蒙皮

摘要： 针对飞机翼尖航行灯深腔整流蒙皮壁薄、尺寸大、拉深过程起皱的问题,以有限元模拟为指导结合模具结构优化展开拉深成形技术研究。在展开毛坯合理、摩擦系数设置较大的情况下,压边间隙控制在1.35~1.45 mm时零件最大减薄率可以控制在10%左右,此时其余拉深成形工艺参数在一定范围内波动对零件成形影响小,可生产高质量合格零件。尖端起皱区抬高不仅可缓解起皱,而且可将严重起皱区转移到工艺补偿区域,通过优化毛坯形状改善压边阻力分布可以达到消除起皱效果。经过对比,工艺方案模拟防起皱与实际拉深防起皱结果吻合,通过模具结构优化与数值模拟技术相结合,可以预测并避免板料成形过程中出现的起皱、开裂现象。

摘要： 复合材料结构的在使用过程中的各类损伤都影响飞机的飞行安全和运用成本,而成熟有效的复合材料结构损伤修理技术可以很好地解决这个问题。民用飞机复合材料机翼和尾翼的主翼盒作为主承力结构,主翼盒的蒙皮构型一般为层压板加筋结构。对于层压板加筋结构蒙皮的损伤,常用的修理方法包括机械连接修理和胶接修理。其中机械连接修理是外场修理时常用且简单的修理方法。文中通过对结构损伤的检查与评估、损伤去除、修理件制备、修理方案、静强度分析原则和试验规划等方面,介绍民用飞机机翼主盒蒙皮损伤机械连接的外补修理方法的设计、分析和验证过程中的原则。

摘要： 为了解决铝合金蒙皮化铣保护层切割效率低、质量差的问题,进行了系统的铝合金蒙皮化铣保护层切割方法及工具技术研究,研制出优质高效的铝合金蒙皮化铣保护层切割工具,并通过系统的加工试验优化了工具的结构及其结构参数,提高了铝合金化铣保护层切割的效率与质量,降低了飞机的制造成本及其制造周期。

摘要： 针对碳纤维复合材料蒙皮成型装配过程中,屏蔽铜网电连续性问题,提出了蒙皮铺覆铜网搭接、蒙皮拼缝铜网对接和蒙皮铜网-铝合金边梁搭接等3类典型电搭接结构。针对碳纤维车体接地网络组装过程中的电连续问题,提出了不同的接地网络金属汇流排的电搭接结构。接触电阻和屏蔽效能测试结果表明设计的电搭接结构性能良好,满足要求。

摘要： 为满足大型客机蒙皮批量生产要求,提高生产效率,本文对大型客机蒙皮生产线制造效率进行分析,找出了影响大型客机蒙皮交付进度的关键因素,并提出了提升蒙皮制造效率的方法。

摘要： 针对国内外导弹子母战斗部装配现状及问题,提出自动化装配总装系统方案.利用机器人视觉识别系统辅助机器人完成重要、高危和重复性的子弹药装填;采用激光打孔技术,通过机器人位置变化和刀具的自动更换方式实现蒙皮柔性快速制孔;利用激光雷达系统实现导弹子母战斗部舱段在线实时测量;采用AGV小车进行导弹子母战斗部快速转运、对接.结果表明,该方案能显著提高导弹子母战斗部自动化装配生产效率和本质安全度.

摘要： 以大型空间充气舱蒙皮结构限制层为研究对象,建立充气舱蒙皮在承受内外压差作用载荷下的环向及轴向应力数学模型,利用Von Mises应力来表述充气舱蒙皮的二向应力状态,通过ABAQUS软件仿真分析蒙皮的受力状况并与理论值比较,从而验证理论推导的正确性,为充气舱蒙皮结构限制层各点受力分析提供了有效的理论依据.然后,对充气舱蒙皮进行承压能力分析,为充气舱蒙皮结构限制层的设计提供参考依据.最后,分别建立充气舱蒙皮双层结构限制层的层合板模型及摩擦接触模型,通过对比得出层合板建模更加有效.

摘要： 本文提出一种对飞行中的飞机蒙皮进行辐射测量和温度反演的方法.首先建立蒙皮辐射模型、大气传输模型和绝对辐射校正模型,然后推导出温度反演的公式,使用逐次逼近法计算蒙皮温度.在理论分析的基础上,使用8～12μm的宽波段长波红外相机进行试验验证和温度反演,对反演温度的不确定度计算并进行修约,得到5 km飞行高度的民航飞机蒙皮温度的修约结果为268 K,修约不确定度为4 K,修约相对不确定度为1.49％.论文研究工作对获取飞机目标红外辐射特性有重要参考价值.

摘要： 目前,飞机蒙皮探伤主要通过目视检查和人工手持检测设备检查,工作效率低,可靠性低,漏检率高,检测设备难以接近检测面.对此,将无损检测技术与轻型四旋翼无人机相结合,设计了一种飞机蒙皮裂纹探伤设备.介绍了这一设备的结构,对四旋翼无人机进行了强度校核,确认满足应用要求.应用这一飞机蒙皮裂纹探伤设备,能够显著降低工作量,提高检测效率,并降低飞机的维修成本.

摘要： 作为当前动画市场的主流形式,三维动画形象立体丰富具有层次感,空间的扩充极大地丰富了动画师的创作手段,得以制作出更加绚烂的动画作品,给观众全新的高层次的精神享受.三维动画的制作过程从原画开始,主要有场景设计、材质建模、骨骼绑定、动作设计、后期剪辑等诸多环节,想要呈现高水平的动画画面,每一个环节都需要仔细揣摩和大量练习,文章主要针对骨骼设定和绑定这一环节进行介绍,希望能让读者充分了解本环节工作的详细情况,交流制作技巧.

摘要： 蒙皮应变监测是临近空间巨型柔性浮空器健康监测的重要组成部分,对临近空间浮空平台的安全运行起到预警作用,而国内外尚无成熟的在线监测方法.已有的蒙皮在线监测系统大多采用电阻应变片或者压电材料等电测法,在实际应用中还存在一定不足.本项目旨在揭示用于蒙皮应变监测的粘贴式光纤布拉格光栅(FBG)应变传递机制,为临近空间巨型柔性浮空器蒙皮健康监测系统的设计奠定理论和技术基础.

摘要： 通过对一汽客车公司长春工厂目前的玻璃钢蒙皮和侧围蒙皮平整度进行工艺分析,找出生产过程中存在的问题并提出改进建议,希望能对提高玻璃钢前后围与车身连接处涂装质量,提高车身蒙皮平整度,最终提升车身的整体涂装质量有一定的帮助.

摘要： 本文主要介绍了采用锻坯强力旋压小锥度蒙皮的过程。分别采用冷旋和热旋的方式进行了试验，试验表明，采用三道次加热旋压，中间退火的方案的是可行的，成形后的零件各项技术指标满足要求。

摘要： 轻型钢结构发展迅速,在我国应用越来越广泛,本文初步探讨了轻型钢结构中蒙皮效应的作用与机理, 简述了国内外对受力蒙皮作用的研究成果及现状,指出了我国在这方面研究的不足之处,展望了该结构体系在我国的发展前景。

摘要： 复合材料蒙皮稳定性是飞机翼面结构设计必须考虑的重要方面。对结构直接进行稳定性分析，涉及到较复杂的弹（塑）性理论和数学运算，要通过求解高阶偏微分方程才能获得失稳临界载荷。为满足飞机设计的需要，工程上通常采用与理论分析相比拟的简化方法，根据大量的典型构件的实验数据，总结、归纳出简便的计算公式、设计曲线和经验修正系数，供设计人员对设计结果进行校核。多墙式结构是当前翼面结构中普遍采用的结构形式。墙的布局（包括墙的个数和位置）与蒙皮的厚度对复合材料蒙皮稳定性有重要影响。因此，提出合理的设计承载结构的方法是减轻结构重量的主要途径之一。本文针对多墙式翼面结构，以工程经验公式为基础，以墙的位置参数与蒙皮的厚度为设计变量，以蒙皮的重量为优化目标，以临界失稳载荷为约束，建立了考虑复合材料蒙皮稳定性的翼面结构布局优化问题的数学提法，推导了目标函数的敏度分析解析式，提出了优化问题的求解方法，并以翼盒结构为例，验证了方法的有效性。

摘要： 大型客车的车身是由杆、膜、梁单元组成的复杂的组合结构.许多人在对大型客车车身骨架的应力计算时,把蒙皮的影响忽略不计.但在实际中,蒙皮对整车刚度是有很大影响的.本文根据能量及变形协调条件,利用杆单元代替膜单元建立大型客车蒙皮的力学模型.

摘要： 本文简述了陆航米-17系列直升机机体结构及蒙皮在野战条件下的战伤修理,并提出了战伤修理原则及几种快速抢修的方法.

摘要： 本文针对目前客车座椅的外观设计以及座椅对整车内饰效果的影响，分别从造型设计、蒙皮面料设计和附件等方面，进行了较全面的探讨和总结。

摘要： 拉伸成形是飞机板金的基本成形方法。利用CAE仿真技术模拟拉伸成形工艺能够预测出产品的成形缺陷.进而可以提出各种合理的工艺方案直接在计算机中进行模拟,并分析实际生产的可行性。以实际产品为例,分析了产生成形缺陷的机理及主要影响因素。采用正交试验确定各影响因素的序列,根据实际生产条件的限制,选定最有效的优化工艺,最终消除了起皱和裂纹缺陷.为客户提高了生产效率,节约了成本.

摘要： 冷弯薄壁型钢住宅，在国外已经有几十年的历史.我国已经有一些企业引进了这种技术，但国产化的研究还有待深入.本文分别就此类住宅的墙体、楼面、屋面系统提出了一些设计上的新做法.

摘要： 本发明提供一种飞机蒙皮与加强筋、框之间或飞机蒙皮与蒙皮之间的快速连接方法，其是基于激光快速成型系统实现的，具体快速连接方法步骤如下：将激光头和送粉器导管安装到机械手上，同时采用光纤将激光头与激光器连接；将飞机蒙皮与加强筋、框的连接处根据成型要求去除余量或者将飞机蒙皮与蒙皮的连接处根据成型要求去除余量，同时将飞机蒙皮对合或研合的面制成坡状，然后将飞机蒙皮与加强筋、框进行对合，或者将飞机蒙皮与蒙皮进行研合；编制激光头的行走轨迹程序或利用机械手进行示教编程；调整好保护气体及送粉气体的压力，装入成型用粉末，按程序进行激光同轴送粉增材制造；研磨表面，使增材区域表面与蒙皮表面齐平；最终完成飞机蒙皮与加强筋、框的连接或者飞机蒙皮与蒙皮的连接。本发明实现了飞机蒙皮的冶金结合，达到高质量的连接。

摘要： 本发明涉及一种用于机翼的蒙皮结构，蒙皮结构包括：蒙皮外皮，蒙皮外皮形成机翼的气动外形的一部分；以及蒙皮主体，蒙皮主体相对于机翼从内部附接到蒙皮外皮，并且朝向机翼的内部突出，其中，蒙皮外皮包括外表层和隔热层，蒙皮主体相对于机翼从内部附接到隔热层，并且隔热层相对于机翼从内部附接到外表层，其中隔热层的材料的导热系数低于蒙皮主体的材料，并且其中外表层的材料的硬度高于隔热层的材料。本发明还涉及一种具有蒙皮结构的飞机和一种蒙皮结构的安装方法。

摘要： 本申请提供了一种蒙皮铺装工装、蒙皮铺装装置及蒙皮铺装方法，属于蒙皮铺装领域。该蒙皮铺装工装包括第一侧板、第一套筒、第二侧板、第二套筒、隔板以及连接件。在使用时，形成第一侧板‑隔板‑第二侧板的顺序组合，第一侧板和隔板之间形成第一容置空间，隔板与第二侧板之间形成第二容置空间，将两卷双面胶分别套设于第一套筒和第二套筒。根据飞机铺装结构确定需贴胶处，将两条双面胶初始接头分别固定至需粘贴位置一侧，然后拉动蒙皮铺装工装，根据实际情况将双面胶带剪断，隔板能够保持固定间隔。该蒙皮铺装工装能够使得双面胶之间的间隙由隔板保证，平行双面胶一次铺贴完成，提高铺装效率。

摘要： 本发明公开了一种蒙皮、蒙皮制备模具、蒙皮成型方法，所述蒙皮包括材质为复合材料的蒙皮本体，所述蒙皮本体由外层蒙皮、内层蒙皮层叠而成，且内层蒙皮上还设置有为槽体的变形部，所述变形部的开口端朝向外层蒙皮所在的一侧。所述蒙皮的结构设计使得其在满足结构设计有利于提高整体刚度的同时，制造工艺难度更为简单、同时结构重量轻、尺寸精度更好；所述模具用于制备所述蒙皮，所述成型方法为利用所述模具制备所述蒙皮的方法。

摘要： 本发明涉及一种顶盖蒙皮、顶盖蒙皮成型方法及具有该顶盖蒙皮的客车，顶盖蒙皮，包括焊接止口和流水槽，所述流水槽包括内槽壁和导流壁，顶盖蒙皮具有弯折成双层的双层叠合部和与双层叠合部中相应层的边缘连接的单层边缘部，流水槽的导流壁和所述焊接止口的其中一个由双层叠合部形成，另一个由单层边缘部形成。在顶盖蒙皮上保证焊接止口的同时，将其与流水槽一体成型，流水槽的加装不需要额外工序，降低了生产成本，提高了外观整体性，结构简单。

摘要： 本发明提供一种飞机蒙皮与加强筋、框之间或飞机蒙皮与蒙皮之间的快速连接方法，其是基于激光快速成型系统实现的，具体快速连接方法步骤如下：将激光头和送粉器导管安装到机械手上，同时采用光纤将激光头与激光器连接；将飞机蒙皮与加强筋、框的连接处根据成型要求去除余量或者将飞机蒙皮与蒙皮的连接处根据成型要求去除余量，同时将飞机蒙皮对合或研合的面制成坡状，然后将飞机蒙皮与加强筋、框进行对合，或者将飞机蒙皮与蒙皮进行研合；编制激光头的行走轨迹程序或利用机械手进行示教编程；调整好保护气体及送粉气体的压力，装入成型用粉末，按程序进行激光同轴送粉增材制造；研磨表面，使增材区域表面与蒙皮表面齐平；最终完成飞机蒙皮与加强筋、框的连接或者飞机蒙皮与蒙皮的连接。本发明实现了飞机蒙皮的冶金结合，达到高质量的连接。

摘要： 本发明公开了一种基于蒙皮缺陷检测系统的飞机蒙皮缺陷检测的识别方法。它包括以下步骤：步骤A：图像采集，拍摄飞机蒙皮图片并对所拍摄到的原始飞机蒙皮缺陷图像进行预处理；步骤B：提取不同的缺陷类型下蒙皮表面的特征参数，从而建立飞机蒙皮特征参数集；步骤C：通过人类已有的经验和知识结合步骤B中的特征参数集建立知识库，得到若干条缺陷识别规则集；步骤D：根据飞机蒙皮表面缺陷类型的不同，通过基于蒙皮缺陷检测系统的缺陷推理技术实现飞机蒙皮缺陷实时检测。优点是：实现了飞机蒙皮表面缺陷的快速准确的识别和判断，有效验证了将人类经验知识与蒙皮缺陷检测结合的优势，可以快速准确地实现飞机蒙皮表面缺陷的实时分类识别。

摘要： 描述了一种用于飞行器外蒙皮换热器(50)的初级结构布置(100)，该初级结构布置包括：外蒙皮区段(5)，该外蒙皮区段限定飞行器(1)的外部形状并且构成飞行器(1)的外壳的区段，其中外蒙皮区段(5)具有至少一个凹部(10)；载热流体连接部(20)，该载热流体连接部被适配成用于将载热流体引导到凹部(10)中；封闭凹部(10)的结构元件(50)；以及布置在凹部(10)中或其上的至少一个保持件(30)，该保持件被适配成用于将封闭凹部(10)的结构元件(50)固定保持在凹部(10)中。还描述了一种具有这种初级结构布置(100)的飞行器(1)以及一种用于安装飞行器外蒙皮换热器的方法。

摘要： 本发明提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。

摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种包含柔性蒙皮的蜂窝支撑结构及柔性蒙皮的制备方法，所述蜂窝支撑结构为非全厚度贯穿式结构，包括零泊松比蜂窝、腹板、中心侧边条、后缘段、前缘安装段、斜侧拉杆以及柔性蒙皮；柔性蒙皮由单向弹性尼龙织物和硅橡胶复合而成；零泊松比蜂窝设置在蜂窝支撑结构的上表面和下表面；腹板沿展向设置在上、下表面的零泊松比蜂窝之间，且每块腹板中部设置有通槽；所述后缘段前端设置有支撑板，支撑板中部设置有沿展向的滑槽，支撑板两侧分别设置有连接件；通槽和滑槽之间通过驱动轴相连，带动蜂窝支撑结构发生弯曲和扭转变形。通过本发明，能有效解决气动效果差和抗撕裂能力低的问题。