碳纤维缠绕发动机壳体数字射线DR成像检测图像质量控制

对检测图像的空间分辨率、信噪比和对比度的影响因素进行了研究。采用不同的工艺参数对碳纤维缠绕发动机壳体进行了数字射线DR成像检测试验。试验结果表明,当其他检测参数不变时,焦点尺寸和放大倍数对图像的空间分辨率影响较大;管电压、管电流和单帧积分时间对图像的信噪比有影响;管电压和管电流对图像的对比度均具有一定影响。     

速率陀螺故障分析

本文从一例速率陀螺的故障入手,从理论与实践两方面证了设计缺陷的存在,提出 纠正方案。     

轴压载荷作用下全复合材料裙与壳体搭接区的结构分析

对轴压载荷作用下固体火箭发动机复合材料裙与壳体搭接区的受力变形情况及承载能力进行了有限元分析,应用板壳理论对搭接区进行了分析,证明有限元计算结果合理可信;对裙搭接长度在40~60 mm范围内进行了寻优计算。结果说明,搭接区裙外铺层是搭接区最薄弱的环节;影响搭接区承载能力的主要结构因素有裙尖厚度、裙外铺层厚度、直段橡胶长度;随裙搭接长度的增大,搭接区承载能力呈现先增大后减小的趋势,存在搭接区承载能力的极大值。该分析方法和结果可供搭接区分析设计参考。     

固体火箭发动机壳体特性系数

讨论了固体火箭发动机壳体特性系数的定义,给出了钢壳体和纤维缠绕壳体特性系数的表达式。结果表明,壳体特性系数不仅与壳体材料的比强度有关,还与壳体封头结构及圆筒长径比有关;对纤维缠绕壳体,特性系数还与纤维的体积含量有关。因此,将壳体特性系数作为壳体材料的性能常数是不正确的。在其他条件相同的情况下,增加圆筒长度是提高壳体特性系数的有效方法。     

TB200型飞机零号框裂纹成因分析和修复方案研究

中国民航飞行学院拥有各型飞机200多架,其中TB200型飞机37架.作为教练机,学员操纵时重着陆情况较多,目前发现有7架TB200型飞机零号框出现了较为严重的裂纹,需要进行修复.     

柱形等离子体辐射场的数值计算和分析

参照金属辐射场的求解方法,在简化条件下计算出柱形等离子体行波传输和驻波传输的辐射图．当改变等离子体密度以及相关参数时,对应的辐射图会相应地发生变化,得出与信号在金属介质中传输相类似的结果．根据理想柱形等离子体表面波的色散关系得到波矢,求出的柱形等离子体辐射方向图与金属介质的辐射方向图相比,会发生较大的变化,因此利用等离子体进行信号传输有一定的价值．     

某飞机机翼Ⅰ大梁腹板战伤修理研究

某架大型轰炸机的机翼Ⅰ大梁腹板被弹片损伤,使飞机不能执行任务。本文从机翼Ⅰ大梁腹板的受力情况出发,通过对损伤处的应力集中情况进行分析,采用止裂加强法对弹片损伤进行修理,使损伤处的最大集中应力由657.6MPa降低到339.4MPa,在腹板的许可强度范围以内,从而修理后的飞机完全满足任务执行的载荷要求。     

大型飞机整体壁板损伤断裂分析方法

通过对大型飞机整体壁板结构的损伤断裂特性分析,在壳体断裂力学统一计算理论框架下,将扩展有限元应用于大型飞机整体加筋壁板结构损伤断裂计算;实现了大尺寸加筋板壳结构断裂参数的精确求解;通过采用基于应力强度因子和能量释放率的三维壳体断裂准则,建立了以结构重量、裂纹扩展长度和壳体剩余寿命等多参数设计目标的大型飞机整体壁板损伤断裂分析方法,以及综合考虑壁板厚度、加筋截面面积和间距的参数优化方法,并给出了工程试验件的设计与验证结果。     

复合材料壳体固化温度场测试及共固化特性

温度场是复合材料壳体多材料体系共固化的一个重要工艺控制参数。采用预先埋植热电偶方法获得1^#、2^#两种固化制度下圆筒内部温度场数据,对F-3/EP-04缠绕层与三元乙丙(EPDM)绝热层在共固化条件下的固化度与性能进行研究。结果表明:壳体内部温度存在明显的滞后性,温度-固化时间曲线呈现近似抛物线形状;缠绕层能在1^#固化制度下固化,而EPDM绝热层不能完全硫化,在提高最高固化温度及延长保温时间的2^#固化制度下,均能实现固化,并且提高共固化温度与延长保温时间对缠绕层力学承载性能无影响;两种固化制度下,EPDM绝热层温度差小,而缠绕层温度差大,提高共固化温度及延长保温时间有助于降低缠绕层温度差。     

立式转子试验设备包容壳体厚度设计

为了解决试验器条件下航空发动机轮盘爆裂产生的能量问题,采用包容曲线法、破坏势能法、2阶段能量法及数值仿真法进行立式转子试验设备包容壳体的厚度设计。计算结果表明:轮盘爆裂后最大碎块为1/3轮盘碎块,并且碎块最大平动动能明显高于平均平动动能;依据已有的试验结果,对得出的结果进行安全性评定;采用2阶段能量法计算得到的结果与试验结果的符合性较好,仿真分析需要准确的失效应变数据以得到可靠结果,最终使用2阶段能量法以3倍安全系数确定包容壳体的厚度应不小于0.2 m。