复合材料舱体零件数控定位技术

文摘复合材料壳体采用手工划线定位零件的装配方式,精度低、重复性差,对工人的操作水平要求较高,而且利用金属划针会造成复合材料壳体表面损伤,为改变手工划线定位现状,提出利用数控设备结合喷涂设备完成零件位置线标记,为保证零件位置轮廓准确性,开展等距喷涂技术研究,构建数控定位轨迹方程,通过数控系统硬件连接组建零件定位系统,通过数控设备结合喷码装置实现复合材料壳体表面零件轮廓位置的喷涂标记,零件定位精度可以满足±0.1 mm的要求,实现了数控定位代替手工操作方式,提升了复合材料壳体零件定位精度和一致性。     

现场可视化虚拟装配技术在卫星塔式产品装配中的应用

塔式结构是卫星产品中采用的一种新型结构形式,具有多面复合角度不易装调等特点,与传统的平板形式复合材料结构板装配有很大的不同.现场可视化虚拟装配技术针对这种形式产品的装配特点,运用计算机装配仿真技术,在装配现场对实物模型和理论模型进行对比分析,指导装调过程,保证了这种复杂构型产品的装配精度.     

基于并联装配模型的飞机壁板件装配偏差分析

飞机是一种对气动外形准确度要求很高的机械产品,壁板件作为飞机机身的主要部件,其装配质量将会影响飞机的装配质量及性能.目前,对壁板件的装配偏差分析主要还是按照传统的柔性件装配偏差模型进行,而没有针对壁板件的装配工艺特点进行建模分析,这势必会造成分析偏离实际装配情况,导致结果精度不高.本文针对壁板件装配工艺特点提出一种并联装配模型,在小变形、线弹性假设下对其进行装配偏差分析,建立并联装配偏差模型,在此基础上,按照壁板件装配顺序建立壁板件装配偏差模型,为壁板件装配偏差分析及预测提供理论和技术手段.并以具体案例模型分别对所提出的并联装配偏差模型及壁板件装配偏差模型进行了求解及仿真装配验证.     

结构形式及成型方案对飞机复材结构的外形精度影响分析

与金属相比复合材料板件的厚度偏差较大,这一弱点对保证飞机装配精度非常不利。本文针对三种典型结构形式,计算了各结构形式采用不同成型方案的外形偏差值,通过对比分析,从保证飞机外形面精度的角度提出了应选择的成型方案。     

降低先进复合材料工程复杂性的手段

随着复合材料在大型的结构件,装配件上的应用,需要有更综合的工程方法来应对复合材料件.这些复杂的复合材料装配件包含很多零件和连接,并且连接要穿过多个层合板以及有不同的装配状态,这也就需要特殊的设计以及计划编制工具.     

面向航空产品的装配工艺规划技术研究

装配工艺规划是影响航空产品装配质量和成本的重要因素。本文以航空产品装配中存在零件、工装多、装配工序复杂、精度要求高等问题为背景,研究数字化装配工艺规划中的装配信息建模;工艺组件划分与定义,包含工装、夹具、专用工具的装配顺序规划;基于VMap的装配路径规划;面向可达可拆卸的装配路径生成等关键技术。开发数字化装配工艺规划系统,并以某型飞机部件为实例进行验证。     

复材制件数字化制造及先进设备的应用

随着复材零件结构的日益复杂,传统复合材料生产模式很难满足其精准化要求,复合材料数字化软件的开发使零件的制造过程更加便捷,同时能够满足对零件尺寸精准的验收技术要求。分别以某型号壁板蜂窝夹层件两类典型的零件作为研究实例,利用数字化软件对制造过程进行优化,开展数字化制造可行性研究,辅以数控下料机、激光铺层定位仪、自动铺带机等先进的数字化设备,更好地保障飞机构件外形的精度。复合材料制件实行数字化制造后,不但降低了生产成本保证了零件产品的质量,而且有效推进了复合材料零件制造技术的发展。     

旋转铆接

一、普通铆接存在的问题电气仪表制造业中,产品由零件的组合到装配这一过程中,多采用铆接工艺完成。由于产品的性能及结构上的特点,必须保证铆接工艺过程中规定的技术要求。经验证明,用普通的铆接方法却难以保证较高精度的质量。如图1所示的组件,1、3为钢件,2为塑压件。通常采取的工序是:1.将零件装于铆具中,冲铆成锯齿形;2.用平冲头打平铆     

飞机结构中柔性件装配偏差分析与控制研究进展

飞机柔性结构的装配偏差分析与控制一直是飞机装配中的难点,随着复合材料在飞机结构中的广泛应用,这一问题越发明显.采用预浸料固化工艺的复合材料零件具有制造偏差大、非主应力方向在装配过程中容易损伤等特点,对柔性件装配中的偏差分析和控制提出了更高的要求.如何合理地进行容差分配、工艺补偿、过约束装配以满足装配后的性能要求,是目前...     

异形弯曲件展开计算一例

弯曲件的展开计算是冲压最常用的工艺计算之一。与压延计算不同,压延件通常留有切边余量,略微有些计算误差,只影响余量大小,而不会影响零件尺寸。而弯曲零件在弯曲之后,通常不再进行加工,故要求计算准确,不然会影响零件精度,甚至造成落科模报废。不少工艺员常自叹弯曲件展开难以计算准确,究其原因有:(一).对弯曲件展开的方法没有掌握好。(二).对零件分析不透,认识不准。(三).计算粗糙,对一些细节地方没有注意到。本文将以一个零件为例作些说明。     

复合材料胶接修补结构剩余强度分析

随着复合材料在航空结构中的广泛应用,航空复合材料修补技术也成为研究热点。通过复合材料单面胶接维修方法,将抛物线型损伤演化规律应用于胶层的损伤分析。对商业有限元软件进行了二次开发并建立了数值模型,研究了补片尺寸与厚度对修补结构压缩强度的影响。对复合材料胶接修补结构试验件进行剩余强度试验,研究了补片形状、尺寸、厚度等参数对修补后结构压缩剩余强度的影响。数值模拟结果与试验值吻合良好,误差在5%以内。     

单面螺纹抽钉干涉配合复合材料连接结构的疲劳性能研究

通过疲劳试验研究了单面螺纹抽钉干涉配合复合材料连接结构的疲劳性能,分别考虑了紧固件类型、干涉配合量、搭接板材料及铺层次序等影响因素。采用了拉压疲劳试验,拉压比R=-1,循环应力水平则根据静载极限挤压强度值选定。根据疲劳试验循环应力和疲劳寿命曲线(S-N曲线),得到了不同影响因素对疲劳寿命的影响规律。结果表明,选择适当的干涉配合量、紧固件类型及搭接板均能提高结构的疲劳寿命,4种不同主板铺层次序均对结构疲劳寿命影响不大。     

T300/BMP-316复合材料板冲击损伤研究

采用自由落体冲击设备, 对两种不同尺寸不同铺层顺序的T300/BMP-316复合材料层合板进行了详细的低速冲击损伤试验研究, 同时应用作者以前发展的复合材料层合板逐渐累积损伤分析方法对层板的冲击过程进行了模拟.结果表明, 几何尺寸对层合板的冲击损伤投影面积有较大的影响, 而铺层顺序对冲击损伤投影面积影响不大, 但对层合板的冲击损伤形状会有一定的影响.      

基于CDM的复合材料缺口强度三维数值仿真模型

层合板受载时在缺口尖端出现的沿纤维方向的基体开裂会使缺口钝化,降低缺口带来的应力集中影响。为了更好地模拟这一现象,建立基于CDM的三维有限元模型,提出一种可以实现层合板中每层网格不同排列的建模方法,使网格边缘与每层纤维方向一致;为了实现每层网格不同的排列,在层间建立内聚力接触模拟分层损伤;对纤维增强复合材料层合板[0/902/0]S和[0/90/±45]S进行开孔拉伸的渐进损伤分析。结果表明:该模型可以模拟不同材料体系和铺层参数的层合板在拉伸载荷作用下的渐进损伤过程,预测其破坏强度;通过已知的试验结果对模型进行验证,证明了该方法的正确性且预测精度较高。     

含表面裂纹的复合材料层压板剩余强度的工程算法

表面裂纹可导致复合材料层压板的强度降低,针对一些对裂纹敏感的复合材料关键部件有必要计算裂纹对层压板剩余强度的影响。传统预测层压板剩余强度的方法均与层压板具体铺层方向有关,通过研究具有表面裂纹的碳纤维/环氧树脂层压板的剩余强度特性,提出了一种与铺层方向无关的预测层压板剩余强度的工程算法。首先,利用裂纹几何参数以及层压板相关力学性能参数对剩余强度进行快速估计,再基于内聚力单元建立含表面裂纹的复合材料层压板的有限元模型,通过对含表面裂纹的层压板的渐进损伤过程进行描述,研究了裂纹深度和长度对剩余强度的影响,验证了工程算法的合理性。     

Multiaxial fatigue life prediction of composite laminates

A study of composite laminates under tension–torsion biaxial loading is presented. The focus is placed on fatigue lives of composite laminates under different tension–torsion biaxial fatigue loading paths. A macro-meso model used to predict multiaxial fatigue life of composite laminates is also presented in this paper. Firstly, a macro-scale 3D RVE corresponding to composite laminates is established to determine strain components in the material principal direction of each layer for each biaxial stress ratio. Secondly, a meso-scale 3D RVE corresponding to each layer with fibers distributed randomly is established, with progressive damage prediction method, biaxial strength of composite laminates can be predicted, and the final failure layer can be confirmed. Thirdly, select any one of fatigue loading path at which the final failure of composite laminates is fiber failure (matrix failure) to establish the reference curve for fiber (matrix). Finally, with reference curve, fatigue life of composite laminates under any biaxial loading path can be predicted. And numerical results show good agreements with experimental data.     

带孔复合材料板和螺栓连接复合材料板的有限元计算分析

主要对带孔复合材料板和螺栓连接复合材料板的三维应力进行计算分析。通过计算分析发现 ,带孔复合材料板在受单向拉伸时 ,在相同载荷 (面应力 )作用下 ,复合材料板的厚度对板的强度影响不大 ,随着厚度的增加 ,板上最大应力值变化不大 ;对于带孔板而言 ,孔的形状对孔周边应力集中程度影响比较大 ,孔为椭圆孔 ,并且长轴方向与载荷方向平行时 ,孔边应力集中程度比较小 ;而当椭圆的短轴与载荷方向平行时 ,应力集中程度最大 ;孔为圆孔时 ,应力集中程度介于上面两种形状之间。对于多孔复合材料板计算发现 ,多孔板在受拉作用下 ,各个孔周围应力分布与孔的位置有关 ,在距离板边沿越近的孔 ,其周围最大等效应力值越大 ;对螺栓连接板而言 ,螺栓的材料参数对板的应力分布影响不大 ,板上最大应力都位于孔的右端稍偏下位置 ;螺栓连接复合材料板在相同的载荷作用下 ,板上最大等效应力值随螺栓的弹性模量的增大也相应增大     

复合材料层合板雷击烧蚀损伤模拟

 为解决复合材料层合板的雷击烧蚀问题,通过复合材料层合板雷电流烧蚀的热-电-结构耦合分析,建立复合材料层合板烧蚀的三维有限元模型。利用删除单元法模拟复合材料层合板在不同脉冲波形雷电流作用下的冲击响应,进行复合材料层合板雷击损伤机理和损伤模式分析,得出了复合材料层合板在不同脉冲波形和峰值雷电流作用下的瞬态热传递和热烧蚀规律。分析了不同雷电流参数对烧蚀结果的影响。结果表明峰值电流、放电量和比能对复合材料层合板的烧蚀尺寸和内部损伤产生很大的影响。     

CFRP层合板雷击烧蚀损伤模拟的电流加载方式分析

通过改进加载方式减小数值模拟与试验结果误差对于提高仿真准确性具有一定意义。本文探究复合材料层合板在不同形式雷击电流下的烧蚀损伤特性，改进Braginskii 电弧半径扩展公式，建立适用于雷击过程的电弧扩展半径数值模型；基于ABAQUS 建立CFRP 层合板有限元模型，分析不同电流加载方式下的烧蚀损伤情况。结果表明：建立的有限元模型能够模拟CFRP 层合板雷击烧蚀损伤；扩展移动加载造成的损伤面积、损伤深度和损伤体积与试验结果对比误差均约为7%，较其他加载方式仿真结果与试验结果对比具有良好的一致性，模拟复合材料雷击烧蚀损伤时应同时考虑电流扩展和移动的影响。