摘要：为了满足某型机设计数字化需求,充分挖掘公司现有资源,对部分设计无法创建理论外形的部位（如发房、中央翼整流罩、主起舱等）,采用先进的逆向测量手段来确保该型机的全机数字样机的创建工作。逆向工程,又称反求工程、反向工程,指通过各种测量手段和三维几何建模方法,将已有实物原型转化为计算机上的三维数字模型的过程,是工程测量技术与计算机软硬件技术的综合。近几十年来,随着计算机技术的发展。

摘要：介绍了熔模铸造技术,重点阐述了铸造模具的三维设计和铸造过程模拟,根据熔模铸造先进制模技术的应用情况,分析了先进制模技术在应用中存在的问题。

摘要：飞机的最大升力系数 CLmax 直接影响翼载的选取，进而影响飞机的重量和经济性。螺旋桨飞机在带动力条件下 CLmax 随滑流强度增加而提高，但按照常规理论采用无动力 CLmax 数据选取的翼载偏小偏保守，没有充分发掘飞机的性能潜力。结合适航规定以及某四发螺旋桨飞机飞行实际情况，提出了一种基于发动机慢车状态确定 CLmax的概念，并将飞机带动力 CLmax 分解为无动力 CLmax 、螺旋桨拉力、螺旋桨法向力、滑流增升效应等4部分贡献，通过无动力和多天平带动力风洞实验完成了上述分量的模拟、测量和修正。计算表明某四发螺旋桨飞机在发动机慢车失速试飞条件下的滑流强度约为0．1，螺旋桨系统的动力增升作用使不同襟翼构型的 CLmax 增加8％～9％。该方法获得的 CLmax 与飞机试飞结果较为吻合，充分挖掘了飞机的低速性能潜力，并为同类螺旋桨飞机设计提供了一定的参考。

摘要：因某型飞机零件的落压工艺不能满足现有的顾客要求,公司采用新型充液成形技术替代落压工艺。文中选取9项典型复杂立体类零件作为参考,分析了零件的特征和现有工艺的难点,以此为基础根据充液成形原理提出了零件的充液成形初步工艺方案,并计算了所需工艺参数,为设备选型的合理性提供了重要依据。

摘要：以光电设备减振系统为研究对象,从光电设备轻型化、小型化设计角度出发,针对现有内置橡胶减振系统的诸多不足,采用金属减振器,设计出一款适用于机载光电设备的外置型金属减振系统。通过对该减振系统的振动和冲击试验,测得固有频率、最大传递率及冲击最大位移值。通过对比光电设备在两种减振系统下的稳定精度,得出以下结论:外置金属减振系统和内置橡胶减振系统均能使光电设备的稳定精度满足不大于25μrad的使用要求,但外置金属减振系统能提高光电设备内部有效空间,同时,外置金属减振系统作为整体可更换单元,降低了减振系统的维修难度,提高了光电设备整体维修性,为其他光电传感器的集成和实现机载光电设备轻型化、小型化提供了可能。

摘要：机载电子设备装机前试验是保障飞机总装质量的必须环节。为解决多种机型、数十种设备的装前检查需要,设计一套基于接口数据描述的通用机载电子设备测试平台,将被测设备的输入输出信号进行统一描述,形成"面向数据"的测试,实现测试应用与设备接口信号的隔离,使得该测试平台通过扩展接口就可以支持各类机载设备的测试。

摘要：为提升产品可靠性和环境适应性,需对某光电吊舱内方位电机组件在-50℃的摩擦特性进行改善。分析了可能影响电机组件摩擦特性的因素,并针对各因素提出相应的改善措施,借助仿真与试验相结合的研究方法,对改善措施的效果进行了验证。经研究:-50℃时,电机组件摩擦力矩的增大既有低温单独作用的结果,也有低温和电机组件潜在因素共同作用的结果。电机组件在低温下的微变形不足以引起摩擦力矩的增大,通过增加电机保护罩和在电机与电机座之间增加厚度为1mm的软磁合金薄片,能使电机的摩擦力矩降低到0.063N·m。该改善措施适用于光电吊舱电机组件的设计及类似产品的开发研制。

摘要：在某机翼颤振模型基础上,建立了挂架和外挂结构动力学模型,并组装成机翼/外挂颤振计算模型。与光机翼情况对比,对应基准设计参数状态的机翼/外挂颤振速度降低了近50%。为研究机翼/外挂颤振特性受设计参数的影响,分别改变机翼油箱燃油状态、挂架刚度、外挂弦向悬挂位置和外挂展向悬挂位置,获得了设计参数对该机翼/外挂模型颤振特性的影响规律,给出了提高机翼/外挂颤振特性的改进建议。

摘要：针对飞机天线罩气动外形设计特点和制造要求,给出了天线罩的设计准则和基本构型,提出了天线罩气动外形设计应考虑的设计因素和设计要求,并阐述了设计程序以及规范流程。最后,总结了设计验证内容、方法和要求,为提高飞机天线罩气动外形设计质量提供技术思路。

摘要：采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。