分布影响较大，对称性连接比按顺序连接更有优势。孔周应力分布与间隙跨度和间隙量密切相关，随着间隙量的提高，应力值和传递的范围逐渐增大。

关键词：填隙补偿 CFRP壁板紧固顺序装配变形应力分布

转向架用SMA490BW钢不同焊接区域裂纹扩展速率

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吉林大学学报（工学版） 2024年第3期54卷 650-656页

作者：回丽金磊宋万万周松安金岚沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室沈阳110136 沈阳航空航天大学机电工程学院沈阳110136 沈阳飞机工业(集团)有限公司沈阳110034

研究了高速列车转向架用SMA490BW钢对接焊在不同应力比和不同焊接区域下的裂纹扩展速率,分析了SMA490BW钢焊接接头不同焊接区域和不同应力比下的疲劳裂纹扩展行为。结果表明:在相同应力比下,SMA490BW钢不同焊接区域(焊核区、热影响区)... 详细信息

研究了高速列车转向架用SMA490BW钢对接焊在不同应力比和不同焊接区域下的裂纹扩展速率,分析了SMA490BW钢焊接接头不同焊接区域和不同应力比下的疲劳裂纹扩展行为。结果表明:在相同应力比下,SMA490BW钢不同焊接区域(焊核区、热影响区)对裂纹扩展速率的影响不大;应力比对裂纹扩展速率的影响较大;在相同应力强度因子下,应力比R=−1时的裂纹扩展速率明显高于R=0时的裂纹扩展速率;应力比对Paris公式里的c参数的影响较大,对m参数的影响较小。

关键词：机械工程 SMA490BW钢焊接接头裂纹扩展速率应力强度因子

拧紧力矩作用下螺栓预紧力的高保真有限元仿真与实验验证

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机械强度 2024年第4期46卷 809-815页

作者：钱进陈果寸文渊赵旭升张旭赵正大南京航空航天大学民航学院南京211106 南京航空航天大学通用航空与飞行学院溧阳213300 航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司成都610092

针对实际螺栓结构,研究螺栓在拧紧力矩作用下的有限元仿真方法,得出了拧紧力矩和螺栓预紧力之间的定量关系。首先,建立了带三维斜螺纹的螺栓几何模型,并且使用Hypermesh软件进行带螺纹的有限元网格划分,并定义相应的力学接触状态;然后,... 详细信息

针对实际螺栓结构,研究螺栓在拧紧力矩作用下的有限元仿真方法,得出了拧紧力矩和螺栓预紧力之间的定量关系。首先,建立了带三维斜螺纹的螺栓几何模型,并且使用Hypermesh软件进行带螺纹的有限元网格划分,并定义相应的力学接触状态;然后,利用Ansys Workbench软件对螺母下表面施加不同大小拧紧力矩来得到对应的轴向力的大小,从而得出拧紧力矩与螺栓拉力之间的函数关系;最后,设计了螺栓预紧力实验,并将实验、仿真结果以及理论公式计算结果三者进行对比验证。结果表明,与扭拉关系理论计算式相比,有限元仿真模型的计算结果与实验更为接近,能准确反映螺栓预紧过程。螺栓预紧高保真有限元模型为进一步精确分析螺栓拧紧时的力学机制提供了一种可行方法。

关键词：拧紧力矩螺栓预紧力扭拉关系高保真有限元仿真螺栓预紧力实验

基于磁流变技术的主动控制拦阻装置设计与分析

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航空学报 2024年第12期45卷 282-295页

作者：郝嘉煜彭一明魏小辉马辉南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室南京210016 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心南京211106

针对传统液压拦阻在面对多种类无人机拦阻功能适配性不足的缺点,基于磁流变技术和主动控制技术,提出了一种闭环拦阻装置。运用AMESim搭建了拦阻系统动力学仿真模型,并基于序列二次规划法对拦阻系统结构参数进行了选定,基于选定的参数,... 详细信息

针对传统液压拦阻在面对多种类无人机拦阻功能适配性不足的缺点,基于磁流变技术和主动控制技术,提出了一种闭环拦阻装置。运用AMESim搭建了拦阻系统动力学仿真模型,并基于序列二次规划法对拦阻系统结构参数进行了选定,基于选定的参数,对拦阻过程进行动态特性仿真,并对主动控制系统介入前后性能进行比对分析。为了更准确的模拟无人机拦阻过程的动态特性,基于有限段法构建拦阻索,并引入VL Motion构建多学科协同联合仿真。研究结果表明:主动控制介入后挂索瞬间峰值加速度相比加入前下降23%,拦阻距离下降9%,拦阻时间缩短3%,并且在挂索后无人机持续减速的过程中,加入主动控制后无人机加速度变化更加缓和;针对不同质量无人机,基于磁流变技术的主动控制拦阻装置比液压拦阻系统的适配性更好,拦阻距离和拦阻过载更加集中可控。

关键词：固定翼无人机拦阻装置拦阻动力学磁流变技术序列二次规划法

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翼伞系统两体模型雀降操纵高度的优化

哈尔滨工业大学学报 2024年第8期56卷 34-41页

作者：程杨吕忠孙志鸿董梁余莉飞行器环境控制与生命保障工业和信息化部重点实验室(南京航空航天大学) 南京210016 南京航空航天大学航空学院南京210016 航空工业宏光空降装备有限公司南京210022

为减小翼伞系统的着陆速度,提高载荷的着陆安全性,提出了最优雀降高度确定方法,并完成相对雀降高度和着陆速度影响因素及计算模型研究。首先建立了翼伞-载荷系统两体九自由度动力学模型和雀降操纵耦合气动特性模型,更真实地模拟了翼伞-... 详细信息

为减小翼伞系统的着陆速度,提高载荷的着陆安全性,提出了最优雀降高度确定方法,并完成相对雀降高度和着陆速度影响因素及计算模型研究。首先建立了翼伞-载荷系统两体九自由度动力学模型和雀降操纵耦合气动特性模型,更真实地模拟了翼伞-载荷两体之间操纵情况下的运动性能,研究了雀降操纵下翼伞系统的速度、姿态变化,数值结果和文献规律一致,滑翔比最大误差为8.20%。其次,基于该两体模型,以最小垂直着陆速度为优化目标,采用时间二分法确定最优雀降高度,分析了雀降操纵时机对着陆速度的影响。然后,开展了不同初始工况、翼载荷、着陆海拔高度、安装角下翼伞系统最优雀降实施的仿真计算,并采用最小二乘法完成了相对雀降高度、着陆速度的公式拟合。结果表明:初始参数对相对雀降高度几乎没有影响;随着翼载荷及着陆海拔高度的升高,着陆速度及相对雀降实施高度增加;安装角对着陆速度影响不大,但安装角的增大会引起雀降实施高度增加;所提出的相对雀降高度和着陆速度计算模型与仿真结果较为符合,最大误差小于4.00%,表明该计算模型有良好的适用性。

关键词：翼伞 9自由度模型雀降操纵雀降高度着陆速度

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某型发动机转速控制机构减振分析及试验验证

振动.测试与诊断 2024年

作者：王煜坤黄国平朱家桢南京航空航天大学民航学院南京航空航天大学金城学院南京航空航天大学能源与动力学院航空工业集团公司南京机电液压工程研究中心

为了解决某型发动机起动装置的转速控制机构提前脱开故障，提出了基于橡胶阻尼材料的转速控制机构减振计算方法。运用此方法对转速控制机构进行了优化设计，并对优化设计后的转速控制机构在试验台上进行了试验验证。结果表明：优化后的... 详细信息

为了解决某型发动机起动装置的转速控制机构提前脱开故障，提出了基于橡胶阻尼材料的转速控制机构减振计算方法。运用此方法对转速控制机构进行了优化设计，并对优化设计后的转速控制机构在试验台上进行了试验验证。结果表明：优化后的转速控制机构提前脱开故障得到解决，满足了飞机的使用要求；转速控制机构减振分析方法有效解决了外场发动机起动问题，降低了起动装置的维修费用，提高了经济效益。

关键词：转速控制机构橡胶阻尼减振分析试验验证

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含不同直径微脉管层合板拉伸性能研究

北京航空航天大学学报 2024年第4期50卷 1405-1415页

作者：冉广陵马埸浩安子乾赵大方郭鑫程小全北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 北京航空航天大学宁波创新研究院宁波315800 中国兵器工业导航与控制技术研究所北京100089 中航复合材料有限责任公司北京101300

针对微脉管对层合板力学性能的影响,对含不同直径微脉管层合板的拉伸性能进行研究。通过试验测量了含不同直径微脉管层合板的拉伸性能,得到拉伸强度与刚度。建立了含微脉管层合板的精细化有限元模型,综合考虑了微脉管引起的富树脂区、... 详细信息

针对微脉管对层合板力学性能的影响,对含不同直径微脉管层合板的拉伸性能进行研究。通过试验测量了含不同直径微脉管层合板的拉伸性能,得到拉伸强度与刚度。建立了含微脉管层合板的精细化有限元模型,综合考虑了微脉管引起的富树脂区、纤维局部弯曲和铺层局部纤维体积分数变化的影响,对含微脉管层合板的拉伸性能进行了分析,并得到了试验结果的验证。在此基础上,分别就微脉管方向和直径对层合板拉伸性能的影响进行了研究。结果表明:当微脉管垂直铺层方向时,使单向层合板纵向拉伸强度降低,但刚度基本不受影响;微脉管直径越大,拉伸强度降低幅度越大;与不含微脉管层合板相比,含直径为0.255 mm和0.4 mm微脉管的层合板拉伸强度分别下降了21.9%和39.9%,但刚度变化不超过1.4%;当微脉管直径变化时,层合板拉伸损伤与破坏过程也发生变化。

关键词：复合材料层合板自修复微脉管拉伸性能有限元

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强旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响

航空学报 2024年第14期45卷 200-214页

作者：刘永华徐国华史勇杰杜振宇张慧鑫胡志远南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016 航空工业太原航空仪表有限公司太原030006

准确的空速测量对于直升机飞行安全至关重要。本文建立了基于非定常动量源理论的旋翼/机身气动干扰流场数值模拟方法,研究了旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响。以某参考直升机为例,分析了不同旋翼拉力下,空速管布置区在全速度范围... 详细信息

准确的空速测量对于直升机飞行安全至关重要。本文建立了基于非定常动量源理论的旋翼/机身气动干扰流场数值模拟方法,研究了旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响。以某参考直升机为例,分析了不同旋翼拉力下,空速管布置区在全速度范围内空速值的变化特性。由于旋翼桨叶运动、机身阻滞等影响,不同位置空速管的静压相位和峰值存在差异,其中相位差异受到桨叶激励时刻影响、峰值差异受桨盘载荷与机身阻滞影响。研究也发现并解释了在特定速度段存在的由于旋翼桨尖涡通过空速管区域引起的“空速迟滞”现象。空速管的空速变化可分为下洗流主导区、迟滞区、来流主导区3个区域,对于常规构型直升机迟滞区仅在中低速度段。进一步的参数研究表明:空速管的位置越靠近机身前部、旋翼拉力越小,迟滞区的速度区间越靠前;当靠近机头时空速管并无明显的“迟滞”。最后,本文从气动干扰的角度给出了空速管的布置建议。

关键词：空速迟滞非定常动量源旋翼/机身干扰空速测量 CFD