摘要：考虑几何、材料以及接触非线性因素,引入Hoffman材料失效准则,采用Newton-Raphson增量迭代方法建立复合材料长桁面外拉伸失效有限元仿真方法。设计验证性试验,测试三种不同长桁构型面外拉伸失效载荷和破坏模式,绘制载荷-位移曲线,证明有限元分析方法准确、有效。分析有限元和试验测试结果,研究复合材料长桁面外拉伸失效影响因素,给出飞机强度设计指导。

摘要：为满足公司发展战略规划和客户交付数量增加的需求,采用系统性布局规划方法对尾锥生产线进行布局优化设计。首先,介绍了系统性布局规划(SLP)设计方法相关理论,并对尾锥生产线进行产能爬坡分析计算,包括生产线节拍平衡率计算、关键瓶颈工位识别、新增人力和关键设备分析;其次,利用物流相关图、空间关系图对尾锥生产线工装设备进行位置计算分析,获得多种不同形式的尾锥生产线布局方案;最后,按照精益生产线布置原则对上述布局方案进行讨论与评估,并通过综合评价方式确定出最佳工艺布局。

摘要：使用Solid Composite单元建立了有限元模型,对复合材料曲梁结构在弯曲载荷下的层间拉伸及剪切应力进行了分析,并预估了破坏载荷。通过试验对比,分析结果与试验结果符合性较好,证明该方法能够较为准确的分析复合材料层间失效情况,可以应用于复合材料结构的工程设计之中。

摘要：为探究CFRP/Al夹层结构在制孔过程中加工参数对分层损伤的影响规律和控制策略,首先,设计试验夹具,搭建试验平台,分别采用不同类型和材质的钻头对CFRP/Al夹层结构进行制孔试验研究,从中选取优质钻头种类。其次,通过对优质钻头在不同工艺参数下的钻削制孔试验研究获得最佳加工参数。最后,通过对钻削过程中的轴向力、扭矩随工艺参数的变化规律,分析CFRP/Al夹层结构制孔控制策略。研究结果表明,硬质合金双刃台阶钻为最优质钻头,转速大于4500 r/min、进给时间10 s为最优加工参数,最大钻削轴向力和扭矩随进给时间、转速的增大而减小,可通过提高转速和进给时间的方式提高CFRP/Al夹层结构制孔质量。

摘要：详细介绍了在民用航空领域飞机产品运输时的方式、包装设计种类以及它们各自的优缺点,对飞机产品在包装设计过程中应注意的方面进行了详细而深入的研究,阐述了产品包装逐步向环保、节能方向发展的设计过程,尤其介绍了目前采用的高强度新型环保包装箱的设计思路和应用前景,从成本和实用性等方面做了详细的阐述,在民用航空运输领域有较大的实用参考价值。

摘要：垂尾与机身连接是民用飞机关键连接区域之一,垂尾与机身一体化连接方案是当前民用飞机优选方案,垂尾与机身一体化连接方案实现了各类载荷分路径均匀传载,避免了以往耳片接头方案中载荷过于集中传递的问题,提高了结构破损安全能力;同时在垂尾与机身连接交界面实现了闭合剖面连接,交界面位置垂尾与机身加强结构一体化承载,提高了结构利用效率,相对于原接头方案结构质量降低20%以上。文中以某民用飞机垂尾与机身一体化连接结构概念为例,对垂尾与机身连接区结构布置及传载分析进行介绍,并针对连接区局部关键结构细节给出了分析参考建议,对后续相关机型设计有着一定的指导作用。

摘要：目的针对民机大型部件运输用传统木制包装箱结构重、成本高等问题,使用质量小、成本低的新型瓦楞纸材料研制民机大型部件运输用包装箱。方法以APU门为例,使用有限元软件***/Nastran计算APU门包装箱的强度,加载侧向载荷,使用木质材料和瓦楞纸板材料进行对比。结果同样的结构强度,瓦楞纸箱相比木制包装箱减重60%,瓦楞纸箱的侧向结构需要优化。结论瓦楞纸板用作民机大型部件的包装箱材料是可行的,且有很大的质量与成本优势,但设计中应全面考虑出现的各种载荷。

摘要：为研究用于钝头体高超声速飞行器热防护系统的碳/酚醛复合材料在典型服役环境下的烧蚀机制,首先,建立了烧蚀行为的数学模型,模型考虑了材料表面热辐射、固体相的温升吸热、基体热解反应吸热、高温热解气体引射、质量引射引起"热阻塞"效应、热解气体的温升和膨胀吸热等多种能量耗散机制,并利用有限元方法实现了数学模型的求解;然后,预报了在冷壁热流为400kW·m^(-2)、焓值为5MJ·kg^(-1)的气动热环境下碳/酚醛复合材料的烧蚀行为。结果表明:在受热过程中,厚度为20mm的碳/酚醛复合材料碳化层的深度持续增加,100s时的表面温度达到1 420K,背壁温度为346K,热解气体压力达10.3atm,碳化层深度为7.50mm。所得结论可为具有长时间大面积热防护需求的高超声速飞行器的热防护系统设计提供支持。

摘要：应用质量控制(QC)方法,开展以完善飞机机身复材壁板设计工作.运用创新型QC方法、统计技术工具提出创新方案,有理有据得出非线性屈曲法的最优方案,提出了有效对策并加以实施.结果表明:应用QC方法,结合统计技术工具,复材壁板重量控制良好,提高了飞机的经济性和竞争力;QC方法是完善复材壁板设计工作的有效方法.

摘要：针对飞机装配中外形曲面特征多、装配关系复杂、连接方式多样等带来的装配工艺设计问题,提出了一种基于非正交干涉矩阵的飞机部件装配序列规划方法.通过分析被装配零件的结构特点,增加非正交的装配坐标方向,构建了非正交干涉矩阵;给出了装配可行性的推导方法,实现了装配序列的自动生成.并以装配时间为目标函数,采用遗传算法对装配序列进行了优化.基于MATLAB仿真平台,对某型号飞机舱门装配过程进行了模拟.仿真结果表明,该方法简单易行.与传统的基于正交干涉矩阵的方法相比,对于可装配性和装配效率都有显著提高.