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公开(公告)号：CN116757012A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310601208.8
申请日：2023-05-25
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F17/11 , G16C60/00 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种振动环境下管道密封性能仿真分析方法，包括：有限元模型前处理、迭代求解、振动工况模拟仿真分析及后处理参量提取，采用CATIA软件建立3D管道模型，采用Hypermesh软件进行管道有限元模型前处理和约束载荷，采用ANSYS Workbench软件模拟施加振动工况、密封性能计算以及密封接触参量结果提取。本发明通过仿真分析振动工况下管路密封性能的变化过程，探究振动载荷作用点与振动载荷幅值对管路密封性能的影响规律。输出密封面宽、有效密封面积及有效密封接触应力均值这三个指标作为密封接触参量，通过密封接触参量判断密封性能指标，有效判断管道是否产生泄漏。
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公开(公告)号：CN113636098A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202111208519.5
申请日：2021-10-18
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开了一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，包括待增刚区域的划定、工艺增刚件安装点位的确定、工艺增刚件的选材及工艺参数设计和工艺增刚件的优化迭代；本发明将工艺增刚件的设计流程标准化，使技术人员可以快速而准确的完成工艺增刚件的设计，且标准化的设计流程不但能够有效避免设计盲点，还具有较强的可追溯性，在发生错误时能快速、准确锁定错误原因，提高了工作效率和设计质量；同时通过工艺增刚件分别连接待增刚区域和强刚度区域，有效保证工艺增刚件始终与一强度高于待增刚区域的生根点稳定相连，保证对待增刚区域的有效增刚，避免工艺增刚件在外力作用下发生滑动甚至坍塌，进而造成增刚失效，提高工艺增刚件的稳定性和可靠性。
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公开(公告)号：CN113460326A
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202110708392.7
申请日：2021-06-25
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B64F5/10
Abstract: 本发明公开了一种机身立式装配主定位框变形计算方法及辅助装置，属于飞机装配技术领域，其实施过程包括：确定工艺孔及辅助支撑点的位置区域；建立极坐标系，确定工艺孔组合方式，计算不同工艺孔组合方式下框的最大变形；确定工艺孔与辅助支撑点的组合方式，计算不同组合方式下框的最大变形；设置辅助支撑装置；优选支撑方式。本发明能针对中机身段立式装配过程中主定位框装配定位问题，保证主定位框的装配精度，在结构设计阶段即完成对装配过程中主定位框的定位变形控制，减少装配过程中的返工调整工作，且实施方便、适用性广、成本低。
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公开(公告)号：CN113352092A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110911716.7
申请日：2021-08-10
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: B23P19/10 , G05B19/4097
Abstract: 本发明公开了一种基于飞机部件加工用工装的加工基准确定方法，涉及飞机装配技术领域，步骤S1：前期准备：搭建飞机部件加工用工装，工装顶部两侧分别设置有三个工艺孔；步骤S2：获取工艺孔孔心数据；步骤S3：建立参考坐标系Z平面；步骤S4：建立参考坐标系Y轴线；步骤S5：建立参考坐标系原点；步骤S6：建立实测数据参考坐标系；步骤S7：建立理论数据参考坐标系；步骤S8：参考坐标系对齐；步骤S9：确定飞机部件加工基准；本发明可适用于飞机部件加工的加工基准确定，且能够快速准确地确定飞机部件与机床坐标系、机床坐标系与飞机坐标系之间的关系。
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公开(公告)号：CN109759975A
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201910219019.8
申请日：2019-03-21
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司 , 上海点持信息科技有限公司
IPC: B25B11/00
Abstract: 本发明涉及一种飞机舱位辅助操作的增强现实人工标志物的定位夹具，飞机舱位结构上设置若干个连接孔，包括一定位台，定位台的一侧表面上设置定位销，另一侧表面上设置活动挡块，以及若干卡固装置，若干卡固装置分设在定位台的四周边缘处；定位台上还开设滑槽，滑槽内设置调节装置，调节装置包括一螺纹杆，以及滑动设置在螺纹杆上的滑块，滑块的一侧表面上设置一定位柱，定位柱的延伸方向与定位销的延伸方向相同，且位于同一侧；使用状态下，定位销插设在某一个连接孔内，移动滑块使其所述定位柱插设在相邻的连接孔内。本发明通过该夹具实现对标志物的定位，降低虚实配准难度，减小飞机舱位内部的真实场景与虚拟场景之间误差，有效保证装配效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116757012B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202310601208.8
申请日：2023-05-25
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F17/11 , G16C60/00 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种振动环境下管道密封性能仿真分析方法，包括：有限元模型前处理、迭代求解、振动工况模拟仿真分析及后处理参量提取，采用CATIA软件建立3D管道模型，采用Hypermesh软件进行管道有限元模型前处理和约束载荷，采用ANSYS Workbench软件模拟施加振动工况、密封性能计算以及密封接触参量结果提取。本发明通过仿真分析振动工况下管路密封性能的变化过程，探究振动载荷作用点与振动载荷幅值对管路密封性能的影响规律。输出密封面宽、有效密封面积及有效密封接触应力均值这三个指标作为密封接触参量，通过密封接触参量判断密封性能指标，有效判断管道是否产生泄漏。
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公开(公告)号：CN115544645A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211107573.5
申请日：2022-09-13
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/08
Abstract: 本申请的实施例公开了一种飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备，涉及焊接制造技术领域，包括：采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型；在第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息；将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型；第二有限元模型采用壳单元网格建模获得，并基于飞机部件的除焊缝区域以外的区域建模获得；将参数信息导入第三有限元模型中，并开展平衡计算，以获得焊接装配后的飞机部件的变形情况。本申请通过上述方法降低建模难度与所占用计算机资源，提升计算效率，使得飞机部件的焊接装配变形得以准确、快速预测。
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公开(公告)号：CN114692469B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210586313.4
申请日：2022-05-27
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开了一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，本申请所述的优化方法首先获取飞机舱门和机身的等效刚度，再建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型，并在上述局部有限元模型中设定弹簧单元；再通过对所述局部有限元模型模拟施加等效载荷，并将变形量与等效刚度进行对比，以获取各所述弹簧单元的刚度系数；最后将刚度系数添加到所述局部有限元模型中以实现对所述局部有限元模型的优化；本发明通过引入飞机舱门和机身的等效刚度，实现了飞机舱门和机身整体结构特性与飞机舱门和机身在接触点的受力状态的有机结合，从而在局部受力的分析中继承和反映了飞机整体结构刚度，提高了飞机舱门和机身装配接触力学的计算精度。
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公开(公告)号：CN114313300B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210161749.9
申请日：2022-02-22
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司
Abstract: 本发明涉及飞机部件装配领域，尤其涉及一种预测并提高飞机部件机表连接件安装合格率的方法，用于预测并提高骨架/蒙皮独立制孔后连接件安装的合格率，分为根据实际蒙皮结构尺寸以及与骨架的装配关系，确定定位关系与分析对象；建立钉孔配合数学模型，理论上分析配合关系以及确定用于评价机表连接件安装合格率的指标；进行容差分析建模、分析，确定影响合格率的主要因素，提出压缩公差带和调整孔径名义尺寸的方法来提高连接件安装合格率。在综合考虑机床精度以及制孔能力情况下，保证理论计算安装合格率≥90%，从而保证实际机表连接件的安装质量。
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公开(公告)号：CN110688793B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN201910900153.4
申请日：2019-09-23
Applicant: 成都飞机工业(集团)有限责任公司 , 南京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于有限元的航空弯管装配时的二次校形质量校核方法，包括以下步骤：仿真导管弯曲的成形过程得到有限元分析结果文件，并计算得到导管的实际弯曲角度，然后选择正向校形方式或反向校形方式，生成导管校形模具并调至最优位置；设定一个粗校形角度值，通过有限元模拟导管的校形过程，提取校形过程的有限元分析文件，读取每一帧中导管的应力应变分布场、厚度分布场及节点位移场，根据装配所要求的导管性能指标，计算得到导管的校形极限角度；以所述校形极限角度作为对比依据，判断是否可按实际装配时测得的校形角度对弯曲成形后的航空导管进行二次校形。本发明可以在避免导管带应力装配的同时保证导管的性能指标符合要求。
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