详细初步设计阶段使用与维修保障同步设计方法研究

从工程应用角度基于IPT工作模式,建立详细初步设计阶段以电子样机、虚拟仿真技术等为手段,同步开展使用与维修保障设计分析的流程和方法。以某型飞机舵机A为实例,对建立的方法进行应用,实践表明,建立的方法适用、有效、符合工程实际。该方法的建立,将对详细初步设计阶段一级IPT成员同步开展使用与维修保障设计、分析工作提供有力的技术支撑,对提高军用飞机使用与维修保障设计水平具有重要意义。     

陀螺电机转子动平衡激光精密去重技术

陀螺电机转子动平衡采用的人工打孔去重存在效率低、去重精度低、金属碎屑残留等问题，严重制约了陀螺的生产效率和精度。而激光去重具有去重精度高、无接触、效率高等优点，在精密去重领域应用前景广泛。采用脉冲光纤激光器对陀螺电机转子动平衡进行了激光精密去重技术研究，探讨了激光频率、振镜扫描速度等参数对去重效果的影响规律，优化了激光去重工艺参数。当激光功率为30W、振镜扫描速度为1000mm/s时，去重盲孔效果最好。针对激光去重盲孔存在残留物问题，提出了激光二次抛光去除残留物的方法，研究了激光功率、振镜扫描速度对残留物去除效果影响规律，优化了激光抛光工艺参数。激光去重盲孔经二次扫描抛光后，盲孔表面残留物去除干净，满足陀螺电机转子的精密去重要求。     

石英陶瓷与碳纤维增强复合材料间胶接增强的优化工艺

为提高硅橡胶胶黏剂胶接石英陶瓷和碳纤维增强复合材料的强度和耐温性能,研究了胶接面湿热状态、打磨程度、胶层厚度、操作等待时间等工艺参数对胶接强度的影响。在试片正常烘干、打磨的情况下,当胶层厚度为0.4 mm、操作等待时间小于0.5 h时,胶接效果最优,其压缩剪切强度达到了3.06 MPa。探索了底涂剂处理对胶接强度和耐温性能的影响。在温度不高于100℃时,底涂剂A的效果较好。经底涂剂A处理后,胶接试片常温下的强度提高了13.7%,达到3.48 MPa;100℃时的强度提升率达到37.7%。在更高温度下,底涂剂B的效果更为显著。经底涂剂B处理后,胶接试片常温下的强度提升了10.1%,达到3.37 MPa;300℃时的强度提升了44.0%,达到1.57 MPa;200℃时的强度提升率最高,为49.0%。测试结果为高温条件下石英陶瓷胶接结构的胶接工艺优化及其应用提供了参考。     

基于BHS-树的定性故障诊断方法

基于定性模型的诊断方法,由于无需系统定量模型,尤其适用于航天器等复杂系统的故障诊断.该方法推理过程包括冲突集的确定及诊断集的生成.基于BHS-树的方法,是一种由冲突集生成诊断集的有效途径,但存在诊断结果冗余及反向递归过程复杂的问题.采取异常/正常特征量相结合的措施,有效地解决了诊断结果冗余的问题,能够准确确定诊断集;同时在系统单故障的假设前提下,对反向递归过程进行适当简化,降低了推理的复杂程度,并通过实例对上述改进进行了验证.     

遗传算法在薄壁件装夹位置优化中的应用

针对航空接头类薄壁件,采用遗传算法和有限元法相结合的优化方法,提出以加工过程中零件平均应力最小为目标函数,建立工件装夹优化模型。该方法优化后所得平均应力与实验所得数据基本一致,验证了这是一种有效的夹具装夹优化方法,对改善加工变形提供了可靠依据。     

质子辐照聚酰亚胺薄膜的力学性能退化机理

利用自制的Φ800 mm空间综合辐照试验设备和X射线光电子能谱等分析手段对质子辐照聚酰亚胺薄膜的力学性能退化及机理进行了研究。研究发现:薄膜的断裂伸长率和拉伸强度随质子辐照注量的增加而呈指数减小,弹性模量基本不变;质子辐照后聚酰亚胺薄膜仍具有较好的热稳定性,但其在紫外可见光波段透射率降低,透射光谱发生红移;分子键的断裂和交联是质子辐照聚酰亚胺薄膜力学性能降低的主要原因。     

涡扇发动机惯性起动试飞方法研究

在试飞阶段,发动机空中意外停车情况很难遇到,即使遇到通常也无法复现,无法达到充分验证惯性起动功能的目的。在对某型涡扇发动机惯性起动功能工作原理进行充分研究的基础上,提出一套完整的改装方法、改装后地面惯性起动检查方法和惯性起动试飞操作程序。试飞结果表明,该方法能有效解决该型发动机的惯性起动试飞问题。本研究对其它型号发动机惯性起动试飞具有重要的参考价值。     

半实物仿真系统VV&A研究

半实物仿真系统因其具有的提高系统研制质量、缩短研制周期、节约研制经费等优点成为仿真领域研究的重要方向,对其开展VV&A研究则是保证仿真结果可用和可信的有效途径,为了更好开展半实物仿真及其VV&A工作,论文重点分析了半实物仿真系统的主要特点,提出了开展VV&A应遵循的原则,并有针对性的设计了其VV&A过程,最后以实例分析...     

声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。