飞机结构件

飞机结构件（精选12篇）

飞机结构件 篇1

引言

航空制造中大部分结构件形状不规则, 这些结构件直接决定了飞机机体骨架和气动外形的性能。 航空结构件品种非常繁多, 使用加工材料种类繁杂, 如何设计出外形指标更高、刚性更好、强度更高、气密性更好的航空结构件, 是航空制造工程师和企业需要解决的较为重要的问题, 但是航空结构件一般体积大和容易变形, 加工难度很高。如何在数控机床上加工出性能可靠的结构件, 是航空制造企业数控加工制造零部件的关键。

在飞机结构件中, 型腔是较为常见的结构, 型腔的加工时间一般占总加工时间的80%左右[1], 所以这类结构的加工是影响航空结构件加工时间、效率和质量的关键部分之一, 本文就是以型腔的刀轨加工轨迹为例进行研究, 采用Z向插铣算法来对刀位轨迹进行设计。

1刀位轨迹设计原则

数控加工中, 主要就是设计加工走刀中的刀具轨迹, 刀具刀位点相对于工件运动的轨迹称为加工路线, 一般我们设计加工路线主要原则有:保证被加工零部件的精度和表面粗糙度, 同时要求数控计算简单, 尽可能缩短加工路线, 减少程序设计量和走刀时间[2]。

刀位轨迹在设计时, 一般依据的规则是:加工的方式和路线应能够确保被加工零部件的精度和表面粗糙度指标;尽量减少进刀、退刀时间和其他辅助时间, 尽可能保证加工路线最短;进刀、退刀位置应该放在不重要的位置, 尽量使刀具沿着切线方向进刀和退刀, 尽量避免采用法向进刀退刀和给进过程中突然停顿而导致的刀痕。

2数控加工轨迹算法

飞机结构件中, 由于型腔是较为常见的一种结构零部件, 而且型腔在飞机的整体设计及质量控制中较为重要, 所以本文主要研究型腔的数控加工轨迹。型腔的加工精度主要受转角特征影响, 传统的加工方式是槽腔铣来对转角分层进行加工的, 通过选择优化刀具可以缩短刀轨的路径长度, 比如可以选用不同尺寸的刀具进行组合, 先初加工然后再进行精加工, 粗加工就是用直径较大的刀具在较短的时间内切掉型腔的大部分材料, 精加工就是用直径较小的刀具去除粗加工之后残留的小部分材料, 通过这种方式来达到最终要求的型腔形状和精度。Z向插铣在对转角进行加工时可以保证在拐角处留下均匀的余量, 对转角进行精加工时适当考虑切削量的变化引起的切削力的变化, 保证刀具在切削过程中切削力是均匀的, 加工时留的加工余量比较小, 可以保证刀具和被加工零部件的变形最小。

在型腔数控加工时, 刀具的选择是至关重要的, 选择较大直径的刀具能够在短时间内切削更大的量, 由于被加工零部件的几何形状因素, 会在更多的区域内留下较多的加工残余。特别是在型腔转角, 刀具的直径越大, 切削量就会越小, 使得刀具加工轨迹变长, 大大降低了生产加工效率。这种情况一般是选择多个刀具按照直径从大到小依次进行加工, 来保证所有的加工残余得以快速切除。在残留区域进行数控加工时, 一般要把残留区域计算出来, 通过这个计算来确定下一步加工的刀具轨迹的路径。残留区域的计算步骤为:首先分别以1/2的粗加工刀具直径和1/2的下一步加工刀具直径为偏置距离向内偏置转角轮廓, 计算出下一步加工轨迹。

刀位点的优化:刀位点数据是指刀具在加工过程中每一个位置所需要的数据, 本文采用之字形走刀方式来计算刀位点, 这种方法的优点是抬刀次数较少和刀位容易计算。在计算出来的残留区域内, 在确定了刀位点所在线段后还得确定刀位点在每条平行线上的分布情况, 因为边界上的刀位点加工对被加工零部件的边界影响很大, 所以要保证每条平行线的端点为刀位点, 使得线段上其它各点的分布是均匀的。由于切削位置为圆弧, 加工余量较大, 为了保证得到均匀的加工余量, 尽量使加工残留发生在小曲率边界上。

本算法走刀路线简单, 切削量大, 可以有效避免传统的多次分层加工的方式产生的弹刀现象, 而且切削效率非常高, 具有较高的实用性。

3结语

本文主要针对飞机结构件的数控加工问题进行研究, 由于飞机结构件大多较为复杂, 传统的刀具加工算法大多性能不佳或者加工效率较差, 本文采用Z向插铣算法进行优化, 该算法具有较好的性能和较高的加工效率, 具有较高的应用价值。

参考文献

[1]严思杰.多轴加工刀轨最优行距计算方法研究[J].航空精密制造技术, 2006 (5) :15-16.

[2]孙全平.一种高速铣削刀轨优化算法的研究与实现[J].淮阴工学院学报, 2003 (1) :21-22.

飞机结构件 篇2

飞机结构件复合加载振动环境试验技术研究

从总体思路、夹具设计、载荷耦合影响消除等方面阐述了振动分别与疲劳载荷及多点静载的复合加载技术,并分别应用于两个型号结构件的`振动环境试验.试验曲线表明提出的方法是简便可行的.

作 者：曹琦 邵闯 姚起杭 Cao Qi Shao Chuang Yao Qihang  作者单位：飞机强度研究所,五室,西安,710065 刊 名：航空学报  ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA 年，卷(期)： 19(4) 分类号：V216.2 关键词：飞机   复合加载   振动环境   试验技术  

飞机结构设计思想变迁（二） 篇3

这一时期指导飞机结构设计的主要是静强度设计，而静强度主导飞机结构设计一直持续到二战结束以后，直至今天，静强度设计一直是飞机结构设计所必须遵守的所有准则的基础。

静强度设计思想可以表达为飞机在受到静力载荷时，其结构的强度必须大于结构所受的载荷，并达到一定的倍数，否则结构就可能工作在不安全的情况下，甚至出现变形或破坏。也就是说，当结构所能够承受的最大载荷要大于飞机实际受到的载荷达一定倍数时，此结构就是安全的。这个“倍数”就是所谓的“安全系数”，对于飞机结构各零部件，其安全系数都是不同的，有的比较重要的零件的安全系数较高

一般在确定飞机结构的静强度时，多采用载荷法。在过去飞机结构比较简单、飞行速度比较低、最大过载也比较小的时代，载荷法基本可以准确的确定飞机结构的受力情况，而且也足够进行飞机结构设计所用。但由于后来飞机上的零构件越来越多，结构的形状也越来越复杂，用载荷法已无法准确反映零构件各部位的受力状况。

关于载荷法，我们现在普遍使用“应力”这个概念来描述结构的受力情况。在宏观现象下，物体因受外力作用而变形，其内部各部分之间因各“微粒”相对位置改变而产生力，一般称为内力；而结构中某一点的应力是指分布内力系在该点的集度，反映的是内力系在该点的强弱程度，当应力大于一定程度时，材料就破坏了。因此，为保证构件有足够的强度，在载荷作用下构件的工作时的内部应力显然应低于其能承受的极限应力。在实际应用中，最大工作应用并不是材料破坏的极限应力，也是需要除以一个大于1的“安全系数”，这样得到的比极限应力小的一个数值，称为许用应力。每个结构件内部的许用应力所对应的外力值，就是对于结构件来说不应该超过的载荷。因此根据这个强度条件，就可以对飞机结构部件进行强度校核、截面设计并确定许用载荷等计算。

在第一次世界大战中，飞机已经投入作战，在战争中，飞机的性能有了大幅度提高，此时的飞机主要是双翼或三翼机。一战结束到二战爆发之前的年代里，飞机技术在飞速进步，各种飞行纪录不断被打破。而在1917年6月，意大利著名军事理论家朱利奥·杜黑提出了明确的空战理论，并出版著名的《制空权》一书，从此，飞机便正式开始了从战争的辅助角色到主导角色的演变。当然，这也为后来的空军使用和飞机发展奠定了基础，因为为实现理论中的空战，当时的飞机技术根本无法承担重任，需要有更先进的飞机出现。

20世纪30～40年代，当飞机作为一种主战武器在战场上大规模使用的时候，飞得更快、更高、更远已成为设计师追求的目标。因此，结构设计一方面在寻求比强度更高的材料（即同样强度的材料重量更轻），另一方面在发展更成熟的静强度和刚度的分析技术。随着冶金技术的发展，铝合金和合金钢逐渐取代木材、航空层板和亚麻布，成为飞机的主要材料。铆接、螺接和焊接等传统机械连接设计技术进入了快速发展时期。然而，飞机结构设计与其他民用结构设计一样，还处于采用静强度分析、并进行定性设计的阶段。

由于当时的飞机中虽然有很大的进步，但终究不具有较高的性能水准（相对于今天），加上当时的飞机主要是以军用飞机为主，在战时军用飞机的寿命通常都很短，因为绝大多数的飞机在结构用到足够的寿命前就被击落了。而当时的民用飞机的性能仍然较为低下，以当时使用最广的DC-3为例，其最大飞行速度只有370千米/小时左右，升限也只有7000多米，此时飞机的结构受到的应力并不算很大.因此采用静强度设计也是可以接受的。

但是这一切随着喷气时代的到来而结束了，当然当时的人们并没有意识到这一点。

在1949年，英国德·哈唯兰公司的喷气式客机DH106“慧星”（comet）首飞成功。标示着人类的航空旅行进入一个新时代。由于采用了喷气式发动机，“慧星”的最大速度可以达到800千米/小时左右，升限可以达到14000米，均为活塞螺旋桨式客机的两倍左右。但是在使用中“慧星”出现了多次严重事故，经过调查发现，在飞机舷窗部分发现有裂痕，这种裂纹发生扩展而造成了严重的解体事故。产生这种裂纹的原因是由于高空飞行的“彗星”客机使用增压座舱，长时间飞行频繁起降使机体反复的承受增压和减压产生的压力差，引发飞机铝制蒙皮的金属疲劳所致。“慧星”飞机还是按老的设计思想设计的，虽然飞机结构的静强度是足够的，但设计师们没有考虑到金属材料的疲劳效应，因为在螺旋桨时代，飞机飞行的高度相对较低，压力差较小，同时航班的频率也没有“慧星”这么频繁，因此螺旋桨飞机没有出现过这样的事故，人们也没有发现新飞机存在的新问题。所以从这以后，飞机的金属疲劳设计就取代了静强度设计成为那一时期的主要设计思想。

二战后期，随着飞机飞行速度和战术技术性能要求的提高，飞机机翼采用薄翼型和后掠翼，是气动弹性问题变得突出起来。因此要求飞机结构不仅要有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，不仅要避免结构处于共振点附近，而且还要保证结构不出现过大的变形而影响飞机的性能。

我们知道，飞机能够在天空中飞行是因为飞机与空气的相对运动可以在机翼和机身等部位的上下表面产生压力差，从而产生升力来抵消重力，尤其是作为升力产生的主要来源的机翼承受了很大的气动载荷。这些载荷按气流密度、压力和飞行速度、飞机外形的不同，以一定的规律分布在飞机的机身、机翼、尾翼等部位，其中以作用在机翼上的载荷最大。当飞机做一定的机动动作的时候，还会产生一定的过载，这时载荷的大小会成倍的增加。在这些载荷的作用下，各部位尤其是机翼会发生弯曲和扭转变形。一旦这种变形超过了一定的限度，将破坏飞机原有的气动外形，造成飞机性能的下降甚至是飞机结构发生破坏或飞机的操纵失灵导致坠毁等事故，例如机翼的扭转刚度不足造成的扭转变形就有可能造成飞机的“副翼反效”现象，导致滚转操纵失效甚至飞机坠毁。可见，保证飞机结构具有一定的高度是非常重要的。

飞机结构件 篇4

随着现代飞机性能的不断提高,采用数控加工的整体结构件被广泛应用,对集成制造水平提出了更高的要求。飞机结构件特征识别成为实现基于特征的工艺规划、刀轨自动生成、成本估算以及在线检测等功能的关键技术。

特征识别方法从整体上可以分为两大类:一类是基于边界匹配的特征识别方法,另一类是基于立体分解的特征识别方法[1,2]。在基于边界匹配的特征识别方法中,常见的有规则法、图匹配法和痕迹法[3],这些方法都在一定程度上解决了特征识别中的一些问题,其中基于图和基于痕迹[4]的方法一直被广泛使用。但是,飞机结构件有其自身的特点,它依据几何形状和加工工艺特点划分特征,特征拓扑无法确定,并且呈现复杂的多样性,无法有效建立预定义特征库,基于边界匹配的方法难以识别[5];基于立体分解的特征识别方法无需建立预定义特征库[6],但由于算法本身效率低,而飞机结构件零件大、拓扑复杂,识别效率就显得更低。

为此,笔者提出一种基于层的特征识别方法,并在飞机结构件特征识别系统中应用验证。

1 拓扑不固定特征

飞机结构件是构成飞机机体骨架和气动外形的重要组成部分,主要包括框、梁、壁板等多种类型,图1为某壁板类飞机结构件。

飞机结构件要求结构刚性好、比强度高、重量轻、气密性好、外形准确[7],这些应用特性给它带来了型腔复杂、壁薄、自由曲面多等形状特性,从而决定了它特殊的加工工艺性。

飞机结构件在几何形状和加工工艺方面有着自身的特点,其加工特征的定义和分类也与一般零件有所不同:①为了满足多系统集成的需要,必须从加工制造的观点来归纳特征;②考虑到飞机结构件的复杂形状特性,归纳的特征必须与一定的加工工艺相对应。总之,必须从加工制造的观点、以加工工艺为基础来归纳特征。

飞机结构件可以归纳出槽、筋、孔和轮廓等四类典型特征[8,9],表1结合图例给出了几类特征的定义。

以加工工艺为基础归纳特征,将不考虑组成特征的拓扑数目,特征拓扑具有不固定性,称之为拓扑不固定特征。飞机结构件特征拓扑不固定特性主要体现在以下几点:

(1)特征本身拓扑的多样性。为了减轻重量,飞机结构件需要进行等强度设计,往往在结构件上形成各种复杂型腔。即使是单层次的封闭型腔(图2a),由于侧面数目可以为3~n个,也无法确定型腔究竟有多少拓扑面。

(2)特征相交导致特征拓扑的变化。飞机结构件特征相交的情况非常普遍,形成大量多层次的型腔,如图2b~图2d所示,层次数目、层次拓扑组成和层次关系等都可能不同,拓扑情况不固定。

(3)自由曲面特征的拓扑构成无法确定。飞机结构件轮廓与飞机外形有关,所以靠近飞机外形的特征中包含大量自由曲面,由于建模操作方法不同,同一自由曲面特征可以由相邻的不同数目的曲面片缝合构成[10,11]。

(4)过渡元素导致特征拓扑复杂化。飞机结构件中存在大量过渡转角面,这些面只与加工工艺有关,不影响加工轨迹,但是它们的存在使得特征的拓扑更加复杂,如图2d所示。

针对飞机结构件拓扑不固定特征,无法有效建立预定义特征库,因而无法通过与预定义特征匹配的方式识别。

2 基于层的特征识别方法

框、梁、壁板等都属于平面零件,它们占飞机机械加工结构件的80%以上,是工艺准备时间最长的几类飞机结构件。这些平面类的飞机结构件加工部位大部分集中在上下两面,具有明显的方向性(图1),飞机结构件的分型面是区分上下两面的基准,通常以分型面外法线矢量作为飞机结构件的基准方向,如图3中的基准方向V。

2.1 层的概念

飞机结构件识别的主要难点在于结构件上所形成的各种复杂拓扑不固定型腔,为此本文利用飞机结构件加工部位具有明显方向性的特点,以分型面外法线矢量作为基准方向V:首先将加工中的分型面外法线矢量作为基准方向,根据这个方向将零件模型中的面划分为与基准方向近似垂直的基础面和与基准方向近似平行的约束面,每一个基础面与它的所有凹邻接约束面组成层。以P标记槽,L1和L2分别标记图3中的两个层。

其中,f1和f5分别为相应层的基础面,而其他面为相应层的约束面。

层由基础面和约束面组成,既是飞机结构件型腔的简化模型,也是特征的组成单元,涵盖了飞机结构件中几乎所有的数控加工单元。基础面和约束面这两个元素保证了层的工程涵义,通过层的组合可以很好地解决由复杂型腔等因素带来的飞机结构件拓扑不固定特征的识别问题。

2.2 层的相交

特征相交是特征识别中普遍存在的问题,在飞机结构件特征识别中,这一问题尤为严重。飞机结构件中存在大量的相交特征,并且由于飞机结构件拓扑数量多、拓扑结构复杂,因此要求特征相交的处理算法既要保证正确性,又要保证处理的效率。

层作为飞机结构件特征的组成单元,可以看作初级特征,同样面临特征相交的问题。Gao等[2]将特征相交分为6类,总结出3种拓扑变化:①面的贴合;②凹边丢失;③面的分割。解决凹边丢失和面的分割这两种拓扑变化的过程中都有可能产生“虚面”,“虚面”即在面的延拓过程中产生的不属于零件表面本身的那部分面,如图4a所示。产生“虚面”的特征解释意味着可能有部分加工资源花费在“虚面”的加工上,而“虚面”的加工要求又必然与它的延拓面一致,从而有可能导致加工资源浪费在“虚面”的加工上。同时,“虚面”并非总能延拓产生,因为自由曲面是无法延拓的。

然而,通过层的组合获得特征,避免了上述两种可能产生“虚面”的拓扑变化,只需解决面贴合这一种拓扑变化。本算法采用添加“虚边”的方式处理层与层之间的相交问题,通过延拓面中的边,与面相交的那部分边称为“虚边”。如图4b所示,通过添加“虚边”处理层i与层j的相交问题。同时,根据层的概念,只需添加方向与层基准方向一致的虚边,提高了添加虚边的效率。

(a)虚面 (b)虚边

2.3 层的组合

在完成层的识别之后,即可获得层的集合,之后将集合中的层按组合规则进行组合。轮廓和孔是由特殊的层构成的,在层的组合过程中首先利用它们的特殊性对层的集合进行过滤,并依据筋的几何特性区分出筋所对应的层,从而实现层集合的分解。层的集合分解为对应于四类特征的四个子集,其中筋所对应的子集需要通过添加虚边的方式进行相交情况的分解。每类子集中的层组合出相应特征,特征的组合涉及扩展起点、扩展方向和扩展终点三个方面:

(1)扩展起点。从每类子集剩余的元素中任取一个作为扩展起点,并从该子集中去除该元素,扩展起点构成了特征的初始部分。

(2)扩展方向。扩展方向提供了扩展起点继续扩展的条件,符合扩展条件的元素将被加载到特征中,并与特征中的其他元素相互关联。不同特征的扩展方向也不同:槽以层与层之间的关联关系作为扩展条件,如果层的约束面与待扩展层的基础面凸连接,则实现扩展,待扩展层添加到特征的初始部分;筋以特征初始部分的走向以及与待扩展层基础面的非凸连接为扩展条件;而轮廓以特征初始部分与待扩展层约束面的非凸连接为扩展条件,孔作为轮廓的特殊情况。

(3)扩展终点。扩展终点是指子集为空或无符合扩展方向的元素,此时扩展结束,特征中的所有元素构成了该特征。

2.4 基于层的合理特征解释生成

通过层的组合获得特征,如果只从层本身出发来解释特征,那么特征的解释是唯一的。但是,利用特征中层与层之间的关联关系,可以产生其他的特征解释,特征解释以加工工艺知识为依据生成,避免了特征多重解释的盲目性。

以图3所示的槽的加工为例,该槽由两层组成,在表2中列出了各加工工序相应的加工工艺及其图示。工序1和工序2是对槽侧壁的加工,通过边投影组成最大包络边的算法和层深数据生成特征解释,该特征解释符合槽侧壁的加工工艺;工序3和工序4是对槽底的加工,层本身的特征解释就符合它的加工工艺;最后完成其他工序的加工内容。

3 自动识别算法流程

自动识别算法以飞机结构件的B-Rep模型作为输入,以零件的属性面边图为识别基础,如图5所示,算法步骤如下:

(1)对零件模型进行简化处理。飞机结构件中存在大量过渡转角面,这些面不影响加工轨迹,通过识别将其删除并在属性面边图中构建新的邻接关系,保证拓扑关系的正确性和几何的有效性;对模型转换以及倒角过程中带来的无效拓扑进行类似的处理。

(2)建立零件的属性面边图。对飞机结构件的模型进行简化处理之后,建立零件的初始属性邻接图,通过在符合条件的约束面上添加虚边获得最终的属性邻接图。

(3)从零件的属性面边图中提取层。在获得零件的最终属性邻接图之后,按照层的概念,由基础面开始遍历,获得一组基础面之后,再由该组基础面获得对应的凹邻接约束面,这组基础面和约束面就构成了一个层,依次获得层的集合。

(4)将层组合为特征。首先将层的集合分解为对应于四类特征的四个子集,然后分别将每类子集中的层按扩展方向组合为相应特征集。

(5)基于加工工艺进行特征解释。通过同一特征中多个层之间的关联关系,基于加工工艺产生多重解释。

4 算法应用实例

应用本算法开发的飞机结构件特征识别系统已经在CATIA V5平台得到验证。表3是应用该系统识别图1所示的某壁板类飞机结构件的结果。图6是某槽特征的识别过程示例,算法首先识别出层,然后根据层的组合规则将层1和层2构成槽。

5 结束语

在我国开展大型客机研制、全面发展航空业的背景下,航空制造业的集成化程度将进一步得到提高,而飞机结构件特征识别作为计算机集成应用的重要环节,将起到关键作用。本算法可以识别拓扑不固定特征,能有效处理特征相交及给出合理的特征解释。根据本文研究,基于CATIA V5开发的飞机结构件特征识别系统已在某大型航空企业中得到应用,并取得了良好的效果。

参考文献

[1]高曙明.自动特征识别技术综述[J].计算机学报,1998,21(3):281-288.

[2]Gao S,Shah J J.Automatic Recognition of Interac-ting Machining Features Based on Mini mal Condi-tion Subgraph[J].Computer Aided Design,1998,30(9):727-739.

[3]Shah J J,Anderson D.A Discourse on GeometricFeature Recognition from CAD Models[J].Journalof Computing and Information Science in Engineer-ing,2001,1(3):41-51.

[4]Han J H,Regli WC,Brooks S.Hint-based Rea-soning for Feature Recognition:Status Report[J].Computer Aided Design,1998,30(13):1003-1007.

[5]Corney J,Hayes C,Sundararajan V,et al.TheCAD/CAM Interface:a 25-Year Retrospective[J].Journal of Computing and Information Sciencein Engineering,2005,5(9):188-197.

[6]Waco D,Ki m YS.Geometric Reasoningfor Machi-ning Features Using Convex Decomposition[J].Computer Aided Design,1994,26(6):477-489.

[7]范玉青.现代飞机制造技术[M].北京:北京航空航天大学出版社,2001.

[8]Li Y G,Fang T L,Cheng S J,et al.Research onFeature-based Rapid Programming for Aircraft NCParts[J].Applied Mechanics and Materials,2008,10(12):682-687.

[9]程少杰,李迎光.基于痕迹法的槽腔特征识别方法[J].机械制造与自动化,2008,37(2):50-52.

[10]Zhang X Q,Wang J,Yamazaki K.A SurfaceBased Approach to Recognition of Geometric Fea-tures for Quality FreeformSurface Machining[J].Computer Aided Design,2004,36(8):735-744.

军用飞机结构使用寿命研究概述 篇5

使用寿命是军用飞机的重要性能指标,而飞机结构的使用寿命是决定飞机使用寿命的基础.文章对飞机结构的`寿命体系进行了介绍并探讨了影响飞机结构使用寿命的因素,对目前国内外研究现状进行了回顾,对管理飞机寿命的日历寿命体系评定技术进行了分析,在此基础上指出后续研究中应重点解决的几个关键问题.

作 者：谭登驰 陈跃良 杨茂胜 TAN Deng-chi CHEN Yue-liang YANG Mao-sheng  作者单位：谭登驰,TAN Deng-chi(海军装备部重庆军事代表局,重庆,410016)

陈跃良,杨茂胜,CHEN Yue-liang,YANG Mao-sheng(海军航空工程学院青岛分院,青岛,266041)

飞机结构件 篇6

关键词：飞机结构防腐；教学改革；探索

中图分类号：G42 文献标识码：A DOI：10.3969/j.issn.1672-0407.2012.04.007

文章编号：1672-0407(2012）04-014-03 收稿日期：2012-03-01

在现代飞机结构材料中，虽然先进复合材料所占比例与日俱增，但金属材料仍居主导，因此对金属材料的研究仍是热点之一。金属材料的腐蚀损伤是飞机结构件最严重的损伤形式之一，它严重威胁着飞机的飞行安全，影响经济效益。“飞机结构防腐”课程重点介绍飞机上金属材料的腐蚀问题。

“飞机结构防腐”是飞行器制造工程专业航空器维修方向的一门核心专业课程。“飞机结构防腐”课程重点要求学生掌握飞机结构件的腐蚀机理、腐蚀类型、腐蚀环境以及防腐设计措施和防腐维护措施等。力求反映飞机结构防腐领域的新技术，力图与机务维修实践相结合，着重培养学生具有扎实宽广的专业理论知识和较强的实际工作能力，为学生毕业后从事机务维修生产一线工作、适航与维修管理工作等奠定必要的专业技术基础。要在有限的学时内实现上述目标，对本课程教学内容、教学方法等方面提出了更高要求，不仅要保证教学效果和提高教学质量，还要激发学生学习的积极性，促使学生主动学习、主动思考，逐步培养学生分析和判断飞机结构腐蚀损伤的能力。因此，对“飞机结构防腐”课程的教学研究具有重要意义。

一、整合课程内容，结合专业方向合理选择

高等学校课程教学内容的选择与编排必须符合专业性与综合性相结合、知识的系统性与认识的循序渐进相结合等教学原则。本课程是材料、化学与航空等领域的一个交叉学科，因此为了保证知识的系统性与认识的循序渐进相结合，开设本课程之前需要先修大学化学、工程材料等课程。为了保证知识的完整性，本课程内容涵盖金属腐蚀机理和各种局部腐蚀类型、飞机上常用金属材料以及腐蚀特性、腐蚀损伤无损检测技术、腐蚀预防与控制大纲、飞机结构防腐控制措施和腐蚀损伤修复工艺等内容。为了保证学科内容的专业性，本课程紧密结合飞机维修行业有关腐蚀技术的实例，及时跟踪本领域的最新研究动态与学科前沿。

教材是教师教和学生学的主要依据，是教师进行教学、学生获取系统知识的基本参考，是重要的教学资源。到目前为止，有关飞机结构腐蚀的著作很少，而且大部分是介绍军用飞机的结构腐蚀控制，对于民用飞机腐蚀控制来说更少。鉴于此，我们在原有“航空器腐蚀预防与控制”的基础上编写了“飞机结构腐蚀与控制”讲义，可以作为学生学习这门课的主要参考资料。但是，我们教师在教的过程中要学会合理地“用教材”，而不能简单地“教教材”，教材只能作为教师的帮手，不能只使用教材一本书，要参考其他参考资料的内容。并且，要及时跟踪相关领域的最新发展，及时对教学内容进行更新。在教学过程中创造性地使用教材，大胆创新教学模式、教学方法，培养学生应用知识解决实际问题的能力，实现学生素质的全面提升。而且，对于不同专业的学生，教师要根据学生的专业培养目标，合理处理教材，对教材进行合理的增删、更新和调整，使其变为更适合专业需要、更易于学生接受的教学内容。根据实际需要确定教学内容的侧重点和教学目标。拓展和补充教学内容，对教学内容进行合理的取舍和调整。

二、结合视频和动画，激发学生学习兴趣

“飞机结构防腐”是一门与工程实践紧密相关、工艺性很强的专业课程。在进行课堂教学时，切忌教师整个课堂只利用多媒体和板书滔滔不绝，要给学生留出一定的时间去思考。课堂中间要穿插一些与教学相关的视频和动画，利用现代教学媒体的声音、画面等直观地显现教学信息，为学生提供更加丰富的感知。活跃课堂气氛，激发学生的学习兴趣，激发学生的好奇心和求知欲，增强学生的感性认识，提高学习效率。

对教学内容按模块进行整合和划分，在讲解每一模块前，要有效利用视频和图片资料循序渐进地导入，介绍该模块的研究背景、研究现状等，使学生带着兴趣走进一个领域。再讲解每个模块过程中，穿插相关的视频和动画，给学生留下直观的印象。鉴于此，课程组收集了民航领域有关腐蚀的各种图片和视频资料，例如空难纪实、各种局部腐蚀照片等等。另外，录制了一些现场视频材料，例如机械法清除腐蚀产物过程、喷涂工艺等。此外，还制作了有关腐蚀机理的一些动画演示，如点蚀、缝隙腐蚀、应力腐蚀开裂机理等。所有这些资料都是课堂讲授的有益补充，这样可以将抽象的理论与直观演示相结合，使学生带着浓厚的兴趣走进一个领域，并将兴趣转化为学习的动力。

三、结合现场参观教学，充分利用学校现有资源

现场教学法，是指教育者遵循教学规律，按照教学目的要求，以现场教学点为载体，将学习者引入特定的真实情境中，通过实地调查、多边互动和研讨交流进行教学的方法。参观教学可以使学生接触实际事物，使教学活动和生产实际紧密地联系起来，增强学生感性认识，加深对教材理论知识的理解。情境真实，感悟深刻。通过现场教学的实践性、生动性和有效性，使学生对学习内容有更直接、更直观的感受，容易引起心灵的震憾和情感的共鸣，使学生终生难忘。学生通过听、看、谈、交流、对比、评判和思考，将现场传递的信息与自身感受相融合，不仅引发新的思考，而且利于巩固学习的成果。

比如讲授腐蚀类型后，组织学生到我校工程技术训练中心实习基地参观，了解一下老龄飞机的腐蚀情况，飞机上哪些区域容易腐蚀，都有哪些腐蚀类型等。再如，讲授到无损检测模块时，首先通过录像资料进行强化，之后到我校工程技术训练中心无损检测实验室实地参观实验仪器设备和样品，请指导老师进行现场操作，再现检测过程。组织学生边参观边听讲解, 这样使学生对所学知识留下更深一步的印象，加深理解。

四、重视实验教学，培养学生动手能力

针对专业培养目标，体现专业技能，开发实验教学。在实验教学中，可以有效地激发学生们浓厚的学习兴趣，培养了学生的观察能力、思维能力、分析能力、解决问题的能力和实验设计操作的能力。教师在演示实验过程中是启发学生观察实验现象、过程、并进行思维分析，从而得出科学的结论。教学中的演示实验，既传授了知识又是演示方法的过程。在实际操作过程中能形象、生动、直观地理解和掌握了专业技能，并学会了以科学务实的认真态度考虑问题、分析问题、处理问题。实验教学过程中不仅调动了学生的积极参与意识和表现意识，而且更全面地掌握了理论和实践相结合的过程，更好地为学生创造了自我展示，自我提高的空间，也是锻炼了学生多方位的解决实际问题的能力。因此，重视和加强实验教学，是诱发学生学习兴趣的关键环节。

实验教学的重要性毋庸置疑，但现有实验条件根本无法满足每届超过500名学生的要求，而且还没有专门的实验室可以开展本课程实验教学，只能借用工程技术训练中心的无损检测实验室，尽管如此实验设备的台数远远不能满足要求，因此只能进行现场参观教学。鉴于目前现状，我们要提出一个切实可行的、短期能实现的解决这一问题的方案，课题组计划采取课堂实验的方式，把实验教学放到课堂上来进行。但这种方式只适用于开发小型的、对实验条件要求不太高、仪器设备数量相对少的一些实验。课题组计划开发例如原电池原理、渗透检测等一些小型的实验，这样才能做到真正让学生亲自动手操作，达到开设实验的目的。

五、以科研促进教学，重视师资队伍培养

一门课程的建设和发展离不开一支实力雄厚、结构合理、学术水平较高的教师梯队，要努力建立一支知识结构和年龄结构合理的教学梯队。教学梯队成员的年龄配备要力求使之呈现承接(下转第17页）(上接第15页）有序的最佳状态，比较合理的结构是老中青相结合。老中青的比例以1：2：3为宜，大致呈三角形或梯形结构。这种结构可以使教师梯队保持正常的新陈代谢和保持可持续发展的能力。目前，本课程组主要是一些青年教师，缺乏具有较高学术水平和科研能力的带头人，阻碍了与课程相关领域的科研工作的开展。而科研是提高教学质量的推进器，以科研促进教学是提高大学教学质量的重要途径，只有高水平的科学研究，才能提高学科水平，培养高水平学生。没有科研的支撑作用，教师便不能对学科的前沿、动态有及时和深入的掌握，往往沦为呆板知识传授的教书匠，难于提高旨在培养创新能力的教学质量。因此，从事“飞机结构防腐”课程教学工作的教师必须同时开展相关领域的科学研究工作，及时掌握本领域的最新研究动态与学科前沿，并将之结合到教学实践中。

而师资队伍培养中，最为重要的一点是教师自身知识水平和整体素质的提高。目前飞机结构防腐课程的素材极为缺乏，造成这一现状的重要原因是国内外对航空信息的封锁，致使一些资料无法流入到航空院校中。因此需要教师尤其是年轻教师深入到航空企业学习锻炼，在不违反保密的原则下获取一些有教学价值的资料，对其进行归纳和总结，将一些实际案例穿插到教学内容中，丰富教学内容，拓展学生的视野。

六、总结

本文对“飞机结构防腐”课程教学进行了比较深入地研究，提出在教学过程中要结合专业方向合理选择教学内容，结合视频和动画激发学生的学习兴趣，课程讲授的同时结合现场参观教学和实验教学，增强学生的直观认识。提出以科研带动教学，重视师资队伍建设。这些都是我们对“飞机结构防腐”教学相关领域进行的有益探索，必将对课程建设的发展起到积极的推动作用。今后，我们将继续探索, 不断实践, 总结经验, 将飞机结构防腐课程的教学引向深入, 为我国民航领域培养更多更优秀的机务人才。

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飞机结构件 篇7

1.1 有三维数模的零件

CATIA V5或其他软件能够直接测量零件体积, 那么通过输入密度即可获得零件的重量。但应注意, 在使用CATIA V5测量零件重量时, 最好从装配树上选择零件, 这样能获得一个比较精确的重量。CATIA V5可使用测量惯量工具进行三维实体体积、质量等参数的测量。

1.2 无三维数模的零件

对于无三维数模的二维图样零件, 通过测量尺寸、表面, 评估局部厚度计算体积。对于整体机加结构件, 机加后剩余了大量材料, 尤其是加强筋交叉处。这时可参考以往经验, 计算平直段体积 (如缘条、腹板和加强筋等) , 然后再增加5%用于考虑圆角区。计算时应注意减去减轻孔体积, 由于减轻孔周边带翻边加强, 减轻孔实际体积最大是理论体积的80%。

2 喷漆重量计算

2.1 计算框、长桁、接头和壁板的湿面积

(a) 框和长桁的面积

式中:L-框的长度;H-腹板高度;Wof-外缘条宽度;Wif-内缘条宽度。

(b) 接头面积

式中:Sw-腹板表面积;P-缘条周长;W-缘条宽度。

(c) 壁板面积

S=内外表面和边缘面积之和 (可通过软件量取) 。

2.2 喷漆重量计算

一般地, 每层底漆按48g/m2计算, 每层面漆按64g/m2计算。

(a) 框、长桁和接头喷底漆和面漆

(b) 外壁板外侧喷底漆, 内侧喷底漆和面漆

3 密封剂重量计算

假设图1密封件密封区域长度为Lm, 密封截面为厚度0.05毫米密封层和一个三角形密封条 (零件两侧三角密封条的宽度等于零件厚度) 。密封剂的重量可按下式计算:

式中:L-密封层宽度;e-三角密封条宽度, 密封剂密度, ρ-密封剂密度。

4 紧固件重量计算

紧固件数量N根据下式计算:

式中:L-长度;p-紧固件间距;n-紧固件排数。

这种方法用紧固件代替了装配件孔, 会增加凸头、紧固件头、螺纹末端和螺母的重量, 计算公式如下:

式中:D-紧固件直径;δ1-紧固件材料和连接件1材料密度差值 (见表1) ;δ2-紧固件材料和连接件2材料密度差值;e1-连接件1厚度 (见图2) ;e2-连接件2厚度;B-螺栓头、螺母和垫圈重量, 沉头铆钉重量可以忽略不计 (见表2、表3) 。

对于更多连接件, 可按以上方法增加δ3×e3;如果连接件厚度变化的, 取厚度变化较小处的平均厚度。

相同材料的连接件其厚度相等 (即e1=e2) , 这种情况可按下式计算:

式中:D-紧固件直径;δ-紧固件材料和连接件材料密度差值 (见表1) ;e-连接件总厚度;B-螺栓头、螺母和垫圈重量, 沉头铆钉重量可以忽略不计 (见表2、表3) 。

5 结论

本文提到含喷漆、密封剂和紧固件的结构重量估算方法已经成功用于某型飞机前机身的重量计算, 并且得到很好的验证, 重量误差约为1‰。使用这种方法不仅可以较为准确估算结构重量, 而且使估算时间大大缩短

摘要：本文为了更好地评估飞机结构件、喷漆、密封剂和紧固件的重量, 为此提供一种简单的计算方法。重量估算方法对飞机设计来说是非常重要的, 不允许使用特殊系数。本文提出了一种含喷漆、密封剂和紧固件的结构重量计算方法, 该方法具有简单、高精度的特点。

关键词：喷漆,密封剂,紧固件,重量计算

参考文献

[1]《飞机设计手册》总编委会, 第8册重量平衡与控制, 北京:航空工业出版社, 1999.

[2]Alain D, Analytical calculation of structural weights including paint sealant and fasteners, 2008.

飞机结构腐蚀防护和控制研究 篇8

腐蚀是飞机结构的主要损伤形式之一, 在飞机结构的各类损伤中, 开裂和腐蚀分别居第一位和第二位, 各占飞机全部结构损伤的29%和20%, 而裂纹往往又由腐蚀所引起, 受腐蚀影响而加速扩展。腐蚀损伤不仅使结构强度降低, 系统和附件功能失效, 而且大大降低飞机的使用寿命和日历寿命, 严重影响飞行安全。近年来, 我国的军用和民用飞机出现了普遍和严重的腐蚀问题, 有关部门对此予以高度重视, 组织开展了一系列研究, 并取得了一些研究成果。

腐蚀控制是保证飞机结构完整性的重要方法, 是结构耐久性设计的重要内容, 是实现飞机结构长寿命、高可靠性、低维修成本的重要保证。飞机结构腐蚀控制技术是防止和延缓飞机结构腐蚀。以保证结构完整性的工程科学技术。它涉及到结构构型、材料、工艺、表面处理和防护技术以及应力和变形的控制等。是一门多专业、跨学科的综合技术, 也是一项从设计开始, 贯穿于方案论证、结构设计、生产制造和使用维护等各个阶段的系统工程。在这项系统工程中, 设计是关键, 它决定了飞机结构固有抗腐蚀特性, 在飞机全寿命期内各个阶段的腐蚀控制工作中起着决定性、关键性作用。

腐蚀会对飞机机体结构带来严重危害, 如何防止外界水介质等浸入, 以及机体内冷凝液排出, 进行合理结构设计, 选择抗腐蚀的材料及良好的表面防护, 达到减缓机体腐蚀发生, 保证飞机在寿命期内安全飞行, 显得尤为重要。

2 飞机结构防腐蚀原则

对暴露在腐蚀环境中的机体结构, 应采取腐蚀防护措施, 以保证飞机结构满足耐久性要求, 使腐蚀、脱层、磨损及由腐蚀导致的其它损伤减至最低限度。结合制造和使用维护中的腐蚀控制措施, 保证飞机在使用环境下, 不出现危及飞行安全的腐蚀损伤。并无需在规定的期限内进行与腐蚀直接有关的修理。在制定腐蚀控制方案时必须遵循以下一般原则:

2.1 正确处理产品的使用功能、使用寿命与腐蚀控制投资费用之间的关系。结构设计前, 首先应全面了解产品的预期使用环境、使用功能和使用寿命, 以便考虑采用相应的腐蚀控制措施;对于使用寿命长、使用中又不允许更换的零、部件应从选材及各种防护层的选用方面精心考虑;对难以检查、修理, 或更换属不经济的结构, 采用的腐蚀防护措施应在机体设计使用寿命期内有效;对可修理、可更换的结构应在一个大于预定检查周期的规定时间内有效。

2.2 全面了解飞机结构的使用环境以及各个部位的使用环境, 以作为采取腐蚀控制措施的基本依据。

2.3 综合考虑材料的性能, 包括力学性能、耐蚀性能、经济性以及施加覆盖保护层的可能性。

3 飞机腐蚀情况

3.1 飞机腐蚀的一般规律

沿海比内地腐蚀严重, 大气污染严重的地区比其它地区严重, 南方沿海比其它沿海地区严重, 水上飞机比陆上飞机腐蚀严重。机翼腐蚀比机身、尾翼严重。机翼的腐蚀主要集中在主要受力构件上, 梁缘条、梁腹板、长桁、对接型材等。尾翼的腐蚀主要集中在蒙皮及配重安装部位、安装搭铁的舵面固定支座上。机身的腐蚀主要集中在蒙皮、减速板舱、龙骨梁、机腹天线与机腹的搭接处等。

3.2 易发生腐蚀的部位和结构形式

异种金属接触部位, 因缺少必要的防护措施或防护不当而导致腐蚀;搭铁安装部位, 因铝合金构件和铜搭铁接头连接的外部未密封保护好或搭铁磨损构件保护层而导致腐蚀;紧固件及紧固孔周围;装配加工部位 (如装配钻孔、锪窝、切割边缘、对接和搭接接缝处的加工端面等) ;存在结构缝隙的部位;易积水积盐、受潮以及水上飞机易受海水、盐雾袭击的部位;起落架舱和减速板舱内, 包括舱门周围的结构件及成品件。

4 一般要求

4.1 防止腐蚀介质的进入

机身上部和机翼上翼面等易进水的部位应采取密封措施, 如湿铆接等。结构和系统都应防止水渗入或漏入内部。所有的设备舱、口盖、座舱盖、窗户和门应密封。

4.2 防止腐蚀介质的积留

所有设计都要考虑防止水或其它液体的聚积和存留。内部易积水的部位应视具体情况设计成有自排泄作用的结构或开设排水通道, 将各部位的渗漏水、冷凝水引至开有排水孔的低凹处, 将水排出机体之外。排水孔位置应能使积存的水或其它液体有效地排出。排水孔周围结构应密封铆接:结构外形设计应尽量简单、光滑, 便于防腐蚀施工和检修, 并可减少灰尘、水气和其它腐蚀介质的滞留;结构设计应尽量避免凹槽和缝隙, 消除能存留腐蚀介质的间隙。若出现积存腐蚀介质的沟槽或缝隙时, 应采用相应的密封措施, 阻止介质进入;尽量不用吸水性强的材料, 不能避免时应采用周围密封;布置合适的通风口, 以防止湿气的汇集和凝露。

4.3 检查通道

易腐蚀部位, 特别是疲劳或损伤容限关键零部件应有检查通道。

4.4 限制设计应力

对于应力腐蚀敏感的材料, 应尽可能降低设计应力;应尽量消除或减小应力集中和残余拉应力, 以减少应力腐蚀的危险。避免零件在短横向上受拉应力;应当避免使用应力、装配应力和残余应力在同一个方向上叠加;设计锻件时要保证晶粒流向与主应力方向一致。

5 选材要求

a.根据结构的使用功能、使用部位、使用条件、使用环境及结构类型, 综合考虑材料的强度、疲劳性能、断裂韧度、耐腐蚀性、工艺性和经济性等。

b.针对可能出现的腐蚀类型。

c.尽量选择耐蚀性好的材料, 尤其在易产生腐蚀和不容易维护的部位。

d.避免选择对腐蚀敏感的热处理状态。

e.所选用的材料应具有相容性。

f.应考虑材料的腐蚀特性和全寿命经济特性。

g.选用新材料, 必须有可靠的腐蚀特性数据。

6 结构件的表面防护

6.1 表面防护一般原则

结构件的表面防护是减缓结构材料腐蚀的重要环节, 通常在型号预发展阶段就应确定。一般有无机防护层 (镀层) 和有机防护层 (涂层, 涂漆) 两部分组成。选择表面处理应遵循如下基本原则:

a.根据结构件材料的特性、热处理状态、使用条件和部位、结构形状和公差配合等因素, 正确地选择防护层, 并应能适应型号飞机所有的运行环境。

b.所选防护体系应有耐蚀性能的全面数据, 尽可能选用耐蚀性好的防护层。

c.防护层应与基材及加工工艺方法相适应, 并对零件的机械性能, 尤其是对强度无不良影响, 并考虑其经济性。

d.注意防护层与被防护零件材料之问的相容性或限制使用要求。

e.镀覆层选择应符合GJB594, 超出该标准应用范围时, 应进行充分的论证与必要的试验。

f.有机涂层的选择除应考虑其防护性能、耐湿热、盐雾、霉菌性能和耐大气老化性能外, 还应考虑其与基体附着力, 涂层之间配套相容性和施工工艺性能等。

6.2 表面防护细节要求

a.尽可能选择阳极性镀覆层。对于具有特殊性能要求的 (如耐磨、导电、粘接等的零件) , 可选用具有相应特性的镀覆层。

b.所选用的镀覆层在其使用条件下, 如飞机在飞行和停放时所承受的介质、温度、应力和摩擦等, 能否满足零件耐腐蚀的要求。

c.镀覆层在使用时, 由于环境介质、温度、应力、相接触的零件等因素的影响, 是否会带来有害的影响.以及解决的方法。

d.凡需镀覆层的零件应避免尖角、凹槽、盲孔和平底压孔, 并有足够的坡度以防止积水.并不影响镀覆层质量。

7 防排水与通风设计

7.1 结构防水设计

a.机体外蒙皮 (尤其是机体上表面蒙皮) , 应尽可能采用湿装配或密封铆接。

b.所有门、窗和舱口边缘都应设计有水密装置。

c.外表面各对缝及间隙, 应恰当地选取缝内或缝外密封, 或两者结合进行。

d.位于机身、机翼上表面和机身侧表面的口盖应有效密封, 位于上表面和侧表面上的所有门、窗和口盖都应按有关标准进行淋雨试验。所采用的密封胶或密封垫应与机体胶接牢固, 并具有较好的耐水、耐油、耐老化等性能。

7.2 结构排水设计

a.结构总体布局设计时, 应布置排水通道。

b.排水渠道应保证停机状态时积水能自然通畅地流出, 排水渠道应使用可靠, 且有较好的维修性。

c.排水孔应布置在机体各积水部位的最低处, 对低于排水口的局部结构沟槽和凹坑, 应使用密封剂填平, 或在排水口下方设置挡水堤埂。排水孔直径一般应不小于8mm。

d.机身长桁和纵梁应尽量布置成不易积水的形式, 否则应开排水孔, 或在可能积水区加装排水管。

7.3 结构通风设计

a.应根据结构使用环境条件和内部设备的具体要求, 设计通风结构形式。

b.固定式通风口位置应选择在不易进水部位。

c.活动式通风门应开关灵活。

d.风路通畅, 不留死角。

8 合理的结构设计

8.1 零件构型设计

a.避免选用闭剖面零件。采用闭剖面零件时, 两端应可靠地封闭, 并在封闭前进行内表面防腐处理。如不能封闭, 应制成便于检查、排水、清洗的零件.切忌采用既不封闭又不敞开的零件。

b.零件形状应便于表面防护。零件上尽量避免带有尖锐内角或圆角半径很小的内角、沟槽和台阶, 因在这些部位不易形成保护层。

c.零件表面外形应尽量平整光滑, 不易积聚灰尘、杂物和潮气等腐蚀介质, 并便于表面涂 (镀) 覆保护。

d.焊接件的焊缝布置应开敞, 便于施工及表面磨削加工, 以确保焊缝质量;焊接件的焊缝应采用连续封闭焊缝, 避免间断焊缝。

e.焊接件的缝隙中不允许进入和存储水液或其它腐蚀介质, 因此点焊件周边应采用堵焊封闭。

8.2 结构装配设计

a.零件的配合面应形状简单、平直, 便于良好贴合, 以免强迫装配。

b.相互间不用紧固件连接的独立零件之间必须有足够的间隙。

c.结构件装配中, 一般不应锉修, 以免破坏零件表面防护层。

d.选用紧固件要注意与被连接材料电化学性相容。镀镉的紧固件不允许与钛合金相连接.镀镉和镀铝的紧同件不能与碳纤维复合材料相连。

e.钛及钛合金零件和结构在加工和装配过程中, 不能使用镀镉的工具夹、定位装置和型架。

8.3 不同材料连接结构设计

a.尽量选用同种金属或电位差小的不同金属 (包括镀层) 相互连接, 尽量选用相容金属相连接。确因结构需要选用不相容金属相连接时按GJBl720进行防护。

b.不同金属之间采用绝缘措施, 如涂漆、涂胶等。

c.采用阳极保护或阴极保护和隔离。

d.对于不同金属组成的结构应尽量避免大阴极小阳极的危险连接;通常应使阳极面积大于阴极面积。

9 结束语

随着航空技术的发展, 飞机腐蚀防护设计和控制技术发展很快, 诸如防排水、缓蚀剂、腐蚀疲劳、湿装配、无余量装配、复合材料的防腐蚀设计等, 本文所采用腐蚀防护和控制技术已在多个型号中应用, 效果良好。

摘要：按结构防腐蚀总则、飞机腐蚀情况、选材要求、结构件的表面防护等项内容, 对飞机结构腐蚀防护和控制进行了全面分析研究, 保证飞机在寿命期内飞行安全。

关键词：飞机结构,腐蚀防护,控制

参考文献

飞机复合材料结构修理技术 篇9

关键词：飞机,复合材料,修理,应用

1 复合材料在飞机上的应用

复合材料是由两种或两种以上的不同材料、不同形状、不同性质的物质复合形成的新型材料。一般由基体材料和增强材料所组成。复合材料可经设计, 即通过对原材料的选择、各组分分布设计和工艺条件的保证等, 使原组分材料优点互补, 因而呈现了出色的综合性能。

随着玻璃纤维、凯夫拉、碳纤维等复合材料的发展, 并且早期复合材料结构的使用预示着复合材料运用的辉煌。在飞机上翼尖小翼、雷达罩和尾锥上少量玻璃纤维增强塑料的使用标志着飞机设计上复合材料的重新应用。从那时起复合材料在这些部件上的成功应用导致在每一种新机型上复合材料应用的增加。波音747使用了超过10000平方英尺表面的复合材料结构。在过去几年当中先进复合材料技术运用到诸如大翼面板、地板梁等主要结构上[2]。显而易见对基本复合材料结构和复合材料结构修理技术的理解对航空企业特别是航空维修企业是多么重要。

2 复合材料结构修理技术

飞机复合材料的修理目的是最大限度的恢复飞机结构的完整性和安全性, 主要修理的效果如何与多种因素有关, 如修理后的强度、耐久性、气动平滑度、重量、工作温度、环境因素等[3], 强度主要考虑恢复结构的刚度、静强度和疲劳强度, 因此, 为了避免修理中出现意外的错误, 必须严格按照一定的操作规程进行, 一般的修理程序为:

找出损伤区域→评估损伤的程度→损伤应力的评估→修理方案设计→修理结构的准备→补丁的制造→补丁的安装→修理后的无损检测。当今复合材料修理的主要工艺有以下几种:

2.1 复合材料的连接和打孔

飞机复合材料不同于其他金属或合金材料, 由于自身的特点, 在修理时容易出现下列问题[4]:复合材料件装配前的钻孔困难, 容易磨损钻具, 钻孔附近易出现分层现象;复合材料与金属件连接时, 由于电位差较大, 容易腐蚀金属件;复合材料装配时易造成损伤等, 基于这种种原因, 必须对打孔和连接工艺做特殊的处理, 才能保证复合材料件的安装和修理后的使用安全。

2.2 胶结修理技术[5]

胶结修理的应用非常广泛, 它的优点是导致应力集中小, 增重少。缺点是对施工环境要求高, 质量难以控制, 其应用主要在下面3个方面:

1) 装饰性修理。对仅影响气动外观的小损伤如小凹坑、划痕、脱漆等进行的修理。

2) 注胶修理。小面积脱胶或分层用该种方法修理, 方法是钻一些通往损伤层的小孔作为注胶孔和溢胶孔, 将加热的胶液用注胶枪从注胶孔注入, 渗透到损伤层并从溢胶孔流出为止, 然后加热时胶液固化二完成修理。

3) 补强修理。对猪承力构件的较大损伤, 要用补强板修理。补强板胶接修理有两种方法: (1) 外补强板修理, 主要用于薄的层合板及蜂窝板的修理, 用该种方法修理后的结构强度可达原结构材料强度的50%-80%。 (2) 光滑外表面修理, 主要用于较厚板或气动光滑性要求严格部位的修理修理效率高, 修理后结构强度可达原结构材料极限强度的60%-100%。

2.3 铆接 (或螺接) 修理技术

铆 (螺) 接修理技术适用于较厚的整体壁板, 常用的补板材料是铝合金和钛合金[6]。铝合金和碳纤维复合材料接触时容易发生电化学腐蚀, 因此, 在用铝合金修补时要在铝合金板和复合材料之间进行隔离, 制作隔离层。钛合金不存在这样的问题, 可以直接用于复合材料修补。

2.4 微波快速修复

复合材料微波修复技术是指将微波引入复合材料修补领域, 在修复区注入微波吸收剂, 以提高修复区材料的导电磁率, 同时用特殊设计的微波施加器对修复区施加微波能, 使之在数十秒内形成新的、更强的界面, 见那个损伤或缺陷修复[7]。

2.5 光固化预浸修理技术

光固化预浸胶接修理技术是利用光敏胶固化速度快的特点和适宜的力学性能, 以光敏胶作基体树脂, 用玻璃纤维作为增强材料, 预先制备成预浸修理补片, 根据修理对象的需求, 选用合适的修理补片, 在紫外光的辐照下迅速固化, 以达到快速修复飞机蒙皮表面裂纹、孔洞、腐蚀、灼烧等损伤的方法。

3 复合材料结构修理实例

复合材料结构修理的一般要求:

a.满足结构强度, 稳定性要求, 即恢复结构的承载能力, 在压剪载荷下不失稳。

b.满足结构刚度要求 (包括挠度变开, 气弹特性和载荷分布及传递路线等) 。

c.满足耐久性要求 (包括疲劳、腐蚀、环境影响等诸方面) 。

d.修理增重小, 操纵面等动部件满足质量平衡要求。

e.气动外形变化要小, 即保证原结构表面光滑完整。

f.修理所用时间要短, 以满足使用需要。

g.修理费用成本要低。

根据损伤情况, 以及可能提供的修理条件 (修理经验和修理材料、设备等) 选择最佳的修理方法。

以损伤的蜂窝结构为例, 来介绍复合材料的修理技术, 下面就按照上述步骤来一一介绍:

1) 确定损伤区域, 做目视检查来确定损伤程度;检测是否有水、油、燃料或者其他有害物质进入部件, 使用X射线检查方法检测水是否进入部件;检查部件损伤附近是否存在分层

2) 清除损伤, 在需要更换蜂窝的修理中, 可采用各种不同的手持工具来切除损伤。对于较大的、形状多变的损伤, 可以选择特形铣刀、80号和150号砂轮以及切割机等。对于形状为圆形的损伤, 可以选择不同外径的孔锯。

3) 切除损伤, 应尽量使用导向装置。切除损伤蒙皮后要修正边缘, 切口形状为带圆角的矩形、圆形或椭圆形。要注意切除损伤时不能损伤完好的纤维铺层、蜂窝和周围材料。当蜂窝也有损伤时, 按与蒙皮切口相同形状切除受损蜂窝。切除蜂窝必须超过目视损伤范围至少0.5in。同时要避免损伤对面完好的蒙皮。

4) 测量修理区域切口的深度和直径, 按照测量的深度大0.04in, 直径稍大的尺寸切一个蜂窝芯塞必须与原来的蜂窝或者蒙皮表面齐平, 并且要与周围蜂窝密切接触。清洁、干燥蜂窝芯塞

5) 在修理蜂窝芯子周围涂上粘稠剂的胶黏剂。

6) 制作浸有树脂的玻璃纤维布, 尺寸与损伤切口相同

7) 将玻璃纤维布平铺在安装好的蜂窝芯塞上

8) 完成蜂窝芯塞安装之后, 对修理进行封装, 为固化芯塞做准备。需要依次铺放热电偶、一层带孔的隔离膜、一层透气毡、电热毯、热电偶、透气布、抽真空罐和真空表的接头座, 铺好后打包真空袋。

9) 加温固化, 在完成蜂窝芯子修理之后, 需要将热电偶、电热毯和抽真空设备等于热补仪连接, 设定需要的温度、温升率、保温时间和降温速率。

10) 检查和修整, 在修理区域完成固化并拆除封装材料后, 检查蜂窝芯塞与原蜂窝的粘结情况, 打磨端面, 使之形成平整、光滑的表面, 并清洁表面。

在修理合格的表面上打磨清洁后恢复原有漆层, 到此复合材料蜂窝夹层结构修理完成。

4 结束语

复合材料在飞机上的应用, 有了较长的应用历史, 其修理技术也随之得到了相应的发展, 但同材料领域的研究与发展相比, 复合材料在飞机上应用的种类、数量却极其有限, 主要还是以碳纤维复合材料为主, 这也就限制了其修理技术的相对单一, 技术含量有限, 在许多方面还无法满足飞机快速高效、高可靠性和安全性的需要[8]。同时, 结构修理是目前阻碍复合材料进一步扩大应用的两个主要问题之一 (另一个问题是复合材料成本) , 如何提高修理水平, 降低维修成本是非常重要的问题。针对不同的损伤需要确定不同的修理方案, 在满足结构修理的要求下如何可以更经济, 快捷高质量地完成修理仍是一个待研究的热点问题。近年来, 随着国内在材料研究与应用方面取得的一些重大进展, 研究机构和队伍规模也在逐渐壮大, 但是在复合材料应用及其修理方面的研究和人才培养方面和国外相比略显不足, 特别是民航领域飞机复合材料方面的人才培养和研究亟需加强。

参考文献

[1]陈亚莉.俄罗斯飞机用复合材料的发展[J].航空工程与维修, 1999 (2) :26-27.

[2]张立.复合材料飞机地板[J].航空制造工程, 1996 (1) :21-22.

[3]杨乃宾.国外复合材料飞机结构应用分析现状[J].航空制造技术, 2002 (9) :21-22.

[4]吕建坤.飞机复合材料结构件的连接技术[J].航空制造工程, 1995 (4) :25-28.

[5]吕建坤.飞机复合材料结构的修理技术[J].航空工艺技术, 1996 (6) :40-42.

[6]文圆.飞机复合材料结构修理的应知应会 (I) [J].航空工程与维修, 2002 (3) :27-28.

[7]许陆文, 代永朝, 苗励刚.飞机结构战伤复合材料微波快速抢修技术[J].航空工程与维修, 2002 (3) :17-21.

飞机结构件 篇10

飞机结构件具有尺寸大、结构复杂、精度要求高等特点，其数控加工过程控制困难。随着飞机性能要求的提高，其结构与工艺要求也相应提高。飞机结构件整体框毛坯尺寸可达到4 m×2 m，局部特征厚度最薄不足1 mm，精度要求在0.1 mm左右，比以往的结构件精度高出一倍[1]。由于无法准确预知实际加工过程中的物理量(如切削力)，故为了保证加工质量，实际加工中一般选用比较保守的切削参数，因此降低了生产效率;飞机结构件特征数量多，特征结构变化多样，不同的特征切削参数也不同，难以用统一的切削力来约束;飞机结构件存在大量薄壁结构，数控加工过程中广泛存在工件变形的问题，而切削力是影响变形的一个关键因素。由此可知，切削力的精确预测对提高飞机结构件数控加工质量与效率具有非常重要的意义。

早期切削力模型通过测量大量实验数据构建经验公式，多应用于车削力预测，由于其实施的简易性，现今仍然有很多学者在使用该方法[2]。之后有学者提出通过测量单位切削力系数搭建的铣削加工力学模型并且应用在最新的研究中[3]。利用解析法构建的双系数切削力模型随后被提出，并且作为切削力预测较准确的方法，目前被广泛应用[4]。近年来，更多的学者投入切削力的建模中，如利用二元线性回归方法搭建力学模型[5]，基于斜角切削理论构建力学模型[6]，通过构建神经网络、灰色理论等算法搭建力学模型[7]。

为考虑加工参数对切削力预测的影响，荆怀靖等[8]提出了基于数字化仿真的切削力预测方法。Wei等[9]指出，基于后置处理，利用G代码得到加工参数的切削力预测，可以精确地得到切削参数，从而解决了切削力预测的参数提取问题。以上两种方法只能提取切削参数，无法提取零件特征的几何拓扑等信息，难以考虑到切削状态下每个特征的刚性，并且反复迭代不适合程序量大的飞机结构件数控加工切削力预测。

本文提出了基于特征的复杂结构件侧铣切削力预测方法。本方法重点解决CAM(computer-aided manufacturing)编程环境中考虑切削力的切削参数调整与优化问题，无需后置处理和仿真就可以判断切削参数的合理性，并且可以在编程过程中动态调整切削参数，提高编程效率与质量，从而保证加工质量，提高切削效率。

1 基于特征的切削力预测模型的构建

通过解析法搭建双系数的力学模型，需要得到的零件切削参数有切深、切宽、主轴转速、进给速度以及刀具刃数。如果将切削力预测应用在飞机结构件数控加工中，就必须同时考虑每个特征的极限切削力，需要得到每个特征的几何元素、工艺尺寸、切削参数、材料属性等信息。而目前应用于飞机结构件切削力预测的参数提取需要仿真或后置处理，预测速度较慢，影响编程效率，并且无法考虑每个特征的刚性，因此，需要一种新的方法解决飞机复杂结构件的切削力预测问题。本文提出的基于特征的飞机结构件数控加工侧铣切削力预测方法可以很好地解决以上问题。该方法通过基于特征的信息表达、切削力系数库构建以及切削力的分析与表达等关键技术实现。

1.1 基于特征的信息表达

特征是具有一定工程语义的几何形状[10]，可以作为加工工艺知识和经验的载体[11]，本文中特征指加工特征。飞机结构件尺寸大，特征数量多，每个特征的参数不同，特征参数信息的表达与自动提取对于单个特征的切削力预测具有非常重要的作用。基于特征的信息表达可以为单个特征切削力预测及极限切削力评估提供必要的信息。单个特征切削力的预测指特定切削参数在指定刀具与工件材料情况下对切削力值的预测，其预测主要需要工艺信息，如机床信息、刀具信息、工件材料以及切削参数等;极限切削力评估指的是特定特征在一定的几何状态下加工变形在允许范围内所能承受的最大切削力，它对保证加工的质量具有重要作用。

飞机结构件主要由槽、筋、孔、轮廓等特征构成，而槽特征是占比例最大的特征类型。槽特征的加工主要由侧铣完成，所以本文将侧铣作为前期研究对象。在极限切削力评估方面，将内型的每一侧壁当作梁，利用材料力学的极限应力模型计算内型侧壁的极限切削力。极限切削力评估需要的几何信息主要是特征的关键几何元素与尺寸信息，需要的工艺信息主要是切削参数信息等。为了将特征的几何元素与特征的信息关联起来，本文通过特征的关键几何实现，即每种特征指定一个关键几何并用几何的唯一标识表示。将特征的信息存储在指定的文件中，如XML文件，每个特征都包含相应的关键几何的标识。在CAM编程环境中选择特征的关键几何并通过其标识与指定文件中特征的几何与工艺信息进行关联，进而获取切削力预测与评估所需的几何信息与工艺信息。本文中特征的关键几何元素一般为内型的侧面或者转角面。

加工特征FM可以表示为

式中，Igeo为几何信息;Itech为工艺信息。

特征的几何信息通过特征识别提取[12]，工艺信息通过工艺决策获得[13]，特征识别及工艺决策均通过本课题组已有技术实现。综上所述，用于特征加工的切削力预测与极限切削力评估所需的几何信息可表示为

式中，F为种子面;E为边;IG为图层信息。

基于特征的信息提取的基础是零件的属性面边图[14]，通过扩展属性面边图找到该类特征中最能表现其特点的关键面及该面关键邻接边的组合。

如图1所示，获取特征几何信息，首先通过种子面的提取获得槽特征的腹板面，其次根据几何拓扑信息得到与种子面相连的底角面，再次根据边信息与图信息判断并获取侧面、下陷面、转角面，并根据侧面的边找到顶面，最后将特征的几何信息组合成槽特征，得到特征的侧壁长度、侧壁厚度以及内型高度。在整个提取几何信息的过程中，通过扩展属性面边图判断槽特征的类型，即是开口槽还是闭口槽。

则有

式中，Imac为机床信息;Itool为刀具信息;Imat为零件材料;Ppro为加工参数。

在用户工艺决策过程中，极限切削力所需要的特征信息Flim与切削力预测所需的特征信息Fpre分别表示为

虽然飞机复杂结构件形状和几何各不相同，但是它们都由具有几何形状相似的特征组合而成，飞机结构件的数控加工是通过各个特征的加工形成的。通过特征识别可以获取所有加工特征的几何信息并关联工艺信息，将特征信息存储到XML文件中。切削力预测只需要读取特征信息，即可计算每个特征的切削力，根据每个特征的切削力和极限切削力进行参数的调整。而对于单个特征，可以直接在CAD/CAM环境下点击几何元素，关联特征的几何工艺信息，进行切削力预测和切削参数评价。采用以上方法可实现对整个复杂飞机结构件的切削力预测与切削参数评价。

1.2 切削力的预测

解析法计算切削力需要刃口力系数以及剪切力系数。不同刀具在不同机床下的切削力系数有很大不同。切削力预测模型选择成熟的铣削力模型，用公式表示为

将切削力分解成x向、y向、z向的切削力，化简得

其中，剪切力作用系数Ktτ、Krτ、Kaτ是指切削期间工件材料在三个方向上在屈服剪应力τs和剪切角φc下的特定切削压力常系数。刃口力系数Ktσ、Krσ、Kaσ是指切削期间工件材料在三个方向上在屈服正应力σa和摩擦角βa下的特定切削压力常系数。t(ψ)是刀具旋转在ψ角度下的切屑厚度，ap是切削深度。

虽然刀具几何形状可以事先获知，但是在切削过程中的实际屈服应力以及摩擦角很难确定，无法通过有效公式去预测每一组系数，所以需要通过大量实验获得。利用测力仪可测得不同刀具-机床-工件下的剪切力作用系数Ktτ、Krτ、Kaτ以及刃口力系数Ktσ、Krσ、Kaσ。将每种刀具-机床-工件下的系数整合，并构建切削力系数库，在切削力预测时只需要从系数库中选取对应的系数即可。

铣削切削力预测需要的信息包含切深ap、切宽ae、主轴转速n、进给速度f、刃数N、刀具半径R等，其中，刀具一般指螺旋立铣刀。切削的每齿进给量c=f/(nN)。

将剪切力系数以及刃口力系数代入切削力表达式:

通过刀具旋转角度ψ计算每个刀刃的切削角度，根据有效切削角度判断刀刃是否在切削区域，并获取每个刀刃的瞬时切削状态，得到切削深度，进而计算刀具总体的瞬时切削力。

考虑到切削力模型比较复杂，若考虑每个刃的接触角随时间的变化会使计算更加复杂，在飞机结构件切削力预测中会影响预测效率。如果考虑每个特征切削力的瞬时变化，则会造成数据堆积，严重影响计算速度，不利于参数优化，因此，将切削力预测最终简化成计算每个刀刃最大切削力的公式[14]:

其中，ψs表示切入角，ψe表示切出角，如图2所示，根据ae、R可以计算出切入角、切出角:

1.3 极限切削力的评估

计算极限切削力需要得到侧壁的边长ll、侧壁的厚度lw、切深ap、公差t以及弹性模量E。特征识别已经将零件特征的几何信息保存，通过调用特征识别结果直接获取侧壁的长度与厚度，根据识别结果中的零件材料得到其弹性模量E。再调用工艺数据支撑库提取工艺参数，得到切深ap。基于以上信息，利用材料力学简化成梁计算最大变形值，用公差约束，得到极限切削力。

针对侧铣加工的特征类型，将内型侧壁简化成材料力学里的梁，如图3所示。图3中的结构可以简化成两端约束的铰支梁，其危险点在中点处。针对简化模型，其挠度计算公式为

令最大挠度值等于公差，则针对不同结构下的侧铣加工，其极限切削力可以表示为Fmax=-48tE l3w/ll。

2 切削力模型实验验证

通过不同参数铣削槽特征的内型进行实验，测量切削力系数，再通过铣削包含两个槽特征的小型零件验证切削力模型的准确性，如图4所示。

利用MIKRON UCP710五坐标加工中心铣削一个槽腔。采用直径为10 mm的2齿涂层硬质合金高速立铣刀，选取切深分别为3 mm、4 mm、5mm，切宽为3 mm，每齿进给量分别为0.5 mm/r、0.75 mm/r的切削参数，采用Kist Ier9257A型测力仪测量所有参数下的切削力，推导出每组参数下的切削力系数，通过线性回归分析方法得到最终切削力系数。剪切力在切向、径向、轴向作用系数与刃口力在切向、径向、轴向作用系数分别为

图4中工件材料为铝合金LD6，试件尺寸为125 mm×85 mm×60 mm，包含两个槽特征，在编程过程中可以随时预测任意位置加工中产生的最大切削力，然后用三向测力仪测量几组参数下的切削力并对比观察结果。

预测切宽为3 mm、切深为3 mm、进给速度为800 mm/min、每齿进给量为0.5 mm/r情况下的三向切削力，与实际结果对比，对比结果见表1。根据对比实验数据与预测数据得出结果:最大切削力误差为12.32%，最小切削力误差为1.04%，平均误差为8.73%。以上结果表明，本文的切削力预测方法精度高，计算速度快，针对性强，能够为飞机结构件的加工特征的切削力预测提供数据支持。

3 基于特征的切削力预测模块开发与实现

基于以上研究，采用高级编程语言Visual C++，基于商业CAM软件CATIA的开发平台CAA进行二次开发。

从飞机结构件中选择一个槽特征作为示例零件模型。首先将零件模型输入CAM软件系统，对零件进行特征识别。首先采用基于全息属性面边图的特征识别方法提取零件加工特征的几何信息。如图5所示，选择零件体和Part Operation，得到零件位置以及轮廓。选取零件腹板面，确定后显示识别结果。示例零件有两个槽特征，点开其中一个槽的识别结果，显示出侧面、转角、底角以及腹板面的信息，并高亮显示。将识别结果输出，保存为XML文件。如图5所示，每个特征都通过其关键几何元素在CAD系统中的唯一标识Tag值进行标记，该Tag值可以在CAD/CAM视图下将特征与其在XML文件中的信息进行关联，得到相关几何信息。

根据式(10)，计算切削力需要得到切入角与切出角。基于特征的工艺参数自动提取可以得到刀具信息Itool和加工参数Ppro，进而计算切入切出角。基于特征的工艺参数自动提取时可得到加工的机床信息、刀具信息以及材料信息，在机床-刀具-工件的信息中找到匹配该加工条件的切削力系数。当系数库找不到匹配系数时，需要进行切削力切削实验。选取不同的切削参数做实验并记录其切削力，输入系统中，系统会自动计算出系数值，并存储到切削力系数库中。当参数都确定后就可以快速计算出切削力，并根据零件公差评估切削参数选用是否合理。

切削力预测模块界面如图6所示。选择操作类型，选择加工操作并点击所要预测的特征的关键几何元素，通过几何元素的Tag值关联XML文件中特征的信息，进而得到该加工特征的切削参数、刀具信息，将切削参数显示在对话框内，并根据已有信息计算薄壁位置的极限切削力。点击计算切入切出角，根据切宽、刀具直径，由式(10)计算出切入切出角并显示在对话框内。基于特征得到计算切削力所需的所有数据，系统即可快速得到预测的三向切削力数值。预测切削力与实际切削力的值见表2。

N

对比后发现，基于特征预测切削力的准确性可以得到保证，并且可以更加快速方便地预测出切削力最大值，当切削力大于系统算出的该特征的极限切削力时会发出警告，工艺人员就可以根据实际情况调整切削参数。

4 结论

本文方法具有以下优点:

(1)基于特征提取并表达局部几何信息及切削参数，可以快速准确地预测飞机结构件上任意特征任意位置的切削力。

(2)基于特征可以得到飞机结构件上每个位置的几何拓扑信息，可以预估每个位置的刚性，在切削力预测的同时使每个特征加工效率最大化，进而使飞机结构件整体的加工效率最大化。

(3)预测切削力时只计算加工过程中出现的最大切削力，更加简便快捷，可以提高计算速度，同时保证切削力预测的准确性，进而为数控编程过程中切削参数的调整与优化提供依据。

目前基于特征的切削力预测方法主要应用在飞机结构件框类件的侧铣加工中，可预测每个加工特征的最大切削力，暂不能显示切削力变化曲线。今后会将基于特征的切削力预测应用在铣腹板、铣转角等加工操作上，并且开发出切削力变化曲线等界面以满足不同需求。另外，特征的极限切削力评估对于切削力预测的参考具有重要作用，未来会进一步提高该评估的可靠性。

摘要：提出了基于特征的飞机复杂结构件切削力预测方法,重点解决侧铣切削力预测的问题。基于特征表达工件局部形状、尺寸以及切削参数等信息,为切削力预测提供充分的支撑;采用解析法构建切削力模型,并通过实验获取相关系数;基于商业CAM软件平台开发并实施了所提出的方法。切削实验结果表明,基于特征的切削力预测平均误差为8.73%,在CAM平台上可实现飞机结构件单个指定特征的侧铣切削力的快速准确预测及评价。

飞机结构件 篇11

摘要：文章通过Excel软件内置的计算函数和强大的VBA语言编程功能，编制了舱门框梁结构强度自动化计算程序，具有完成多工况、多截面的批量处理能力，实现了该类构件强度的自动计算，在设定目标的前提下还可以对设计参数进行优化，有效减轻结构重量。

关键词：Excel；VBA；框梁结构；强度计算；批量处理

中图分类号：TM273 文献标识码：A 文章编号：1009-2374（2013）17-0011-02

1 问题提出

在飞机舱门结构中，框梁类的零件是主要的承力构件。若设计太弱，飞机在高空飞行时，可能发生舱门的意外打开，将造成压力舱泄压，同时，严重影响飞行姿态，改变气动特性，严重时还会造成飞机坠落解体；若设计过强，则会导致结构增重，影响飞机的经济性。在舱门结构设计阶段，必须对每一个零件、每一处计算截面进行大量的强度计算，验证是否满足强度要求。同时，还要按照重量最轻、效率最高的原则确定最优化的结构设计参数。另外，按照飞机舱门设计要求，大概需要计算100多种载荷工况。由此可见，其计算工作量是非常巨大的。

微软公司提供的办公软件Excel简单易用、操作灵活，不仅可以进行常见的表格操作，还具备功能强大的各类函数。但是其缺点是，每一步都要人工操作和控制，对重复性的工作，每次都要重复去做。Excel VBA是微软开发出来在其Excel应用程序中执行通用的自动化（OLE）任务的编程语言，能够将重复的工作编写成程序。通过二次开发，可以有效地自定义和扩展Excel的功能，使常用的过程或者进程自动化，创建自定义的解决方案。本文就是利用了这些特点编制了舱门框梁结构强度自动化计算程序，实现了多载荷工况、多计算截面的自动化计算，可以准确分析结构每一部位的受力大小，从而对结构进行优化设计，既保证了安全性，又减轻了不必要的重量。

2 舱门框梁结构强度计算

按照飞机舱门设计要求，舱门中的框类零件主要承受蒙皮传来的剪力，也可以承受弯矩，并将载荷传递到横梁上；而梁类零件主要承受弯曲载荷，并通过挡块将载荷传递到机身上。因此，对于框梁类零件的缘条，其失效模式为拉伸破坏、压缩破坏、局部失稳、钉间屈曲、压损和侧向稳定性。对于腹板，由于其主要承剪，因此其失效模式为剪切失稳。

根据上述受力特点和失效模式可知，需要输入的数据主要有三类，分别为几何数据、载荷数据、材料数据。几何数据为框和梁的截面数据，包括截面形状（“C”型、“工”型或“J”型）和高度、缘条宽度和厚度、腹板的宽度和厚度、腹板开口的直径、开口周围加强弯边的高度和厚度以及蒙皮的厚度和凸台的厚度等。载荷数据为节点编号、坐标、节点力、腹板剪切力流等。材料数据包括不同尺寸、不同热处理状态下的材料的力学性能数据，主要包括弹性模量、拉伸极限强度、拉伸屈服强度、压缩屈服强度、剪切极限强度、挤压极限强度、泊松比和Ramberg-Osgood系数等。根据输入的几何数据可以求出计算截面的相关属性，包括惯性矩、主惯性轴、抗弯模量等。用载荷数据可以计算出在计算截面上的载荷分布，包括缘条受到的轴向力、腹板受到的剪切力等。

完成了上述输入数据后，就可以按照文献[1]中给出的具体计算方法进行强度计算了。

3 自动计算的实现

3.1 程序概述

本计算程序主要包括5个模块，分别为载荷（节点力和剪力流2个工作表）、节点坐标、材料数据、主计算程序、计算结果（14个工作表），其中前三者作为主计算程序的输入，计算结果作为主计算程序的输出。此外还有一些计算方法说明、版次及更改记录、载荷工况列表、输出结果汇总等辅助工作表。

3.2 表间数据传递

Excel计算功能的实现主要依赖单元格间的数据引用，引用的作用在于标识工作表上的单元格或单元格区域，并指明公式中所使用的数据的位置。通过引用，可以在公式中使用工作表不同部分的数据或者在多个公式中使用同一个单元格的数值。还可以引用同一个工作簿中不同工作表上的单元格和其他工作簿中的数据。引用不同工作簿中的单元格称为链接。在所有的单元格中建立引用与链接，这样一来，所有的数据都有机地联系在一起，改变一个参数，所有相关引用都会跟随改变，从而完成一轮新的计算。

3.3 计算过程说明

3.3.1 所有的计算都在主计算程序工作表中完成，主要有3个功能区，分别为数据输入区、截面属性和载荷分配计算区以及失效模式计算区，简称1、2、3区。在1区手工输入几何数据，通过链接从载荷工作表，节点坐标工作表读取载荷和节点坐标数据。2区与1区用引用的方式传递数据，计算截面属性和截面处的上下缘条以及腹板所受载荷大小，为3区的计算准备输入数据。3区引用2区的截面属性和载荷，同时链接材料数据工作表，读取材料的力学性能，按照文献[1]中规定的计算公式，使用数学函数进行计算，列出每个截面的安全裕度。如果需要优化设计，则只需将安全裕度设为目标值，把想要优化的参数设为可变单元格即可实现。

3.3.2 舱门结构载荷工况很多，强度计算需要涵盖到所有的载荷工况，因此，必须使用VBA编程语言进行二次开发，在一轮计算完成以后，自动把所有的安全裕度输出到计算结果工作表中，与载荷工况一一对应。然后把下一轮需要计算的载荷工况的载荷拷贝到与主计算程序对应链接关系的数据区域中以供新一轮读取和计算，以此类推。在所有的载荷工况都计算完毕后，在计算结果工作表中每一列都对应着一种载荷工况及相应的安全裕度。当然，为了节省计算时间，也可以通过输入或选择载荷工况编号，进行个别工况的强度计算，这一切都可以通过编程实现。

3.3.3 在本计算程序中，有些参数的计算需要使用迭代逼近法，而Excel中没有相应的数学函数可以使用，因此，使用VBA语言编写了适用的迭代程序，以函数的方式被单元格引用。另外，还有一些具体的失效计算需要查各种经验或试验曲线，这一点无法通过软件直接实现。为了解决这个问题，在编制失效模式计算函数前，通过第三方软件对用到的所有图表进行了曲线拟合，得出了曲线的数学方程，然后把这些数学方程编入到程序中，实现了单元格的自动调用。

（4）对外接口程序。本程序中的载荷数据、节点坐标数据都是外部数据，因此需要与有限元软件的数据库建立链接并将数据处理成能够直接读取的格式，这一点是通过Excel中的“录制宏”建立链接，然后修改相应的控制代码来实现的。

4 结语

通过使用Excel的函数和编程功能，实现了飞机舱门框梁结构大批量自动化强度计算，提高了强度计算效率，为设计工作节省了大量时间。此项技术对于需要大量重复计算的数据处理具有很强的借鉴意义。

参考文献

[1] 《飞机设计手册》总编委.飞机设计手册（第9册）“载荷、强度和刚度”[M].北京：航空工业出版社，2002.

[2] 张友坡.基于有限元法的飞机舱门结构仿真技术[J].中国高新技术企业，2013.

[3] 李晓清.利用Excel实现三通强度自动计算[J].电力建设，2006.

民用飞机产品结构分解方案的研究 篇12

产品分解结构是一个组织和存储产品数据和相关技术信息的集合, 将一个产品按层次结构划分为一系列的元素, 是指在数据库中展现产品信息的产品层次分解。产品分解结构提高了数据的一致性, 并且更加有利于数据的交换, 为核心业务提供准确的数据。

对于民用飞机项目来说, 由于规模庞大、系统复杂、设计要求高等因素, 零组件数据集包含有二维图纸、三维模型、临时更改单、技术文件等大量文档且更改较频繁, 产品数据管理异常复杂和困难, 采用合理的产品结构分解方式, 是构型标识的基础, 飞机产品的二维图样、三维图样、EBOM、PL、属性信息等因素的结构组成和管理方法, 是构型管理方法的重要输入和管理对象。

目前民用飞机产品结构分解方式主要有两种: (1) 以某单一因素 (如装配层级或功能分解) 为主要依据的分解方式 (如麦道) , 通过树状结构体现产品的各类部件; (2) 以模块为基本单元, 结合产品通用化、系列化、模块化的多视图管理方式 (如欧直、A350、B737等) 。

1 缩略语说明

为了便于表述, 文章中使用了如下缩略语:

PBS Product Breakdown Structure产品分解结构

CI Configuration Item构型项

EBOM Engineering Bill of Material工程物料清单

PL Part List零组件细目表

PDM Product Data Management产品数据管理

2以单一因素为主要依据的分解方式

产品结构中的零件都会关联相关技术文件, 例如图纸。产品结构为不同业务组织 (销售/设计/制造/支援/维修...) 提供其相关的有效的产品信息。根据飞机的产品特点, 按照飞机的结构和系统分解制定PBS文件, 科学、完整表述C919飞机各级产品构成的主要特征。产品分解结构构建的思路是运用系统工程的思想, 将高度复杂集成的产品逐步分解为功能单一、结构独立的便于实现的简单产品。在产品不断分解的过程中, 还要考虑系统设计、产品实现、客户服务、技术管理等的编制合理性。产品结构在很多方面是很有用的, 如, 表现关联、决定提供构型管理的级别和评估建议的更改对产品的影响。

波音、空客、庞巴迪等各主要飞机制造商在二十世纪八十年代以前都是使用这种传统的基于图样结构树的产品结构管理方案, 这种树状结构分解方式是以某单一因素进行层层分解。比较典型的是以生产、装配和安装顺序为依据的分解, 也称之为面向工序的结构, 从最底层的零件、标准件一直装配到完整的飞机, 如图1所示。

这种分解方式, 可在设计之初规划好顶级装配图 (没有下一级装配的, 其下一级就是飞机) , 并以顶级装配图为单元进行架次有效性分配和更改控制。顶级装配件下及其下属的每一层都有具体的设计数据 (二维图纸、三维数模, 工程指令和EBOM表等) , 从飞机结构关系上能清晰表达装配顺序以及层级关系, 便于指导制造单位进行材料准备和生产安排;更改影响上受影响范围也比较清楚, 一旦发生工程更改, 可以通过产品结构树状关系层层追溯。

由于在飞机研制阶段工程更改频繁, 且民机客户选项的多样性, 在研制过程中也不断体现出这种产品分解结构的问题, 主要体现为:产品结构树层次过深, 更改影响范围大。大部分顶级装配图的层次都在6级或6级以上, 在不同的层级上都有构型项, 每一个装配件会说明其下安装的零件或组件, 而其下的每个零件或组件也要说明安装在那个装配件上, 这种层层嵌套的循环引用, 造成产品分解结构上各个节点之间的关系十分紧密, 也就是构型项数目多, 层次深, 考虑更改的追溯问题以及为了说明装配关系, 一旦一个零件的更改极端情况下会导致整个顶层装配件的更改。

飞机进入批生产后, 这种产品分解下, 数据分解的颗粒度较大, 飞机型号中与客户无关的不变部分, 和与客户有关的可变部分, 糅合在一起, 投产数据控制困难, 重用性不高。并且引入过多的构型项也影响了产品的可视性, 妨碍管理工作, 又增加成本。

为了减少更改工作量, 保证研制阶段的进度, 在更改管理上并没有严格执行构型不同, 更改构型号的要求, 而是采用换版+某些其他方式 (系列工程指令、先行更改、故障拒收等等) 说明, 这样造成了构型状态不清晰, 必须依靠人工统计, 滞后、耗时且数据准确性难以保证。

3 以模块为基本单元的分解方式

波音、空客、庞巴迪等各主要飞机制造商在二十世纪八十年代开始使用基于模块的产品结构管理方案, 通过多构型配置、小批量生产的模式, 结合产品通用化、系列化、模块化的多视图管理方式, 延伸出各种子型号的飞机, 从而丰富产品的类型并满足不同用户及更改的要求。降低产品复杂性、减少研发成本和提高管理效率, 也将极大的方便产品的配置和维护工作。

以空客某飞机型号为例, 使用了三层产品结构分解方式, 产品结构的顶层主要用来管理同型号飞机中共性、基本不变的部分。根据管理的需要, 可将顶层进一步分解。比如, 可将顶层先按空间再按专业划分层次:机型、系列、主部段、部段等, 如图2所示。

构型层是产品结构用于构型管理的核心层次, 通过对构型层进行合理配置, 便能实现多项管理目标, 如模块化管理、多构型管理、单架次管理等。构型项是一个管理容器, 它是对某一具体功能的抽象, 并不代表真实的零件或组件;与此对应, 设计模块才是真实的零组件。一个设计模块代表一种实现方式, 有多个设计模块就表示有多种实现方式。每个设计模块与构型项之间通过关联对象进行关联, 两者之间的关联关系 (架次有效性) 记录在关联对象上。

底层产品结构是对构型层设计模块的细化与分解, 由各种具体设计数据组成。该层次的产品结构直接面向各专业的设计员。

为了满足不同的用户和业务需求, 同一个产品需要多个不同信息组织方式, 可以采用“视图”的方式。不同视图表达了不同业务组 (如设计, 制造, 客服, 销售) 的需求。空客飞机项目根据业务需求建立不同的视图, 如设计视图、制造视图、试验视图、合同视图等等, 如图3所示, 设计视图如图4所示。通过各种视图把项目管理、构型管理和工程过程管理统一起来, 并描述了它们之间的联系, 也就构成了企业产品信息集成的框架。

很多高层管理者认为采用这类产品结构分解方式, 飞机产品的结构层次化不够, 对于制造组织生产, 尤其分包给不同机体供应商时, 按部段划分的概念, 各部段作为交付产品, 其产品信息的结构化不清晰。

4 欧直产品结构分解方式

以欧直某型号飞机为例, 其型号众多、系列产品发展较成熟, 产品之间重用性较高, 性能配置上需综合考虑客户需求进行选装选配。

在满足型号发展规划的需求同时, 又兼顾产品通用化、系列化、模块化设计以及构型项配置管理等要求。欧直从产品分类管理、主产品配置管理等主要因素进行了产品分解, 能够体现系列及多构型配置特点 (如图5所示) 。

其将飞机划分为顶层和下层两个部分, 其中顶层是CI层, 是由构型管理人员进行规划和控制的节点, 包括可变配置项和不可变配置项两种。下层是设计管控层, 由零件、组件及装配等数据组成。其CI与零组件之间的联接是通过有效性进行定义的, 其有效性包括选项有效性、批架次有效性、时间有效性, 这三种方式可按需进行组合定义, 通过有效性来配置各状态及生产架次的产品结构。

按照产品的系列化特点, 将其分解为基本不变部分、客户选项部分以及特殊更改部分, 是一种典型的以模块组织零部件、并以模块为基础配置分级的典型产品结构组织方式, 其优势在于可以迅速的建立客户选配与产品结构之间的对应关系;可以通过模块间的重组快速的配置出一架飞机, 以满足客户多样性的要求;可以有效的实行不同机型间模块的重用, 降低成本, 缩短研制周期;同时, 其在更改控制方面, 也减少了更改范围的无限扩散。

5 分析和结论

随着管理方法的进步、研制模式的改进, 在具体的飞机型号的实践和应用也对不同的产品结构模型进行了探索和尝试。对于新研制的型号, 可以根据型号的特定情况, 参考借鉴和加以剪裁地制定适合型号发展的产品结构分解方式。而根据产品结构分解方式制定构型更改控制方法, 是飞机产品数据管理的核心部分。

文章所述两种方案的有效实施还有赖于全三维设计规范的跟进、PDM管理系统的实现, 也是未来数字化产品数据管理的一种发展方向和趋势, 希望可以为我国民用飞机或其他大型复杂产品的研发提供一定的技术参考作用。

摘要：产品分解结构 (PBS) 是数据和信息组织的核心, 是飞机产品数据管理系统建立的依据, 也是飞机所有构型信息输出的基础和源头。产品分解结构是以产品为对象, 结合工作分解结构, 按一定的分类法, 根据相应的原则、特征或结构隶属关系, 从上往下、逐级展开进行分解直到最底层, 每一层都与相关的构型文件 (例如:工程图纸、零组件细目表、物料清单、规范、软件需求及设计文件、工艺/生产文件等) 相关联, 从而形成的一个产品结构体系。产品分解结构覆盖了产品设计、制造、配置、维护直到报废的整个完整的产品生命周期。文章从分析民机产品结构分解方案出发, 研究了国际主流飞机制造商经验, 提出了两种产品结构管理方式, 从理论结合实践提出了民用飞机产品结构分解方式的优缺点以及应考虑的因素和条件。

关键词：产品分解结构,模块,构型项

参考文献

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