工件底孔直径对Q460高强度钢冷挤压内螺纹的影响

试验研究了工件底孔直径对Q 460高强度钢冷挤压内螺纹的影响,包括分析工件不同底孔直径下内螺纹牙形、表面残余应力、硬度及端面表面形貌的变化。结果表明,冷挤压加工后内螺纹端面堆积体呈两边高、中间低的凹陷形,随着工件底孔直径的减小,端面堆积的高度不断增加,堆积程度也就变得愈加严重,螺纹牙顶、牙侧与牙根处表层硬度与表面残余压应力均升高。工件底孔直径的选择,在正确保证螺纹质量和丝锥寿命的前提下应尽可能取最大值,但是,一般情况下没有必要过分要求最高的牙高率,否则将给内螺纹挤压成形带来许多困难。Q 460高强度钢冷挤压内螺纹的工件底孔直径最佳取值范围为21.20～21.30 mm,牙高率超过80%,完全符合螺纹质量要求。     

高强度钢内螺纹冷挤压成形与强化试验研究

内螺纹冷挤压成形是提高内螺纹疲劳强度的有效方法.作者研制出挤压扭矩和温度的测量系统,并从理论上证明了挤压变形区金属在挤压过程中受到三向压应力的作用,这可以大大增加金属的塑性,改善内螺纹的成形条件.高强度钢内螺纹成形与强化的关键在于挤压丝锥结构的优化设计以及工件底孔尺寸、挤压速度和冷却润滑液的合理选择.疲劳对比试验结果表明:在两个不同应力水平下,用挤压丝锥挤压强化的300M高强度钢螺纹,其寿命是切削螺纹的4～30倍.     

基于轮廓搜索的机匣铣削毛坯模型自动构建方法

针对发动机机匣零件铣削毛坯模型构建中,表面凸台回转轮廓获取困难,凸台轮廓之间以及凸台轮廓与回转体轮廓之间组合难处理,毛坯构建效率低且余量分布不均的问题,提出了基于轮廓搜索的机匣铣削毛坯模型自动构建方法。用离散的方法得到复杂形状凸台特征的回转轮廓,将凸台特征与回转体特征的回转轮廓旋转投影到草图平面,结合加工余量、车削刀具尺寸等工艺信息进行毛坯轮廓搜索,进而得到余量分布均匀且符合工艺要求的铣削毛坯。该方法对机匣回转体与表面凸台进行统一轮廓搜索,并充分考虑加工工艺,能处理具有复杂表面凸台的机匣零件,效率高、通用性好;所得毛坯余量分布均匀,减小铣削材料去除量,有助于提高铣削加工效率。     

复合材料构件成型模具设计方法

树脂基纤维增强复合材料构件成型模具根据其材料可分为金属模和复合材料模,金属模利用数控加工方式制造.复合材料模利用过渡模铺帖成型,因其特殊的结构和工艺性,其设计过程和方法有别于普通的机械零件成型模具.本文分析了复合材料构件模具结构及现有设计存在的问题,采用数字化设计的方法和流程,解决了成型曲面的可加工性检测、成型曲面的整体偏置以及模具支架的参数化设计等关键技术,开发了相应的设计系统.     

摇臂式起落架结构件气动噪声试验研究

在航空声学风洞中进行了摇臂式起落架结构件的气动噪声试验,获取起落架结构件气动噪声的频谱特性曲线,研究了起落架的噪声产生机制和噪声源特性.通过对起落架局部构型的调整,探索降低起落架噪声的方法.结果表明:摇臂式起落架部件辐射的噪声随着来流速度的增加而增大;噪声频谱呈现宽频的特性,频谱中具有明显的优势频率;噪声源具有偶极子声源性质,且具有一定的指向性;噪声频谱中所包含的某种纯音成分为起落架上某些孔洞所致的自激振荡噪声;封堵起落架上的这些孔洞或者减小起落架的长度能降低噪声声压级.     

现代飞行模拟机技术发展概述

自20世纪中期第一台飞行模拟机投入运行以来,模拟机的设计理念、加工工艺、制造手段、电子系统的技术不断进步.特别是近十年来,更多的生产厂商参与到模拟机的研发和生产中,大量的新技术、新理念在新型号模拟机上采用,其进步和发展是计算机系统、视景系统、运动系统、飞行操纵系统、接口系统、仪表系统和软件开发模式等多方面、全方位的整体...     

仿壁虎刚毛阵列的几何结构分析及制备

以JKR理论为基础,从刚毛缠结表面能的变化及弯曲变形角度分析,得到了仿刚毛阵列避免缠结的结构设计方法,得出了在材料性质确定的情况下,避免缠结的发生刚毛群几何结构须满足的关系.采用光刻制模真空浇铸的方法制备了4种结构尺寸的微米刚毛阵列.预期的设计与实际制造的刚毛阵列状态吻合,故证明该设计方法正确可行.     

用玻璃纤维增强塑料制造飞机受力构件的点滴体会和问题

用玻璃纤维增强塑料(下简称玻璃钢)制造飞机受力构件的主要优点是:(1)强度重量比高、能制成各种形状的正体结构另件,因而重量较轻;(2)具有各种特殊性能,如绝缘、绝热等。 成功地用玻璃钢制造飞机受力构件,需要解决下列问题:(1)制造性能合乎设计和工艺要求的层压用树脂;(2)制造性能合乎要求的玻璃纤维,正确地编织,正确地予处理;     

升降平台跌落对起落架过载的影响

建立了升降平台跌落时起落架动力学模型,给出了描述缓冲支柱和轮胎力性能的数学公式,使之适用于起落架严重受载的情况;通过数值仿真研究了升降平台跌落时的直升机起落架过载。分析了升降平台跌落时起落架产生大过载的力学机理。升降平台从不同高度自由跌落时,机轮系留引起的起落架正过载相对增加量不超过10%,而系留情况下起落架回弹行程中的负过载比压缩行程中的正过载高得多。     

民用飞机起落架气动噪声数值仿真研究

对某型民用飞机前起落架进行气动噪声进行数值仿真分析。采用分离涡模拟方法,计算起落架周围非定常湍流流场,提取声源信息,利用FW-H方程积分外推法求解模型辐射的声场,获得噪声的频谱特性及远场指向特性曲线。通过频谱对比,研究粗网格和细网格对仿真精度的影响以及不同积分面对噪声预测结果的影响。结果表明,分离涡模拟方法能够较好地模拟流场中存在的大量复杂的涡结构;当选取模型固体表面为积分面时,基于粗网格比基于细网格计算的声压级低约1dB;基于细网格定义空间可穿透面为积分面比定义模型固体表面为积分面计算的声压级高约5～7dB;起落架气动噪声源与其后部有规律的涡脱落相关,并且噪声辐射具有明显的指向特性。     

飞机主起落架的光弹性应力分析

讨论了用光弹性嵌片法（一种新的模型试验方法）进行飞机主起落架的实验应力分析。采用该方法解决了传统光弹性贴片法中的贴片增强效应问题，避免了在贴片边界，因泊松比不匹配引起的误差，从而提高了测试灵敏度。实验应力分析选用了与实物尺寸相同的模型试件，克服了模型制作过程中遇到的许多困难。该方法在一套试验模型上能够直观地进行多种载荷状态下主起落架表面应力场的分析比较，为主起落架结构优化设计方案提供了试验依据，故具有广泛的应用前景．测试数据的计算校核表明，试验结果是可信的，可作为主起落架结构减重修型的重要试验依据。关键词     

SIMULATION OF LARGE CIVIL AIRCRAFT LANDING RESPONSE UNDER CONSIDERATIONS OF FLEXIBLE AIRFRAME

To evaluate the landing response of the large civil aircraft in the conceptual design phase , a method for simulating aircraft landing is given.The model for the shock absorber is investigated.The flexible airframe model is established using finite element model ( FEM ) to analyze its modes.Then , the whole aircraft model with flexible airframe is made for the multibody simulation.Tail-down , two-point , three-point and sideslip landing scenarios are studied.The influence on the landing performance considering mode superposition of the flexible airframe is analyzed.Both longitudinal and spanwise positions of the main landing gear are changed to research the influence on the landing performance.Results show that the method is feasible.The shock absorber axial force of the main landing gear with the flexible airframe is smaller than that of rigid airframe.The number of mode superposition and the position of main landing gear can influence the landing response.     

飞机主起刹车冲压空气冷却系统性能分析

从理论分析和试验研究两个角度研究了冲压空气冷却主起落架刹车系统性能随飞行条件、起落架舱反压等的变化。理论分析部分由冲压空气冷却系统进气口处的附面层理论，推导出冲压空气经过进气口的压力恢复系数，从而得到冷却系统各部分分流量的变工况特性。为验证理论分析结果，进行了冲压空气冷却系统的全尺寸模拟试验。试验结果与理论分析结果进行比较后发现两者基本吻合，说明了理论分析方法的正确性，因此本文提出的理论分析方法可为设计主起刹车冲压空气冷却系统提供理论指导。     

大柔性飞机起落架缓冲器参数设计

为解决现行飞机起落架缓冲器设计不考虑机体柔性存在的问题,以大柔性飞机支柱型起落架油气式缓冲器为例,采用三质量块飞机着陆模型和功量预估分配法选择缓冲器参数,并对其进行着陆响应动力学分析。研究结果表明,机体一阶模态频率和起落架与机体连接点位置是影响机体储存着陆功量的两个主要因素:机体一阶模态频率小于2 H z时,机体储存的着陆功量预估公式计算误差小于5%;机体储存能量的耗散效率较低。     

飞机起落架可靠性评估的一种方法

本文提出了用故障树分析方法,对飞机起落架进行可靠性评估。这种评估有利于设计方案的比较和选择。可靠性的定量评估可以为工程决策提供重要的依据。已知某机起落架的可靠性框图为串联系统,其建成的故障树为单调关联系统故障树。若已知故障树各底事件发生的概率数据,则采用不交化方法即可计算出某机起落架在寿命期内的可靠度。     

西门诺尔飞机前起落架故障模式、影响及致命性分析

根据使用信息统计了西门诺尔机型前起落架的故障类型,分析了故障原因,并使用FMECA分析方法得出了西门诺尔飞机前起落架的故障模式、影响及致命性,为设计改进,特别是使用维护提供了有价值的依据。     

飞机起落架系统建模与教学实验平台研究

基于MATLAB/Simulink平台,建立了某大型商用飞机的起落架模型。系统建立了起落架的减震支柱、轮胎侧向力、收放等模型,在此基础上能够实时模拟收放、前起落架转向、主起落架刹车等过程。结合验证数据进行比较证明,仿真结果合理,模型正确。将起落架模型集成到整个飞行实时仿真系统中进行实时仿真,可用于起落架相关的课程教学与研究中。     

前起落架突伸对舰载飞机弹射起飞航迹的影响

本文研究了舰载飞机的前起落架突伸对弹射起飞航迹的影响．在动力学模型中，把起落架看作是由油气减震器和充气轮胎组成的减震装置．在弹身器末端，前起落架在压缩空气的推动下开始突伸，以增加飞机的离舰迎角。本文计算了两种突伸方式，并比较了它们的结果，这两种方式均能减小离地后的航迹下沉量，并能很好改善弹射起飞性能．     

橇式起落架动刚度及阻尼特性试验研究

起落架动刚度及阻尼特性是研究直升机“地面共振”问题两个重要参数。刚进入国产化阶段的模式起落架迄今尚无可靠的理论计算方法来确定这两个参数．本试验研究利用某型直升机真实的模式起落架为试件，采用机械阻抗测量法来研究该起落架的动刚度及阻尼特性。试验使用电液伺服激振设备，对模式起落架进行不同频率的激振，实时测量相应的载荷及位移响应，从而得出了模式起落架的动刚度及阻尼。试验模拟了直升机完全停机及半升力卸载情况，在机场及冰面降落情况，以及３个不同方向的受载情况。试验结果已直接用于某型直升机的“地面共振”分析。