飞机座舱盖透明件使用温度的确定

座舱盖透明件使用温度采取飞行实测和近似计算相结合的方法确定。空测温度工作是一项系统工程,既要保证飞行安全,又要取得飞参、温度随时间变化的数据。涉及方案制定、飞机改装、测温电偶的制做、标定及粘贴、数据采集与处理等项工作。1991年A型飞机座舱盖透明件首次成功地实测了M=2.0、H=14～15km、飞行时间为3min的数据。依实测数据修改了温度计算方法。修正后的温度计算值与实测值误差小于5％。计算了典型飞行剖面,确定了A型飞机座舱透明件最高使用温度值为111.1℃。     

飞机座舱盖透明件加温—加载谱的制定

飞机座舱盖透明件使用寿命研究工作与飞机金属结构件的寿命研究不同点在于:在前者的疲劳试验中载荷与温度同时作用,加温-加载试验与老化试验交替进行;透明材料的分子结构与金属材料分子结构不同,因而透明材料的故障及失效模式与金属不同。本文对舱盖透明件疲劳试验的温度-载荷谱的制定进行了介绍,对于舱盖使用寿命研究工作有一定的参考价值,同时,也为飞机非金属件的寿命研究工作提供了借鉴。     

教8飞机座舱盖的设计制造与骨架工艺分析

本文介绍了应用CAD/CAM技术制造教8飞机座舱盖过程中,如何建立数模、协调网络和数控编程加工,以及整体骨架工艺特点与现场技术问题的处理经验。     

不同大气状态对座舱盖玻璃温度的影响

对我国典型地区部分高空大气数据进行了统计分析,得出各个地区随高度变化的最高温度曲线和最低温度曲线,并与国际标准大气曲线进行对比,对我国实际大气情况进行了初步探讨;以典型飞参数据作为计算输入,比较了不同大气状态下座舱盖玻璃温度的变化。计算结果表明:不同大气状态下座舱盖玻璃温度计算结果存在着显著差别。研究的结果对于座舱盖强度计算和使用寿命的研究具有一定的参考价值。     

用固体火箭发动机抛放飞机座舱盖的探索

文中对用固体火箭发动机应急打开并抛弃座舱盖方案进行了探索。并根据飞机座舱盖抛放总体方案的要求,确定了固体火箭发动机的设计参数。通过地面试验说明该方案是切实可行的。所设计的固体火箭发动机,其性能满足总体要求。     

关于飞机结构使用寿命的可靠性符合性判据与符合性检查

飞机结构使用寿命必须满足规定的可靠性指标要求，提供了适用于军用飞机机体结构的使用寿命可靠性符合性判据和符合性检查要求与方法，只要能有效地控制制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，例如铆接和螺接紧固孔保持其ai值小于0.125mm孔边角裂纹；并能实现经济寿命超过使用寿命，在使用寿命期内不会出现功能性损伤；就能保证出厂飞机机体结构拥有使用寿命必然是：能满足基本可靠性指标要求，并能有效地防止和避免灾难性疲劳破坏发生的可靠性使用寿命。     

飞机舷窗有机中空透明件的变形和应力分析

针对某机型飞机舷窗有机中空透明件的载荷特点,建立了用于计算中空透明件变形和应力的迭代算法和有限元模型,并通过试验验证了该算法和有限元模型的准确性.对多种规格有机中空透明件进行了计算,分析了变形和应力与舱外气压、有机玻璃板厚度、气体层厚度的关系.     

浅谈从飞机部件非计划拆换率到ROGUE件控制

飞机部件的可靠度直接影响飞机的可靠度和安全裕度,流氓件(ROGUE)部件可靠度较低,对飞行安全造成直接或间接影响。本文介绍了ROGUE部件的识别和控制方法,并通过实际案例证明了该方法的有效性。     

飞机玻璃的维护与修理

对飞机玻璃的损伤防范、损伤检查、损伤测量以及修理的要点进行了讨论,对于提高飞机玻璃的维护水平、减少飞机玻璃损伤、延长飞机玻璃寿命、降低维修成本有一定的现实意义。     

飞机机体和部件维修中铝件的粘接方法

本文总结了在飞机维修中铝件粘接的应用经验，阐述了铝件的粘接方法。     

飞机的应力腐蚀与防护

应力腐蚀代表着最重要的腐蚀问题之一，它对飞机的使用寿命和飞行安全影响最甚。本文较详尽地阐述了此种腐蚀的形成条件和腐蚀过程，并利用电化学腐蚀与腐蚀控制原理逐一探讨各影响因素的防止措施，以达到延长飞机寿命和确保飞行安全的目的。     

基于并联装配模型的飞机壁板件装配偏差分析

飞机是一种对气动外形准确度要求很高的机械产品,壁板件作为飞机机身的主要部件,其装配质量将会影响飞机的装配质量及性能.目前,对壁板件的装配偏差分析主要还是按照传统的柔性件装配偏差模型进行,而没有针对壁板件的装配工艺特点进行建模分析,这势必会造成分析偏离实际装配情况,导致结果精度不高.本文针对壁板件装配工艺特点提出一种并联装配模型,在小变形、线弹性假设下对其进行装配偏差分析,建立并联装配偏差模型,在此基础上,按照壁板件装配顺序建立壁板件装配偏差模型,为壁板件装配偏差分析及预测提供理论和技术手段.并以具体案例模型分别对所提出的并联装配偏差模型及壁板件装配偏差模型进行了求解及仿真装配验证.     

飞机主承力框的孔边应力分析

本文对某型飞机主承力框在全机疲劳试验中出现裂纹的Ф5孔孔边进行应力分析，并对将Ф5孔铰为Ф8孔后的孔边也进行了应力分析及对比。