航空模块 (2)
Aerospace Blockset提供了大量的在Simulink环境中使用的航空航天模块，涵盖了航空航天飞行器设计中的主要应用模型。Aerospace Blockset将航空航天领域的通用的标准模块在Simulink环境进行了集成，使您能够方便地组合航空航天飞行器的系统结构。在此基础上能够进行完整的系统开发、测试工作，完成航空航天系统的概念设计。Aerospace Blockset通过RTW能够自动生成实时代码，开展半物理仿真研究。
特点
提供航空航天飞行器推进系统、控制系统、动力学及作动器模块提供六自由度和三自由度模型库，可以进行固定质量或者变质量系统模型建模与仿真提供重力场、磁场、大气和风的标准环境模型利用各种转换模块方便实现坐标转换能够完成各物理量的单位制转换提供动画模块，直观显示三自由度和六自由度动画
强大的功能
完备的模型库
包含航空航天飞行器推进系统、控制系统、动力学、作动器的核心模块，具有很好的重用性。导航、制导与控制模块库包含了1 、2 、3 维状态空间调参控制器，线性插值、观测器、调参超前滞后环节，以及1 、 2 、 3 维矩阵插值。
集成设计环境
通过在Simulink 环境建模，使得系统结构非常清晰。与控制系统工具箱（Control System Toolbox ）一起完成飞行控制系统的设计，利用虚拟现实工具箱（Virtual Reality Toolbox ）能够在三维空间显示飞行器的飞行仿真过程。
地球环境模型
包括重力场、磁场、大气和风的环境模型，能够帮助您将关键的航空特性集成到设计中。重力场模型为1984 年全球测地系统重力模型（ WGS1984 ）和 WMM2000 地球磁场模型；大气模型包括1976COESA 和标准大气模型，以及MIL-HDBK-310 和MIL-STD-210C 规范定义的大气模型；风模型包括满足MIL-F-8785C 和MIL-HDBK-1797 的离散阵风模型、Dryden 紊流模型和风切变模型。
坐标和单位制转换。
能够完成方向余弦、欧拉角和四元素相互之间的坐标转换，方便地进行典型物理量的公英制转换。数学运算操作包括二维3x3 矩阵的创建与运算。
Compute the aerodynamic forces and moments applied at the center of gravity using the aerodynamac coefficients,dynamic pressure,center of gravity and center of pressure.
计算气动力和气动力矩应用在重心使用气动系、动态压力,重心和压力中心。
Create a 3-D animated view of a three-degrees-of-freedom craft and its target,where X and Z target position (targetpos),X and Z craft position(Xe,Ze),and craft attitude are inputs.
Display parameters are in the same units of length as the input parameters.
创建一个3 D画视图的一个三自由度工艺及其目标,其中X和Z的目标位置(targetpos)、X和Z的工艺位置(Xe,泽),和工艺的态度是输入。
显示参数在同一个单位的长度作为输入参数。
Create a 3-D animated view of a six-degrees-of-freedom craft ,where X ,Y and Z craft position
(position),and craft Euler angles(Euler) are inputs.
Display parameters are in the same units of length as the input parameters.
创建一个3 D画视图的一个六自由度工艺,X,Y和Z工艺位置(位置),和工艺欧拉角(欧拉)的输入。
显示参数在同一个单位的长度作为输入参数。
Calculate various atmosphere models including 1976 COESA-extended U.S.Standard Atmosphere,MIL-HDEK-310,and MIL-HDEK-210C.Given geopotential altitude,calclate temperature,pressure and density using standard interpolation formulas.
The COESA model extrapolates temperrature linearly and pressure/density logarithmically beyond the range
0<=altitude<=84852 meters (geopotential)
The MIL specifications are not extrapolated beyond their defined altitudes which are typically
0<=altitude<=80000 meters (geometric)
Depending on the given information either density or pressure is calculated using a perfect gas relationship.
The unit system selected applies to both input and outputs.
计算各种大气模型包括1976 COESA-extended美国标准大气、mil - hdek - 310,和mil - hdek - 210 c。鉴于位势高度,计算度、压力和密度使用标准的插值公式。
COESA模型的推断温度性和压力/密度对数范围之外
0<=altitude<=84852 meters (geopotential)
MIL规范不是推断超出他们通常定义的海拔
0<=altitude<=80000 meters (geometric)
根据给定的信息要么密度或压力计算公式是一个完美的气体的关系。
Compute International Standard Atmosphere (ISA) model for altitudes between 0km and 20 km using a lapse rate method.
Select change atmospheric parameters to create custom atmosphere.
计算国际标准大气(ISA)模型之间0里,海拔20千米使用递减率方法。
选择改变大气参数来创建自定义的气氛。
Compute International Standard Atmosphere (ISA) model for altitudes between0m and 20 km using a lapse rate method.
Select change atmospheric parameters to create custom atmosphere.
计算国际标准大气(ISA)模型之间0里,海拔20千米使用递减率方法。
选择改变大气参数来创建自定义的气态模型
Calculate various atmosphere models including 1976 COESA-extended U.S.Standard Atmosphere,MIL-HDEK-310,and MIL-HDEK-210C.Given geopotential altitude,caloulate absolute temperature,pressure and density using standard interpolation formulas.
The COESA model extrapolates temperrature linearly and pressure/density logarithmically beyond the range
0<=altitude<=84852 meters (geopotential)
The MIL specifications are not extrapolated beyond their defined altitudes which are typically
0<=altitude<=80000 meters (geometric)
Depending on the given information either density or pressure is calculated using a perfect gas
relationship.
The unit system selected applies to both input and outputs.
计算各种大气模型包括1976 COESA-extended美国标准大气、mil - hdek - 310,和mil - hdek - 210 c。鉴于位势高度,计算绝对温度、压力和密度使用标准的插值公式。
COESA模型的推断温度线性和压力/密度对数范围之外
0 < =高度< = 84852米(重力势)
MIL规范不是推断超出他们通常定义的海拔
0 < =高度< = 80000米(几何)
根据给定的信息要么密度或压力计算公式是一个完美的气体的关系。
选中的单元系统同时适用于输入和输出。
Calculate various atmosphere models including 1976 COESA-extended U.S.Standard Atmosphere,MIL-HDEK-310,and MIL-HDEK-210C.Given geopotential altitude,calclate absolute temperature,pressure and density using standard interpolation formulas.
The COESA model extrapolates temperrature linearly and pressure/density logarithmically beyond the range
0<=altitude<=84852 meters (geopotential)
The MIL specifications are not extrapolated beyond their defined altitudes which are typically
0<=altitude<=80000 meters (geometric)
Depending on the given information either density or pressure is calculated using a perfect gas relationship.
The unit system selected applies to both input and outputs.
计算各种大气模型包括1976 COESA-extended美国标准大气、mil - hdek - 310,和mil - hdek - 210 c。鉴于位势高度,计算对温度、压力和密度使用标准的插值公式。
COESA模型的推断温度线性和压力/密度对数范围之外
0 < =高度< = 84852米(重力势)
MIL规范不是推断超出他们通常定义的海拔
0 < =高度< = 80000米(几何)
根据给定的信息要么密度或压力计算公式是一个完美的气体的关系。
选中的单元系统同时适用于输入和输出。
Calculate Earth?s gravity at a specific location using World Geodetic System (WGS84).
The WGS 84 model is defined as a geocentric equipotential ellipsoid.This model can be found in NIMA350.2,”Department of Defense World Geodetic System 1984,Its Definition and Relationship with Local Geodetic Systems.”
Height is entered in the same unit system as selected for https://www.wendangku.net/doc/6b7992520.html,titude and longitude (if required) are entered in degrees.
计算地球引力在特定位置使用世界大地系统(WGS84)。
WGS 84模型被定义为一个地心等位椭球体。这个模型可以发现在NIMA350.2,”国防部1984年世界大地测量系统,它的定义和关系与当地大地系统。”
高度是在同一单元系统进入挑选的重力。纬度和经度(如果需要)进入度。
Calculate the Earth?s magnetic field at a specific location and time using the World Magnetic Model (WMM).This model is valid for the year 2000 through the year 2005.
The WMM -2000 can be found on the wed at http://wmm.ngdc,noaa,gov/DoDWMM.shtml and in “British Geological Survey,Technical Repoft WM/00/17R,Geomagnetism Series”.
Height is entered in length units of selected unit https://www.wendangku.net/doc/6b7992520.html,titude and longitude are entered in degrees.
用世界磁模型计算个特定的地点和时间的地球磁场。这个模型是2000到2005的均值。
世界标准磁场—2000可以在m.ngdc,noaa,gov/DoDWMM. shtml和在“英国地质调查、技术Repoft WM / 00/17R,地磁系列”中查看。
高度中输入长度单位的选择单位系统。纬度和经度进入度。
Generate a discrete wind gust.The gust profile takes the …1-cos ine? form.
生成一个离散阵风。阵风概要文件的以“1余弦的形式。
Generate atmospheric turbulence.White noise is passed though a filter to give the turbulence the specified velocity spectra.
Medium/high altitude scale lengths from the specifications are 762m(2500 t) for V on Karman turbulence and 533.4m(1750 ft) for Dryden turbulence.
生成大气湍流。白噪声是传递给一个过滤器来给湍流指定的速度谱。
中/高海拔规模长度从规范是762米(2500吨)对卡门湍流和533.4米(1750英尺)为Dryden湍流。
Integrate the three-degrees-of-freedom equations of motion to determine body position,velocity,attitude,and related values.
整合三自由度运动方程来确定身体位置、速度、态度、和相关的值。
Integrate the three-degrees-of-freedom equations of motion to determine body position,velocity,attitude,and related values.
整合三自由度运动方程来确定身体位置、速度、态度、和相关的值。
Integrate the three-degrees-of-freedom equations of motion to determine body position,velocity,attitude,and related values.
整合三自由度运动方程来确定身体位置、速度、态度、和相关的值。
Integrate the six-degrees-of-freedom equations of motion using an Euler angle representation for the orientation of the body in space.
整合六自由度运动方程用欧拉角表示为取向的身体空间。
Integrate the six-degrees-of-freedom equations of motion using an Euler angle representation for the orientation of the body in space.
整合六自由度运动方程用欧拉角表示为取向的身体空间
Calaculate equivalent airspeed (EAS),calibrated airspeed(CAS),or true airspeed (TAS) from one of the other two airspeeds.
Based on assumption of compressible,isentropic (subsonic flow),dry air with constant specific heat retio (gamma).
计算等效风速、准空速(CAS),或真正的空速(TAS)从一个其他的两个空气速度，假设的可
压缩等熵(亚声速流),干燥的空气不断比热retio(伽马)。
Calculate the relative atmosperic ratios including relative temperature ratio (theta),square root \of theta,relative pressure ratio(delta),and relative density ratio(sigma).
Theta represents the ratio of the air stream temperature at a chosen reference station relative to sea level standard atmospheric conditions.
Delta represents the ratio of the air stream pressure at a chosen reference station relative to sea level standard atmospheric conditioms.
Sigma represents the ratio of the air stream density at a chosen reference station relative to sea level standard atmosheric conitions.
计算相对保温比率包括相对温度比(θ),平方根\θ,相对压力比(△),和相对密度比(σ)。
θ表示比率的气流温度在选择参考站相对海平面标准大气条件。
△代表的比例在选定的气流压力参考站相对海平面标准大气压强
西格玛代表的比例在选定的空气流密度参考站相对海平面大气标准
1.综合模块化航空电子体系结构研究
综合模块化航空电子体系结构研究 张凤鸣, 褚文奎, 樊晓光, 万 明 (空军工程大学工程学院,西安 710038) 摘 要:军用航空电子系统体系结构关系到战机的可靠性、安全性、可用性、生存性、扩展性和维修性等方面。综合模块化航空电子(I M A )是目前机载航空电子系统结构发展的最高阶段,其特征和优势已经在美国四代机上得到充分展现和发挥,为我国四代机综合航电的研制工作提供了参考依据。回顾了机载航空电子体系结构的发展史,分析了推动I M A 体系结构发展的3个主要因素,归纳了I M A 的特点,从信息流处理的角度对I M A 体系结构进行了划分,并研究了适应于I M A 的两种典型的综合航电软件体系结构,指出了发展趋势。最后就我国综合航电体系结构的研究和发展所面临的问题进行了初步探讨。 关键词:综合模块化航空电子;航空电子体系结构;软件体系结构;四代机 中图分类号:V243 文献标志码:A 文章编号:1671-637X (2009)09-0047-05 Research on Arch itecture of I n tegra ted M odul ar Av i on i cs ZHANG Feng m ing, CHU W enkui, F AN Xiaoguang, WAN M ing (Engineering College,A ir Force Engineering University,Xi πan 710038,China ) Abstract:The architecture of avi onic syste m is of great i m portance for reliability,safety,availability,survivability,extensibility and maintainability of the whole aircraft syste m. I ntegrated Modular Avi onics (I M A )is the ne west avi onic architecture,which has been fully used in F 222and F 235with great perfor mances .Devel opment of integrated avi onics in China can get s ome references and experiences fr om I M A and its app licati ons .Based on the evoluti on of avi onics architectures,three maj or fact ors that dr ove the devel opment of I M A are analyzed,and features of I M A are summarized .I M A architecture and its s oft w are architectures are then p resented .The I M A architecture is divided fr om the vie w of infor mati on p r ocessing .T wo of the most typ ical s oft w are architectures used in I M A are compared with each other and the devel opment tendency of s oft w are architecture is discussed .A t last,s ome advices are p resented about how t o research and devel op avi onics architecture in China . Key words:I ntegrated Modular Avi onics (I M A );avi onic architecture;s oft w are architecture; the 4th generati on aircraft 0 引言 如果说发动机是战机的“心脏”,那么军用航空电子系统(简称航电)则是战机的“大脑”或“中枢神经”。它承载了战机绝大多数任务,比如电子战、通信/导航/识别(CN I )等,是决定战机作战效能的重要因素。从这个意义上说,没有先进的航电,就没有先进的战机, 收稿日期:2008-08-31 修回日期:2008-10-21 基金项目:总装预研基金(9140A17020307JB3201);空军工程大学工程学院优秀博士论文创新基金(BC07003) 作者简介:张凤鸣(1963—),男,重庆梁平人,教授,博导,研究方向为综合航电、信息系统工程与智能决策。 也就无法完成现代战争赋予的使命。 综合模块化航空电子(I M A )是当前航电体系结构发展的最高阶段,在国内通常被称为综合航电。随着我国四代机和“大运”等项目的开展,研制相应的综合航电成为一项迫切的任务。本文研究I M A 体系结构的根本目的在于为我国四代机甚至“大运”上的综合航电的研制进行初步的探索。 1 航电体系结构发展历程 20世纪40年代至60年代前期,战机的航电设备 都有专用的传感器、控制器、显示器和模拟计算机。设备之间交联较少,基本上相互独立,不存在中心控制计算机。这是第一代航电结构,称为分立式 [1-2] 、离散 第16卷 第9期2009年9月 电 光 与 控 制Electr onics Op tics &Contr ol Vol .16 No .9 Sep.2009
综合模块化航空电子系统软件体系结构综述
第30卷 第10期航 空 学 报 Vol 130No 110 2009年 10月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA Oct. 2009 收稿日期:2008208228;修订日期:2008211218 基金项目:总装备部预研基金(9140A17020307JB3201);空军工程 大学工程学院优秀博士论文创新基金(BC07003) 通讯作者:褚文奎E 2mail :chuwenkui @1261com 文章编号:100026893(2009)1021912206 综合模块化航空电子系统软件体系结构综述 褚文奎,张凤鸣,樊晓光 (空军工程大学工程学院,陕西西安 710038) Overvie w on Soft w are Architecture of Integrated Modular Avionic Systems Chu Wenkui ,Zhang Fengming ,Fan Xiaoguang (Institute of Engineering ,Air Force Engineering University ,Xi ’an 710038,China ) 摘 要:作为降低系统生命周期费用(L CC )、控制软件复杂性、提高软件复用程度的重要手段之一,软件体系结构已成为航空计算领域的一个主要研究方向。阐述了综合模块化航空电子(IMA )的理念,分析了推动 IMA 产生和发展的主要因素。总结了ARINC 653,ASAAC ,GOA 以及F 222通用综合处理机(CIP )上的软件 体系结构研究成果,并讨论了IMA 软件体系结构需要解决的若干问题及其发展趋势。在此基础上,对中国综合航电软件体系结构研究提出了一些见解。 关键词:综合模块化航空电子;软件体系结构;开放式系统;软件工程;军事工程中图分类号:V247;TP31115 文献标识码:A Abstract :As an important means to decrease system life cycle cost (L CC ),control software complexity ,and improve the extent of software reuse ,software architecture has been a mainstream research direction in the aeronautical computer field.This article expatiates the concept of integrated modular avionics (IMA ).Three major factors are analyzed which promote the development of IMA architecture.IMA software architectures presented by ARINC specifications 653,ASAAC ,GOA ,and F 222common integrated processor (CIP )are summarized.Discussion about some problems to be solved and the development trend is made for IMA soft 2ware architecture.Finally ,some views are presented about IMA software architecture research in China.K ey w ords :integrated modular avionics (IMA );software architecture ;open systems ;software engineering ;military engineering 军用航空电子系统(以下简称:航电)是现代 战机的“中枢神经”,承载了战机的绝大部分任务,比如电子战、通信导航识别(CN I )系统等,是决定战机作战效能的重要因素。 F 222的航电综合了硬件资源,重新划分了任务功能,标志着战机的航电结构正式演变为综合式。在此基础上,F 235将航电硬件综合推进到传感器一级,并用统一航电网络取代F 222中的多种数据总线,航电综合化程度进一步提高[1]。 与此同时,航电软件化的概念逐渐凸现。F 222上由软件实现的航电功能高达80%,软件代码达到170万行,但在F 235中,这一数字刷新为800多万行。这表明,软件已经成为航电开发和实现现代化的重要手段[2] 。 航电综合化和软件化引申的一个重要问题是如何合理组织航电上的软件,使之既能够减少生 命周期费用(Life Cycle Co st ,L CC )和系统复杂度,同时又能在既定的约束条件下增强航电软件的复用性和经济可负担性。此即是航电软件体系结构研究的主要内容。 1 综合模块化航空电子 111 综合模块化航空电子理念 综合模块化航空电子(Integrated Modular Avi 2onics ,IMA )(注:该结构在国内一般称为综合航 电)是目前航电结构发展的最高层次,旨在降低飞机LCC 、提高航电功能和性能以及解决软件升级、硬件老化等问题。与联合式航电“各子系统软硬件专用、功能独立”的理念不同,IMA 本质上是一个高度开放的分布式实时计算系统,致力于支持不同关键级别的航电任务程序[3]。其理念概括如下: (1)系统综合化。IMA 最大限度地推进系 统综合,形成硬件核心处理平台、射频传感器共享;高度融合各种传感器信息,结果为多个应用程
简析综合模块化航空电子系统的可靠性设计
简析综合模块化航空电子系统的可靠性 设计 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！ 1概述 传统的国内外航空电子系统是基于专用硬件和软件开发的，现今许多航空电子系统均成功运行于这种配置上。但自20世纪初，航空电子设备设计的复杂性程度己大大提高，这些专用设备的高额全寿命周期费用渐渐成为航空电子系统设计中一个最大的问题。 伴随着该问题而提出的新一代综合模块化航空电子(IntegratedModularAvionics,IMA)系统在国外开始研制。新的综合模块化航空电子系统通过采用开放式体系结构和标准化以及通用化的设计，大大提高了系统的兼容性、可移植性、可扩展性，并具有较高的可拓展性和可维护性，降低了系统的寿期费用。 目前非常具有代表性的IMA系统标准有欧洲的联合标准化航电系统架构协会(AlliedStandardAvionicsArchitectureCouncil,ASAAC)标准。但是，ASAAC标准侧重于考虑系统的模块化、可扩展性和可维护性，对系统的可靠性考虑不够详细。
而美国航电委员会提出的ARINC653标准却对系统的可靠性有非常好的改进。本文参考这2个标准给出一种融合IMA系统可靠性、模块化、可扩展性设计方法。 2ASAAC系统架构 ASAAC标准从软件结构、机械结构、网络功能、通信功能和通用模块方面对综合模块化的航空电子系统进行了规定，此外还制定了非强制性的系统实现指导方针。 从通用性方面，ASAAC对模块从功能上进行划分，包括数据处理模块、图形处理模块、大规模存储模块、电源转换模块、网络支持模块等，规范对模块的软件架构和硬件组成都作了严格规定，标准化设计为实现资源的重用和系统重构提供了前提条件，同时也提高了系统的可移植性和可维护性。 ASAAC模块软件体系结构分为以下3层： (1)模块支持层(ModuleSupportLayer,MSL)，与MSL底层硬件直接通信，提供硬件自检和时钟管理等功能，并向操作系统层提供统一的接口金属氧化物半导体(MetalOxideSemiconductor,MOS)管，同时MSL通过多处理器链路接口(MultiprocessorLinkInterface,MLI)的信息进行模块间的通信，完成系统引导的功能。 (2)操作系统层(OperatingSystemLayer,OSL)，OSL
飞机钣金加工工艺
飞机钣金加工工艺 钣金工艺就是把板材、型材、管材等毛料，利用材料的塑性，主要用冷压的方法成形各种零件，另外还包括下料和校修。 飞机钣金制造技术是航空航天制造工程的一个重要组成部分，是实现飞机结构特性的重要制造技术之一。现代飞机的壳体主要是钣金铆接结构，统计资料表明，钣金零件约占飞机零件数量的50%，钣金工艺装备占全机制造工艺装备的65%，其制造工作量占全机工作量的20%。鉴于飞机的结构特点和独特的生产方式决定了飞机钣金制造技术不同于一般机械制造技术。 一．飞机钣金零件的基础知识 1.1 钣金零件分类 1.1.1按飞机钣金零件结构特征分类 飞机钣金零件有蒙皮、隔狂、壁板、翼肋、导管等。 1.1.2 按飞机钣金零件材料品种分类 飞机钣金零件基本上可分为型材零件、板材零件和管材零件三大类，每类材料零件又可进一步细分： （1）型材零件：压下陷型材、压弯型材、滚绕弯型材、拉弯型材、复杂形型材；（2）板材零件：平板零件、板弯型材零件、拉深零件、蒙皮成形零件、整体壁板、落压零件、橡皮成形零件、旋压零件、热成形零件、爆炸成形零件、超塑性成形零件、超塑性成形和扩散连接零件、局部成形零件。 （3）管材零件：无扩口弯曲导管、扩口弯曲导管、滚波卷边弯曲导管、异形弯曲导管、焊接管。 因为飞机钣金零件形状复杂，数量庞大，板材零件相对较多，现做飞机钣金零件分类图如图1.1所示。
图1.1 飞机钣金零件分类 1.2 钣金零件加工路线 成千上万的钣金零件，制造方法多种多样，但它们的加工路线基本相同，一般都要经过如图1.2几个环节： 图1.2 钣金件加工路线 下料：裁剪（剪床）、铣切（铣床）、锯切和熔切。 成形：弯曲、拉深、旋压等。 热处理：粉末喷涂、表面氧化等。
国外航空钣金专用制造技术与装备发展
国外航空钣金专用制造技术与装备发展 飞机钣金制造技术是航空制造工程的重要组成部分，是使飞机能同时获得高结构效率和优良性能的基础制造技术之一，也是飞机制造工程的支柱工艺之一。飞机钣金制造技术水平是一个国家飞机制造技术水平和能力的主要标志。 钣金零件构成飞机机体的框架和气动外形，零件尺寸不一、形状复杂、选材各异、品种繁多，有严格的重量控制和一定的使用寿命要求。航空制造业对成形后零件的机械性能有确定的指标要求，与其他行业的钣金零件相比技术要求高，制造难度大。 航空钣金零件的制造除采用通用的方法外，还有本行业独特的工艺技术，随之产生了相应的钣金专用制造装备。本文给出了蒙皮拉形、柔性多点切边、镜像铣削型材拉弯、橡皮成形、喷丸成形、蠕变时效成形、充液成形、热冲压成形、超塑成形/ 扩散连接等航空钣金专用制造技术与装备的国外最新进展。 各种钣金制造技术与装备 1 拉伸成形技术与装备 拉形工艺主要用于成形飞机外表双曲蒙皮零件。拉形工艺主要分为两种：包覆拉形和拉包成形。前者主要用于成形简单曲率蒙皮零件，具体工艺过程如下：将毛料包覆在模具上，然后进行补拉。后者主要用于成形型材和复杂形状蒙皮。这种情况下，毛料首先预拉，然后恒力包覆，等零件完全包覆模具后，施加补拉。 国外数控蒙皮拉形机基本可以分为4 类：横拉机、纵拉机、纵横合一综合拉形机以及转臂式拉形机。典型的如法国ACB 公司生产的FET 型横拉机，其最大成形力可达到2500t，它有4 个独立水平油缸和4 个独立垂直油缸，控制一对夹钳进行板材拉伸。法国ACB 公司FEL 纵拉机的最大成形力达到2×1000t，其夹钳包括多个夹钳块，每个夹钳块可以相对转动，以使夹钳顺应零件端面外形，设备如图1 所示。美国Cyril-Bath 公司VTL 型纵横合一综合拉形机除既可进行横向拉伸成形，又可进行纵向拉伸成形外，还可以通过更换夹钳实现型材的拉弯成形。L&F 公司生产的转臂式拉形机如图2 所示。
《飞机钣金工艺学》期末考试复习
第2章模线样板 1简述模线样板的技术原理 首先根据飞机图纸制出真实形状的标准，然后按标准制造出各种工艺装备，再按工艺装备制造出零件。 2简述模线样板在飞机制造中的作用 （1）模线样板式飞机从设计到制造之间的桥梁； （2）是飞机几何尺寸的原始依据； （3）是飞机制造过程中保证各类零组部件尺寸协调的主要手段。 3样板与一般量具的主要区别是什么 （1）前者通过刻度显示，后者是直接通过直接比较 （2）前者通过刻度读数来判断加工精度，后者通过外形与模板的吻合程度来判断加工精度。4样板分为哪几类各自用途是什么 课本24页表 5飞机制造工程专业的三个主要方面是什么 6尺寸协调的原则有哪些飞机制造中保证协调的原则是什么 7具有单弯边或多次弯边零件标记符号的画法 （1）多次弯边的基准面以样板正面的延续面在上一次弯边的所有面为基准面。 （2）弯边高度，弯边角度均已前一次弯边为基准面。
（3）弯边上或弯边下，无边高数字标记着，表示弯边尺寸按样板。 第三章钣金分离工艺 1冲裁件的质量指标是什么 断面质量，尺寸精度，形状误差。 2冲裁间隙如何影响冲裁件质量 （1）间隙合理时，材料会由于上下键裂纹相遇而分离。断面较光洁，毛刺较少，较小可降低冲裁力，延长模具使用寿命。 （2）间隙过大时，上下剪裂纹不重合。毛刺大而厚不易除去，增加冲裁力。 （3）间隙过小时，上下剪裂纹不重合。冲裁力增加。 3典型冲裁件的模具刃口尺寸计算。 4典型冲裁模的结构及工作过程。 （1）简单冲裁模，压力机一次冲程只完成一次冲裁工序。 （2）导柱式冲裁模，工作时由导柱和导套进行导向，保证凸凹模的准确的工作位置。（3）连续冲裁模，压力机每一次行程就可以在不同工位完成不同的冲裁程序。 （4）复合冲裁模，在模具的同一工位上，安装两副以上不同功能的模具 5激光切割的原理和特点。 原理：利用激光器作热源的一种无接触切割技术。 特点：
飞机钣金工艺学期末考试复习
第2章模线样板 1简述模线样板的技术原理？ 首先根据飞机图纸制出真实形状的标准，然后按标准制造出各种工艺装备，再按工艺装备制造出零件。 2简述模线样板在飞机制造中的作用？ （1）模线样板式飞机从设计到制造之间的桥梁； （2）是飞机几何尺寸的原始依据； （3）是飞机制造过程中保证各类零组部件尺寸协调的主要手段。 3样板与一般量具的主要区别是什么？ （1）前者通过刻度显示，后者是直接通过直接比较 （2）前者通过刻度读数来判断加工精度，后者通过外形与模板的吻合程度来判断加工精度。 4样板分为哪几类？各自用途是什么？ 课本24页表2.2 5飞机制造工程专业的三个主要方面是什么？ 6尺寸协调的原则有哪些？飞机制造中保证协调的原则是什么？ 7具有单弯边或多次弯边零件标记符号的画法？ （1）多次弯边的基准面以样板正面的延续面在上一次弯边的所有面为基准面。 （2）弯边高度，弯边角度均已前一次弯边为基准面。 （3）弯边上或弯边下，无边高数字标记着，表示弯边尺寸按样板。 第三章钣金分离工艺
1冲裁件的质量指标是什么？ 断面质量，尺寸精度，形状误差。 2冲裁间隙如何影响冲裁件质量？ （1）间隙合理时，材料会由于上下键裂纹相遇而分离。断面较光洁，毛刺较少，较小可降低冲裁力，延长模具使用寿命。 （2）间隙过大时，上下剪裂纹不重合。毛刺大而厚不易除去，增加冲裁力。 （3）间隙过小时，上下剪裂纹不重合。冲裁力增加。 3典型冲裁件的模具刃口尺寸计算。 4典型冲裁模的结构及工作过程。 （1）简单冲裁模，压力机一次冲程只完成一次冲裁工序。 （2）导柱式冲裁模，工作时由导柱和导套进行导向，保证凸凹模的准确的工作位置。 （3）连续冲裁模，压力机每一次行程就可以在不同工位完成不同的冲裁程序。 （4）复合冲裁模，在模具的同一工位上，安装两副以上不同功能的模具 5激光切割的原理和特点。 原理：利用激光器作热源的一种无接触切割技术。 特点： （1）切割质量好 （2）切割效率高 （3）激光切割时无接触切割 （4）可切割多种材料 （5）激光切割零件受热后产生热影响区 （6）激光切割需要辅助气体用量大，成本高
航空企业常见钣金零件类型及其适用模具分析
航空企业常见钣金零件类型及其适用模具分析 实际生产中，各种钣金零件的质量要求不同，生产批量也不同。为了取得最大的技术-经济效益，有时就必须为满足某些方面的要求，而舍弃其他方面的要求。国际模协秘书长罗百辉表示，为提高产品的质量，必须采用高精度、结构复杂的模具，这就会提高模具成本并延长生产准备周期;而在需求量不大或对产品的质量要求不高时，就应该放弃对产品的高质量要求，尽量缩短生产周期、降低制模成本，这时就应该采用各种简单的经济模具结构形式。（参阅航空企业高管：全球航空业今年可能不会显著回升） 模具低成本制造实现的可行性分析 为实现模具的低成本制造，必须考虑3个方面的主要技术-经济效益指标：成本、周期、质量。3个指标必须从设计、制造和使用综合考虑。设计在满足使用要求的同时，也要满足制造的可靠性;制造必须满足设计要求，同时制约设计，指导使用;使用应该了解设计与制造，制定合理工艺方案，便于设计、制造。具体如下： （1）应用同步工程（SE）。冲压同步工程（SE）是在产品设计阶段，冲压工艺师先期介入产品工艺性分析，把错误和缺陷消除在设计阶段，缩短模具的开发周期。运用同步工程之后省去了一个过程环节，使工装制造在最短的时间内开始，为制造提供充足的时间。 （2）制定合理的工艺方案。尽量采用特种工艺，如液压拉伸、橡皮囊拉伸等，能将多套模具缩减为一套模具;充分考虑生产批量的大小，小批量生产能能降低制模成本，缩短制模周期;可采用各种简易模具，如低熔点合金模具、组合冲模等，可获良好的技术-经济效益;还必须对各类零件进行详细比对、分析，最大限度实现左右合模或一模多件。 （3）影响模具制造的因素较多，如模具精度、型面难易、表面粗糙度与装饰、型孔与型腔的数量、热处理要求等。模具设计时，对模具元件精度、表面粗糙度、热处理硬度等不能提过高要求，否则无谓增加成本。模具材料采用可回收、再利用的低熔点合金、聚氨酯橡胶等。对于冲裁模，在满足产品精度要求的情况下可加大冲裁间隙，降低成本。 （4）在制造时，须采用先进的机械加工、电加工、化学腐蚀等代替或减少钳工加工工作量，以减少制模时对工人的技术水平要求。在以前的实际生产中常遇到有的模具，如液压型胎，模具较大，产品弯边面处为复杂变角度型面，而制造依据为样板，工人钳工量特别大，制模周期长，制模质量差。 国际模协秘书长罗百辉认为，要实现模具的低成本制造必须采用最优化的模具结构、选用可回收利用或更有性价比的模具材料，并简化模具加工方法。 航空企业常见钣金零件类型及其适用模具