无设计补偿四点共面交点协调技术

首次提出了按工艺协调难易程度对飞机部件对接交点的分类方法.同时还介绍了数字化条件下多交点协调工艺方案设计、标准工装选择及协调过程控制方法.     

无设计补偿4点共面交点协调技术

首次提出按工艺协调难易程度对飞机部件对接交点的分类方法,并提出数字化条件下多交点协调工艺方案设计、标准工装选择、协调过程控制方法。     

飞机制造中交点协调准确度与容差分配

 本文根据偶然误差尺寸链原理和飞机生产的经验,提出了计算孔-轴-孔配合交点的协调准确度与分配工艺容差的实用方法,并用典型例子予以阐明。叉耳配合可视为孔-轴配合的特例。飞机制造中的复杂协调问题,一般均为外形与交点的综合协调问题,在掌握了生产中的系统误差和分析计算孔-轴-孔配合交点协调准确度的方法之后,结合已有的分析计算外形协调准确度的方法,就可合理地予以分析、处理。     

轻型飞机复合材料结构件的工艺装备协调方法

本文探讨了轻型飞机复合材料结构件的工艺装备协调方法。论述了在工艺装备制造过程中采用ＣＡＤ／ＣＡＭ和交点量规相结合的方法，这种方法能使部件对接交点准确可靠定位，以保证部件对接的协调与互换。     

L11后机身标准量规对合协调新工艺

飞机标准量规对合的精度直接影响飞机交点接头和理论外形的协调性。本文论述了L11后机身标准量规交点接头对合协调新工艺，即标准量规不仅在型架装配机上安装，而且在型机上对合协调。飞机理论外形则分别在平台上按样板粗加工，再在型机上对合，尔后按样板精加工。量规则按飞行状态进行对合协调。这样不仅保证了量规的制造和协调精度，而且节约资金5万余元。     

轻型鸭式飞机前翼量规设计

本文简要介绍轻型鸭式飞机前翼量规的设计及交点计算方法。该方法可大大减少设计误差，使对接交点可靠定位，有效地保证了部件对接的协调和互换。     

简述飞机整体件的协调方法

本文介绍了飞机整体结构件在加工和装配过程中采用的一种CAD/CAM和交点量规相结合的协调方法。     

HY125摩托车左侧盖装配误差分析

本文针对Hy125摩托车左侧盖装配不协调现象,从误差分析入手,找出了产生装配不协调的原因,提出了解决问题的办法。并就设计、工艺、检验如何来共同保证摩托车空间交点装配协调问题提出了建议。     

某机型主起落架装机协调互换问题的研究

本文分析了影响主起落架装机协调互换性的原因,并采取了以下三个措施:1、统一支柱各交点孔精加工的定位基准;2、专门研制了两坐标方向有不同调节余量的特殊棱形销作为辅助定位件;3、增加主支柱中间工序和成品的专用检测手段。这些措施保证了起落架的装机协调互换性。     

飞机大部件结合交点精加工

在飞机大部件结构交点精加工中引入数字化技术手段,可简化精加工工装的制造,减少协调环节,提高测量准确度,实现产品轻松、快捷和最佳的姿态调整,最终提高结合交点的精加工质量。     

数字化制造条件下飞机装配协调误差的计算

针对飞机数字化制造的新发展,提出了飞机装配外形、套合件、叉耳对接、孔孔连接以及转动部件对合交点不同轴度的协调误差计算方法,可供飞机设计、工艺人员参阅.     

某型机进气道前段装配协调控制方法改进

针对某型机进气道前段外形、交点协调要求高等特点,以及试制阶段出现的工艺、制造问题,本文进行了详细的工艺性分析,提出了设计、工艺改进及补偿措施,制定了改进后小批产状态产品的装配协调方案,经工程验证,极大地提高了产品的铆接质量,满足了设计技术要求。     

单锚固站辅助导航星座自主定轨分析

我国"北斗"卫星导航系统在建设过程中存在地面跟踪站无法全球均匀布设的问题。针对该问题,可采用依靠少量锚固站的星座自主定轨方法解决。通过推导星地测距对卫星轨道升交点赤经的偏导数,证明了星地测距对升交点赤经的可观性,并分析得出,在经度保持不变的情况下,锚固站纬度越大,星地测距对卫星轨道升交点赤经的偏导数的模越小,星地测距对升交点赤经的修正越差。其后,对单锚固站辅助导航星座自主定轨进行了仿真实验,在经度保持不变的条件下,随着纬度的增大,星座自主定轨结果的收敛速度越来越慢。仿真结果验证了理论分析,并得出锚固站纬度是影响星地测距对卫星轨道升交点修正程度的重要因素的结论。     

飞机数字化装配系统中机身交点孔加工方法研究

针对传统交点孔加工方法加工精度低且存在回弹变形的问题,设计了一种满足飞机大部件数字化装配要求的机身交点孔精加工方法,根据交点孔的加工特性完成了机身定位与固持、数控加工中心定位以及加工工艺的总体设计,确定了交点孔加工程序原点的计算方法和编程原则,最后通过交点孔试切加工试验验证了加工方法的可行性。     

某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命试验

介绍了某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命的试验方法及其结果, 还介绍了考虑预加高载对结构疲劳寿命影响的元件疲劳寿命试验。文章指出, 随着飞机使用范围的扩大, 环境影响引起的材料腐蚀损伤已成为飞机机体结构的致命杀手。在主交点框下部发生的环境腐蚀疲劳裂纹问题就是一个实例, 必须引起飞机总设计师和广大设计人员的重视。     

用概率法计算飞机大部件对合交点的协调准确度

本文以某飞机前后机身连接交点为例,用概率法对大部件结合的孔—轴—轴—孔交点的准确度进行了研究,介绍了生产实践中制定检验标准的方法和应用实例。     

柔性装配中的数字标工协调

飞机制造中的关键是保证零部件结构外形和交点的互换协调,为此需采用大量的体现产品形状与尺寸的标准工艺装备来保证飞机的结构形状和尺寸符合设计准确度和互换协调要求[1-2].目前国外航空企业已广泛采用先进数字化互换协调方法,产品协调部位之间、产品与工艺装备之间以及工艺装备之间的协调关系以数字量的形式存在,使得各类工装制造精度明显提高,尺寸传递协调路线缩短,产品协调准确度有明显提高[3-4].国内飞机制造中产品设计已全采用全数字化产品定义,但仍广泛采用以实物标工模型来传递产品形状与尺寸的模拟量协调方法,对如何实现以数字标工为核心的全数字量协调传递等关键问题并未见其详[5-7].为发挥产品设计数字化优势,需对飞机制造过程中的数字化协调方法作一研究.     

夹杂尖端出现裂纹时应力奇异性分析

 本文应用奇异积分方程理论研究一扁平夹杂尖端出现一裂纹时的应力奇异性问题。得到了裂纹与夹杂端点及交点处的应力奇异性指数,导出了裂纹与夹杂端点处的应力强度因子及交点处的新近应力场。通过数值计算,分析讨论了裂纹与夹杂的各种几何参数及夹杂-母体材料刚度比对裂纹与夹杂相互作用的影响。     

大部件对接后交点孔精加工方法研究

飞机上大部件对接大多采用叉耳式交点对接,装配中常采用在交点孔内径上留有工艺余量,对接时通过扩、铰孔的精加工方法来消除装配误差,保证飞机的装配要求。某型飞机大部件对接交点沿上下两条轴线分布着多组交点孔,耳片不连续,形成不连续的深孔,这种对接方式在国内飞机装配中首次采用。通过对部件结构进行研究,设计了合理的精加工方法和加工刀具,并通过生产验证,达到了理想的效果。     

歼七系列机22框交点孔孔间距的技术分析和总结

本文以22框主交点两孔为例,通过大量的数据、图例,分析了影响两孔孔间距质量的因素,并提出了解决问题的建议和思路。