U形夹芯结构复合材料蒙皮制造技术研究

针对U形夹芯结构复合材料蒙皮在实际成型过程中存在的主要问题进行了研究,在蜂窝芯局部稳定辅助手工倒角、蜂窝芯外形控制、铺层交叉固持及零件外形检测等方面对成型工艺进行了改进,并对相应的改进进行了深入分析。研究结果表明:通过对蜂窝的局部稳定化处理,实现了过拉伸蜂窝芯手工修切过程中倒角表面质量的明显改善;通过对外形样板的优化设计,实现了过拉伸蜂窝芯外形尺寸的精度控制;通过对铺叠过程中铺层的交叉固持,避免了U形夹芯结构复合材料蒙皮固化时的压力传递问题,有效解决了蜂窝芯收缩、铺层滑移皱褶及内部分层等问题;通过简易卡板、定力夹紧装置与塞尺方式相结合的方法,实现了零件状态下外形的高效测量。     

周边封闭铝蜂窝夹层结构配合改进和胶接工艺研究

采用多种材料作为校验膜测试零件间的配合间隙,分析对比使用效果确定了最佳校验材料。对柔性蜂窝芯零件的周边加强和定位进行了研究,在蜂窝芯边缘和倒角区采用泡沫胶修形,改善零件间的配合关系。为提高板_板区的胶接质量,采用自制压条使板_板胶接区平整,且满足了无损检测的要求。     

数字化协同测量在飞机弱刚性零件加工中的应用

针对飞机弱刚性蒙皮零件的高精度加工要求,通过机器人铣削系统协同标定、蒙皮边界提取与逆向建模、末端执行器定位修正等技术研究,实现飞机蒙皮、口盖、壁板类结构件边部余量检测及加工在线修正,边界测量精度0.1mm,末端执行器定位误差不大于0.2mm。经验证,本研究满足了四代机制造对数字化测量的要求,显著提高了飞机蒙皮壁板自动化铣削和数字化水平,促进了飞机制造从传统的手工装配向智能化装配模式的跨越。     

采用半圆弧刀具超声插切Nomex蜂窝芯的新方法

Nomex蜂窝芯材料具有各向异性、弱刚度的特点,是一种典型的难加工材料。为解决传统插切刀具加工Nomex蜂窝芯时存在的排屑困难、切屑侧的压溃面积大等问题,提出一种采用半圆弧刀具超声插切Nomex蜂窝芯的加工方法。设计了一种新型半圆弧形插切刀具,分析了超声作用下半圆弧形插切刀具的运动规律,揭示了超声振动的引入使切削过程由连续切削变为断续切削的机理。开展了半圆弧刀具超声插切Nomex蜂窝芯的试验,分析了振幅与进给速度对切削力与切削质量的影响规律。试验结果表明,半圆弧刀具超声插切Nomex蜂窝芯可获得良好的加工效果,超声振动的引入可有效降低插切切削力,提高切削表面质量。研究的半圆弧刀具超声插切技术为蜂窝芯零件轮廓边界的高质量加工提供了新的方法。     

航空蜂窝芯零件数控加工工艺

通过分析航空航天领域蜂窝芯零件的加工制造工艺,指出加工过程中的固持方法以及数学模型的建立方法是保证蜂窝芯零件制造精度和提高蜂窝芯零件加工效率的关键环节.在研究目前纸基蜂窝芯零件固持方法以及数学模型建立方法的基础上,提出了一种基于蜂窝夹层结构件铺层表面数据测量的数学模型建立方法.     

芳纶纸蜂窝芯零件的倒角加工

目前,民用飞机上主次承力结构中大量采用蜂窝夹层结构,其中的蜂窝芯零件大多数需要倒角或加工斜面。由于蜂窝芯具有薄壁中空的结构加上有明显的各向异性,倒角或斜面加工时存在易变形、夹固难、易撕裂,加工效率低,表面质量差的问题。文中在分析现有倒角加工工艺方法及存在问题的基础上,介绍一种为适应航空蜂窝芯零件生产企业需求而特意设计制作的专用倒角锯。此倒角锯结构简单,操作方便,成本较低,不仅能改善蜂窝芯倒角表面质量,减少人工打磨,提高加工效率,改善工作环境,还能适应当前蜂窝零件需求量增加,需要规模化生产的需求。     

某机超薄壁环形件加工工艺分析

分析了厚度小于1mm高温合金冷轧板材零件的机械加工工艺设计和试制加工。为了保证零件平行度和花边、孔位王度，必须控制零件翘曲，解决零件刚性极差的加工问题。     

单臂梁复合材料全高度双曲面蜂窝夹层结构水平尾翼的研制

描述了单臂梁复合材料全高度双曲面蜂窝夹层结构水平尾翼的研制情况。根据飞机水平尾翼的结构特点和选材以及特殊力学性能的要求,提出了可靠的工艺方法,进行了大量的工艺试验。通过对水平尾翼的研制分析,可知采用预吸胶技术和预压实技术对厚零件的成功制造起到了关键作用;采用共固化技术保证了高强钢转轴和复合材料梁连接;采用回弹角模具设计,可以解决“П”字型零件的回弹变形问题;高强钢的表面采用喷砂处理技术以及平尾采用的预装配校验技术,有效地保证了平尾的胶接质量。     

CFRP网格面板蜂窝夹芯结构锁相红外检测方法

依据CFRP网格面板蜂窝夹芯结构、成型工艺、使用环境,以有效检测其内部脱粘、分层、纤维断裂缺陷为目标,设计并制作了含有典型缺陷试块,通过试验确定了锁相红外热成像检测的锁相周期、锁相频率等检测参数,建立了锁相红外热成像检测方法。试验表明:该方法能够有效的检测并分别出CFRP网格面板蜂窝夹芯结构中的脱粘缺陷、分层缺陷、纤维断裂。     

蜂窝夹层复合材料的吸波性能

采用Nomex蜂窝芯、混合物吸收剂和酚醛树脂制备了蜂窝夹层复合材料,研究了蜂窝芯高度、蒙皮厚度和蜂窝芯增重对其吸波性能的影响.结果表明:随着蜂窝芯高度的增加,其夹层复合材料的-10 dB有效带宽向低频扩展,18 mm高度蜂窝夹层复合材料在2～18 GHz频段反射率均小于-10 dB;随着蒙皮厚度的增加,蜂窝夹层复合材料的低频反射率降低,但高频反射率升高;随着蜂窝芯黏附吸收剂质量的增加,其吸收峰频率向低频移动.     

工艺参数对复合材料长桁成型载荷的影响

复合材料长桁机械成型过程中的成型载荷与成型工艺参数的关系会影响预制体成型过程的稳定性和长桁成型后的性能,利用自制复合材料L型长桁自动化成型机,搭建出一种长桁结构机械成型载荷测试系统,通过成型温度、成型速率、成型间距和铺层结构的研究,对成型载荷的变化规律进行测试和分析,探索出工艺参数与成型载荷之间的经验公式。结果表明:在合适的成型温度范围内,随着成型温度的逐渐升高,成型速率逐渐降低,成型间距逐渐增大,会使得成型载荷逐渐降低;铺层方式不同时,成型载荷变化情况为:[0°/45°/90°/–45°]ns>[0°/90°]ns>[±45°]ns;最后得到成型载荷与工艺参数关系的经验公式,在一定范围内对成型温度、成型速率、成型间距可具备实际指导能力。     

空间多功能在轨维护机器人系统及其末端执行器设计

空间机器人是空间在轨服务的一种重要工具。以合作目标与非合作目标的在轨维护为目的,通过对现有空间机器人研究现状的调研和分析,提出了基于末端工具可快换的多功能在轨维护机器人系统,并提出多种末端执行器设计方案。其中三指-三瓣式末端执行器作为末端工具快换装置,不仅具有机械接口捕获对接的功能,还具有电力/信号传输功能,以及机械臂动力传输功能;钢丝绳缠绕式末端执行器具有优越的容差和软捕获性能,适合用于实现对安装有捕获接口的合作目标以及非合作目标卫星发动机喷管的捕获;而欠驱动三指末端执行器具有良好的待捕获目标物体形状自适应功能以及软捕获功能,因此可用于对空间形状不规则的太空垃圾等目标进行非合作目标捕获。通过对多功能在轨维护机器人系统及其末端工具快换过程以及末端执行器对目标捕获操作的研究,所提出的基于末端工具快换的多功能在轨维护机器人系统有较好的应用前景。     

基于CFD的航空发动机试车台进气加温装置气动性能分析

根据涡喷、涡扇发动机进气加温试车时所需的进气流量、进气温度及其温度场要求,对试车台进气加温装置气动性能进行了数值分析。在此基础上,根据发动机使用工况,对进气加温装置"热态"、"冷态"工况下的流场性能进行数值分析。分析发现,"热态"工况下,出口平均温度为464.0 K,不均匀度为2.11%;"冷态"工况下,气流经过进气加温装置总压损失为577.5 Pa,对发动机进口流场影响很小。计算结果表明该进气加温装置具备良好的工程应用价值。     

变形参数对挤压成型镍基粉末高温合金固溶热处理晶粒组织的影响

进行双锥体试样热模拟压缩实验,研究变形温度、应变速率及应变状态对一种挤压成型镍基粉末高温合金固溶热处理晶粒组织的影响,获得在变形温度 1060~1120 ℃,应变速率 0.003~0.3 s^-1 范围内,变形温度、应变速率与热处理晶粒组织的对应关系。结果表明:在相同应变量下,温度一定,应变速率越大,流变应力越大;应变速率一定,温度越高,流变应力越小;在相同应变速率下,较低变形温度的试样晶粒组织出现不均匀的现象;在相同的变形温度下,三种应变速率下的试样平均晶粒尺寸为 18~20 μm,但较大应变速率的试样明显出现不均匀晶粒组织。为获得均匀的晶粒组织,更适合的热变形参数为:变形温度 1120 ℃,应变速率 0.003 s^-1。在相同的变形温度和应变速率下,随局部应变的减小,平均晶粒尺寸呈逐渐增大的趋势。     

基于机器人的飞机大型结构三维自动化检测方法

外形数据测量是飞机装配中至关重要的一环。传统模拟量检测无法满足飞机大型结构点的外形测量需求,而单独的数字化测量设备和方法又难以实现大尺寸和复杂结构的测量。构建了由工业机器人和激光跟踪仪组成的自动化扫描系统,研究了飞机大型结构自动化检测方法。根据轨迹规划和仿真的结果,实现机器人扫描系统对大型结构测量,将测量结果与理论数模比较就可以分析大型结构的误差信息,实现对大型结构的检测。     

航空发动机制造仿真数据管理集成应用系统实现

基于航发集团工程数据中心协同、共享环境,结合航空发动机制造仿真业务特点和需求,构建了制造仿真数据管理集成应用系统,涵盖了制造仿真结果数据管理、仿真数据定义和管理、仿真资源库管理、数据协同等方面的业务功能,面向航空发动机制造仿真数据的统一管理、协同共享进行了有益的探索。     

航空发动机制造工艺仿真技术体系探索

基于航空发动机仿真工作发展规划,从制造维度对仿真技术的应用需求进行了深入分析。提出了构建航空发动机制造工艺仿真技术体系的思路和建设原则,基于5个环节的应用需求提出了仿真技术体系的初步框架,并对当前需要加快突破的仿真关键技术进行了分析,推进航空发动机制造工艺仿真技术发展和规划的落地。     

AMESim仿真分析方法在燃油调节器排故中的应用

为了快速准确地进行产品故障定位,应用AMESim仿真分析方法进行燃油调节器排故。通过AMESim对燃油调节器进行液压系统建模仿真,根据产品及零组件的生产、装配、调整中的实测参数对模型进行优化和调试,使之具备真实反映产品工作状态的能力。结果表明:在对产品排故时,通过更改模型参数、模拟故障模式、对比故障现象来进行故障定位,可排除大部分疑似的故障原因,大幅度减少试验串装验证的工作量,节省大量人力物力,缩短排故时间。     

钛合金薄壁件铣削过程有限元仿真分析

钛合金薄壁件铣削过程中,刀具角度对铣削过程中的工件变形、铣削力、铣削振动等影响显著。为减轻刀具磨损延长刀具寿命,通过ABAQUS软件建立钛合金Ti6Al4V薄壁件铣削过程仿真模型,以铣削力和铣削温度为评价指标,采用单因素和正交法分析了刀具前角、后角及螺旋角对铣削力和铣削温度的影响规律,并对铣削力仿真结果进行试验验证。仿真结果表明:前角增大,铣削力减小,铣削温度呈波动趋势变化;后角增大,铣削力减小,铣削温度先减小后增大;螺旋角增大,最大轴向力增大,最大切向力缓慢减小,最大径向力基本不变,铣削温度先减小后增大。通过正交试验和极差分析,明确不同因素对指标影响程度的主次顺序和因素的最优水平组合。     

尾翼盒段主承力结构用高温固化碳纤维复合材料性能应用研究

为了获得成套材料性能数据,为制件工艺性提供支持,并确定是否满足民用飞机设计和使用要求等,针对两组各三个批次的高温固化环氧树脂碳纤维复合材料,采用热压罐工艺制备,并对预浸料及层合板物理性能和3种环境条件下的基本层合板力学性能进行了研究。结果表明,两组预浸料树脂挥发份小,树脂流动度和凝胶时间适中,工艺性良好;该两组复合材料孔隙率小,纤维体积分数适中,耐温、耐湿热和界面粘结性能均较好,且M21体系复合材料的综合性能稍优于CYCOM 977-2体系复合材料,其结果均基本能满足某型民机尾翼盒段设计和使用要求,为该类材料的后续应用发展提供了依据。