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形位公差设计在民用飞机设计中的应用研究

形位公差设计在民用飞机设计中的应用研究
形位公差设计在民用飞机设计中的应用研究

形位公差设计在民用飞机设计中的应用研究摘要:形位公差是形状公差和位置公差的统称。本文从收集到的国外飞机结构设计形位公差设计原则及标准,结合国内飞机制造厂的零件加工和装配水平,提出了我国大型民用飞机结构设计中形位公差的选择方法和数值标准的建议。

关键词:形位公差形状公差位置公差

长期以来,我国民用飞机结构设计中公差设计主要以尺寸公差为主,设计人员往往只注重零件中的一些重要尺寸,并加以尺寸公差的约束,对于其他尺寸则未加以足够重视,通常按线性通用公差标准进行要求。然而工厂按图纸要求进行零件加工后,常常出现零件超差现象,尤其常见的是装配超差。

国外民机设计强国十分注重对零件加工和装配的要求,在零件图和装配图中大量采用形位公差设计,对机加、钣金等不同加工方法提出详细设计要求和标准,在严格控制零件加工的同时,确保了最终的零件装配要求,大大减少了超差的情况。现阶段大范围推广形位公差设计无论在提高我国民机设计和制造水平还是减少加工和装配超差、降低成本上来说都有着非常重要的实际意义。

1 形位公差概念

形位公差可化分为形状公差、位置公差、形状或位置公差三类,

统计公差分析方法概述

统计公差分析方法概述(2012-10-23 19:45:32) 分类:公差设计统计六标准差 统计公差分析方法概述 一.引言 公差设计问题可以分为两类:一类是公差分析(Tolerance Analysis ,又称正计算) ,即已知组成环的尺寸和公差,确定装配后需要保证的封闭环公差;另一类是公差分配(Tolerance Allocation ,又称反计算) ,即已知装配尺寸和公差,求解组成环的经济合理公差。 公差分析的方法有极值法和统计公差方法两类,根据分布特性进行封闭环和组成环公差的分析方法称为统计公差法.本文主要探讨统计公差法在单轴向(One Dimension)尺寸堆叠中的应用。 二.Worst Case Analysis 极值法(Worst Case ,WC),也叫最差分析法,即合成后的公差范围会包括到每个零件的最极端尺寸,无论每个零件的尺寸在其公差范围内如何变化,都会100% 落入合成后的公差范围内。 <例>Vector loop:E=A+B+C,根据worst case analysis可得 D(Max.)=(20+0.3)+(15+0.25)+(10+0.15)=45.7,出现在A、B、C偏上限之状况 D(Min.)=(20-0.3)+(15-0.25)+(10-0.2)=44.3,出现在A,B、C偏下限之状况 45±0.7适合拿来作设计吗? Worst Case Analysis缺陷: ?设计Gap往往要留很大,根本没有足够的设计空间,同时也可能造成组装困难; ?公差分配时,使组成环公差减小,零件加工精度要求提高,制造成本增加。

以上例Part A +Part B+ Part C,假设A、B、C三个部材,相对于公差规格都有3σ的制程能力水平,则每个部材的不良机率为1-0.9973=0.0027;在组装完毕后所有零件都有缺陷的机率为:0.0027^3=0.000000019683。这表明几个或者多个零件在装配时,同一部件的各组成环,恰好都是接近极限尺寸的情况非常罕见。 三.统计公差分析法 ?由制造观点来看,零件尺寸之误差来自于制程之变异,此变异往往呈现统计分布的型态,因此设计的公差规格常被视为统计型态。 ?统计公差方法的思想是考虑零件在机械加工过程中尺寸误差的实际分布,运用概率统计理论进行公差分析和计算,不要求装配过程中100 %的成功率(零件的100 %互换) ,要求在保证一定装配成功率的前提下,适当放大组成环的公差,降低零件(组成环) 加工精度,从而减小制造和生产成本。 ?在多群数据的线性叠加运算中,可以进行叠加的是『变异』值。 四.方和根法 计算公式(平方相加开根号) 假设每个尺寸的Ppk 指标是1.33并且制程是在中心

底框结构设计总结

底框结构注意问题 ▲ 底框结构上部砖混荷载? ●底框结构里程序自动会把上部砖混荷载传至底框,不用自己再加 ●用STAWE算底框是,砌体方面有一个选项: 1.按PM主菜单8算法; 2.有限元整体算法. 此处应该选1!!!有限元整体算法对底框不太准,只供参考(PKPM技术人员说的) ▲ sat-8计算底框时,结构体系选什么? ●引用《pkpm新天地》2004年第5期咨询台的信息: 计算砖混底框时,satwe第一项中的结构体系参数已经失效。 所以在计算底框时,satwe第一项中的结构体系参数无论选框架还是框剪结构都是无用的。▲ 底框建模问题: (1)建模时在底层砼抗震墙处我同时输入砼抗震墙和框架梁是否正确?有开洞的墙处我将洞口直接开到框架梁底,这样对吗? ●可以同时输入抗震墙和框架梁,框架梁作为边框梁。若是底部二层框架时,中间一层可以不用输入抗震墙。洞口可以直接开到框梁底。 (2)在PM楼层组装里面的设计参数里,总信息里结构主材应填什么?材料信息里主要墙体材料又该怎样填? ●在PM地设计参数应当填“底框”,结构主材可以填混凝土。在SATWE-8中的材料信息中应当填砌体。 (3)SATWE-8算完后,发现连梁超筋,而在墙洞上方有框梁,这是怎么回事? ●底框主梁直接可按规范要求计算,应考虑荷载直接作用在梁上,超筋就调整梁断面尺寸。(4)平法绘图时,应该将框架柱旁的墙肢与柱一起画配筋吗? ●既然柱与墙肢接在一起,那柱是构造边缘构件,应当查计算结果中抗震墙中的计算结果,按边缘构件配筋并画在一起。 ▲ 新规范中第7.1.8条1款要求底部框架-抗震墙房屋结构布置中,上部砌体抗震墙与底部框架梁或抗震墙对齐或基本对齐,在定量上如何把握? ●底框房屋是一种不利于抗震的结构类型。为提高其抗震能力,《建筑抗震设计规范》(GB50011-2001)中7.1.8条1款要求,上部砌体抗震墙与底部的框架梁或抗震墙的轴线对齐或基本对齐,即大部分砌体抗震墙由下部的框架主梁或钢筋混凝土抗震墙支承,每单元砌体抗震墙最多有二道不落在框架主梁或钢筋混凝土抗震墙上,而是由次梁支托上部抗震墙。

民用飞机气弹簧计分析

民用飞机气弹簧设计分析-机械制造论文 民用飞机气弹簧设计分析 唐行微 (上海飞机设计研究院结构部,中国上海201210) 【摘要】气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件,相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式,通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法,通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数,并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。 关键词气弹簧;民机舱门;可靠性 0 前言 气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件,在工程机械中,主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成,在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时,惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用,控制气弹簧的运行速度,其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元,通常用于提供手柄回弹的回复力,机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧,舱门设计中通常采用传统机械弹簧,这种设计存在两方面的劣势:一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢,在重量上需要付出一定代价,二是目前航空领域弹

簧制造主要通过辅助工具手工弯制,其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便,工作平稳,使用安全,成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧,定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势,舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。 本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用,对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究,给出了具体舱门气弹簧的设计步骤,同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。 1 工程实例 某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为:360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心) 和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中,通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用,控制门下降速度门在完全打开位置时,伸展到极限程度。 根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧,并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3 倍左右,考虑摩擦力等影响,将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。 下图为飞机航截面投影面,两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。

基于4754A的民用飞机EWIS需求管理分析

基于4754A的民用飞机EWIS需求管理分 析 本文从网络收集而来,上传到平台为了帮到更多的人,如果您需要使用本文档,请点击下载按钮下载本文档(有偿下载),另外祝您生活愉快,工作顺利,万事如意! 现代民用飞机的竞争很大一部分集中在飞机研发能力水平的较量,想要提高民机的研发能力,必须加强研发管理能力和系统集成能力。SA E A R P475 4A 规定的飞机研发流程是被FA A及E A SA承认并推荐的标准流程,其中的需求管理更是整个研发流程的核心。因此,借鉴国外的经验,结合自己的实践,建立一套完整的飞机需求管理体系是每个意图提高民机研发能力的飞机设计部门的迫切需要。 2 0 0 7年底FA A发出的FA R第2 5 -1 2 3号修正案“用于飞机系统/燃油箱安全性的强化适航程序”,首次正式提出了电气线路互联系统(EW I S)的概念,且增加了EW I S适航条款,从此新型飞机的研制必须把EW I S等同于其他功能系统,单独作为一个系统来设计和适航审定。适航需求是主要设计输入,必须在飞机整个研制阶段严格贯彻,且应提供适航需求传递,演变和变更的可追溯性,以及完整的设计过程证据文件。如果整个过程没有很好地记录下来,会严重影响

设计取证工作。因此建立飞机EWIS需求管理体系是适航审定的要求。 1 EWIS需求管理流程 概述 E W I S 需求管理的目的是按照S A EA R P 4 75 4A[1]要求,在飞机中实现基于需求的研制过程,将传递的需求作为飞机研制的依据,围绕着需求的捕获、分析、确认、验证和变更等工作,开展相关的研制工作。 需求的捕获和生成 EWIS需求的来源主要包括以下几种。 (1) 来自上层的需求即飞机级需求,飞机级需求自上而下向系统分解为系统级需求,系统级需求向下分配为EW I S元器件、组件级需求,进而指导和开展EW I S元器、组件设计。典型的与E W I S 相关的飞机级需求为:“飞机应具有提供和管理能量(包括液压和电能)的能力”,以及“飞机应具有为设备之间提供通讯的能力”。EW I S 需求工程师应在飞机总体专业发布的文件中捕获与EW I S相关的需求。 ( 2 ) 来自公共专业领域的需求,包括适航需求、安全性需求、可靠性需求、维修性需求、电磁防护需求等。其中,适航要求是确保飞机安全飞行的最基本

底框结构设计规范

底框结构设计规范 一. 一般规定 1. 根据《抗规》7.1.2表中所述底框结构上部砌体最小厚度为240mm房屋最高限值及层数:6,7度22m 7层;8度19m 6层;9度区不容许采用这种形式。 2. 底框层高不得大于4.5m。 3. 底部框架- 抗震墙房屋的结构布置,应符合下列要求: 1)上部的砌体抗震墙与底部的框架梁或抗震墙应对齐或基本对齐。 2)房屋的底部,应沿纵横两方向设置一定数量的抗震墙,并应均匀对称布置或基本均匀对称布置。6、7 度且总层数不超过五层的底层框架-抗震墙房屋,应允许采用嵌砌于框架之间的砌体抗震墙,但应计入砌体墙对框架的附加轴力和附加剪力;其余情况应采用钢筋混凝土抗震墙。 3)底层框架-抗震墙房屋的纵横两个方向,第二层与底层侧向刚度的比值,6、7 度时不应大于 2.5 ,8 度时不应大于 2.0 ,且均不应小于 1.0 。 4)底部两层框架- 抗震墙房屋的纵横两个方向,底层与底部第二层侧向刚度应接近,第三层与底部第二层侧向刚度的比值,6、7 度时不应大于 2.0 ,8度时不应大于 1.5 ,且均不应小于 1.0 。 5)底部框架- 抗震墙房屋的抗震墙应设置条形基础、筏式基础或桩基。 4. 底部框架-抗震墙房屋的框架和抗震墙的抗震等级,6、7、8度可分别按三、 二、一级采用。 5. 底框层砼等级不得低于C30。 二. 计算方法及要点 1. 计算方法:底部框架房屋可采用底部剪力法,并应按第2点规定调整地震作用效应。 2. 底部框架-抗震墙房屋的地震作用效应,应按下列规定调整: 1 )对底层框架- 抗震墙房屋,底层的纵向和横向地震剪力设计值均应乘以增大系数,其值应允许根据第二层与底层侧向刚度比值的大小在 1.2?1.5范 围内选用。 2)对底部两层框架-抗震墙房屋,底层和第二层的纵向和横向地震剪力设 计值亦均应乘以增大系数,其值应允许根据侧向刚度比在1.2?1.5范围内选用

4 公差设计规范

公差设计规范 1使用范围 本规范适用于轿车的产品尺寸和公差设计,作为产品设计、模具、夹具、检具、测量、过程控制等开发和制造过程中的参考依据。本规范适用于以下对象的几何尺寸和公差设计: ●轿车车身 ●轿车车身冲压件 ●轿车车身焊装总成(即由冲压件焊装而成的部件) 2公差选用的三原则 汽车车身及零件的公差系统是汽车质量系统的一个重要组成部分。车身的精度是其他质量项目的基础。公差选用必须按汽车相关各项功能要求来决定。必须选用是现有工艺可行的公差。 原则A: 汽车车身及零件的公差系统与整车质量的关系。由于车身是整车的结构基础,车身的精度在很大的程度上决定了整车的外观质量和功能。 原则B: 强调功能性。必须深刻的理解各项功能的具体要求,以及车身精度对于各项功能的直接和间接影响。公差过松则造成质量问题,如果过紧,则提高生产成本,浪费资源。 原则C: 关注工艺可行性。车身精度控制对于现今的技术是相当困难的,现有的模具技术是车身精度的瓶颈。设计工程师必须了解每个公差的实际可行性。 为了制定切实可行的公差,设计工程师应以功能为目标,以工艺技术为其局限,找出可能的最佳质量目标。

3允许公差系统的结构与分类 3.1 允许公差系统的结构 (1)公差系统的统一性 本文件规定了对冲压件,分装总成,及时车身的统一的制造精度要求及相应的允许公差。虽然不同等级的车有不同的质量标准,但是,所有中级车的设计精度是一致的,遵循一般规范性要求。因此,此系统适用于一般的车型,公差系统不因车而异。 (2)公差的标注必需性 车身,分总成,及其钣金件的设计图必须有明确的精度要求,公差的标注就是表达此精度要求。同一件在不同工艺过程中,如果其形状有变化,必须按过程分开标注。 为了保证设计图的简明扼要,只在有精度要求的地方才考虑加标注。即使是有精度要求的地方,也可能不需要加标注,而由未注公差标准来统一控制。因此允许公差的标注分二类,即明文的标注公差和未注公差表。 未注公差的作用是规定一个车身系统的一般精度要求。在有精度要求,但未加标注情况下,未注公差就作为不言而喻的公差。 标注公差则分二类,第一类是有特殊需要的尺寸及关键尺寸,例如,特别紧的公差要求,有的是由功能需要而来。这是必须标注的。同一件在不同工艺过程,如果尺寸有变化,必须按过程分开标注。第二类是可标注可不标注的,按未注公差亦无不可,但是标注了会使图简单易读。这由设计者按具体情况而定。 (3)相对公差和绝对公差 绝对公差是那些以整车坐标系统(World Coordinate System)或以零件坐标系统为基础定义的误差,在CAD系统中,几何特征,通常是点,线,和面,都以此类坐标系统为基础而定义,简明扼要,比较方便。绝对公差是以此定义为基础而建立的误差系统,因此也简单明了。然而,此类公差,可能会带入没有必要的精度要求。 相对公差则包括两个或两个以上的点,线,和面,互相之间的关系。这一类关系(特征)通常是距离,也可以是角度。例如内饰件在门内板上的安装孔。其相对位置之间的距离要控制,以利于安装,相对公差要标明。然而内饰件与整车的关系则不关键,就让未注公差来保证。 从广义的角度看,所有的距离(长度)和角度上的公差都是相对公差,因此,孔径公差是相对公差。投影到某一平面的长度和角度公差也是相对公差。门与门框的配合公差亦是相对公差。

民用飞机气动设计原理

民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间,美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识,欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机,超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型,其头部比较丰满,降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦,有效控制了上翼面气流的进一步加速,降低了激波的强度和影响范围,并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机,其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间,通常巡航时间占全航程比例不高,因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间,并常用于长航程飞机,应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区,使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小,减轻飞机的质量,增加有用升

力,使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载,从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的,并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布,降低翼根处的弯曲力矩,从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷,最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部,从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应,最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中,风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型,研究气体流动及其与模型的相互作用,以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数,包括风洞截面积、风洞试验段长度等,二是风洞的试验风速,一般地,0~0.3M 范围为低速风洞,0.3M~1M为高速风洞,大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因,风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致,通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则,但一般都会满足的重要准则包括: 几何相似性,模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似,风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致;

民用飞机主要系统有哪些讲课稿

民用飞机主要系统有哪些 1、空调系统 2、自动驾驶系统 3、通讯系统 4、电源系统 5、防火系统 6、飞控系统 7、燃油系统 8、液压系统 9、防冰系统10、仪表系统11、起落架系统12、灯光系统13、导航系统14、氧气系统15、引气系统16、水系统17、发动机各个系统、发动机振动监测仪发动机接口控制装置18、主飞行控制系统19、驾驶舱控制系统20、照明系统21、内装饰系统22、控制板组件23、水/废水系统24、应急撤离系统25、氧气系统26、驾驶员座椅27、风档玻璃和通风窗28、风档温控和雨刷系统29、风门作动器30 航电系统31、高升力系统32、空气管理系统33、起落架系统图书目录编辑1.1 引言1.2 飞行控制原理1.3 飞行操纵面1.4 主飞行控制1.5 副飞行控制1.6 商用飞机1.6.1 主飞行控制1.6.2 副飞行控制1.7 飞行操纵联动系统1.7.1 操纵连杆系统1.7.2 钢索和滑轮系统1.8 增升控制系统1.9 配平和感觉1.9.1 配平1.9.2 感觉1.10 飞控作动装置1.10.1 简单的机械/液压式作动装置1.10.2 具有电信号的机械式作动装置1.10.3 多余度作动装置1.10.4 机械式螺旋作动器1.10.5 组合作动器组件(iap)1.10.6 先进作动机构1.11 民用系统的实施1.11.1 顶层比较1.11.2 空中客车的实施1.12 电传控制律1.13

a380飞控作动1.14 波音777的实施1.15 飞行控制、引导和飞行管理的相互关系参考文献控制系统编辑2.1 引言2.1.1 发动机/机体接口2.2 发动机技术和工作原理2.3 控制问题2.3.1 燃油流量控制2.3.2 空气流量控制2.3.3 控制系统2.3.4 控制系统参数2.3.5 输入信号2.3.6 输出信号2.4 系统实例2.5 设计准则2.6 发动机起动2.6.1 燃油控制2.6.2 点火控制2.6.3 发动机旋转2.6.4 油门杆2.6.5 起动顺序2.7 发动机指示2.8 发动机滑油系统2.9 发动机功率的提取2.10 反推力2.1l 现代民用飞机上的发动机控制参考文献燃油系统编辑3.1 引言3.2 燃油系统的特性3.3 燃油系统部件说明3.3.1 输油泵3.3.2 燃油增压泵3.3.3 输油阀3.3.4 止回阀(nrv)3.4 燃油油量测量3.4.1 油面传感器3.4.2 燃油油量测量传感器3.4.3 燃油油量测量基础3.4.4 油箱形状3.4.5 燃油的性质3.4.6 燃油油量测量系统3.4.7 福克f50/f100系统3.4.8 空中客车a3203.4.9 “智能型”传感器3.4.10 超声波传感器3.5 燃油系统的工作模式3.5.1 增压3.5.2 发动机供油3.5.3 燃油传输3.5.4 加油/放油3.5.5 通气系统3.5.6 用燃油作为热沉3.5.7 外部燃油箱(副油箱)3.5.8 应急放油3.5.9 空中加油3.6 综合民机系统3.6.1 庞巴迪“环球快车”3.6.2 波音7773.6.3 a340-500/600燃油系统3.7 燃油箱的安全

底框结构设计规范

底框结构设计规范 一、一般规定 1、根据《抗规》7、1、2表中所述底框结构上部砌体最小厚度为240mm,房屋最高限值及层数:6,7度22m 7层;8度19m 6层;9度区不容许采用这种形式。 2、底框层高不得大于4、5m。 3、底部框架-抗震墙房屋得结构布置,应符合下列要求: 1)上部得砌体抗震墙与底部得框架梁或抗震墙应对齐或基本对齐。 2)房屋得底部,应沿纵横两方向设置一定数量得抗震墙,并应均匀对称布置或基本均匀对称布置。6、7度且总层数不超过五层得底层框架-抗震墙房屋,应允许采用嵌砌于框架之间得砌体抗震墙,但应计入砌体墙对框架得附加轴力与附加剪力;其余情况应采用钢筋混凝土抗震墙。 3)底层框架-抗震墙房屋得纵横两个方向,第二层与底层侧向刚度得比值,6、7度时不应大于2、5,8度时不应大于2、0,且均不应小于1、0。 4)底部两层框架-抗震墙房屋得纵横两个方向,底层与底部第二层侧向刚度应接近,第三层与底部第二层侧向刚度得比值,6、7度时不应大于2、0,8度时不应大于1、5,且均不应小于1、0。 5)底部框架-抗震墙房屋得抗震墙应设置条形基础、筏式基础或桩基。 4、底部框架-抗震墙房屋得框架与抗震墙得抗震等级,6、7、8度可分别按三、 二、一级采用。 5、底框层砼等级不得低于C30。 二、计算方法及要点

1、计算方法:底部框架房屋可采用底部剪力法,并应按第2点规定调整地震作用效应。 2、底部框架-抗震墙房屋得地震作用效应,应按下列规定调整: 1)对底层框架-抗震墙房屋,底层得纵向与横向地震剪力设计值均应乘以增大系数,其值应允许根据第二层与底层侧向刚度比值得大小在1、2~1、5范围内选用。 2)对底部两层框架-抗震墙房屋,底层与第二层得纵向与横向地震剪力设计值亦均应乘以增大系数,其值应允许根据侧向刚度比在1、2~1、5范围内选用。 3)底层或底部两层得纵向与横向地震剪力设计值应全部由该方向得抗震墙承担,并按各抗震墙侧向刚度比例分配。 3、底部框架-抗震墙房屋中,底部框架得地震作用效应宜采用下列方法确定:1)底部框架柱得地震剪力与轴向力,宜按下列规定调整: a、框架柱承担得地震剪力设计值,可按各抗侧力构件有效侧向刚度比例分配确定;有效侧向刚度得取值,框架不折减,混凝土墙可乘以折减系数0、30,砖墙可乘以折减系数0、20。 b、框架柱得轴力应计入地震倾覆力矩引起得附加轴力,上部砖房可视为刚体,底部各轴线承受得地震倾覆力矩,可近似按底部抗震墙与框架得侧向刚度得比例分配确定。 2)底部框架-抗震墙房屋得钢筋混凝土托墙梁计算地震组合内力时,应采用合适得计算简图。若考虑上部墙体与托墙梁得组合作用,应计入地震时墙体开裂对组合作用得不利影响,可调整有关得弯矩系数、轴力系数等计算参数。 4、如底框中抗震墙采用嵌砌于框架之间得普通砖抗震墙,符合《抗规》第7、 5、6条得构造要求时,其抗震验算应符合下列规定: 1)底层框架柱得轴向力与剪力,应计入砖抗震墙引起得附加轴向力与附加剪力,其值可按下列公式确定:

机械零件设计中形位公差的确定性方法研究

机械零件设计中形位公差的确定性方法研究 集团企业公司编码:(LL3698-KKI1269-TM2483-LUI12689-ITT289-

机械零件设计中形位公差的确定性方法研究随着正确地选择和确定形位公差的项目、基准及数值对机械零件的设计是十分重要的。依据机械零件的功能要求。并考虑其使用性、工艺性和经济性的综合效果,详细分析了确定形位公差时公差项目、基准和公差数值的选择方法。零件的功能特性是选择形位公差项目、基准和公差数值的基础;公差间的关系可作为进一步精选它们的依据;同时还应兼顾经济性和测量的方便性。 在机械零件的设计过程中,正确地选择形位公差项目以及合理地确定形位公差数值,不仅直接影响到机器的使用性能和质量,而且关系到零件加工的难易程度和成本高低。形位公差的国家标准规定了l4项并列的形位公差,项目较多,而且有些公差项目之间还存在着从属和包容等关系。因此,机械零件的形位公差设计一直是机械零件设计中的难点。本文将根据形位公差的理论与多年的机械零件设计经验,分析形位公差项目及公差值大小等公差内容的选择依据。为设计者提供参考。 1.形位公差项目的选择 1.依据零件的功能特性初选形位公差项目

选择形位公差项目首先应满足零件的功能要求,主要考虑形位误差对零件使用性能的影响。这种使用性能一般指零件的配合性质、装配互换性、工作精度、可靠性及运动平衡性等。设计时了解和明确所设计零件的使用性能,才能确定为保证这些性能必须选用的形位公差项目。 以下为一些常见的零件功能特性与所需的公差项目:(1)在圆柱形零部件的运动配合中,如果圆柱面接触不良,就会造成局部过早磨损,扩大了配合间隙,降低定心精度,这就需要选择圆度和圆柱度等形状公差限制形状误差,以避免过大的形状误差带来的危害。(2)在移动配合中,形状误差会降低导向精度或破坏密封性;在过盈定位配合中,形状误差会降低连接强度和可靠性;曲面形状误差直接影响机械的工作性能,如汽轮机叶片的曲面等;这些都需要选择相应的形状公差加以限定。(3)位置误差直接影响机器的装配精度和运转精度。例如,发动机中的曲轴和变速器中的齿轮轴,为了保证它们的装配精度和工作性能,就要规定它们的两端支承孔的同轴度,否则就会影响齿轮的啮合精度,产生振动和噪声。 2.依据公差间的关系精选形位公差项目 (1)由尺寸公差控制形位公差。形位公差与尺寸公差具有一定的关联性,有些形位误差可自然地控制在尺寸公差内,就不必再给出形位公差要求。

公差计算方法全套汇编

2012年12月20日不详 关键字: 六西格玛机械公差设计的RSS分析 1.动态统计平方公差方法 RSS没有充分说明过程均值的漂移,总是假设过程均值在名义设计规格的中心,这就是为什么能力最初看起来比较充分,但实际中这种情况是很少的原因,特别是在制造过程中工具受到磨损的时候。因此就有必要利用C来调整每一个名义设计值已知的或者估计的过程标准偏差,以此来说明过程均值的自然漂移,这一方法就称为动态统计平方公差方法(Dynamic Root-Sum-of-Squares Analysis, DRSS)。实际上,这种调整会使标准偏差变大,因而会降低装配间隙概率。 调整后就以一个均值累积漂移的临界值是否大于等于4.5来衡量六西格玛水平,即时,DRSS模型就简化为一个RSS模型,这一特征对公差分析有许多实际意义。从这一意义上讲,DRSS模型是一个设计工具,也是一个分析工具。因为DRSS模型考虑均值随时间的随机变异的影响,所以称之为动态模型。 2.静态极值统计平方公差方法 当假设的均值漂移都设定在各自的极值情况时,这种方法称为静态极值统计平方公差方法( Worse-Case Static Raot- Surn- of-Squares Anlysis, WC-SRSS),这一方法可以认为是一种极值情况的统计分析方法。为了有效地研究任意假定的静态条件,需要将公式(2-10)分母项中的偏倚机制转移到分了项中(注意:当均值漂移大于2σ时,就不能应用上述转换),同时必须用Cp,代替分母中的Cpk:

实际上,所有偏倚机制都可以利用来表示,但是当过程标准偏差改变时,如果利用作为转换日标,名义间隙值也会改变,这样就违背了均值和方差独立的假设。也就是说,用作为描述均值漂移的基础使得均值和方差之间正相关。而利用k为动态和静态分析提供了一个可行的和灵活的机制,同时保证了过程均值和方差的独立性。 3.设计优化 利用IRSS作为优化基础,当考虑5RS5和WC-SRSS作为基础时其逻辑和推理是相同的。(1)优化零部件的名义尺寸 在任一给定的需求条件和过程能力条件下,重新安排公式(2-10)就得到该优化方程的表达式:

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六西格玛机械公差设计的RSS分析 2012年12月20日不详 关键字: 六西格玛机械公差设计的RSS分析 1.动态统计平方公差方法 RSS没有充分说明过程均值的漂移,总是假设过程均值在名义设计规格的中心,这就是为什么能力最初看起来比较充分,但实际中这种情况是很少的原因,特别是在制造过程中工具受到磨损的时候。因此就有必要利用C来调整每一个名义设计值已知的或者估计的过程标准偏差,以此来说明过程均值的自然漂移,这一方法就称为动态统计平方公差方法(Dynamic Root-Sum-of-Squares Analysis, DRSS)。实际上,这种调整会使标准偏差变大,因而会降低装配间隙概率。 调整后就以一个均值累积漂移的临界值是否大于等于4.5来衡量六西格玛水平,即时,DRSS 模型就简化为一个RSS模型,这一特征对公差分析有许多实际意义。从这一意义上讲,DRSS

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关于民用飞机重量设计的相关探讨

摘要:民用飞机是用于非军事目的的飞机,它主要是作为一种载人交通工具存在。在民用飞机的设计过程中,飞机的重量重心设计非常重要。民用飞机的重量有着独特的要求,民机重量的分类也有着特殊的标准。因此,民机设计时,需要对整个机身的部件进行重量估计。首先阐释了民用飞机重量设计的重要性,进而对民用飞机各部件的重量预测和控制进行了系统的分析,进而为民用飞机的安全运行奠定了重要的基础。 关键词:民用飞机重量设计 中图分类号:v241文献标识码:a文章编号:1007-3973(2012)004-034-02 1前言 安全是航空工程的第一要务,一般情况下,民用飞机的重量设计要比军用飞机复杂。在民用飞机的设计中,对重量和重心的设计有着独特的要求。在飞行过程中,民用飞机重心的变化要比军用飞机更加系统和复杂。民用飞机的重量设计指的是技术人员通过对飞机部件的设计,既要保证飞机重量的轻便,同时也要飞机具有良好的灵活性和平衡性。民用飞机的重量设计贯穿于飞机设计、制作以及营运的全部过程,对民用飞机的运行安全有着至关重要的作用。 2民用飞机重量设计的重要性 2.1有利于节约研发成本 随着当前经济的发展,现代民用飞机的研发和制作成本日益增长,研制的成本也越来越高。根据相关调查资料显示:在当前民用飞机的研制过程中,每1千克结构制作需要的人力大约为20人左右。所以说,如果相关的设计人员能够减少民用飞机制造的重量,这就能够节省大量的成本,提高民用飞机的经济效益。 2.2有利于飞机的整体协调性 民用飞机重量的各种使用性能指标与重量之间是紧密相连的,并且总是随着民用飞机空机重量的增大而下降。也就是说,在民用飞机运行的过程中,如果民用飞机的自重减轻,飞机的运行性能就会提高,如果自重增加,性能就会随之降低。所以说,民用飞机的重量设计对飞机的整体性能有着重要作用。 2.3有利于民机运营的经济效益 在民用飞机的设计研制过程中,其重量与飞机制造和运营的经济成本有着直接的关系。采取各种措施降低民用飞机的制作成本,保持其销售价格的逐步下降,进而提高民用飞机的经济性已经逐步成为当前民用飞机制造商的最终目的。因此,从民用飞机的重量设计入手,减轻飞机的重量就是从侧面提高飞机运营的经济型,进而提高在市场中的整体竞争能力。 3民用飞机设计的重量控制 民用飞机的重量控制指的是为了更好的能够保证民机在设计阶段所设计的性能指标的实现,而根据实际情况提出的确保实现目标重量的一种管理和技术相互结合的工程方法。在民用飞机的设计过程中,总体方案结束之后,民机的特征重量就已经确定,此时,民机相关部件及运行系统的目标重量也确定好了。因此,相关技术人员必须对起进行严格的控制,保证重量的合理性。要做好民用飞机的重量控制,就要做到以下几个重要的方面: (1)在民用飞机设计的过程中,要积极确立正确的目标重量值。一般情况下,民机的重量值是在设计方案的过程中逐渐形成的,与飞机的设计技术目标相适应。同时,相关设计人员要按照飞机重量设计的相应标准进行重量分类。在民用飞机重量设计中,重量分类是一个十分重要的概念,是重量工程的一个重要标准。通过有效掌握重量分类,能够为飞机重量设计提供重要的依据,保证设计工作的顺利运行。 (2)认真确定民机重量设计余值。民机的重量设计余值指的是在民用飞机设计的过程中,重量和平衡报告中还没有预料到的重量增量。一般情况下,在民机设计中,重量设计余值应

形位公差关系合理设计选择

形位公差的关系及合理设计与选择[摘要] 形状位置公差的设计与选择是零件尺寸精度设计的重要组成部分,但由于形位公差项目多,且个项目之间的关系错中复杂,容易混淆和设计出错,本文就易混淆形状位置公差的设计与选择做一探讨研究。 [关键词] 形位公差设计与选择 在机械设计中,合理地选择形位公差,是保证零件使用要求,提高产品经济效益的重要方面,但实际生产中往往见到一些图纸上形位公差选择不合理,直接影响产品的性能与制造成本,这类问题主要是设计者对形位公差的关系不够明确,对有些形位公差项目认识不清所造成。本文就几种易混的形位公差关系及合理选择作如下论述,仅供参考。 由于位置公差是关联实际要素的方向或位置对基准所允许的变动全量,而形状公差是单一实际要素的形状所允许的变动全量,位置公差的公差带包容整个被测要素。因此,在很多情况下,位置公差是能够控制形状误差的。如在形位公差中,同轴度可以控制轴线的形状误差;对称度和位置度可以控制平面度误差;径向跳动可以控制圆度误差;径向全跳动可以控制圆度、直线度、圆柱度误差,所以在确定形位公差时,一旦位置公差给定,能控制相应的形状误差,且能满足使用要求时,就不必再提形状公差的要求。 一、圆柱度与圆度、直线度 圆度公差控制回转体垂直于轴线正截面内的形状误差;素线直

线度公差控制圆柱体轴线方向截面内的形状误差;圆柱度公差控制任一正截面和轴线方向截面的形状误差。因此,圆柱度公差完全能控制圆度和素线直线度公差。当回转体给定了圆柱度公差后,一般就不必再给出圆度或素线直线度公差要求。当然,从检测的角度来考虑,圆柱度的检测比圆度与直线度困难。所以,对于一般精度的圆柱体零件,还是用圆度与直线度来控制为好。 二、圆柱体素线直线度与轴线直线度 圆柱体素线直线度公差控制圆柱面上素线的形状误差;轴线直线度公差控制圆柱体轴线的形状误差,尽管两者控制的被测要素不同,但它们之间是有联系的,即当圆柱体轴线存在直线度误差时,一定存在素线直线度误差,且素线直线度误差大于轴线直线度误差。相反,当圆柱体上存在素线直线度误差时,轴线直线度误差可能很小。因此,素线直线度公差可以控制轴线直线度误差,而轴线直线度公差则不能控制素线直线度误差。 因此,圆柱体零件如有直线度公差要求时,多数标注素线直线度,在具体选用中还应根据具体情况而定。例如,只允许外凸或内凹时,只能选用素线直线度公差,对于长度直径比大于8~10的圆柱体零件,工艺上不易保证其轴线直线度,此时应给出轴线直线度公差。 三、端面圆跳动与垂直度 端面圆跳动公差带是在与其准轴线同轴的任一直径位置的测量圆柱面上,沿母线方向,宽度为公差值t的圆柱面区域。可见端面

民用飞机气动设计原理

民用飞机气动设计原理 民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间,美国曾动员民用 飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识,欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机,超临界机翼气动设计的难点主要体 现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较 于普通翼型,其头部比较丰满,降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦,有效控制了上翼面气流的进一步加速,降低了激波的强度和影响范围,并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机,其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间,通常巡 航时间占全航程比例不高,因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间,并常用于长航程飞机,应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区,使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie)

放宽静稳定性使飞机阻力减小,减轻飞机的质量,增加有用升力,使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载,从而达到 减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的,并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布,降低翼根 处的弯曲力矩,从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷,最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部,从而 降低或改善机翼的气动弹性耦合效应,最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统 说说风洞试验中,风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的 一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型,研究气体流动及其与模 型的相互作用,以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22飞机风洞模型 风洞的基本参数一是风洞几何参数,包括风洞截面积、风洞试 验段长度等,二是风洞的试验风速,一般地,0~0.3M范围为低速风洞,0.3M~1M为高速风洞,大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因,风洞试验模型不能完全保留真实飞行器 的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真

民用航空安全管理体系

第一章 民用航空安全管理体系 本章提示:安全是民航工作永恒的主题。敬爱的周恩来总理早在1957年10月5日就对民航工作作了重要批示,“保证安全第一,改善服务工作,争取飞行正常”。这一指示高度科学地概括了民航工作的特点,深刻地阐明了民航工作的基本内容,精辟地确定了航空运输质量的综合指标,成为民航工作的长期指导方针,对民航事业的发展起到了极为重要的指导作用。 学习本章课程目的是掌握民用航空安全管理体系(SMS)的内容,了解民用航空安全管理体系的发展和组成及国际相关民航组织对于安全管理的职权和职能。 ·

2 第一节 中国民用航空安全管理体系 安全管理体系(Safety Management System,SMS)是国际民航组织倡导的管理安全的系 统化方法,它要求组织建立安全政策和安全目标。通过对组织内部的组织结构、责任制度、程序等一系列要素进行系统管理,形成以风险管理为核心的体系,并实现既定的安全政策和安全目标。 一、中国民航推行安全管理体系的背景 2005年3月,加拿大民航局局长到中国民航总局访问,期间介绍了加拿大开展SMS的情况和SMS的理念,帮助中国民航建立SMS,由此正式拉开了中国民航开展SMS研究的序幕。 2006年3月,国际民航组织理事会通过了对《国际民用航空公约》附件6《航空器运行》的第30次修订。该次修订增加了国家要求航空运营人实施安全管理体系的要求,并规定从2009年1月1日起,各缔约国应要求其航空运营人实施被局方接受的安全管理体系。 2006年,民航总局将SMS建设确立为民航安全“十一五”规划的工作重点之一,设立6个专业组,其中航空公司组由民航总局飞行标准司负责,总局航空安全办公室负责总体协调。局方整合各方力量,深入研究国际民航组织有关SMS的内涵和要求,向全民航宣传SMS的理念。编写SMS差异指南材料和指导手册,开展相关培训。选择海航、深航作为SMS试点单位。 2007年3月,总局颁发了《关于中国民航实施安全管理体系建设的通知》,在全行业进行SMS总体框架、系统要素和实施指南等相关知识的培训。同时,于10月份正式印发了《中国民航安全管理体系建设总体实施方案》。 2007年11月,总局飞行标准司根据SMS的要求提出对《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》(CCAR121部)做相应修订,增加要求航空运营人建立安全管理体系、设立安全总监等条款;同时,下发了相应的咨询通告《关于航空运营人安全管理体系的要求》,并就CCAR121修订内容和咨询通告征求各航空公司的意见。 2008年,民航工作会上进一步明确:2008年是SMS“全面实施年”,要求航空公司要重点抓好安全质量管理系统、主动报告机制、飞行数据译码分析系统和风险评估系统的建设。

民用飞机需求管理技术研究与应用

民用飞机需求管理技术研究与应用 【摘要】民用飞机研制是一个复杂的系统工程,在研制过程中会产生大量的需求信息。本文以系统工程V字模型为基础,从需求的分解、需求管理流程、需求的信息架构等几方面论述了民用飞机的需求管理技术,并且通过工具来管理需求文档,实现需求的全生命周期管理。 【关键词】需求管理;信息架构;民用飞机 引言 民用飞机研制是一项产品极其复杂,技术难度很大,质量要求最高的庞大的系统工程。飞机设计从总体方案论证、初步设计、详细设计,到适航取证,各阶段设计期间,需求文件从顶层飞机设计要求,逐步分解出通用技术规范,系统级、子系统级需求文档和接口控制文件,分解过程会产生巨大的需求数量。各需求之间本身具有相互依赖的关系,有下层对上层的支持,既要逐步确定适航审定基础,安全性、维修性等要求需逐步落实,又要不断满足客户对飞机研制需求的多样性和易变性。因此需要采取合理的流程、科学的方法,借助工具平台建立需求信息架构实现需求的全生命周期管理,维护需求与设计、测试之间的跟踪关系,提升需求管理能力,以保持民机从用户需求、系统需求到产品设计和开发等各阶段需求的一致性。 需求开发是项目中首先发生并最为重要的活动。要根据需求定义潜在的客户、供应商等所需要的内容,定义为了满足这些需要系统所必需完成的工作。通常客户的需求是多种多样的,甚至有些需求可能相互矛盾,有些需求在项目开始时没有被清楚地定义,有些可能会受其他不能控制的因素制约,有些可能会随时间变化的其他目标的影响,因此,没有相对稳定的需求基础,没有好的需求管理,开发的产品就会陷入困境。 1系统工程V字开发模型 系统工程是一种在考虑生命周期、客户需求及设计和工程项目的流程和技术管理的基础上,能实现成功的系统的跨学科的方法和手段。采用系统工程方法保证了系统能够在充分合规的条件下被开发,从而减少可能影响客户需求和飞机安全的错误。 图1是一个经典的系统工程的V字模型,其中需求产出物的关联关系体现在整个开发活动的进程。同时反映了开发过程与检验验证过程的关系。V字模型把系统开发分成若干层次,每个层次都有需求,并只关注与相应开发阶段相关的问题。从客户需求开始,到系统需求、子系统需求、组件需求,每一个功能上的需求都被逐步细化,才能便于开发实现。V型模型不仅指导如何分级细化需求,也提出了测试与需求之间的跟踪以及需求之间的跟踪。所以,采用V型开发模型使产品可以更好的满足客户要求,不仅在横向上涵盖客户的所有需求,而且在纵向上被逐级细化。另一方面,使用不同类型的测试可验证各个级别的需求,可以更好地测试到产品的实现细节是否满足了用户的要求。 2 需求管理流程 需求管理流程是系统工程的核心流程。采用需求管理流程可确保需求自上而下逐层分解,每层的需求满足上一层次的需求,每一层设计解决方案满足需求,每一层交付的产品满足该层的需求,最后的交付产品满足用户需求。确保从客户需求、飞机顶层、主要系统,到子系统,直至可制造的设备,每个层次被逐步实

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