座舱盖打磨下料机器人离线编程仿真

尝试通过机器人离线编程技术来解决座舱盖复杂曲面机器人打磨下料轨迹难以获取的难题,重点介绍了利用Tecnomatix PS辅助机器人离线编程的方法。首先运用SolidWorks三维建模技术建立机器人工况模型以模拟打磨机器人的工作环境,同时结合Tecnomatix PS的虚拟仿真技术实现了打磨机器人的离线编程和仿真,最终得到离线程序。基于Tecnomatix PS的编程作为整体离线编程方法的一部分,通过验证,其输出结果能够满足后续编程步骤的需求。     

飞机驾驶舱窗玻璃银纹的机理分析

玻璃银纹是有机玻璃主要失效形式之一,在大的拉应力作用下,加速了银纹的产生和扩展.文中以某飞机前座舱一矩形玻璃为对像,根据银纹产生的位置与形貌判定与拉应力有关,通过理论分析、数值模拟,从气密载荷、装配间隙量两方面分析银纹产生原因,为设计、装配提供参考.     

飞机发动机减速器支撑杆加工裂纹原因分析

飞机发动机减速器支撑杆在加工过程中易产生微裂纹,通过显微组织检验、断口形貌观察、微区成分分析以及含氢量测定和模拟焊接试验等方法对其裂纹产生的原因进行了分析.结果表明:减速器支撑杆产生微裂纹的主要原因是焊接时采用的保护气(氩气)中水分超过标准规定37.7倍,在焊缝热影响区造成增氢,导致氢致延迟裂纹的产生.     

MDYB-3有机玻璃裂纹扩展温度效应试验研究

随着对飞机性能要求的提高,对机用有机玻璃的要求愈来愈高.目前飞机舱盖玻璃表面温度在-55℃～100℃范围内变化,因此,研究飞机舱盖MDYB-3有机玻璃温度效应具有十分重要的意义.文中采用CT(compact tension)试样对MDYB-3有机玻璃在-50℃～90℃范围内进行裂纹扩展试验,研究温度对MDYB-3有机玻璃裂纹扩展速率的影响.应用线弹性断裂力学理论,分析不同环境温度下裂纹扩展速率与等效应力强度因子ΔK之间的关系.试验结果表明,MDYB-3有机玻璃随着温度升高,裂纹扩展速率减小,断裂韧度增大;低温时MDYB-3有机玻璃表现为脆性,裂纹扩展十分平滑,断面垂直于拉伸方向,温度较高时MDYB-3有机玻璃表现为粘性,裂纹扩展面凹凸不平.     

有机玻璃疲劳裂纹扩展定量分析

采用断裂力学方法分析了有机玻璃裂纹尖端应力分布及银纹微纤化断裂机理 ,由此建立的力学模型所得到的疲劳裂纹扩展表达式 ,能较好地拟合有机玻璃疲劳裂纹扩展实验数据。而由裂纹扩展实验数据通过线性回归计算得出的裂纹扩展系数 B和理论门槛值 ΔKth可分别定量描述有机玻璃在中部区和近门槛区的扩展行为 ,且 B值与有机玻璃拉伸性能之间存在确定的函数关系 ,认为这两个参数可作为评估有机玻璃疲劳裂纹扩展行为的基本参量。     

飞机液压导管裂纹分析与改进措施

飞机液压导管出现裂纹,带来漏油风险,影响飞机飞行安全。对导管的损伤痕迹、断口形貌、光谱、金相组织等开展分析,发现导管的疲劳开裂与承受较大应力有关,表面磨损促进了疲劳裂纹的萌生。利用有限元方法开展安装应力、动强度和振动模态的数值计算,在发动机特定转速下振动量值和导管应力突增,表现出共振特性,诱发导管与平管嘴相磨形成疲劳源,造成导管疲劳破坏。提出了增加固定管夹的改进措施,实验验证导管应力水平明显下降,保证了飞机的使用安全。     

复合型加载条件下PMMA断裂行为的实验研究

给出一个中心裂纹圆盘断裂试验的较完整的试验技术,并用此试验技术在岛津材料试验机上对有机玻璃(polymethyl methacrylate,PMMA)这种典型的脆性材料成功地进行纯Ⅰ型、纯Ⅱ型和复合型加载条件下的断裂试验。试验结果表明,纯Ⅰ型、纯Ⅱ型及复合型加载条件下,载荷分布角γ大于8°,对KⅠ和KⅡ的试验结果有较大影响;纯Ⅰ型加载条件下裂纹是自相似扩展的,纯Ⅱ型和复合型加载条件下裂纹是非自相似扩展,且起裂始于切口端部的角点处。试验结果和有限元分析结果表明,最大周向拉应力准则对于预测非理想裂纹切口试件的开裂角仍然是有效的,但必须以实际试件切口端部角点处的应力场为依据。     

基于NASGRO飞机典型结构裂纹扩展分析

损伤容限评定已经成为当前民用飞机设计的指令性要求,裂纹扩展分析是损伤容限评定的重要手段之一。NASGRO作为专业软件,提供了计算平台,根据不同的裂纹扩展分析模型,对飞机典型结构(机身加强框、机翼下壁板)进行裂纹扩展计算,比较不同方法对结果的影响。     

飞机典型连接结构多位置损伤实验设计及验证

适航要求飞机设计商需评定广布疲劳损伤(WFD)建立有效性限制(LOV),以保证飞机服役期间结构不会发生WFD而导致灾难性事故.采用三维有限元分析多位置损伤(MSD)敏感结构,通过优化试样尺寸、合理选择铆钉和螺钉,设计了搭接、对接两类共线8孔铆钉连接结构,使得同排共线孔孔边具有相似应力分布特征且偏心弯曲小,能够随机萌生疲劳裂纹.通过实验验证了这些结构疲劳实验均随机萌生多裂纹,并给出了这两类典型飞机连接结构的多位置损伤实验裂纹萌生和结构失效寿命的平均行为.     

一种海域用救生伞的伞衣自动脱离装置设计

由于此前我国海用救生伞的脱离装置为手动,且操作程序繁琐,特研制了一种全自动脱离装置。本文详细介绍了此装置的组成、工作原理及设计计算方法。脱离装置主要用于降落伞伞衣与脱离锁片的自动脱离,从而实现飞行员与救生伞伞衣的分离。     

注汽锅炉热管失效分析及预防

注汽锅炉炉管鼓包、爆管在油田注汽生产中非常普遍,且危害极大,不但影响锅炉的使用寿命,同时也造成巨大的经济损失。针对辽河油田某采油厂发生的一起注汽锅炉爆管事故,对炉管爆口处进行技术检测。依据检测数据,分析了注汽锅炉爆管的原因,并提出了相应的预防措施。     

航空有机玻璃拉伸机拉伸力数字PID控制系统开发

以航空有机玻璃拉伸机为母体,基于VB和PLC开发了航空有机玻璃拉伸机拉伸力数字PID控制系统,介绍了其硬件结构,建立了其数学模型和开发了其数字PID控制系统,并深入研究了数字PID控制的改进算法.     

氧气瓶爆炸事故的原因分析

采用宏观观察、化学分析、金相分析、内壁附着物化学成分分析、壁厚测量、市场调查等手段对近期发生的一起氧气瓶爆炸事故的发生原因进行了全面分析,得出该爆炸事故为典型的化学爆炸,气焊操作过程中的不当操作所造成的氧气与可燃气体的混合并达爆炸极限是本次爆炸事故发生的根本原因。并结合近年来从事气瓶检验与研究的技术经验,提出了一些防范措施和建议,对提高氧气瓶在小型非工业气焊工作中使用的安全性具有参考价值和实际意义。     

某型航空子午线轮胎刚度仿真分析

轮胎力学特性是飞机地面运动学研究的重要课题之一。基于轮胎静刚度的形成机理,忽略胎面花纹,建立某型航空子午线轮胎三维非线性有限元分析模型。考虑到航空轮胎材料非线性、几何非线性、接触非线性等问题,借助ABAQUS和HYPERMESH软件,并在ABAQUS/STANDARD求解器下进行径向和侧向刚度特性仿真分析,得出不同充气压力工况下的相应的负荷与变形的关系。通过仿真分析结果与理论估算值的对比,表明所建立的有限元分析模型可较好模拟该型航空轮胎的刚度特性。     

6kW静音型柴油发电机组排风通道风阻仿真研究

为了研究6 kW静音型柴油发电机组排风通道结构对空气流动阻力的影响,通过计算流体力学方法(CFD)分析排风通道内流体模型的压力场和流场分布,研究了排风通道内风阻的影响因素。通过改变阻风板、消声器相对位置和排风出口形状、尺寸,对比风阻变化及流体流速变化。结果表明移动阻风板,扩大排风通道体积及移动消声器相对阻风板的距离可以减小风阻,同时增大排风出口处U型挡板宽度可以减小风阻,当不考虑排风出口处吸音海绵表面粗糙度时其厚度对风阻影响不大。为排风通道结构设计和优化提供理论依据。     

飞机残骸与机-电失效分析

从分析飞机残骸入手,研究了飞机残骸分析在航空工程中的作用,探讨了飞机残骸中关于机械和仪电设备的失效特征,并指出了失效原因。     

航空结构的连接件内力分析探讨

航空结构疲劳分析的难点在于计算细节疲劳额定强度(DFR)计算,而结构的细节疲劳额定强度关键在于准确地得到紧固件载荷分布,找到最危险铆钉位置及R/P值。使用解析法能得到较准确的结果,但只能对简单、规则连接件进行计算。采用有限元方法,则可以对绝大多数连接件进行模型简化,通过单元的准确模拟,精确地得到内力分布。     

制动鼓爆裂故障技术分析

对驻车制动器制动鼓爆裂的机理进行了分析,并根据分析结果提出了改进措施.