陈思睿 · Aircraft Design & Manufacturing Engineer

在某型教练机机翼结构初步设计中，使用CATIA完成主翼梁和翼肋的三维建模与装配，独立承担30%的详细零件图纸绘制，确保设计符合气动外形公差要求。基于有限元分析软件对机翼在最大载荷工况下的应力分布进行仿真，完成6个关键工况的强度校核，识别出2处应力集中区域，提出局部加厚方案并验证。通过静力试验数据对标分析，将仿真结果与实测值偏差控制在5%以内，协助团队优化翼肋连接孔布局，使装配间隙减少至0.3mm。参与编写强度校核报告20余份，累计处理结构优化建议12项，其中8项被采纳并应用于后续详细设计阶段，实现机翼结构减重约3.5%。

针对某型无人机机身减重需求，主导采用碳纤维/环氧复合材料替代铝锂合金方案，通过ANSYS进行铺层优化与渐进损伤分析，使机身结构减重12%且满足1.5倍安全系数要求。为解决复材蒙皮固化后孔隙率超标问题，牵头引入预浸料模压工艺并调整升温曲线与保压时间，将产品合格率从78%提升至95%，单架次返工成本削减约280万元。在机身壁板与隔框连接设计中，综合对比蜂窝夹层与加筋板方案，选定共胶接-共固化一体化工艺，将零件数量减少30%，装配周期缩短25%，并通过工艺试验验证粘接强度。针对机身段与机翼对接区域的应力集中，利用ANSYS子模型技术进行细节疲劳寿命评估，优化铺层过渡区与补强层设计，使危险点疲劳寿命由6000小时提升至12000小时。

针对翼盒装配中翼肋与蒙皮贴合间隙超差（最大达1.8mm）的问题，主导工艺方案优化：引入激光跟踪仪实时测量与补偿定位，协调设计、工装、生产三方团队完成11项工装改制与6项工艺参数修正，最终将装配精度控制在±0.3mm以内，一次合格率从72%提升至96%。为缩短翼盒总装周期，牵头组建跨部门工艺攻关小组，重新规划装配序列并采用并行作业模式，将18道工序整合为12道；同步引入自动钻铆工作站替代手工铆接，使单架次装配工时从240小时降至165小时，效率提升31%且无返修记录。针对翼盒对接孔位偏差导致的强制装配问题，组织工艺与质量工程师开展六西格玛项目，通过CMM数据反馈驱动钻模修配与装配顺序优化，使翼盒与机身对接时孔位一次通过率由55%提升至89%，避免现场修锉，年节省返工成本约42万元。推动翼盒装配过程数字化管控：部署MES系统实时记录28个关键测量点的数据，建立SPC预警模型，提前识别尺寸漂移趋势；实施后翼盒外形尺寸综合偏差从±1.2mm降至±0.5mm，客户验收通过率首次达到100%。

在新研远程宽体客机中央翼盒方案阶段，主导与航电、燃油、飞控等系统的集成接口协调，完成12轮跨部门技术评审，推动结构方案满足全机布线及载荷传递要求，将系统干涉风险降低至零。为控制中央翼盒重量与制造成本，牵头多材料混合结构方案（铝锂合金+钛合金接头），通过有限元优化与工艺可行性验证，使部件减重8%（较初步方案）的同时，单机材料成本下降12%。针对中央翼盒疲劳寿命与适航符合性，组织完成10余次关键细节FE-DT（耐久性/损伤容限）分析及全尺寸元件试验规划，形成符合CCAR-25部第571条款的强度分析报告，支撑型号通过民航局中期设计评审（CDR）。建立中央翼盒结构设计-制造数字化协同流程，协调供应商实现零件数模与装配仿真批量对接，将设计变更导致的制造返工率由行业均值15%降至5%以下，缩短首件交付周期2个月。

针对某大型客机复合材料机翼初始方案超重12%的问题，作为主要设计者引入拓扑优化与变厚度铺层策略，通过迭代20余种构型，在满足强度、刚度及颤振约束下将机翼结构减重15.2%。基于复合材料失效准则与渐进损伤分析，主导完成80余个铺层序列的灵敏度优化，优化后关键区域应力集中系数下降18%，全机静力试验一次通过。协调CFD与载荷团队获取气动弹性边界，建立多工况联合优化流程，使典型飞行剖面下的最大变形控制在翼展的1.5%以内，满足适航要求。联合工艺部门验证自动铺丝成型可行性，通过调整铺层过渡区设计，将铺层间隙合格率从87%提升至96%，并缩短制造周期约10天。

面对某型机身段原有装配流程效率低（单件耗时超200小时）且铆接精度偏差常达0.8mm的瓶颈，作为项目负责人主导“数字化定位+自动钻铆”工艺方案设计，通过引入激光跟踪仪实时定位与6轴机器人自动钻铆系统，重新规划装配序列与工装定位点，将单件装配周期压缩至140小时，节约工时30%，同时铆接位置精度稳定控制在0.1mm以内。在工艺设计阶段，针对机身段大尺寸薄壁结构易变形难题，建立基于数字孪生的装配仿真模型，预判并消除12处潜在干涉与失稳风险，并优化自动钻铆路径参数（进给速度、铆接力等），使首件一次合格率达到95%，减少返工成本约40万元。实施质量控制闭环，制定数字化检测标准与在线SPC统计流程，将每批次抽检率从30%提升至100%关键点位覆盖，并通过实时反馈调整钻铆参数，使铆接疲劳寿命一致性标准差降低至0.15mm以内，最终项目通过适航审查零不符合项。

针对新型远程客机起落架主支柱，独立完成全机着陆与滑跑载荷计算，确定6种极限工况及疲劳谱，为后续方案奠定基础。基于载荷结果，主导主支柱的3D结构方案设计，采用高强钢与双作动筒构型，通过机构运动仿真验证收放轨迹无干涉，设计重量较指标减轻8%。开展基于名义应力法的疲劳寿命分析，识别出支柱根部耳片为关键危险区，经优化局部倒角与表面强化处理后，预测寿命达到60000次起落（超目标20%）。协同制造与强度团队，输出主支柱详细数字模型及18份分析报告，支撑起落架系统通过公司级设计评审，节点提前2周完成。

表彰在机翼结构优化中的创新贡献

年度突出工作绩效与团队协作

起落架疲劳寿命分析方法的创新应用