某型教练机口盖裂纹分析与研究

某型教练机在机身中后段机腹左侧部位的一处口盖,其上安装通讯天线的位置出现裂纹.为解决口盖裂纹问题,从设计、工艺、制造、使用环境等方面对故障原因进行分析,结合口盖裂纹部位的理化分析结果,得到裂纹的产生原因,并提出了改进措施.     

大型客机后缘襟翼滑轨整流罩气动外形设计方法

大型客机后缘襟翼机构伸出机翼下表面会带来气动损失,必须设计相应整流罩。整流罩的外形尺寸对气动力影响较大,会直接影响飞机的气动特性。设计整流罩时应该遵循整流罩外形设计要求,使其引起的高速巡航阻力尽可能小。在查阅相关文献、对比研究大量整流罩图片、分析研究计算机辅助设计(CAD)中NURBS曲面曲线描述方法的基础上,建立了一套详细的大型客机后缘襟翼滑轨整流罩外形设计方法,该方法在满足整流罩包裹住机构、减小气动损失等基本要求的同时,缩短了整流罩设计周期。     

上单翼布局飞机翼根整流罩设计分析

根据翼身干扰形成的位移效应、升力效应、不对称效应、粘性效应等流动现象和原理,从流动机理上分析讨论了上单翼布局飞机整流罩的减阻原理;对上单翼布局飞机,提出一种整流罩设计形式,并对该整流罩各部分对气动性能的影响进行详细分析,采用RANS方程求解流场,以翼身组合体为基准,对整流罩的6个主要参数逐一变化,将每个参数的不同取值的计算结果各自对比,从流动原理上对数值模拟计算结果进行了分析,得出了上单翼布局飞机整流罩设计的几点思路。     

航空发动机进口整流支板防冰槽裂纹故障分析

为了排除某型发动机进口整流支板裂纹故障,利用故障树的排查方法分析了故障原因,并对试验件进行了断口分析、尺 寸测量、动应力及残余应力测试、防冰槽结构形式及表面状态疲劳对比试验。结果表明：支板防冰槽裂纹产生的主要原因是进气机 匣焊接后残余应力较大,且防冰槽边缘存在应力集中,在试车过程中,防冰槽应力集中处在转子叶片激振的作用下萌生裂纹并扩 展。针对故障原因开展了结构改进设计与试验,提出了修改防冰槽宽度、倾角尺寸及增加重熔层控制等措施,使得该故障得以排除。     

空客将采用新的减阻机翼整流罩

该公司正在研究利用美国专利设计新的机翼根部整流罩，它能够减少安装在机翼上的发动机所带来的阻力。与常规机翼根部整流罩相比．新整流罩通过沿着机翼机身交界区的鼓包和机腹局部几何外形进行了修形，可以产生向外传播到机翼翼梢的有利压力波．从而可以减少由发动机产生的阻力。根据现有的试验结果表明，新的整流罩不仅可以改善飞机在不同飞行条件下的性能，同时也有利于改善机翼的载荷分布．增加飞机的自主飞行能力．而这种修形既不会增加结构重量．也不会增加制造成本。     

轴流压气机整体叶盘叶片裂纹故障研究

某型高压压气机整体叶盘在使用过程中出现叶片裂纹故障。运用ANSYS软件对该转子叶片振动特性进行详细计算分析,并结合裂纹叶片断口宏观、微观及金相组织检查结果,找出了转子叶片裂纹产生的原因;针对故障原因,采取相应改进措施,对转子叶型及结构进行优化设计,并完成试验验证考核。结果表明,针对该叶片裂纹故障的原因分析准确,改进措施有效。     

飞机支架失效分析与改进措施

针对某型飞机铸镁合金螺栓孔裂纹和腐蚀问题,结合有限元应力分析,采用断口显微分析、金相检验、硬度检测以及成分ICP等方法对该裂纹进行研究,找到了裂纹形成的原因,提出了改进措施。     

直升机桨毂减阻设计进展

针对直升机桨毂部分,系统介绍了气动减阻设计的进展情况,包括常规主旋翼、共轴式双旋翼和无人直升机旋翼桨毂的减阻设计方案。常规单旋翼直升机上主要采用整流帽进行桨毂减阻,共轴式双旋翼桨毂分别采用钝椭圆柱和翼型截面柱体整流罩对上、下桨毂和旋翼轴进行减阻,无人直升机的桨毂减阻设计方案与有人直升机类似。在风洞试验和数值计算研究中,通常会对影响减阻效果的整流罩设计参数和组合方式进行研究。目前,直升机桨毂减阻设计与应用还面临很多困难,需要综合考虑设计制造、部件干涉以及整流罩位置控制等问题。     

低速风洞试验模型轻量化快速制造技术

介绍了某飞机模型后机身和滑轨整流罩零部件制造过程,并与机加零件进行经济性对比分析。风洞试验模型桶段类后机身部件采用轻量化树脂泥模具及VARI工艺制造方法,重量减轻58%,周期缩短16%,成本增加20%。滑轨整流罩等异形零件采用选区熔化增材制造方式,与机加滑轨整流罩相比减重86%,研制周期和成本略有增加;与复材滑轨整流罩相比减重48%,制造周期缩短42%,成本降低28%。     

某型飞机进气道有限元应力及振动疲劳分析

针对某型飞机进气道经常出现的蒙皮裂纹、铆钉断裂等现象,通过建立飞机进气道有限元模型,对进气道进行了有限元应力分析及振动疲劳分析。根据分析结果提出了改进方案,通过计算验证、改进方案能有效降低裂纹多发部位的应力水平、增加振动疲劳寿命。     

某型飞机弹箱滑轨支撑件裂纹分析

某型飞机在铆接弹箱滑轨支撑件时，先后发现两零件在零件弯边处存在裂纹。通过进行断口、化学、机械性能、金相组织方面的分析，得出裂纹产生的原因是材料本身固有的冷变形性能差、零件表面粗糙、铆接工艺设计及铆接操作等因素，研究表明，为获得较高的铆接质量，应对现有铆接工艺及操作进行适当改进，从而产生避免裂纹。     

关于某型飞机垂尾翼根整流罩结构的设计与研究

复合材料在设计性、工艺性、结构减重等方面有着很大的优势,其在飞机制造中的应用比重也越来越大。以某型飞机为例,详细分析和探讨了垂直尾翼根部整流罩结构基于复合材料的设计过程,具体包括整流罩结构的总体布置、复合材料面板的铺层设计、气动密封件设计、表面防护设计、装配设计等方面的内容。     

飞机座舱透明件螺栓孔裂纹原因分析及改进措施

对某型飞机座舱透明件螺栓孔出现裂纹进行了分析与试验,找到了裂纹出现的主要原因,并采取针对性措施,通过控制初孔直径、钻孔速度、铰孔次数、进给力等改进措施,提高了螺栓孔的加工质量,有效地降低了螺栓孔裂纹缺陷的发生概率。     

某型飞机主起接耳螺栓裂纹分析及措施

通过对某型飞机主起落架接耳螺栓裂纹进行测试分析,得出裂纹性质为多源疲劳裂纹,并针对裂纹扩展的可能原因给出了接耳螺栓的改进措施。     

复合材料整流罩减振降噪的动力吸振器设计

运载火箭整流罩的隔声性能设计对内部设备的选型、试验和安全运行至关重要。为改善整流罩内低频声振环境,提高整流罩低频段隔声性能,首先,针对复合材料整流罩结构开展力学等效建模;其次,提出一种基于基变换模态空间内降维理论,解决了考虑多模态耦合的动力吸振器(DVA)设计问题;最后,基于整流罩等效力学模型开展了动力吸振器位置及材料参数的优化设计。针对某型复合材料整流罩开展仿真研究,验证新方法的有效性。结果表明：针对某型质量为1 177.3 kg的整流罩模型,添加总质量为14.6 kg的动力吸振器之后,0～100 Hz频段内声功率级均方根(RMS)值从254.8 dB降至238.8 dB,设计频段内声振响应被有效控制,声振环境得到改善。     

飞机刹车盘失效分析及技术改进

从金相、材质、生产过程等方面对飞机刹车盘裂纹故障进行了分析 ,找到了零件失效的主要原因 ,提出了相应的技术改进措施     

航空发动机离子火焰探测器探管裂纹故障分析

某航空发动机试车后连续出现2起离子火焰探测器探管根部焊缝处裂纹故障,为查明故障原因,从外观检查、断口分 析、产品结构、加工过程等方面进行分析,确定了探管裂纹为疲劳裂纹,经分析确定2件故障产品焊缝处疲劳裂纹产生的原因分别 为：焊探管时2次手工氩弧焊堆焊时送丝速度不均匀造成焊趾凹凸不平;焊趾处为探管端熔合线,引起应力集中、探管材料表面存 在突起物造成。在发动机试车时,离子火焰探测器探管在热冲击、振动等交变应力作用下,从探管强度薄弱部位形成疲劳源,最终 导致裂纹沿径向贯穿探管壁厚,沿圆周方向继续扩展产生疲劳断裂。提出了明确焊缝表面形状、保证填料位置和速度、增加抛光 后荧光检查、增加探管焊缝放大镜检查、外场普查等预防和改进措施。     

复合材料主起落架整流罩结构设计要求及方法

民用飞机主起落架整流罩多采用复合材料结构进行设计,提出了适用于民机的主起落架整流罩结构设计的要求及方法,介绍了通常采用的技术方案,包括结构形式、结构组成、连接方式等。要保证设计方法具有一定的先进性,技术方案成熟可行,就要考虑其功能、承载、耐久性等结构设计要求,同时因其内部结构经常处于恶劣的环境中,所以要兼顾其结构保护以及维修性设计,即具有很好的抗冲击性和防潮湿性能。     

封严支撑环零件电子束焊裂纹研究

通过金相覆膜分析的方法，对GH141材料焊接裂纹性质进行了判定，分析了焊后裂纹产生的原因。采用改进焊前接头状态，降低零件焊后的残余应力，对焊道进行表面处理等工艺方法，有效的控制了应变时效裂纹的产生，解决了封严支撑环焊接的裂纹问题。     

整流罩送风温度湿度参数探讨

针对以往整流罩送风温度及湿度工艺条件过于保守,导致空调系统设备过多、过大的现状,以保证整流罩内最佳温、湿度条件为前提,分析了整流罩内外的热、湿平衡,建立了整流罩内温、湿度与整流罩送风温、湿度之间的关系,从而得出整流罩送风温、湿度合适的工艺条件。按此工艺要求设计的空调系统与以往的相比,设备大大精简,投资减少,用电量减少。对运载火箭其他有关舱段送风温、湿度参数的确定亦具有参考价值。