飛機(jī)液體墊片等技術(shù)問題樣本

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)簡(jiǎn)介民用飛機(jī)平尾壁板時(shí)效成形建模仿真與參數(shù)優(yōu)化研究目的針對(duì)民用飛機(jī)平尾壁板蠕變時(shí)效成形工藝特性和工藝特點(diǎn)，建立某鋁合金材料跨尺度時(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)效成形影響規(guī)律，掌握滿足強(qiáng)度和疲勞壽命等服役性能時(shí)效成形工藝參數(shù)和核心技術(shù)，為鋁合金整體壁板時(shí)效成形工程應(yīng)用奠定基本。研究?jī)?nèi)容鋁合金板料蠕變實(shí)驗(yàn)和力學(xué)性能實(shí)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)性能影響規(guī)律，擬定期效成形基本參數(shù)。蠕變實(shí)驗(yàn)件顯微組織觀測(cè)，研究時(shí)效成形過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)及尺寸表征辦法。建立力場(chǎng)與溫度場(chǎng)耦合伙用下蠕變-時(shí)效跨尺度數(shù)學(xué)模型，并依照實(shí)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)度及回彈影響規(guī)律。進(jìn)行實(shí)驗(yàn)和測(cè)量分析，修正本構(gòu)模型以實(shí)現(xiàn)對(duì)成形和回彈精確預(yù)測(cè)。預(yù)期成果鋁合金材料跨尺度時(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)效成形件服役性能和工藝參數(shù)；縮比尺寸典型樣件一件；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。民用飛機(jī)防護(hù)涂層工藝性能與環(huán)境因素變化關(guān)聯(lián)性研究研究目的綜合對(duì)比研究水基防護(hù)涂料與溶劑型涂料工藝性能。重點(diǎn)開展水基防護(hù)涂料工藝性能研究，獲得水基防護(hù)涂層受溫濕度等環(huán)境條件影響時(shí)涂層性能。同步針對(duì)不同表面解決工藝，研究飛機(jī)慣用涂層體系性能與施工環(huán)境影響關(guān)系，根據(jù)相應(yīng)材料規(guī)范開展耐腐蝕性能、耐溶劑、粘接等性能檢測(cè)，獲得施工工藝環(huán)境與性能相應(yīng)關(guān)系，得到各種涂層固化曲線。研究?jī)?nèi)容研究已有鉻酸鹽表面解決+不含鉻酸鹽涂層配套體系、非鉻酸鹽表面解決（2種以上）+無(wú)鉻酸鹽涂層配套體系、鉻酸鹽表面解決+鉻酸鹽涂層配套體系服役過程防腐蝕性能模仿研究，對(duì)比得出優(yōu)化實(shí)驗(yàn)成果。慣用涂料固化工藝與性能關(guān)系研究：研究慣用6類用途涂層在不同固化條件下固化周期，并選取典型固化條件下涂層按材料規(guī)范完畢性能測(cè)試，獲得關(guān)于固化曲線和性能指標(biāo)，據(jù)此給出涂層施工和固化規(guī)定；水基防護(hù)涂料工藝研究：研究給定水基涂料配比、施工環(huán)境溫濕度、基底表面解決方式對(duì)涂層性能影響，對(duì)涂層固化中有機(jī)反映官能團(tuán)作用過程進(jìn)行分析，對(duì)水分子在涂層固化過程中揮發(fā)受環(huán)境條件影響限度進(jìn)行機(jī)理和實(shí)驗(yàn)研究，獲得水基涂層施工環(huán)境條件。預(yù)期成果形成既有所用涂層施工、固化工藝與性能數(shù)據(jù)庫(kù)，指引現(xiàn)場(chǎng)生產(chǎn)；初步形成水基涂料應(yīng)用性能評(píng)價(jià)辦法；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。鋁鋰合金成形及熱解決工藝對(duì)疲勞性能影響研究研究目的針對(duì)鋁鋰合金材料特性及其在大型客機(jī)上應(yīng)用特點(diǎn)，研究鈑金成形、熱解決過程中新型鋁鋰合金在溫度場(chǎng)-應(yīng)力場(chǎng)-應(yīng)變場(chǎng)中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)疲勞性能影響規(guī)律，建立熱解決工藝參數(shù)、鈑金成形變形量與新型鋁鋰合金疲勞性能之間映射關(guān)系，并在研究斷裂行為和疲勞特性基本上，提出鋁鋰合金薄板損傷容限評(píng)價(jià)機(jī)制；初步摸索時(shí)效成形中新型鋁鋰合金熱場(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-熱解決過程中組織演變、相析出行為對(duì)新型鋁鋰合金強(qiáng)塑性匹配增進(jìn)機(jī)制與協(xié)調(diào)控制。建立科學(xué)鋁鋰合金薄板斷裂韌性評(píng)價(jià)辦法；并在研究其疲勞特性基本上，建立和完善新型鋁鋰合金薄板損傷容限評(píng)價(jià)體系；研究熱解決過程組織演變、相析出行為對(duì)新型鋁鋰合金斷裂行為、疲勞特性影響機(jī)制。摸索熱解決過程溫度場(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)化相析出影響。建立起時(shí)效成形熱場(chǎng)參數(shù)、形變行為和新型鋁鋰合金薄板損傷容限間協(xié)調(diào)控制機(jī)制。預(yù)期成果獲得新型鋁鋰合金最優(yōu)固溶和時(shí)效工藝制度；獲得熱解決過程組織演變和相析出行為與損傷容限之間影響規(guī)律，提出新型鋁鋰合金薄板損傷容限評(píng)價(jià)體系；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。飛機(jī)鋁合金壁板膠接工藝研究研究目的針對(duì)民用飛機(jī)局部位置鋁合金壁板構(gòu)造，開展以蒙皮與桁條膠接工藝為主壁板膠接工藝研究，以摸索鋁合金膠接工藝基本機(jī)理、挖掘影響膠接結(jié)質(zhì)量核心工藝參數(shù)、摸索膠接壁板檢測(cè)與評(píng)價(jià)準(zhǔn)則，初步擬定其工藝參數(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)則摸索。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)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。飛機(jī)蒙皮鏡像銑削加工機(jī)理及無(wú)劃痕支撐核心技術(shù)研究研究目的針對(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)法控制難題，依照鏡像銑削辦法工藝特點(diǎn)，系統(tǒng)研究鏡像銑削加工中加工載荷變化規(guī)律和影響因素、擬定不同載荷和支撐方式下工件變形規(guī)律和切削機(jī)理。在此基本上開發(fā)可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定支撐且不會(huì)在工件表面形成劃痕鏡像支撐系統(tǒng)，并開展飛機(jī)蒙皮試樣鏡像銑削加工實(shí)驗(yàn)。研究成果為鏡像銑削工藝研究鏡像銑削裝備開發(fā)提供基本理論和核心技術(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。開展鏡像銑削加工實(shí)驗(yàn)，分析不同加工條件下加工精度和表面質(zhì)量，擬定鏡像銑削加工切削機(jī)理。鏡像銑削支撐系統(tǒng)支撐力與切削載荷匹配關(guān)系和控制辦法研究。分析鏡像支撐條件下銑刀和工件材料間切削載荷作用規(guī)律，研究工件變形特性和影響因素，擬定鏡像支撐系統(tǒng)支撐方式、支撐力與切削載荷之間匹配關(guān)系和控制辦法。無(wú)劃痕鏡像支撐系統(tǒng)研制。針對(duì)飛機(jī)蒙皮鏡像銑削加工特點(diǎn)和規(guī)定，突破無(wú)劃痕鏡像支撐技術(shù)難題，開發(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)量影響因素和影響規(guī)律，擬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；擬定銑削支撐系統(tǒng)剛度和切削載荷匹配關(guān)系和控制辦法；研制出用于飛機(jī)蒙皮鏡像銑削無(wú)劃痕鏡像支撐系統(tǒng)；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。研究目的以提高飛機(jī)數(shù)字化裝配柔性工裝構(gòu)造靜動(dòng)態(tài)力學(xué)性能（剛度、固有頻率、屈曲荷載等）、減少裝配工裝設(shè)計(jì)與制導(dǎo)致本和研發(fā)周期為目的，研究和發(fā)展考慮裝配工藝性能目的和約束條件柔性工裝構(gòu)造拓?fù)鋬?yōu)化模型和核心算法，并發(fā)展構(gòu)件裝配中考慮不擬定性構(gòu)造拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)辦法。該項(xiàng)目研究成果將推動(dòng)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)這一先進(jìn)辦法在飛機(jī)裝配工裝設(shè)計(jì)中應(yīng)用，也將輻射至飛機(jī)核心承載構(gòu)件數(shù)字化設(shè)計(jì)與制造前沿研究。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)目的和約束條件柔性工裝構(gòu)造拓?fù)鋬?yōu)化問題建模；復(fù)雜形體拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)中精確描述邊界形狀節(jié)點(diǎn)密度變量辦法及自適應(yīng)拓?fù)鋬?yōu)化技術(shù)；飛機(jī)部件裝配中不擬定性載荷表征辦法；考慮裝配過程中載荷不擬定性構(gòu)造魯棒性和可靠性拓?fù)鋬?yōu)化問題約束正則化辦法；飛機(jī)數(shù)字化裝配柔性工裝構(gòu)造拓?fù)鋬?yōu)化典型應(yīng)用案例。預(yù)期成果發(fā)展合用于飛機(jī)數(shù)字化裝配工裝先進(jìn)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)辦法與應(yīng)用技術(shù)，研究水平達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平；與工程研究部門合伙，完畢典型工裝構(gòu)造拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)用案例;培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)刊登SCI/EI論文3篇。研究目的針對(duì)ARJ-700飛機(jī)翼身對(duì)接，開發(fā)一套可工程化應(yīng)用柔性鉆模板。規(guī)定鉆模板可以滿足大部件不同交付狀態(tài)下翼身對(duì)接中制孔需求，保證制孔精度以及孔邊距符合設(shè)計(jì)規(guī)定。研究?jī)?nèi)容鉆模板及其柔性機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化；柔性鉆模板精度與可靠性分析；基于柔性鉆模板制孔工藝研究。預(yù)期成果柔性鉆模板設(shè)計(jì)與優(yōu)化辦法，以及設(shè)計(jì)圖紙；可工程化應(yīng)用柔性鉆模板；鉆模板工程化應(yīng)用方案；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。基于iGPS大型飛機(jī)部段對(duì)接裝配技術(shù)研究目的針對(duì)大型飛機(jī)部段對(duì)接開展基于iGPS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)接過程中應(yīng)用辦法，制定部段位置、姿態(tài)信息測(cè)量方案，建立基于iGPS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，并與既有測(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)。依照測(cè)量范疇與精度規(guī)定，研究iGPS發(fā)射器布置方案、迅速組網(wǎng)及精度標(biāo)定技術(shù)?；趇GPS大型飛機(jī)部段對(duì)接核心特性控制與協(xié)調(diào)技術(shù)。通過研究大型飛機(jī)部段對(duì)接裝配過程，擬定基于iGPS對(duì)接裝配核心特性，制定基于iGPS對(duì)接裝配協(xié)調(diào)總體方案?；趇GPS實(shí)時(shí)測(cè)量方案設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)。基于已經(jīng)擬定核心特性和總體協(xié)調(diào)方案，針對(duì)部段對(duì)接過程中測(cè)點(diǎn)布局、數(shù)據(jù)獲取與擬合方案進(jìn)行迅速設(shè)計(jì)。并與原有使用激光跟蹤儀、準(zhǔn)直儀等設(shè)備測(cè)量成果進(jìn)行比較，從測(cè)量數(shù)據(jù)有效性、精度、效率等方面驗(yàn)證iGPS測(cè)量技術(shù)先進(jìn)性。預(yù)期成果iGPS組網(wǎng)與標(biāo)定辦法技術(shù)報(bào)告；基于iGPS大飛機(jī)對(duì)接核心特性與協(xié)調(diào)技術(shù)報(bào)告；基于iGPS大型飛機(jī)對(duì)接測(cè)量原型系統(tǒng)，具備測(cè)量系統(tǒng)標(biāo)定、測(cè)量數(shù)據(jù)解決及輸出等功能；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。引入裝配力飛機(jī)柔性件裝配偏差建模與記錄分析技術(shù)研究目的進(jìn)一步分析零件制造、定位與工裝等誤差源在不同裝配階段幾何作用和力學(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幾何協(xié)方差模型；摸索典型裝配定位下偏差形成機(jī)理，建立多誤差源耦合伙用裝配偏差模型；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)接觸力建模、求解辦法；典型成形工藝下飛機(jī)柔性件形狀誤差規(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)柔性件裝配偏差耦合伙用機(jī)制和偏差記錄分析技術(shù)；多工位裝配過程中飛機(jī)柔性件裝配偏差傳遞與累積規(guī)律；結(jié)合ARJ21平尾部件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伙用裝配偏差記錄分析模型；基于狀態(tài)空間表達(dá)飛機(jī)柔性件多工位裝配偏差傳遞模型；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。研究目的在復(fù)合材料構(gòu)件裝配中，構(gòu)件配合面間局部間隙將產(chǎn)生附加載荷，甚至產(chǎn)生構(gòu)造分層，因而需要采用辦法充填間隙，液體和固體墊片是復(fù)合材料構(gòu)件裝配慣用消除間隙辦法。以飛機(jī)復(fù)合材料典型構(gòu)造為對(duì)象，通過理論分析和實(shí)驗(yàn)研究，摸索填隙補(bǔ)償辦法、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、構(gòu)造剛度等裝配性能影響，為在設(shè)計(jì)規(guī)范指引下保證裝配構(gòu)造完整性和裝配質(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)合材料構(gòu)造（翼梁、翼肋與壁板）填隙補(bǔ)償方案分析；不同填隙補(bǔ)償辦法、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)償辦法、填隙材料及其參數(shù)對(duì)連接質(zhì)量和裝配構(gòu)造剛度影響分析；一定間隙分布和配合面尺度下填隙補(bǔ)償辦法、填隙材料及參數(shù)選取原則。預(yù)期成果飛機(jī)典型復(fù)合材料構(gòu)造填隙補(bǔ)償方案分析報(bào)告；填隙補(bǔ)償辦法、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)償辦法、填隙材料及其參數(shù)對(duì)復(fù)合材料裝配構(gòu)造剛度影響規(guī)律；一定間隙分布和配合面尺度下填隙補(bǔ)償辦法、填隙材料及參數(shù)；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。不同預(yù)應(yīng)力對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件裝配性能影響研究研究目的復(fù)材構(gòu)件制造偏差導(dǎo)致組件裝配時(shí)存在一定局部間隙，可通過對(duì)復(fù)材構(gòu)件施加一定預(yù)應(yīng)力以完畢裝配。不同預(yù)應(yīng)力將影響復(fù)材組件裝配性能，需要研究不同裝夾方式下預(yù)應(yīng)力對(duì)復(fù)材構(gòu)件裝配性能影響。以飛機(jī)典型復(fù)合材料組件裝配過程為研究對(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)件制造偏差，通過實(shí)驗(yàn)研究和仿真分析，擬定復(fù)材構(gòu)件在不同裝夾方式下施加預(yù)應(yīng)力，為飛機(jī)典型復(fù)合材料組件裝配協(xié)調(diào)、工藝規(guī)范提供數(shù)據(jù)基本和技術(shù)支撐。研究?jī)?nèi)容不同夾持力條件下復(fù)材構(gòu)件應(yīng)力測(cè)試與分析；不同裝配間隙下復(fù)材構(gòu)件裝配應(yīng)力測(cè)試與分析；典型復(fù)合材料組件裝配過程中構(gòu)件裝配應(yīng)力分析模型；面向復(fù)材構(gòu)件制造偏差裝配間隙與夾持力對(duì)復(fù)材構(gòu)件裝配應(yīng)力水平影響規(guī)律。預(yù)期成果不同夾持力條件下復(fù)材構(gòu)件應(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)合材料組件裝配過程裝配應(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)力水平影響規(guī)律分析報(bào)告；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。飛機(jī)線束虛擬裝配仿真技術(shù)研究研究目的本項(xiàng)目針對(duì)飛機(jī)線束敷設(shè)和安裝問題，擬運(yùn)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)到裝配過程虛擬傳真，暴露飛機(jī)在線束敷設(shè)和安裝過程中也許浮現(xiàn)問題，檢測(cè)飛機(jī)線束敷設(shè)過程中定位點(diǎn)，評(píng)估飛機(jī)線束施工工藝和方案，從而可以協(xié)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)容運(yùn)用虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)，依照飛機(jī)線束安裝空間構(gòu)造建立飛機(jī)線束安裝數(shù)字構(gòu)造模型和線束模型；針對(duì)飛機(jī)工程圖紙中標(biāo)出定位點(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)軟件開發(fā)，在仿真軟件平臺(tái)上進(jìn)行飛機(jī)線束虛擬裝配仿真，運(yùn)用評(píng)估檢測(cè)軟件檢測(cè)裝配對(duì)的性。預(yù)期成果通過飛機(jī)線束虛擬裝配仿真核心技術(shù)研究項(xiàng)目實(shí)行，可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)線束敷設(shè)和安裝過程虛擬仿真，暴露飛機(jī)在線束敷設(shè)和安裝過程中也許浮現(xiàn)問題，檢測(cè)飛機(jī)線束敷設(shè)過程中定位點(diǎn)，評(píng)估飛機(jī)線束施工工藝和方案，從而可以協(xié)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)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；軟件著作權(quán)2項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇?；趹?yīng)力水平自動(dòng)鉆鉚工藝和機(jī)械性能評(píng)估辦法研究研究目的鉚接工藝所能達(dá)到機(jī)械性能受孔質(zhì)量、鉚接干涉量、孔強(qiáng)化水平以及干涉量均勻限度等因素影響。自動(dòng)鉆鉚工藝由于工藝參數(shù)穩(wěn)定、制造一致性好而逐漸取代了手工鉆鉚工藝。但自動(dòng)鉆鉚工藝會(huì)導(dǎo)致干涉量均值水平變化。如何迅速有效評(píng)估自動(dòng)鉆鉚工藝對(duì)機(jī)械性能影響是提高自動(dòng)鉆鉚工藝應(yīng)用能力重要因素。本項(xiàng)目通過對(duì)自動(dòng)鉆鉚工藝中材料成形、殘存應(yīng)力分布等機(jī)理理論分析、并通過應(yīng)力測(cè)量分析，研究干涉量、應(yīng)力水平分布與機(jī)械性能之間影響關(guān)系，建立基于應(yīng)力水平分布機(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，建立構(gòu)造應(yīng)力仿真模型。運(yùn)用X射線殘存應(yīng)力測(cè)試儀等設(shè)備，通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證1)中所述模型。通過理論和仿真計(jì)算，研究殘存應(yīng)力與鉚接構(gòu)造機(jī)械性能之間關(guān)系，建立計(jì)算模型。謀求最優(yōu)殘存應(yīng)力大小和分布。通過疲勞性能實(shí)驗(yàn)等，驗(yàn)證3)中所述模型。對(duì)于具備多排鉚釘組件構(gòu)造，對(duì)其殘存應(yīng)力等性能與構(gòu)造機(jī)械性能影響進(jìn)行仿真和實(shí)驗(yàn)研究。依照以上研究?jī)?nèi)容，提供最優(yōu)鉚接工藝參數(shù)。建立鉚接加工質(zhì)量評(píng)估、實(shí)驗(yàn)辦法。預(yù)期成果建立鉚接工藝參數(shù)與構(gòu)造機(jī)械性能之間計(jì)算模型；建立鉚接加工質(zhì)量評(píng)估辦法，編制自動(dòng)鉚接工藝流程控制文獻(xiàn);培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。蜂窩夾芯復(fù)合材料空氣耦合超聲檢測(cè)技術(shù)應(yīng)用研究研究目的針對(duì)噴水超聲檢測(cè)等辦法會(huì)使蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件受潮、受損，影響構(gòu)件力學(xué)強(qiáng)度和尺寸穩(wěn)定，擬研究采用空氣耦合超聲檢測(cè)辦法，定性、定位并定量檢測(cè)出蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件中脫粘（分層）類缺陷，解決蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件質(zhì)量評(píng)價(jià)難題。研究?jī)?nèi)容研究勉勵(lì)/接受換能器布置方式對(duì)脫粘（分層）類缺陷敏感性，擬定最優(yōu)換能器布置方式及檢測(cè)辦法；研究透射信號(hào)與超聲勉勵(lì)頻率、脈沖串類型、窗函數(shù)等參數(shù)之間相應(yīng)關(guān)系，獲得最優(yōu)超聲勉勵(lì)參數(shù)；研究信號(hào)降噪算法及勉勵(lì)接受編碼技術(shù)，提高接受信號(hào)信噪比及時(shí)域信號(hào)可辨別能力，進(jìn)一步提高檢測(cè)成果可靠性；研究缺陷信號(hào)特性辨認(rèn)、可視化技術(shù)（如峰值成像、TOF成像等）及不同缺陷尺寸反演算法，采用X射線、紅外熱像等辦法進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證檢測(cè)成果可靠性及檢測(cè)精度，最后實(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）類缺陷穿透式空氣耦合超聲檢測(cè)系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)樣機(jī)；基于理論分析和實(shí)驗(yàn)研究，獲得蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件脫粘/分層類缺陷空氣耦合超聲檢測(cè)優(yōu)化參數(shù)、檢測(cè)辦法及檢測(cè)工藝；草擬蜂窩夾芯復(fù)合材料構(gòu)件脫粘/分層類缺陷空氣耦合超聲檢測(cè)工藝原則；培養(yǎng)博士研究生1名，研究生研究生2名，專業(yè)技術(shù)人員3名。國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。復(fù)合材料預(yù)浸料捻子條制備工藝裝備研制研究目的大型飛機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用越來越大，在復(fù)合材料構(gòu)件中大量應(yīng)用梁肋構(gòu)造，由于復(fù)合材料是附模成型，在梁肋拐角處會(huì)浮現(xiàn)較大三角形空隙，導(dǎo)致構(gòu)件性能下降，因而在梁肋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)制造先進(jìn)公司有專用于捻子條制備工藝裝備，而國(guó)內(nèi)當(dāng)前還采用手工操作辦法進(jìn)行捻子條制造。本研究通過對(duì)捻子條性能規(guī)定評(píng)估，自主設(shè)計(jì)一套可以合用于不同R角捻子條制備裝置，達(dá)到提高效率和質(zhì)量目。研究?jī)?nèi)容預(yù)浸料捻子條性能指標(biāo)調(diào)研針對(duì)平尾、垂尾等現(xiàn)用復(fù)合材料構(gòu)造及機(jī)翼等將來應(yīng)用復(fù)合材料構(gòu)造進(jìn)行調(diào)研分析，對(duì)捻子條尺寸（R角）進(jìn)行記錄歸類，并明確捻子條纖維體積含量、性能技術(shù)規(guī)定。預(yù)浸料捻子條制備工藝裝備研制針對(duì)民用客機(jī)慣用977-2和X-850預(yù)浸料體系工藝性能，初步擬定捻子條制備工藝裝備研究思路，進(jìn)行裝備設(shè)計(jì)及制造，并評(píng)判其捻子條尺寸（捻子條尺寸R5-R10之間可調(diào)，纖維體積含量依照捻子條尺寸計(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)浸料捻子條尺寸性能評(píng)估采用不同預(yù)浸料、不同R角等對(duì)研發(fā)裝備制備捻子條尺寸性能進(jìn)行評(píng)估，達(dá)到應(yīng)用目，形成高溫固化環(huán)氧碳纖維捻子條制備工藝規(guī)范草稿。預(yù)期成果復(fù)合材料捻子條制備工藝裝備（具備R角可調(diào)、纖維體積含量可控、持續(xù)制備）；工藝規(guī)范草稿；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。研究目的通過建立熱固性樹脂基復(fù)合材料X850材料體系粘彈性本構(gòu)模型，分析復(fù)合材料構(gòu)造進(jìn)行熱校形對(duì)材料性能、殘存應(yīng)力分布影響。針對(duì)航空復(fù)合材料典型構(gòu)造件C形梁構(gòu)造變形、長(zhǎng)桁架橋等現(xiàn)象，熱校形實(shí)驗(yàn)與模仿對(duì)比，驗(yàn)證模型精確性。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)合材料粘彈性本構(gòu)模型，提出針對(duì)熱固性復(fù)合材料熱校形辦法；針對(duì)X850材料體系玻璃化轉(zhuǎn)變溫度進(jìn)行熱校形，選用典型構(gòu)造件C形梁、長(zhǎng)桁，分析校形構(gòu)造對(duì)材料性能影響，給出應(yīng)力狀態(tài)分布，分析殘存應(yīng)力變化狀況；針對(duì)航空復(fù)合材料典型構(gòu)造件C形梁構(gòu)造變形、長(zhǎng)桁架橋等現(xiàn)象，將熱校形實(shí)驗(yàn)成果與模仿成果對(duì)比，驗(yàn)證模型精確性。預(yù)期成果項(xiàng)目研究報(bào)告；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。飛機(jī)總線檢測(cè)技術(shù)研究研究目的針對(duì)飛機(jī)總裝階段，數(shù)據(jù)總線敷設(shè)不良導(dǎo)致總線傳播性能下降，數(shù)據(jù)畸變概率提高，數(shù)據(jù)總線傳播不一致等問題，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)總線性能及可靠性檢測(cè)記錄，提高總線線纜敷設(shè)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，傳播層和應(yīng)用層原則數(shù)據(jù)包，并在總線線纜另一端對(duì)其完整性進(jìn)行檢查，檢查并記錄各層相應(yīng)數(shù)據(jù)包畸變，評(píng)測(cè)總線線纜通信性能及可靠性。此外，研究多總線從不飽和數(shù)據(jù)包到“泛洪”飽和數(shù)據(jù)通信狀況下性能及可靠性，為總線線纜敷設(shè)科學(xué)性提供檢測(cè)量化根據(jù)。預(yù)期成果通過飛機(jī)總線性能及可靠性檢測(cè)研究項(xiàng)目實(shí)行，可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)總線電纜敷設(shè)后性能評(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)科學(xué)性。預(yù)期成果如下：完善有關(guān)工藝規(guī)范；項(xiàng)目研究報(bào)告；培養(yǎng)研究生研究生1-2名；國(guó)家創(chuàng)造專利1項(xiàng)；刊登SCI/EI論文3篇。飛機(jī)線纜故障定位核心技術(shù)研究研究目的當(dāng)代飛機(jī)正在向多電化方向發(fā)展