飛機(jī)液體墊片等技術(shù)問(wèn)題樣本

資料內(nèi)容僅供您學(xué)習(xí)參考，如有不當(dāng)或者侵權(quán)，請(qǐng)聯(lián)系改正或者刪除。附件1國(guó)家商用飛機(jī)制造工程技術(shù)研究中心創(chuàng)新基金項(xiàng)目詳細(xì)介紹民用飛機(jī)平尾壁板時(shí)效成形建模仿真與參數(shù)優(yōu)化研究目標(biāo)針對(duì)民用飛機(jī)平尾壁板蠕變時(shí)效成形的工藝特性和工藝特點(diǎn),建立某鋁合金材料跨尺度的時(shí)效成形本構(gòu)模型,構(gòu)建鋁合金材料時(shí)效成形有限元分析平臺(tái),分析工藝參數(shù)對(duì)時(shí)效成形的影響規(guī)律,掌握滿足強(qiáng)度和疲勞壽命等服役性能的時(shí)效成形工藝參數(shù)和關(guān)鍵技術(shù),為鋁合金整體壁板時(shí)效成形的工程應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。研究?jī)?nèi)容鋁合金板料蠕變?cè)囼?yàn)和力學(xué)性能試驗(yàn),研究溫度、時(shí)間和應(yīng)力對(duì)時(shí)效成形后材料力學(xué)性能的影響規(guī)律,確定時(shí)效成形基本參數(shù)。蠕變?cè)囼?yàn)件的顯微組織觀察,研究時(shí)效成形過(guò)程中各向異性析出硬化和相分布規(guī)律以及時(shí)效強(qiáng)化相體積分?jǐn)?shù)及尺寸的表征方法。建立力場(chǎng)與溫度場(chǎng)耦合作用下蠕變-時(shí)效跨尺度數(shù)學(xué)模型,并根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合優(yōu)化本構(gòu)模型參數(shù)。應(yīng)用鋁合金材料蠕變-時(shí)效跨尺度本構(gòu)模型,建立時(shí)效成形有限元分析模型,研究溫度、時(shí)間等因素對(duì)成形后板料屈服強(qiáng)度及回彈的影響規(guī)律。進(jìn)行試驗(yàn)和測(cè)量分析,修正本構(gòu)模型以實(shí)現(xiàn)對(duì)成形和回彈的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。預(yù)期成果鋁合金材料跨尺度的時(shí)效成形本構(gòu)模型;鋁合金材料時(shí)效成形有限元模型;鋁合金材料時(shí)效成形件的服役性能和工藝參數(shù);縮比尺寸典型樣件一件;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。民用飛機(jī)防護(hù)涂層工藝性能與環(huán)境因素變化的關(guān)聯(lián)性研究研究目標(biāo)綜合對(duì)比研究水基防護(hù)涂料與溶劑型涂料的工藝性能。重點(diǎn)開(kāi)展水基防護(hù)涂料的工藝性能研究,獲得水基防護(hù)涂層受溫濕度等環(huán)境條件影響時(shí)的涂層性能。同時(shí)針對(duì)不同表面處理工藝,研究飛機(jī)常見(jiàn)涂層體系性能與施工環(huán)境影響關(guān)系,依據(jù)相應(yīng)的材料規(guī)范開(kāi)展耐腐蝕性能、耐溶劑、粘接等性能的檢測(cè),獲得施工工藝環(huán)境與性能相應(yīng)關(guān)系,得到多種涂層的固化曲線。研究?jī)?nèi)容研究已有鉻酸鹽表面處理+不含鉻酸鹽涂層配套體系、非鉻酸鹽表面處理(2種以上)+無(wú)鉻酸鹽涂層配套體系、鉻酸鹽表面處理+鉻酸鹽涂層配套體系服役過(guò)程防腐蝕性能模擬研究,對(duì)比得出優(yōu)化試驗(yàn)結(jié)果。常見(jiàn)涂料固化工藝與性能關(guān)系研究:研究常見(jiàn)的6類用途的涂層在不同的固化條件下的固化周期,并選擇典型固化條件下的涂層按材料規(guī)范完成性能測(cè)試,獲得有關(guān)的固化曲線和性能指標(biāo),據(jù)此給出涂層施工和固化要求;水基防護(hù)涂料工藝研究:研究給定水基涂料的配比、施工環(huán)境溫濕度、基底的表面處理方式對(duì)涂層性能影響,對(duì)涂層固化中的有機(jī)反應(yīng)官能團(tuán)的作用過(guò)程進(jìn)行分析,對(duì)水分子在涂層固化過(guò)程中的揮發(fā)受環(huán)境條件的影響程度進(jìn)行機(jī)理和試驗(yàn)研究,獲得水基涂層施工環(huán)境條件。預(yù)期成果形成現(xiàn)有所用涂層施工、固化工藝與性能數(shù)據(jù)庫(kù),指導(dǎo)現(xiàn)場(chǎng)生產(chǎn);初步形成水基涂料應(yīng)用性能評(píng)價(jià)方法;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。鋁鋰合金成形及熱處理工藝對(duì)疲勞性能的影響研究研究目標(biāo)針對(duì)鋁鋰合金材料特性及其在大型客機(jī)上應(yīng)用的特點(diǎn),研究鈑金成形、熱處理過(guò)程中新型鋁鋰合金在溫度場(chǎng)-應(yīng)力場(chǎng)-應(yīng)變場(chǎng)中的組織演變和相析出行為規(guī)律,獲得析出相、材料加工工藝對(duì)疲勞性能的影響規(guī)律,建立熱處理工藝參數(shù)、鈑金成形變形量與新型鋁鋰合金疲勞性能之間的映射關(guān)系,并在研究斷裂行為和疲勞特性的基礎(chǔ)上,提出鋁鋰合金薄板的損傷容限評(píng)價(jià)機(jī)制;初步探索時(shí)效成形中新型鋁鋰合金的熱場(chǎng)參數(shù)、形變行為。研究?jī)?nèi)容研究新型鋁鋰合金成型加工-熱處理過(guò)程中組織演變、相析出行為對(duì)新型鋁鋰合金強(qiáng)塑性匹配的促進(jìn)機(jī)制與協(xié)調(diào)控制。建立科學(xué)的鋁鋰合金薄板斷裂韌性評(píng)價(jià)方法;并在研究其疲勞特性的基礎(chǔ)上,建立和完善新型鋁鋰合金薄板的損傷容限評(píng)價(jià)體系;研究熱處理過(guò)程組織演變、相析出行為對(duì)新型鋁鋰合金斷裂行為、疲勞特性的影響機(jī)制。探索熱處理過(guò)程的溫度場(chǎng)-應(yīng)力場(chǎng)-應(yīng)變場(chǎng),組織演變、相析出行為,與損傷容限三者之間的交互影響規(guī)律與控制機(jī)制。系統(tǒng)研究大飛機(jī)用新型鋁鋰合金時(shí)效成形的加熱速率、加熱時(shí)間、保溫時(shí)間等熱場(chǎng)參數(shù)對(duì)微觀組織特別對(duì)T1相(Al2CuLi)、δ’相(Al3Li)及θ’相(Al2Cu)等強(qiáng)化相析出的影響。建立起時(shí)效成形的熱場(chǎng)參數(shù)、形變行為和新型鋁鋰合金薄板損傷容限間的協(xié)調(diào)控制機(jī)制。預(yù)期成果獲得新型鋁鋰合金最優(yōu)的固溶和時(shí)效工藝制度;獲得熱處理過(guò)程的組織演變和相析出行為與損傷容限之間的影響規(guī)律,提出新型鋁鋰合金薄板的損傷容限評(píng)價(jià)體系;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。飛機(jī)鋁合金壁板膠接工藝研究研究目標(biāo)針對(duì)民用飛機(jī)局部位置鋁合金壁板結(jié)構(gòu),開(kāi)展以蒙皮與桁條膠接工藝為主的壁板膠接工藝研究,以摸索鋁合金膠接工藝的基本機(jī)理、挖掘影響膠接結(jié)質(zhì)量的關(guān)鍵工藝參數(shù)、探索膠接壁板檢測(cè)與評(píng)價(jià)準(zhǔn)則,初步確定其工藝參數(shù)窗口,并初步研究出飛機(jī)鋁合金膠接壁板典型件。研究?jī)?nèi)容飛機(jī)鋁合金壁板膠接工藝機(jī)理研究;蒙皮桁條膠接預(yù)備工藝研究;膠黏劑噴涂工藝研究;飛機(jī)鋁合金壁板膠接固化工藝優(yōu)化;飛機(jī)鋁合金膠接壁板典型件研制;飛機(jī)膠接金屬壁板檢測(cè)與評(píng)價(jià)準(zhǔn)則探索。預(yù)期成果形成研究報(bào)告3份;《民用飛機(jī)鋁合金膠接壁板工藝過(guò)程微觀機(jī)理研究報(bào)告》《不同工藝參數(shù)對(duì)壁板膠接性能的影響規(guī)律研究》《民用飛機(jī)鋁合金膠接壁板檢測(cè)與評(píng)價(jià)方案分析》培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。飛機(jī)蒙皮鏡像銑削加工機(jī)理及無(wú)劃痕支撐關(guān)鍵技術(shù)研究研究目標(biāo)針對(duì)飛機(jī)蒙皮大而薄、形狀復(fù)雜、剛性差易變形、銑切加工中容易振顫導(dǎo)致加工精度和表面質(zhì)量差,工件變形讓刀導(dǎo)致切削厚度無(wú)法控制的難題,根據(jù)鏡像銑削方法的工藝特點(diǎn),系統(tǒng)研究鏡像銑削加工中加工載荷的變化規(guī)律和影響因素、確定不同載荷和支撐方式下工件變形規(guī)律和切削機(jī)理。在此基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定支撐且不會(huì)在工件表面形成劃痕的鏡像支撐系統(tǒng),并開(kāi)展飛機(jī)蒙皮試樣鏡像銑削加工試驗(yàn)。研究結(jié)果為鏡像銑削工藝研究鏡像銑削裝備開(kāi)發(fā)提供基礎(chǔ)理論和關(guān)鍵技術(shù)支持。研究?jī)?nèi)容飛機(jī)蒙皮材料鏡像銑削加工機(jī)理研究。開(kāi)展鏡像銑削加工試驗(yàn),分析不同加工條件下的加工精度和表面質(zhì)量,確定鏡像銑削加工切削機(jī)理。鏡像銑削支撐系統(tǒng)的支撐力與切削載荷的匹配關(guān)系和控制方法研究。分析鏡像支撐條件下銑刀和工件材料間的切削載荷作用規(guī)律,研究工件變形特征和影響因素,確定鏡像支撐系統(tǒng)支撐方式、支撐力與切削載荷之間的匹配關(guān)系和控制方法。無(wú)劃痕鏡像支撐系統(tǒng)研制。針對(duì)飛機(jī)蒙皮鏡像銑削加工的特點(diǎn)和要求,突破無(wú)劃痕鏡像支撐技術(shù)難題,開(kāi)發(fā)滿足鏡像銑削鏡像支撐功能且不會(huì)劃傷擦傷工件表面的鏡像支撐系統(tǒng)。預(yù)期成果揭示鋁板鏡像銑削加工精度、表面質(zhì)量的影響因素和影響規(guī)律,確定鋁板鏡像銑削加工載荷變化規(guī)律和切削加工材料去除機(jī)理;確定銑削支撐系統(tǒng)剛度和切削載荷的匹配關(guān)系和控制方法;研制出用于飛機(jī)蒙皮鏡像銑削的無(wú)劃痕鏡像支撐系統(tǒng);培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。研究目標(biāo)以提高飛機(jī)數(shù)字化裝配柔性工裝結(jié)構(gòu)的靜動(dòng)態(tài)力學(xué)性能(剛度、固有頻率、屈曲荷載等)、降低裝配工裝設(shè)計(jì)與制造的成本和研發(fā)周期為目標(biāo),研究和發(fā)展考慮裝配工藝性能目標(biāo)和約束條件的柔性工裝結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化模型和關(guān)鍵算法,并發(fā)展構(gòu)件裝配中考慮不確定性的結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)方法。該項(xiàng)目研究成果將推進(jìn)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)這一先進(jìn)方法在飛機(jī)裝配工裝設(shè)計(jì)中的應(yīng)用,也將輻射至飛機(jī)關(guān)鍵承載構(gòu)件的數(shù)字化設(shè)計(jì)與制造的前沿研究。研究?jī)?nèi)容以飛機(jī)部件數(shù)字化裝配工藝性能(剛度、固有頻率、屈曲荷載等)為設(shè)計(jì)目標(biāo)和約束條件的柔性工裝結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化問(wèn)題的建模;復(fù)雜形體拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)中準(zhǔn)確描述邊界形狀的節(jié)點(diǎn)密度變量方法及自適應(yīng)拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù);飛機(jī)部件裝配中不確定性載荷的表征方法;考慮裝配過(guò)程中載荷不確定性的結(jié)構(gòu)魯棒性和可靠性拓?fù)鋬?yōu)化問(wèn)題的約束正則化方法;飛機(jī)數(shù)字化裝配柔性工裝結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化的典型應(yīng)用案例。預(yù)期成果發(fā)展適用于飛機(jī)數(shù)字化裝配工裝的先進(jìn)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)方法與應(yīng)用技術(shù),研究水平達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平;與工程研究部門合作,完成典型工裝結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)的應(yīng)用案例;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)發(fā)表SCI/EI論文3篇。研究目標(biāo)針對(duì)ARJ-700飛機(jī)的翼身對(duì)接,開(kāi)發(fā)一套可工程化應(yīng)用的柔性鉆模板。要求鉆模板能夠滿足大部件不同交付狀態(tài)下翼身對(duì)接中的制孔需求,保證制孔精度以及孔邊距符合設(shè)計(jì)要求。研究?jī)?nèi)容鉆模板及其柔性機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化;柔性鉆模板的精度與可靠性分析;基于柔性鉆模板的制孔工藝研究。預(yù)期成果柔性鉆模板設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法,以及設(shè)計(jì)圖紙;可工程化應(yīng)用的柔性鉆模板;鉆模板的工程化應(yīng)用方案;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇?；趇GPS的大型飛機(jī)部段對(duì)接裝配技術(shù)研究目標(biāo)針對(duì)大型飛機(jī)部段對(duì)接開(kāi)展基于iGPS的數(shù)字化測(cè)量與定位技術(shù)研究,打通iGPS系統(tǒng)在機(jī)身對(duì)接過(guò)程中的應(yīng)用方法,制定部段位置、姿態(tài)信息的測(cè)量方案,建立基于iGPS的大型飛機(jī)對(duì)接測(cè)量原型系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)多點(diǎn)實(shí)時(shí)測(cè)量,并與現(xiàn)有的測(cè)量方案進(jìn)行對(duì)比分析,為實(shí)現(xiàn)大型飛機(jī)數(shù)字化總裝生產(chǎn)線提供技術(shù)支持。研究?jī)?nèi)容iGPS組網(wǎng)與標(biāo)定技術(shù)。根據(jù)測(cè)量范圍與精度要求,研究iGPS發(fā)射器布置方案、快速組網(wǎng)及精度標(biāo)定技術(shù)?；趇GPS的大型飛機(jī)部段對(duì)接關(guān)鍵特征控制與協(xié)調(diào)技術(shù)。經(jīng)過(guò)研究大型飛機(jī)部段對(duì)接裝配過(guò)程,確定基于iGPS對(duì)接裝配的關(guān)鍵特征,制定基于iGPS的對(duì)接裝配協(xié)調(diào)總體方案?；趇GPS的實(shí)時(shí)測(cè)量方案設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)?；谝呀?jīng)確定的關(guān)鍵特征和總體協(xié)調(diào)方案,針對(duì)部段對(duì)接過(guò)程中的測(cè)點(diǎn)布局、數(shù)據(jù)獲取與擬合方案進(jìn)行快速設(shè)計(jì)。并與原有使用激光跟蹤儀、準(zhǔn)直儀等設(shè)備測(cè)量結(jié)果進(jìn)行比較,從測(cè)量數(shù)據(jù)的有效性、精度、效率等方面驗(yàn)證iGPS測(cè)量技術(shù)的先進(jìn)性。預(yù)期成果iGPS組網(wǎng)與標(biāo)定方法技術(shù)報(bào)告;基于iGPS的大飛機(jī)對(duì)接關(guān)鍵特征與協(xié)調(diào)技術(shù)報(bào)告;基于iGPS的大型飛機(jī)對(duì)接測(cè)量原型系統(tǒng),具有測(cè)量系統(tǒng)的標(biāo)定、測(cè)量數(shù)據(jù)處理及輸出等功能;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。引入裝配力的飛機(jī)柔性件裝配偏差建模與統(tǒng)計(jì)分析技術(shù)研究目標(biāo)深入分析零件制造、定位與工裝等誤差源在不同裝配階段的幾何作用和力學(xué)行為,研究建立接觸力、壓緊力和回彈力模型;揭示零件制造誤差規(guī)律,建立典型成形工藝下的幾何協(xié)方差模型;探索典型裝配定位下偏差的形成機(jī)理,建立多誤差源耦合作用的裝配偏差模型;面向多工位裝配,考慮工件重定位誤差影響,建立多工位裝配偏差傳遞模型,為飛機(jī)柔性件裝配偏差分析與控制提供重要理論和技術(shù)支撐。研究?jī)?nèi)容基于接觸狀態(tài)檢測(cè)的接觸力建模、求解方法;典型成形工藝下飛機(jī)柔性件的形狀誤差規(guī)律和幾何協(xié)方差建模技術(shù);復(fù)雜裝配力和多誤差源對(duì)飛機(jī)柔性件裝配偏差的耦合作用機(jī)制和偏差統(tǒng)計(jì)分析技術(shù);多工位裝配過(guò)程中飛機(jī)柔性件的裝配偏差傳遞與累積規(guī)律;結(jié)合ARJ21平尾部件的裝配偏差分析與控制,驗(yàn)證飛機(jī)柔性件裝配偏差分析模型。預(yù)期成果基于幾何干涉分析的飛機(jī)柔性件裝配接觸力模型;接觸力作用下多誤差源耦合作用的裝配偏差統(tǒng)計(jì)分析模型;基于狀態(tài)空間表示的飛機(jī)柔性件多工位裝配偏差傳遞模型;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。研究目標(biāo)在復(fù)合材料構(gòu)件裝配中,構(gòu)件配合面間的局部間隙將產(chǎn)生附加載荷,甚至產(chǎn)生結(jié)構(gòu)分層,因此需要采取措施充填間隙,液體和固體墊片是復(fù)合材料構(gòu)件裝配常見(jiàn)的消除間隙方法。以飛機(jī)復(fù)合材料典型結(jié)構(gòu)為對(duì)象,經(jīng)過(guò)理論分析和實(shí)驗(yàn)研究,探索填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及其參數(shù)對(duì)連接后構(gòu)件內(nèi)部應(yīng)力、連接件受載、結(jié)構(gòu)剛度等裝配性能的影響,為在設(shè)計(jì)規(guī)范指導(dǎo)下保證裝配結(jié)構(gòu)完整性和裝配質(zhì)量提供工藝技術(shù)支持。研究?jī)?nèi)容設(shè)計(jì)規(guī)范下飛機(jī)典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(翼梁、翼肋與壁板)填隙補(bǔ)償方案分析;不同填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及其參數(shù)下構(gòu)件內(nèi)部應(yīng)力測(cè)試與分析;不同填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及其參數(shù)對(duì)連接質(zhì)量和裝配結(jié)構(gòu)剛度的影響分析;一定間隙分布和配合面尺度下的填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及參數(shù)選擇原則。預(yù)期成果飛機(jī)典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)填隙補(bǔ)償方案分析報(bào)告;填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及其參數(shù)對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件和連接件內(nèi)部應(yīng)力影響規(guī)律;填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及其參數(shù)對(duì)復(fù)合材料裝配結(jié)構(gòu)剛度的影響規(guī)律;一定間隙分布和配合面尺度下填隙補(bǔ)償方法、填隙材料及參數(shù);培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。不同預(yù)應(yīng)力對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件裝配性能的影響研究研究目標(biāo)復(fù)材構(gòu)件的制造偏差導(dǎo)致組件裝配時(shí)存在一定的局部間隙,可經(jīng)過(guò)對(duì)復(fù)材構(gòu)件施加一定的預(yù)應(yīng)力以完成裝配。不同的預(yù)應(yīng)力將影響復(fù)材組件的裝配性能,需要研究不同裝夾方式下的預(yù)應(yīng)力對(duì)復(fù)材構(gòu)件裝配性能的影響。以飛機(jī)典型復(fù)合材料組件裝配過(guò)程為研究對(duì)象,對(duì)不同裝配間隙和夾持力條件下復(fù)材構(gòu)件的應(yīng)力水平進(jìn)行測(cè)試;建立復(fù)材構(gòu)件在不同裝配間隙和夾持力作用下裝配應(yīng)力分析模型;針對(duì)復(fù)材構(gòu)件的制造偏差,經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)研究和仿真分析,確定復(fù)材構(gòu)件在不同裝夾方式下施加的預(yù)應(yīng)力,為飛機(jī)典型復(fù)合材料組件的裝配協(xié)調(diào)、工藝規(guī)范提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)和技術(shù)支撐。研究?jī)?nèi)容不同夾持力條件下復(fù)材構(gòu)件的應(yīng)力測(cè)試與分析;不同裝配間隙下復(fù)材構(gòu)件的裝配應(yīng)力測(cè)試與分析;典型復(fù)合材料組件裝配過(guò)程中構(gòu)件的裝配應(yīng)力分析模型;面向復(fù)材構(gòu)件制造偏差的裝配間隙與夾持力對(duì)復(fù)材構(gòu)件裝配應(yīng)力水平的影響規(guī)律。預(yù)期成果不同夾持力條件下復(fù)材構(gòu)件的應(yīng)力測(cè)試數(shù)據(jù)與分析報(bào)告;不同裝配間隙下復(fù)材構(gòu)件的裝配應(yīng)力測(cè)試數(shù)據(jù)與分析報(bào)告;典型復(fù)合材料組件裝配過(guò)程的裝配應(yīng)力分析模型;不同預(yù)應(yīng)力對(duì)典型復(fù)合材料構(gòu)件裝配后應(yīng)力水平的影響規(guī)律分析報(bào)告;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。飛機(jī)線束虛擬裝配仿真技術(shù)研究研究目標(biāo)本項(xiàng)目針對(duì)飛機(jī)線束敷設(shè)和安裝問(wèn)題,擬利用虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù),進(jìn)行飛機(jī)線束虛擬裝配仿真技術(shù)研究,建立虛擬仿真技術(shù)平臺(tái),達(dá)到裝配過(guò)程的虛擬傳真,暴露飛機(jī)在線束敷設(shè)和安裝過(guò)程中可能出現(xiàn)的問(wèn)題,檢測(cè)飛機(jī)線束敷設(shè)過(guò)程中的定位點(diǎn),評(píng)估飛機(jī)線束施工工藝和方案,從而能夠幫助優(yōu)化線束設(shè)計(jì),提高飛機(jī)線束敷設(shè)和安裝工作效率。研究?jī)?nèi)容利用虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù),根據(jù)飛機(jī)線束安裝空間結(jié)構(gòu)建立飛機(jī)線束安裝數(shù)字結(jié)構(gòu)模型和線束模型;針對(duì)飛機(jī)工程圖紙中標(biāo)出的定位點(diǎn)建立飛機(jī)線束特殊敷設(shè)模型;進(jìn)行仿真和評(píng)估檢測(cè)軟件的開(kāi)發(fā),在仿真軟件平臺(tái)上進(jìn)行飛機(jī)線束虛擬裝配仿真,利用評(píng)估檢測(cè)軟件檢測(cè)裝配正確性。預(yù)期成果經(jīng)過(guò)飛機(jī)線束虛擬裝配仿真關(guān)鍵技術(shù)研究項(xiàng)目的實(shí)施,能夠?qū)崿F(xiàn)飛機(jī)線束敷設(shè)和安裝過(guò)程的虛擬仿真,暴露飛機(jī)在線束敷設(shè)和安裝過(guò)程中可能出現(xiàn)的問(wèn)題,檢測(cè)飛機(jī)線束敷設(shè)過(guò)程中的定位點(diǎn),評(píng)估飛機(jī)線束施工工藝和方案,從而能夠幫助優(yōu)化線束設(shè)計(jì),提高飛機(jī)線束敷設(shè)和安裝工作效率。預(yù)期成果如下:線束裝配虛擬仿真平臺(tái);項(xiàng)目研究報(bào)告;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);軟件著作權(quán)2項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。基于應(yīng)力水平的自動(dòng)鉆鉚工藝和機(jī)械性能評(píng)估方法研究研究目標(biāo)鉚接工藝所能達(dá)到的機(jī)械性能受孔的質(zhì)量、鉚接干涉量、孔強(qiáng)化水平以及干涉量均勻程度等因素的影響。自動(dòng)鉆鉚工藝由于工藝參數(shù)穩(wěn)定、制造一致性好而逐步取代了手工鉆鉚工藝。但自動(dòng)鉆鉚工藝會(huì)造成干涉量均值水平的改變。如何快速有效評(píng)估自動(dòng)鉆鉚工藝對(duì)機(jī)械性能的影響是提高自動(dòng)鉆鉚工藝應(yīng)用能力的主要因素。本項(xiàng)目經(jīng)過(guò)對(duì)自動(dòng)鉆鉚工藝中材料成形、殘余應(yīng)力分布等機(jī)理的理論分析、并經(jīng)過(guò)應(yīng)力測(cè)量分析,研究干涉量、應(yīng)力水平分布與機(jī)械性能之間的影響關(guān)系,建立基于應(yīng)力水平分布的機(jī)械性能評(píng)價(jià)分析模型,并得到實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。研究?jī)?nèi)容針對(duì)自動(dòng)鉆鉚工藝,建立結(jié)構(gòu)的應(yīng)力仿真模型。利用X射線殘余應(yīng)力測(cè)試儀等設(shè)備,經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證1)中所述模型。經(jīng)過(guò)理論和仿真計(jì)算,研究殘余應(yīng)力與鉚接結(jié)構(gòu)機(jī)械性能之間的關(guān)系,建立計(jì)算模型。尋求最優(yōu)的殘余應(yīng)力大小和分布。經(jīng)過(guò)疲勞性能實(shí)驗(yàn)等,驗(yàn)證3)中所述模型。對(duì)于具有多排鉚釘?shù)慕M件結(jié)構(gòu),對(duì)其殘余應(yīng)力等性能與結(jié)構(gòu)機(jī)械性能的影響進(jìn)行仿真和試驗(yàn)研究。根據(jù)以上研究?jī)?nèi)容,提供最優(yōu)的鉚接工藝參數(shù)。建立鉚接加工質(zhì)量的評(píng)估、實(shí)驗(yàn)方法。預(yù)期成果建立鉚接工藝參數(shù)與結(jié)構(gòu)機(jī)械性能之間的計(jì)算模型;建立鉚接加工質(zhì)量的評(píng)估方法,編制自動(dòng)鉚接工藝的流程控制文件;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。蜂窩夾芯復(fù)合材料的空氣耦合超聲檢測(cè)技術(shù)應(yīng)用研究研究目標(biāo)針對(duì)噴水超聲檢測(cè)等方法會(huì)使蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件受潮、受損,影響構(gòu)件的力學(xué)強(qiáng)度和尺寸的穩(wěn)定,擬研究采用空氣耦合超聲檢測(cè)方法,定性、定位并定量檢測(cè)出蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件中的脫粘(分層)類缺陷,解決蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件的質(zhì)量評(píng)價(jià)難題。研究?jī)?nèi)容研究激勵(lì)/接收換能器布置方式對(duì)脫粘(分層)類缺陷的敏感性,確定最優(yōu)的換能器布置方式及檢測(cè)方法;研究透射信號(hào)與超聲激勵(lì)頻率、脈沖串類型、窗函數(shù)等參數(shù)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系,獲得最優(yōu)的超聲激勵(lì)參數(shù);研究信號(hào)降噪算法及激勵(lì)接收編碼技術(shù),提高接收信號(hào)信噪比及時(shí)域信號(hào)可分辨能力,進(jìn)一步提高檢測(cè)結(jié)果的可靠性;研究缺陷信號(hào)的特征識(shí)別、可視化技術(shù)(如峰值成像、TOF成像等)及不同缺陷的尺寸反演算法,采用X射線、紅外熱像等方法進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證檢測(cè)結(jié)果可靠性及檢測(cè)精度,最終實(shí)現(xiàn)缺陷定性、定位和定量分析,編制分析軟件。預(yù)期成果設(shè)計(jì)并搭建蜂窩夾芯復(fù)合材料脫粘(分層)類缺陷的穿透式空氣耦合超聲檢測(cè)系統(tǒng)試驗(yàn)樣機(jī);基于理論分析和試驗(yàn)研究,獲得蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件脫粘/分層類缺陷的空氣耦合超聲檢測(cè)優(yōu)化參數(shù)、檢測(cè)方法及檢測(cè)工藝;草擬蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件脫粘/分層類缺陷的空氣耦合超聲檢測(cè)工藝標(biāo)準(zhǔn);培養(yǎng)博士研究生1名,碩士研究生2名,專業(yè)技術(shù)人員3名。國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。復(fù)合材料預(yù)浸料捻子條制備的工藝裝備研制研究目標(biāo)大型飛機(jī)復(fù)合材料的應(yīng)用越來(lái)越大,在復(fù)合材料構(gòu)件中大量應(yīng)用梁肋結(jié)構(gòu),由于復(fù)合材料是附模成型,在梁肋拐角處會(huì)出現(xiàn)較大的三角形空隙,導(dǎo)致構(gòu)件的性能下降,因此在梁肋的成型中需采用纖維制成捻子條對(duì)空隙進(jìn)行填充。在波音及空客等飛機(jī)制造的先進(jìn)企業(yè)有專用于捻子條制備的工藝裝備,而中國(guó)當(dāng)前還采用手工操作的方法進(jìn)行捻子條的制造。本研究經(jīng)過(guò)對(duì)捻子條性能要求的評(píng)估,自主設(shè)計(jì)一套能夠適用于不同R角的捻子條制備裝置,達(dá)到提高效率和質(zhì)量的目的。研究?jī)?nèi)容預(yù)浸料捻子條性能指標(biāo)的調(diào)研針對(duì)平尾、垂尾等現(xiàn)用的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)及機(jī)翼等未來(lái)應(yīng)用復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)研分析,對(duì)捻子條的尺寸(R角)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)歸類,并明確捻子條的纖維體積含量、性能的技術(shù)要求。預(yù)浸料捻子條制備工藝裝備的研制針對(duì)民用客機(jī)常見(jiàn)的977-2和X-850預(yù)浸料體系的工藝性能,初步擬定捻子條制備的工藝裝備的研究思路,進(jìn)行裝備的設(shè)計(jì)及制造,并評(píng)判其捻子條的尺寸(捻子條尺寸R5-R10之間可調(diào),纖維體積含量根據(jù)捻子條尺寸計(jì)算,體積含量在55-65%制件)、性能等,對(duì)設(shè)備進(jìn)行進(jìn)一步完善。預(yù)浸料捻子條的尺寸性能評(píng)估采用不同預(yù)浸料、不同的R角等對(duì)研發(fā)裝備制備的捻子條的尺寸性能進(jìn)行評(píng)估,達(dá)到應(yīng)用的目的,形成高溫固化環(huán)氧碳纖維捻子條制備的工藝規(guī)范初稿。預(yù)期成果復(fù)合材料捻子條的制備工藝裝備(具有R角可調(diào)、纖維體積含量可控、連續(xù)制備);工藝規(guī)范初稿;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。研究目標(biāo)經(jīng)過(guò)建立熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料X850材料體系的粘彈性本構(gòu)模型,分析復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱校形對(duì)材料性能、殘余應(yīng)力分布的影響。針對(duì)航空復(fù)合材料典型結(jié)構(gòu)件C形梁結(jié)構(gòu)變形、長(zhǎng)桁架橋等現(xiàn)象,熱校形實(shí)驗(yàn)與模擬對(duì)比,驗(yàn)證模型的準(zhǔn)確性。研究?jī)?nèi)容基于Schapery單積分本構(gòu)關(guān)系和時(shí)-溫等效原理,建立熱固性復(fù)合材料的粘彈性本構(gòu)模型,提出針對(duì)熱固性復(fù)合材料熱校形方法;針對(duì)X850材料體系玻璃化轉(zhuǎn)變溫度進(jìn)行熱校形,選取典型結(jié)構(gòu)件C形梁、長(zhǎng)桁,分析校形結(jié)構(gòu)對(duì)材料性能的影響,給出應(yīng)力狀態(tài)分布,分析殘余應(yīng)力的改變情況;針對(duì)航空復(fù)合材料典型結(jié)構(gòu)件C形梁結(jié)構(gòu)變形、長(zhǎng)桁架橋等現(xiàn)象,將熱校形實(shí)驗(yàn)結(jié)果與模擬結(jié)果對(duì)比,驗(yàn)證模型的準(zhǔn)確性。預(yù)期成果項(xiàng)目研究報(bào)告;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。飛機(jī)總線檢測(cè)技術(shù)研究研究目標(biāo)針對(duì)飛機(jī)總裝階段,數(shù)據(jù)總線敷設(shè)不良導(dǎo)致總線傳輸性能下降,數(shù)據(jù)畸變概率提高,數(shù)據(jù)總線傳輸不一致等問(wèn)題,擬對(duì)飛機(jī)數(shù)據(jù)總線性能及故障進(jìn)行研究,實(shí)現(xiàn)飛機(jī)數(shù)據(jù)總線性能及可靠性的檢測(cè)統(tǒng)計(jì),提高總線線纜敷設(shè)的合理性,從而提高飛行安全。研究?jī)?nèi)容本項(xiàng)目擬采用飛機(jī)總線虛擬仿真及測(cè)試技術(shù)。在線纜一端,仿真數(shù)據(jù)鏈路層,網(wǎng)絡(luò)層,傳輸層和應(yīng)用層標(biāo)準(zhǔn)的數(shù)據(jù)包,并在總線線纜的另一端對(duì)其完整性進(jìn)行檢查,檢查并統(tǒng)計(jì)各層對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)包的畸變,評(píng)測(cè)總線線纜的通信性能及可靠性。另外,研究多總線從不飽和數(shù)據(jù)包到”泛洪”的飽和數(shù)據(jù)通信情況下的性能及可靠性,為總線線纜的敷設(shè)科學(xué)性提供檢測(cè)量化依據(jù)。預(yù)期成果經(jīng)過(guò)飛機(jī)總線性能及可靠性檢測(cè)研究項(xiàng)目的實(shí)施,能夠?qū)崿F(xiàn)飛機(jī)總線電纜敷設(shè)后的性能評(píng)價(jià),評(píng)估飛機(jī)總線電纜敷設(shè)工藝和方案,完善工藝規(guī)范,提高飛機(jī)總線電纜敷設(shè)的科學(xué)性。預(yù)期成果如下:完善相關(guān)工藝規(guī)范;項(xiàng)目研究報(bào)告;培養(yǎng)碩士研究生1-2名;國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng);發(fā)表SCI/EI論文3篇。飛機(jī)線纜故障定位關(guān)鍵技術(shù)研究研究