机场跑道水泥混凝土道面板尺寸分析

中国机场通常采用板宽不超过5 m的水泥混凝土道面板,国际上已有机场采用板宽6 m以上的水泥混凝土道面板。相比大尺寸水泥混凝土道面板,小尺寸道面板容易产生病害。为了研究道面板尺寸对道面性能的影响,基于弹性层状理论体系建立道面结构有限元模型,通过改变水泥混凝土道面板平面尺寸,研究了考虑温度梯度时飞机荷载作用下道面板内的应力变化。通过某机场实例分析了温度梯度和飞机荷载共同作用下道面板平面尺寸对道面使用寿命的影响,结果表明:道面板内应力受温度梯度影响较大,常见机型荷载作用下,夏季道面板内拉应力25%以上是由温度梯度荷载造成;不同尺寸道面板在相同荷载作用下,道面产生的损伤量不同,设计过程中加入道面板温度应力计算,选择合适的道面板尺寸,可以显著提高水泥混凝土道面的预期使用寿命。      

固体火箭冲压发动机壳体焊接技术

冲压发动机壳体各部件的加工和装配精度、工作中发动机突出的非对称性结构的气动力载荷和整体式燃烧室较高的工作压强等,都对冲压发动机壳体的焊缝质量、焊接接头的力学性能、壳体的尺寸精度和所用材料的性能等技术指标提出了更高的要求。     

涡轮叶身外型截面线二维工程图快速生成

为实现涡轮叶片叶身外型截面线的二维工程制图快速生成,结合涡轮叶片的结构特点,在生成工程图之前先对截面线进行特征提取。以某型涡轮叶片为具体实例介绍了数据导入生成的外型截面线的特征参数提取、工程图的生成及表格尺寸的自动标注过程,详细阐述了对任意叶身高度的外型截面线的特征参数提取方法。     

树脂基复合材料无损检测标样制备的研究

由于在铺层等过程中的人为因素以及工艺质量的不稳定性使得复合材料制件的质量具有一定的随机性,不可避免地会有缺陷产生。因此,对其中缺陷的有效检测,是保证复合材料制件质量的必要手段。     

陀螺马达转子组合件的防腐

对陀螺马达转子组合件的腐蚀原因作了分析。通过大量实验。采取了改进设计选材，调整结构间隙尺寸，重视产品清洗、烘干及涂漆前的防锈处理，优选防锈油，妥善油封及保存等措施，完善了工艺规程。     

涡轮基组合动力技术发展分析

在高超声速推进系统中,涡轮基组合动力装置凭借宽广的飞行范围和良好的比冲性能,成为临近空间飞行器的主要候选动力装置。历经几十年发展,其在关键技术方面取得了诸多突破,目前正向着工程研制方向迈进。通过对国外TBCC动力技术的发展路径、技术特点、研制经验进行系统分析,认为TBCC动力技术研究主要围绕高速涡轮发动机、冲压发动机以及组合循环发动机的技术验证开展。用于TBCC动力的涡轮发动机首选是现有发动机的改进,未来可能在继承涡轮发动机先进技术的基础上,针对高马赫数任务场景等特点进行适应性设计,发展高速涡轮发动机;冲压发动机技术进展显著,但还需向大尺寸方向发展;模态转换技术虽然取得一定突破,但还需深入验证。基于未来临近空间飞行器的需求,立足于现有技术基础和可预见的技术方向,分析提出了TBCC动力技术发展建议：提前开展关键技术预研、基于现有资源发展演示验证平台及进行基于技术发展需求的飞发协同设计。     

影响惯性仪表精度长期稳定的材料学问题与对策

陀螺仪和加速度计等惯性仪表的精度对零组件的尺寸变化有着极其敏感的反应。随着对惯性仪表精度及其稳定性研究的深入,发现材料的尺寸不稳定是导致精度稳定性差的主要原因之一。以多种惯性仪表构件的常用材料为例,从材料学角度系统综述了微观缺陷、第二相、晶粒和织构、内应力以及环境因素对材料尺寸稳定性的影响规律,并提出了如何从材料内禀特性出发改善惯性仪表精度长期稳定性,展望了惯性仪表材料与工艺的未来发展方向。     

透明电极 ITO 导电性对 ACTFEL 显示器的尺寸限制及其改善方法

在ACTFEL（交流薄膜电致发光）显示器中用作列电极的ITO（氧化铟锡）材料的低的导电性极大地限制了器件的尺寸。通过将其简化为一个行与列驱动等效电路模型,能够定量地快速了解这一限制。且提出了减小这一限制的一种可行方法--金属边墙结构。     

基于Plant Simulation的航空发动机维修生产线工序优化

针对航空发动机维修生产线生产效率较低的问题,考虑航空发动机大修工序间关系复杂度高、动态性及工时不确定等特点,采用Plant Simulation生产系统仿真软件对大修生产线建立仿真模型。在对工序流程、维修区域和工时等分析的基础上,通过仿真模型对26个维修工序工位从堵塞时间、工作时间和等待时间3个方面进行分析,识别得出叶轮性能恢复、涡轮转子性能恢复和试车3个瓶颈工序。对不同影响因素开展仿真优化与敏感性分析,得出瓶颈工序的优化措施及效果评价。     

基于激光干涉的可调圆形尾喷管喉部面积标定方法研究

航空发动机可调尾喷管喉部面积直接影响其气动性能,传统上使用内径千分尺测量喉部尺寸,存在效率低下、喷口密封片下垂影响测量精度等问题。因此,提出一种基于激光干涉的可调圆形尾喷管喉部面积标定方法,设计激光干涉光路内置的同轴式长度测量结构,采用压力传感器实时反馈实现推力自适应控制,利用喉部尺寸测量数据计算喉部多边形面积,基于最小二乘法建立喉部面积与发动机控制信号之间的关联模型,实现喉部面积快速标定。试验结果证明,研制系统的尺寸测量精度为41μm,建立面积标定模型的拟合优度为0.98147,具有操作简捷、快速的特点,满足航空发动机测试需求。