飞机起落架变行程疲劳试验技术发展综述

飞机起落架疲劳试验技术经历了固定行程、一维变行程、二维变行程、三维变行程等发展阶段。固定行程的疲劳试验简单易行 ,但试验寿命偏长。一维变行程疲劳试验技术应用于垂直安装的支柱式起落架。二维变行程疲劳试验技术解决了起落架支柱安装上存在空间倾斜角的问题。实时三维变行程疲劳试验 ,能更真实地模拟起落架的使用情况 ,同时体现了起落架与相关机体结构一体化设计的思想     

飞机铝合金结构连接部位的腐蚀行为

简要阐述了飞机铝合金结构连接部位的腐蚀特点，采用加腐蚀试验方法研究了含有防腐涂层模拟件的腐蚀行为，在试验室条件下再现了服役期间飞机铝合金结构连接部位的腐蚀损伤历程，同时探讨了其腐蚀机理及其影响因素。结果表明，连接部位是飞机铝合金结构的腐蚀薄弱环节，是最容易出现腐蚀活性点和膜下腐蚀的区域，在腐蚀环境下连接部位缝隙处涂层最先出现鼓包和开裂，涂层剥落后金属基体有点蚀坑存在，随着腐蚀时间增加，点蚀向晶间腐蚀发展，最后出现剥蚀。     

模拟某机场大气环境下LY12CZ铝合金的腐蚀行为及其当量关系的建立

    通过模拟某机场较严酷的自然环境,对LY12CZ铝合金进行试验室加速腐蚀,研究其不同阶段的腐蚀损伤行为和最大腐蚀深度的变化规律,并采用腐蚀程度对比法确定该机场环境下LY12CZ和试验室模拟环境下的当量加速关系,为预测飞机结构的腐蚀、确定日历寿命和制定修理周期提供可靠的依据.     

LY12CZ铝合金力学性能测试

对表面带包铝层以及用机械方法将表面包铝层去除两种状态的LY12CZ铝合金板材的拉伸性能进行对比试验.试验结果表明,去除包铝层后材料的拉伸强度σb和屈服强度σ0.2及伸长率δ变大,但断面收缩率ψ变小.并绘制以上两种表面状况LY12CZ铝合金板材的拉伸σ-S曲线.     

体视显微镜技术在铝合金腐蚀研究中的应用

目前,时铝合金表面腐蚀行为的研究,宏观和微观脱离,不能精确地显示腐蚀结果.尝试利用体视显微镜技术对LY12CZ铝合金的腐蚀进行实时观测并重现腐蚀过程,对体视显微镜技术在腐蚀试验中的应用进行了探索.结果表明:在EXCO溶液中LY12CZ铝合金的腐蚀是从表面膜的破坏开始的,并且腐蚀坑总是沿着轧制方向(晶界方向)发展,即使有垂直于轧制方向的人为划痕也是如此;在特定条件下,不稳定的胶状Al(OH)3膜也能阻碍局部腐蚀的发展,初期先发生腐蚀的部住,往往并不是腐蚀最严重的部位.体视显微镜技术能够实现实时观测和表面腐蚀过程的重现,如果能克服其放大倍数等方面的限制,则有可能对腐蚀研究实现宏观与微观的结合,可以准确地展示腐蚀状况.     

缺陷及湿热环境对复合材料层压板力学性能的影响

选取3种典型铺层厚度复合材料层压板模拟件，采用压缩试验的方法研究了分层缺陷对应力应变响应曲线的影响及湿热环境下不同吸湿率对层压板静压缩强度的影响.结果表明：分层缺陷对不同厚度层压板应力应变曲线的影响主要出现在高应力阶段；在湿热环境下当吸湿率大于某一值时，复合材料层压板的压缩强度会明显下降.     

飞机铝合金结构连接部位的腐蚀研究

简要阐述了飞机铝合金结构连接部位的腐蚀特点,采用加腐蚀环境谱的试验方法研究了含有涂层飞机铝合金结构连接部位的腐蚀行为,在试验室条件下再现了其腐蚀损伤历程,揭示了腐蚀发展规律。     

分层缺陷对复合材料结构疲劳寿命影响研究

介绍一种新研制的含缺陷复合材料压缩试验装置 ,并采用压缩疲劳试验方法研究中央分层和边缘分层缺陷对飞机复合材料结构疲劳寿命的影响。研究结果表明 ,试件疲劳破坏的起始位置与预制缺陷位置一致。含分层缺陷复合材料结构的疲劳寿命不仅与缺陷尺寸 ,而且与缺陷位置有关。该研究结果为制定生产和使用过程中缺陷或损伤的控制标准提供重要依据     

疲劳载荷作用下应力集中部位金属的磁记忆现象

研究了含有缺口的18CrNi4A渗碳钢试样在疲劳载荷作用下的磁记忆现象。结果表明:在应力集中部位磁记忆信号Hp(y)变化明显,且随循环加载次数的增加呈现规律性变化;在试验过程中,当循环加载到一定次数后,Hp(y)曲线过零点,在随后循环中零点的位置变化很小,直到试样产生裂纹、断裂;磁记忆检测对18CrNi4A渗碳钢构件的疲劳损伤具有较准确的判断能力。     

小内径管状结构内腔防腐技术研究

针对内腔结构(内腔封闭或半封闭的小直径细长管状结构)特点,研制了高压无气自动涂装系统,解决了内腔结构喷涂难题,同时改进了涂装工艺,将SLF重腐蚀防护涂料和IMR纳米复合涂料配合使用组成复合防腐体系,采取了有效的密封技术,明显改善了内腔结构的抗腐蚀品质.