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喙形U状长环唇口多道次复合拉深控形技术

锻压技术 2024年第6期49卷 116-125页

作者：白颖韩艳彬刘波鲁帆李世峰赵伟民中航西安飞机工业集团股份有限公司陕西西安710089

喙形U状长环硬铝唇口结构复杂,拉深成形困难。借助有限元数值模拟技术开展了喙形U状长环唇口两道次复合拉深成形方法研究,提出一种多道次拉深成形初始工序件的设计方法,通过展开毛坯逆推法确定了初始工序件的合理成形高度,分析了首道次... 详细信息

喙形U状长环硬铝唇口结构复杂,拉深成形困难。借助有限元数值模拟技术开展了喙形U状长环唇口两道次复合拉深成形方法研究,提出一种多道次拉深成形初始工序件的设计方法,通过展开毛坯逆推法确定了初始工序件的合理成形高度,分析了首道次充液拉深压边间隙、初始反胀压力和最终液室压力等关键工艺参数对材料厚度变化的影响,以指导制定首道次拉深试验方案。提出一种变间隙反拉深模具结构设计方法,通过第2道次反拉深成形将零件内外表面进行转换,均匀材料厚度的变化量。试验结果表明:充液拉深和反拉深的有效结合可以成形截面为深U状的复杂唇口零件,合理的工艺模型、压边间隙和液室压力加载轨迹可以改善复杂结构拉深成形缺陷,减小唇口的屈曲变形和回弹。

关键词：充液拉深成形反拉深反胀压力液室压力压边间隙

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A400M运输机正终结C-130传奇

国际航空 2024年第4期 27-32页

作者：方韬舜吴燕萍航空工业陕西飞机工业有限责任公司

C--130“大力神”是美国20世纪50年代研制的多用途战术运输机,可以说是近代运输机的“鼻祖”。其上单翼、四发发动机和尾部大型货舱门的设计布局奠定了战后运输机的设计标准。该机在1951年开始研制,1954年8月首飞,目前已有40多种改型机... 详细信息

C--130“大力神”是美国20世纪50年代研制的多用途战术运输机,可以说是近代运输机的“鼻祖”。其上单翼、四发发动机和尾部大型货舱门的设计布局奠定了战后运输机的设计标准。该机在1951年开始研制,1954年8月首飞,目前已有40多种改型机,出口到50多个国家和地区。

关键词：上单翼货舱门大力神设计标准运输机设计布局首飞多用途

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太阳能无人机机翼复合材料主梁铺层优化

复合材料科学与工程 2024年第3期 108-112页

作者：邓忠支亚非程家林杨文航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司成都610092

太阳能无人机采用超大展弦比机翼,巡航速度低,机翼载荷较小,不能负担过大的结构重量飞行,因此对飞机结构重量的要求严苛。太阳能无人机机翼主梁采用复合材料圆管的形式,机翼主梁占机翼结构的大部分重量,因此需要对机翼复合材料主梁的铺... 详细信息

太阳能无人机采用超大展弦比机翼,巡航速度低,机翼载荷较小,不能负担过大的结构重量飞行,因此对飞机结构重量的要求严苛。太阳能无人机机翼主梁采用复合材料圆管的形式,机翼主梁占机翼结构的大部分重量,因此需要对机翼复合材料主梁的铺层进行优化设计,以减轻机翼主梁的重量,优化主梁结构传力效果。首先建立了太阳能无人机单边机翼的有限元模型,然后依次对机翼复合材料主梁进行铺层形状优化、铺层厚度优化与铺层顺序优化,优化后机翼主梁重量下降18.68%,最大应力下降21.16%,翼尖变形下降5.9%。

关键词：太阳能无人机复合材料铺层优化

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阻尼可调局域共振梁的设计与试验分析

振动与冲击 2024年第14期43卷 217-223页

作者：袁玮婷毛崎波李宪泽赵迪南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 航空工业陕西飞机工业有限责任公司陕西汉中723213

局域共振型声学超材料能够形成低频局域共振带隙,控制弹性波传输,为实现结构减振降噪提出了新的思路。针对局域共振单元的阻尼对弹性波带隙的影响,设计阻尼可调的局域共振梁,进行数值计算及试验分析。提出通过外接分流电路与惯性作动器... 详细信息

局域共振型声学超材料能够形成低频局域共振带隙,控制弹性波传输,为实现结构减振降噪提出了新的思路。针对局域共振单元的阻尼对弹性波带隙的影响,设计阻尼可调的局域共振梁,进行数值计算及试验分析。提出通过外接分流电路与惯性作动器串联,实现阻尼可调的振子单元,并分析分流电路参数与阻尼之间的关系;最后引入负电阻分流电路实现对分流惯性作动器阻尼的调节,并拓展局域共振梁的带宽。数值计算和试验分析结果表明,局域共振梁存在最佳阻尼比范围。当惯性作动器等质量时,分流电路总电阻在1.535 2~5.571 1Ω内取值,带隙宽度达到最大;当相邻惯性作动器质量间隔为5 g时,总电阻在1.476 9~3.257 7Ω内取值,带宽达到最大;当质量间隔为10 g时,总电阻在0.986 2~2.046 9Ω内取值,带宽达到最大。

关键词：局域共振型梁阻尼调节分流电路惯性作动器

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含裂纹铆钉搭接板的权函数法与扩展寿命分析

哈尔滨工业大学学报 2024年第4期56卷 53-60页

作者：任彦伸饶聃钰徐武上海交通大学航空航天学院上海200240 中国商用飞机责任有限公司上海飞机设计研究院上海201210

铆钉搭接结构是典型的多位置损伤敏感结构,容易在多个铆钉孔边萌生疲劳裂纹,进而威胁飞机结构安全。由于裂纹个数、位置和大小随机多变,铆钉与平板间存在复杂的接触关系。为高效、准确计算多铆钉搭接板的应力强度因子以进行裂纹扩展寿... 详细信息

铆钉搭接结构是典型的多位置损伤敏感结构,容易在多个铆钉孔边萌生疲劳裂纹,进而威胁飞机结构安全。由于裂纹个数、位置和大小随机多变,铆钉与平板间存在复杂的接触关系。为高效、准确计算多铆钉搭接板的应力强度因子以进行裂纹扩展寿命分析,提出针对搭接结构复杂裂纹问题的权函数分析方法。首先,对多铆钉搭接板的复杂裂纹构型进行合理简化分类,利用其对应的权函数求解应力强度因子。然后,采用有限元分析计算含裂纹多铆钉搭接板的应力强度因子以验证权函数法的计算精度。最后,将经验证的权函数分析方法结合Paris裂纹扩展公式,对铆钉搭接结构进行疲劳裂纹扩展分析,并通过试验验证分析方法的有效性。结果表明,采用权函数法计算的应力强度因子与完全采用有限元方法计算的应力强度因子的相对差别小于5%,分析预测的裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好,且计算效率比完全采用有限元法快3个数量级,进而为铆钉连接结构孔边裂纹的应力强度因子和疲劳裂纹扩展分析提供了一个有效方法。

关键词：权函数法铆钉连接结构疲劳裂纹扩展应力强度因子有限元分析

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基于多目标优化的高效视觉检测规划方法

光学学报 2024年第4期44卷 207-218页

作者：崔海华田龙飞王嘉瑞曲峻学杨锋郭俊刚南京航空航天大学机电学院江苏南京210016 中航西安飞机工业集团股份有限公司陕西西安710089

针对批量化零件的自动化高效视觉检测需求,传统的先视点再路径的单独规划方法容易导致检测效率陷入局部最优。为此,本文提出一种视点与路径多目标整体规划方法,将视点和路径规划问题建模为一个组合优化问题进行多目标优化,旨在全局寻求... 详细信息

针对批量化零件的自动化高效视觉检测需求,传统的先视点再路径的单独规划方法容易导致检测效率陷入局部最优。为此,本文提出一种视点与路径多目标整体规划方法,将视点和路径规划问题建模为一个组合优化问题进行多目标优化,旨在全局寻求检测效率最优解。该方法基于表面曲率对视点进行自适应冗余采样,构造兼顾质量与多样性的采样视点集。针对视点覆盖率与检测时间成本两个优化目标,提出基于约束的非支配排序遗传算法(C-NSGA-Ⅱ)进行优化,快速得到满足最小覆盖率的全局最优解,从而实现视点与路径的整体规划,最小化检测时间成本。仿真实验结果表明,该方法相比于简化为单目标优化问题的整体规划方法,运算效率提升90%左右;与传统的单独规划方法相比,视觉检测时间成本有效缩短10.52%以上。最后通过机器人视觉检测应用验证了本文方法的有效性与优越性。

关键词：视点规划覆盖路径规划自动化视觉检测多目标规划非支配排序遗传算法

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面向飞机管线装配的多点精准虚实注册方法

光学学报 2024年第4期44卷 146-157页

作者：成昌志崔海华刘勇强王嘉瑞罗苑琪李鸣远李鹏程南京航空航天大学机电学院江苏南京210016 中航西安飞机工业集团股份有限公司陕西西安710089

提出一种基于多点的虚实注册方法。首先,设计一种手持式靶标探针,根据飞机零部件上的典型特征设计了不同的探针测头,并采用单目相机对探针进行标定,标定出测头尖点相对靶标的位置。然后,在虚实注册过程中在三维模型上设置几个点,借助靶... 详细信息

提出一种基于多点的虚实注册方法。首先,设计一种手持式靶标探针,根据飞机零部件上的典型特征设计了不同的探针测头,并采用单目相机对探针进行标定,标定出测头尖点相对靶标的位置。然后,在虚实注册过程中在三维模型上设置几个点,借助靶标探针测量真实零件上对应的几个点,利用奇异值矩阵分解法,求解出增强现实设备虚实映射空间中三维模型到真实零件的刚体变换,根据此变换即可实现虚实配准。最后,选取3 m×1.4 m×0.5 m尺寸范围内的机翼为验证对象,采用所设计的靶标探针验证其虚实配准精度,并分析注册时点的数量与布局对虚实注册精度的影响。实验结果表明,所提方法可以实现大尺寸零部件整体较高的虚实配准精度。

关键词：测量飞机装配增强现实虚实配准探针标定多点注册

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TB6钛合金两相区变形行为及组织演变规律

锻压技术 2024年 238-247页

作者：徐平安花魁郭楠李智勇王海鹏刘保亮宋阿敏昌河飞机工业(集团)有限责任公司西安三角防务股份有限公司

通过对TB6钛合金棒料进行不同参数下的热模拟压缩实验,得到了TB6钛合金的真应力-真应变曲线,并对比分析了等效应变为0.9时,不同变形温度（700～790℃）和应变速率(0.001～1 s-1)下TB6钛合金两相区的组织演变规律以及一定变形条件下(760... 详细信息

通过对TB6钛合金棒料进行不同参数下的热模拟压缩实验,得到了TB6钛合金的真应力-真应变曲线,并对比分析了等效应变为0.9时,不同变形温度（700～790℃）和应变速率(0.001～1 s-1)下TB6钛合金两相区的组织演变规律以及一定变形条件下(760℃、 0.1 s-1)的再结晶行为。结果表明:变形温度过高会导致α相向β相转变的数量增多,变形温度以700～760℃为宜;流动应力与应变速率呈正相关,流动应力的增加延缓了动态回复和动态再结晶动力学过程,不利于锻件的精确塑性成形,应变速率以0.001～0.1 s-1为宜;变形量的增加可促使长条状α相发生再结晶球化转变为等轴状晶粒,却不利于合金的韧性,变形量以40%左右为宜。变形温度为760℃、应变速率为0.1 s-1条件下,大、中、小3种角度晶界占比分别约为8.6%、 31.7%和59.8%, α相、 β相的再结晶分数分别约为14.8%和4.99%,在某些方向上两种晶粒结构均表现为较强的织构; TB6钛合金两相区热变形的失稳区主要集中于变形温度为700～760℃、应变速率为0.01832～1 s-1的区域,进一步地绘制了相应的热加工图。

关键词： TB6钛合金热变形变形温度应变速率变形量组织演变

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一种基于飞行仿真的空地一体化试飞技术框架

西北工业大学学报 2024年第4期42卷 689-696页

作者：米毅李爱军陈俊平徐昕泽西北工业大学自动化学院陕西西安710072 中国商用飞机有限责任公司民用飞机试飞中心上海201323

在现代民用运输类飞机的试飞工作中,权衡试飞效率与试飞安全之间的关系,尽可能地压缩试飞周期是试飞从业人员需要不断提升的能力。为了提升试飞监控人员的实时安全评估能力,进而提升试飞效率,提出了一种基于仿真的空地一体化试飞监控技... 详细信息

在现代民用运输类飞机的试飞工作中,权衡试飞效率与试飞安全之间的关系,尽可能地压缩试飞周期是试飞从业人员需要不断提升的能力。为了提升试飞监控人员的实时安全评估能力,进而提升试飞效率,提出了一种基于仿真的空地一体化试飞监控技术框架。该技术框架在常规的试飞监控系统基础上,增加了试飞安全评估模型、空地数据同步系统和试飞遥测数据实时处理功能等,总体框架适用于大多数试飞科目,但试飞安全评估模型需根据试飞科目的试飞要求进行仿真需求捕获、场景分析和模型验证等环节。以侧风着陆试飞科目为例,说明了空地一体化试飞技术的基本应用过程,可为空地一体化试飞技术的推广提供参考。

关键词：民用运输类飞机飞行试验试飞安全试飞效率仿真侧风着陆