基于虚拟仪器技术的飞机驾驶杆检测系统的设计与实现

飞机驾驶杆用于传递飞行员操纵指令,传统测试方法难以检测到按钮开关输出不稳定的故障.为保障战机飞行安全,提高驾驶杆修理质量,提出一种基于虚拟仪器技术的自动检测方法,研制以工业控制计算机为资源核心且可对驾驶杆进行自动电学和力学测试的装置.在对系统功能进行概述的基础上,给出该系统架构框图,完成基于直线电机的夹持/施力装置、高压矩阵模块等关键性设计,提升了系统测试速度和精度,降低了研制成本;并基于虚拟仪器技术,开发了一套自动测试软件,给出软件测试流程框图,并开展相关功能验证.测试结果表明方法有效,且提升了驾驶杆的故障检出率.     

激光直接沉积修复1Cr15Ni4Mo3N钢磁痕分析

针对激光直接沉积修复的1Cr15Ni4Mo3N钢零件在磁粉检测时出现的磁痕现象，采用接触通电、湿磁粉连续法，对设计的试样进行磁粉检测，确定磁痕显示位置；利用光学显微镜对磁痕显示处形貌及修复接头和组织进行观察和研究，分析磁痕的性质和形成原因。研究发现:激光直接沉积修复1Cr15Ni4Mo3N钢在磁粉检测过程中与修复区外轮廓完全重合的磁痕显示是伪磁痕显示，主要是由修复区与基体中奥氏体含量的差异造成的。     

基于平差优化技术的高精度三维标定方法

为提高工业机器人、自动化校准设备等智能系统的整体精度,基于罗德里格矩阵和最小二乘法拟合建立数学模型,解决了三维直角坐标系之间转换关系的工程应用问题。采用基于冗余测量数据的平面平差优化技术和定位坐标点的间接测量方法,提升了局部坐标系建立的精度。针对坐标点接触式测量和非接触式测量的技术缺陷,提出了采用激光跟踪仪测量终端,用标定工装辅助实现间接测量的方法,能通过多点的接触式间接测量保证被测定位坐标点的精度。最后经过多次试验验证了方法的可行性。     

飞机电源系统中典型功率器件健康状态预测技术研究

为掌握某型战机电源系统中典型功率器件对机载产品运行可靠性的影响程度,针对目前机载维修中功率器件失效导致的故障占比越来越高的现状,基于对接触器实际工作环境的分析,选取能表征接触器性能退化过程的特征参数,搭建了特征参数采集软硬件平台,并为2种型号的接触器分别制定了自动测试方案,实现对特征参数数据的实时采集。在此基础上,开展接触器三维建模和有限元仿真,最后构建了接触器的退化模型,即接触器超程时间和接触器寿命的数学模型,为后续新机中含类似器件的机载产品测试和修理提供了技术支撑。     

基于SSTDR技术的战机电缆隐性故障检测仿真分析

飞机尤其是战机电缆故障会造成重大事故和财产损失,实际飞机制造、维护和修理中电缆隐性故障的发现和排除是一项重要而又困难的工作。首先对国内外电缆隐性故障检测技术进行综合分析论述。断路故障和短路故障是航空电缆中最为常见的故障类型,但由于战机线缆多段、多接头的特性使得检测信号会发生衰减和扰动变形,传统的信号时域反射(TDR)方法对电缆的故障定位存在误差。针对航空电缆中断路和短路这两种故障类型提出了扩展频谱时域反射的方法(SSTDR),该方法利用检测信号反射的延迟特性来定位系统中故障点,从而有效避免测试信号衰变对故障定位的影响。最后使用仿真技术对不同损伤状态进行仿真分析,形成理论结果,供相关技术人员学习参考。     

高强度不锈钢激光熔覆层抗腐蚀性及其腐蚀机制研究

通过激光熔覆技术在基体1Crl5Ni4Mo3N表面制备高强度不锈钢熔覆层,并利用扫描电镜、析氢试验、电化学分析仪对基体与熔覆层的组织结构、析氢速率、电化学阻抗与腐蚀形貌进行测试表征。结果表明:所制备的熔覆层抗腐蚀性较基体差。分别对基体与熔覆层的腐蚀机制进行探究,发现基体与熔覆层腐蚀过程主要分为3个阶段,腐蚀形式为晶间腐蚀。通过此项实验,深入了解了对激光熔覆制备的高强度不锈钢熔覆层的腐蚀特性及腐蚀机制,为后期进行零部件修复提供理论支撑。     

液压系统静密封结构漏油故障分析

液压系统的执行部件液压缸在长期使用过程中出现漏油故障,通过对密封圈进行密封原理分析、密封结构分析、O形橡胶密封圈有限元仿真分析、试验验证等方式,得出静密封结构渗漏油的原因,并根据密封失效原因提出解决措施。结果表明:液压系统O形圈静密封结构在低温下密封圈压缩率会减小,出现密封失效;通过增大O形橡胶密封圈截面直径可有效提高低温下压缩率,进而改进漏油故障,为同类型产品的渗漏故障提供参考作用。     

铸铝合金构件R角涡流检测试验研究

针对飞机机体结构R角区域检测难问题,设计研发了铸铝合金R角涡流检测探头,结合R角实际检测工况,提出采用硅钢作为涡流探头的屏蔽层,可有效屏蔽金属对检测信号的影响;进行了检测工艺参数优化试验,确定了最佳的检测频率,以实现对飞机机体结构R角区域裂纹的快速可靠检测。试验结果表明:在激励频率为400 k Hz时,检测信号幅值达到最大,研制的屏蔽涡流探头可有效检出裂纹参数为5.00 mm×0.13 mm×0.20 mm(长×宽×深)的人工缺陷,且能够对缺陷进行精准定位,为飞机铸铝合金R角裂纹的定量检测提供依据。     

光整滚光和开缝衬套挤压孔结构 表面完整性及疲劳行为研究

目的 澄清光整滚光和开缝衬套挤压孔结构疲劳行为和强化机制的区别。方法 采用传统钻-铰、光整滚光、开缝衬套挤压等三种不同工艺,制备TA15钛合金含ø8.75中心圆孔疲劳试样,通过恒幅拉-拉对比疲劳试验和疲劳数据统计分析方法,评价不同工艺制备孔结构的抗疲劳性能。采用体式显微镜观察孔端和孔壁形貌,用触针式表面粗糙度轮廓仪测试孔壁表面粗糙度,用X射线衍射应力测定法测定孔端表面残余应力,用透射电子显微镜观察孔壁材料微观结构,用显微硬度计测定孔壁显微硬度点阵等技术和方法,分析了不同工艺制备孔结构表面完整性。通过扫描电子显微镜标定疲劳断口辉纹平均间距与裂纹长度,用数码长焦显微镜标定孔端表面裂纹长度与疲劳循环周次的关系,并定量分析了不同工艺制备的孔结构疲劳裂纹萌生寿命和裂纹扩展速率。结果 光整滚光和挤压强化分别提高连接孔中值疲劳寿命63%和317%。光整滚光可降低孔壁表面粗糙度Ra至0.52 μm,但改变孔壁附近残余应力状态能力有限,且会在孔端形成尖锐的材料凸瘤;挤压强化后,孔壁表面粗糙度Ra为0.73 μm,在孔壁引入4 mm深、峰值达-500 MPa的残余压应力区,并大幅提高孔壁材料位错密度,且孔端无材料凸瘤产生。结论 光整滚光提高孔结构疲劳寿命的主要机制是,通过降低孔壁表面粗糙度延长裂纹萌生寿命。挤压强化主要机制是,通过引入大深度、高幅值的残余压应力和改善材料微观结构延长裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命。因此,挤压强化优于光整滚光技术。考虑到实际机械结构中多为叠层特征孔结构,挤压强化因为不会在孔端遗留材料凸瘤,更有利于保证夹层间隙安装要求。     

作动筒夹簧断裂失效分析及控制方法研究

以座舱盖操纵作动筒夹簧为研究对象,结合产品内部特点,通过三维建模分析夹簧工作状态、外观检查、硬度检测、金相观察、体式检查、断口微观分析、有限元模拟分析等,对夹簧断裂进行失效研究,探讨产品工作过程中夹簧中断裂的原因,并指出该故障排除方法,对后期产品试验、装机使用提出保护措施。