基于六西格玛管理的某型飞机机身机翼对接质量改进

本文以某型飞机机身机翼对接工序为例,通过对机身机翼对接缺陷的数据进行分析对比,阐述了运用六西格玛质量工具分析机身机翼对接过程中存在的质量问题、制定改进措施从而提升产品质量的方法.     

飞机机身-机翼接头精加工条件评价技术

 在飞机机身部件数字化对接装配过程中,为保证机身-机翼接头配合面与连接孔精加工的安全性,在加工前安排机身-机翼接头的在线三坐标测量工序。具体阐述了基于专用数控机床的机身-机翼接头测量方法,提出了被测孔与平面理想几何要素的稳健最小二乘拟合方法,并给出了基于被测孔、面拟合方位的机身-机翼接头可加工性评价模型。仿真结果表明：接头孔与平面的稳健拟合方法具有较高的精度和较强的抗粗差能力,机身-机翼接头的可加工性检验能揭示不合理的飞机机身、机翼位姿所带来的加工安全隐患,从而避免精加工过程破坏机身-机翼接头。     

工业动态

<正>在中国总装的首架A320机翼成功交付并与机身对接3月15日,首架A320机翼在中航西飞天津公司完成总装、测试后,在空客(天津)总装有限公司成功实现与机身对接,     

民用飞机外翼中央翼对接面位置的研究

机翼对接设计是飞机结构设计的一个重要环节,而机翼对接面位置的选择对对接结构的设计有重要影响。基于客机外翼与中央翼的对接面,分析各种对接面位置对对接结构设计的影响,比较其中的优缺点;分析了修形面和其相对于机身等直段的变形量;并提出一种新型对接面位置,为民用飞机外翼中央翼对接的对接面设计提供一种选择。     

民用飞机机翼根部连接与柔性补偿设计

民用飞机机翼根部连接区是机翼和机身载荷交换平衡的关键部位,结构强度和耐久性、结构传载效率、装配协调要求、细节处理等设计要求很高。给出了民用飞机机翼根部连接设计的难点分析、传载特性分析、根肋布置方法及其特点分析、不同根部对接方案设计对比分析;提出了一种减缓结构装配应力的柔性补偿设计方法,并通过试验结果验证了相关柔性补偿设计方法的可行性;讨论了考虑复合材料承载特性的复材机翼结构根部对接考虑要点和设计建议。     

首架A320neo开始总装

<正>近期,首架A320neo飞机在位于法国图卢兹的总装线进行前、后机身段的对接,标志着这款全球最畅销的单通道飞机总装工作正式开始。此前,首架A320neo的前、后机身段分别从法国圣纳泽尔和德国汉堡运抵图卢兹总装线。总装工作的下一步将进行机翼与机身的对接。总体来说,完成一架A320系     

航空制造业简讯

B777-300ER机身壁板从日本运抵西雅图TheFuselagePanelforB777-300ER　Delivered　toSeattle 9月5日,B777系列飞机的最新机型B777—300ER的主要机身段已经从日本运抵波音位于华盛顿州的埃弗雷特工厂,正在型架上进行机身对接,最后形成一个完整的机身。B777飞机的大部分结构件,包括机身壁板、机翼中段总成、翼身结合处整流蒙皮、客舱门,以及机翼内梁处肋等,都是由包括川崎重工、富士重工、新明和工业公司、NIPPI和三菱重工     

行业消息

ARJ21开始总装并获国外订单近日,ARJ21在刚刚启用的上海飞机制造厂新支线飞机总装厂房正式开始全机对接。作为总装厂商的上飞厂按照 ARJ21飞机的设计分离面和工艺分离面的划分以及厂际分段分工原则,对全机装配采用模块化装配方案。在全机对接过程中,上飞厂合理选用对接方法,采取无间隙套接,协调和使用有效的工艺补偿措施,建立中机身、机翼对接平台,应用激光准直系统和数字电子水平仪对机头、前机身及中后机身、后机身进行准直,保证飞机全机的基准面和对称轴线一致,采用胀紧装置和结构留铆     

莱格塞公务机获FAA适航认证

9月5日，B777系列飞机的最新机型B777-300ER的主要机身段已经从日本运抵波音位于华盛顿州的埃弗雷特工厂，正在型架上进行机身对接，最后形成一个完整的机身。B777飞机的大部分结构件，包括机身壁板、机翼中段总成、翼身结合处整流蒙皮、客舱门，以及机翼内梁处肋等，都是由包括川崎重工、富士重工、新明和工业公司、NIPPI和三菱重工在内的日本航空航天工业集团制造的。首架B777-300ER的下线仪式将于2002年11月中旬举行，2005年初首飞。     

同向旋转螺旋桨对着陆构型气动影响分析

基于分区对接网格技术分别生成翼身区域和螺旋桨区域网格,并通过求解定常N-S方程模拟螺旋桨滑流影响下全机流动。通过对某螺旋桨飞机的着陆构型(机翼+短舱+螺旋桨+机身+平垂尾)进行数值模拟,结果与实验值吻合较好。模拟结果表明:螺旋桨滑流会改变机翼当地绕流迎角、影响压力分布;当螺旋桨同向旋转时,机身两侧襟翼的分离会出现在不同位置并改变升力在机翼展向的分布,进而对全机产生一个滚转力矩。     

长边条翼身融合过渡曲面的构造方法

 针对飞航导弹长边条翼身融合过渡曲面的构造展开研究,为满足融合过渡曲面过渡线能够由设计人员确定和长边条面必须是等截面的直纹面等要求,综合应用基于局部重新参数化构造过渡曲面和基于物理的能量曲面造型构造过渡曲面方法,并结合导弹弹身曲面是等截面直纹面的特点,通过构造翼身融合面、长边条面和头锥面3张曲面拼接来构造G-1连续的长边条翼身融合过渡曲面。提出了预先构造中间辅助面和辅助基曲面的方法,通过辅助基曲面和弹翼面上重新参数化局部基曲面间线性组合来构造翼身融合面。通过使中间辅助过渡面的边界切矢与弹身的纵向切矢一致,来保证长边条面与翼身融合面间的G-1连续性。最后利用基于物理的能量曲面造型方法构造与弹身和长边条面G-1连续的头锥过渡面。     

飞行器翼身结合部的散射特性分析

飞行器翼身结合部构成的两面角反射器是一个很强的电磁散射源,但由于其一个表面弯曲,分析这种结构的散射十分困难。采用复射线展开法和几何绕射法分别处理镜面多次反射和边缘绕射,计算了这种复杂结构产生的电磁散射和雷达截面贡献,分析了翼身两面角和机身半径等几何参数对目标雷达截面的影响。结果表明是一种有效的雷达截面预估方法,通过结构几何参数的计算机优化,可以显著地减小翼身结合部的雷达截面贡献。     

STUDY OF WING SHIELDING EFFECT OF PROPELLER AIRCRAFT

Some crude models to investigate the wingshield effect on the fuselage of prop- fan aircraftwere published previously[1～ 3] .A semi- infiniteplane model[1,2 ] and a barrier shielding model[3]were used to simulate the wing shielding effects,by which the numerical calculation and the ex-periment results in wind tunnel discovered thatthe shielding effect depends on the relative posi-tion and prop- fan rotation direction.In this pa-per,a model and a program to calculate theblocked pressure of the…     

多控制面飞机的全机颤振主动抑制设计

 以仿F/A-18A外形的全机模型为对象,研究多输入/多输出（MIMO）飞机颤振主动抑制（AFS）设计方法和特点。控制律采用线性二次型高斯（LQG）方法,结合平衡截断法降阶。首先,仅用机翼舵面对机翼部件和全机设计AFS控制律;然后,全动平尾参与AFS控制;最后,机身额外加装小翼,与机翼舵面联合控制,考察AFS效果。研究发现：单独机翼AFS效果显著,颤振速度提高28%;全机构型有机身模态参与颤振,仅用机翼舵面,低阶控制律颤振速度增量仅为4.6%;全动平尾参与控制可改善低频颤振,但存在低速的高频不稳定模态;机身小翼与机翼舵面联合控制,AFS控制效果可达14.9%。最终,筛选出机翼后缘内侧舵面与机身小翼两组控制面进行AFS设计,即可达到14.5%的颤振速度增量,是较为理想的AFS方案。     

Aeroelastic stability of full-span tiltrotor aircraft model in forward flight

The existing full-span models of the tiltrotor aircraft adopted the rigid blade model without considering the coupling relationship among the elastic blade, wing and fuselage. To overcome the limitations of the existing full-span models and improve the precision of aeroelastic analysis of tiltrotor aircraft in forward flight, the aeroelastic stability analysis model of full-span tiltrotor aircraft in forward flight has been presented in this paper by considering the coupling among elastic blade, wing, fuselage and various components. The analytical model is validated by comparing with the calculation results and experimental data in the existing references. The influence of some structural parameters, such as the fuselage degrees of freedom, relative displacement between the hub center and the gravity center, and nacelle length, on the system stability is also investigated. The results show that the fuselage degrees of freedom decrease the critical stability velocity of tiltrotor aircraft, and the variation of the structural parameters has great influence on the system stability,and the instability form of system can change between the anti-symmetric and symmetric wing motions of vertical and chordwise bending.     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

飞机燃油温度仿真及应用

为研究飞行过程中燃油温度变化规律,采用热网络法建立油箱热模型,并在Matlab/Simulink软件平台上输入与飞行试验相对应的边界条件以验证模型可信度,在此基础上,分析了整个航程中各油箱隔舱燃油温度的变化规律。结果表明:该计算方法和仿真模型具有较高的可信度,试验值与计算值两者误差超过1.67 K的时间段中,模拟温度比试验温度高;多数航段内机身油箱燃油温度处于高位,为适航符合性审定重点关注对象,代表着整个燃油箱系统的可燃性暴露时间水平, 以巡航结束阶段为例,标准天长航程下机身油箱燃油温度比机翼油箱燃油温度平均高出25 K,标准天短航程下机身油箱燃油温度比机翼油箱燃油温度平均高出7 K,热天短航程下机身油箱燃油温度比机翼油箱燃油温度平均高出12 K;机翼油箱燃油温度在飞机下降阶段回升幅度较大,其可燃性暴露时间主要集中在航程结束阶段。