V型推力杆的极限载荷分析与球铰结构优化

为了提高重型商用车V型推力杆球铰的强度,建立了V型推力杆的三维模型和有限元模型.采用ADAMS软件建立了某重型商用车的虚拟样机模型,通过多体动力学仿真来获取V型推力杆的极限载荷.采用Abaqus软件对V型推力杆在极限载荷下的工作过程进行有限元动态模拟,利用Abaqus软件后处理模块提取V型推力杆球铰内橡胶层的应力云图.模拟结果表明,为了提高球铰的强度,需要适当增大外套、端盖、垫片的直径,或在塑料结构表面设置适当数量的凹槽,但去掉塑料层会影响球铰的强度.模拟结果对V型推力杆球铰的结构优化具有指导意义.     

330kV GIS传动连杆脱落原因分析及整改措施

ZF15—363（37）型成套设备GIS设备在安装过程中出现刀闸传动轴脱落，出现刀闸两相合不到位现象，严重影响到设备的安全运行：经检查发现在安装过程中施工人员未按要求施工和实验，出现传动轴脱落，造成刀闸两相未动作，为避免此类问题再次发生，对传动轴动作原理和处理方法进行阐述：     

左右侧吊耳工艺分析

左右侧吊耳是某型机的关键零件,该零件毛料为模锻件,材料为40Cr Ni Mo A。该零件不仅尺寸精度、技术条件要求极高,而且机加表面粗糙度Ra0.1.6的要求也相对苛刻,给工艺制造带来了很大困难。加工左、右侧吊耳小端面槽时,表面粗糙度一直无法满足设计要求。     

电子束蒸发制备碳化硼球面涂层的表面氧化研究

利用电子束蒸发技术沉积制备了碳化硼微球涂层,将微球涂层依次经退火和稀硫酸腐蚀处理后得到碳化硼空心微球,并借助XRD和SEM对碳化硼微球涂层的表面氧化问题进行了研究.XRD结果显示当衬底温度在120℃附近时,碳化硼涂层部分被晶化;对退火前后和酸腐蚀后的微球涂层进行SEM分析,结果表明,退火前的涂层表面部分被氧化成B2O3,退火后B2O3覆盖在涂层表面,酸腐蚀可以去掉B2O3,得到表面光洁的碳化硼空心微球.     

直八某型机实现单液压折叠工艺方法

直八某型机折叠系统是保障飞机在舰艇上实现安全折叠，其折叠状态是主桨叶按一定角度向后折叠，尾斜梁向下折叠与飞机对称中心线成157，该型机在总装过程中，需要注油排气、密封、功能等单液压系统进行的试验，而这些试验要求带上所有折叠部分管路、成附件，考虑到折叠系统的复杂性和特殊性，不能按传统的办法通过断开导管和岔开成品，因而特别需要能控制机上电磁阀通断的设备／工装，完全实现单液压系统的各种折叠试验，而且确保折叠试验的安全。     

起动箱智能检测设备研制中的电磁兼容控制

某型起动箱智能检测仪是适应现代飞机外场的快速保障,为快速判断其故障,提高飞机的快速反应能力而研制的检测设备。要实现对该型起动箱功能的自动检测,必须满足该型自动检测设备电磁兼容设计符合电磁兼容性的要求。所以该型检测设备在设计时就充分地考虑了电磁兼容性,并采取了多项电磁兼容控制措施。同时对检测仪在调试阶段出现的电磁兼容问题采取了一定的措施后,问题也得到了解决,达到了该型起动箱智能检测设备的设计要求。     

浅析建筑外墙涂料的质量通病

外墙涂料在建筑外墙面装饰中得到广泛应用，但一部分外墙涂料工程完工后一段时间，涂层会出现表面污染、起皮脱落、开裂、粉化、变色发霉等现象，已成为外墙涂料的质量通病，严重影响了建筑物外立面的美，同时了影响了外墙涂料的推广应用。本文就质量通病形成的原因进行分析并提出相应的预防措施。     

直八型机自封活门的技术改进

活门装配（开关组件）的密封性试验是直八型机长期遗留的技术难题，给飞机交付转场带来不便，影响其质量和交付进度。本文通过对自封活门的多次对比试验以及工艺分析，采取了定制专用工装保证动作零件的形位公差、控制零件交付状态保证装配关键部位的配合位置精度等措施，提高了试验合格率，使质量趋于稳定，确保了生产进度。     

跳动及滚动激励制备的碳化硼涂层表面形貌的对比

利用电子束蒸发技术蒸发碳化硼, 通过弹跳激励和滚动激励两种方案来随机滚动小球, 从而分别在玻璃和钢球心轴上制备了碳化硼涂层. 采用扫描电子显微镜对涂层表面形貌进行了分析. 同采用弹跳激励制备的涂层相比, 在用滚动激励制备的涂层表面不存在裂纹和微粒脱落现象, 其微粒生长的更大, 相互接合的更致密. 经对比证明, 在制备碳化硼涂层上, 滚动激励装置优于跳动激励装置.     

热喷涂粉末特性概述

热喷涂技术近年来发展迅速,热喷涂粉末在热喷涂过程中十分重要,除了需要满足涂层要求的功能,还必须要满足热喷涂工艺的需求。本文主要对热喷涂粉末基本特性进行概述,粉末的流动性和松装密度受到粉末球化程度、粒度、表面粗糙度和粉末内部的孔洞等多种因素综合影响;而粉末球化程度也化学成分有关,粉末内部孔洞受到制备工艺影响。     

某型航空发动机FADEC系统设计与仿真

随着飞机对发动机的性能要求越来越高,功能要求越来越多、越来越复杂,使得发动机的控制规律越来越精细,控制作用参数不断增加,导致航空发动机的相关控制系统越来越复杂.传统的机械液压式控制器无法满足当前的多参数、高精度控制的技术要求.为了获得一种具有高速运算、高精度、高可靠性并且能够实现现代控制理论中各种复杂而先进的控制算法的控制器,根据某型核心机的研究任务以及技术要求和设计思想,提出了该型核心机(航空发动机的)FADEC系统的总体设计方案,并在MATLAB下的Simulink建立了相关装置的数学模型并进行了数字仿真.仿真结果表明,所设计的FADEC系统能够提高该型发动机核心机的主要控制变量的控制精度,实现容错控制、状态监视和发动机超温、超转、喘振等各种功能保护,能够满足该核心机的控制要求,具有一定的实际应用价值.     

某型导弹静态电阻测试工艺研究

某型导弹在静态电阻测试时,出现多例伺服机构热电池点火头电阻超差故障。伺服机构单独测试,满足组件指标,因此存在导弹总体测试指标与组件测试指标不协调的问题,迟滞了导弹的生产交付周期。为解决此问题,系统分析了导弹总体测试指标和组件的测试指标,找出了两个指标间的平衡点。通过控制伺服机构热电池点火头电阻,使其既能满足单个组件的测试指标要求,又能达到导弹总体测试指标要求,提高了导弹静态电阻测试合格率。     

掌上式智能涡流探伤仪在航空维修中的应用

为实现对飞机机体结构损伤的检测智能化、便携化,应用涡流检测技术、计算机技术和电子技术,研制了掌上式智能涡流探伤仪。应用该仪器对某型直升机尾桨叶接头螺栓孔和某型歼击机主起落架轮毂进行了检测,结果表明仪器达到了设计要求,满足了航空维修无损检测需要。     

镍基高温合金表面激光熔覆制备A12O3-TiO2陶瓷涂层

利用不同工艺辅助激光熔覆技术制备了Al2O3-TiO2陶瓷涂层,以判断激光熔覆制备陶瓷涂层的可行性.结果表明:利用激光熔覆技术直接制备陶瓷层存在一定难度,陶瓷层裂纹较大,存在剥落现象;采用基底预热辅助激光熔覆法制备的陶瓷层整体脱落,可行性较差;结合冷等静压与高频表面预热技术进行激光熔覆陶瓷层试验,制备的陶瓷层表面光滑平...     

微球CH膜表面光洁度影响因素研究

采用低压等离子体化学气相沉积法(LPPCVD),在塑料微球表面制备了非晶碳氢(α-C:H)薄膜.利用光学显微镜、原子力显微镜（AFM）和扫描电子显微镜(SEM)对薄膜的表面形貌进行了分析.主要研究了芯轴表面形貌、碰撞、反弹盘表面材料、薄膜厚度等四个因素对微球CH涂层表面形貌的影响.结果表明：芯轴表面形貌对CH涂层的表面形貌影响很大,改善芯轴表面形貌可提高涂层表面光洁度;当反弹盘的表面材质不同时,制备出的微球涂层的表面粗糙度有不同程度的差别;碰撞是引起微球CH涂层表面榴状突起的重要原因之一;微球CH涂层     

关于机轮刹车压力无法保持故障的处理

飞机液压系统机轮刹车系统是飞机实现停机、着陆、滑跑转弯非不可少的系统，其性能的好坏直接影响飞机的飞行安全，当该系统出现故障时，便无法实现地面开车和地面长试，在直八某型机上其刹车系统出现无法实现刹车现象，为此本文着重就解决其蓄压瓶无法注压以及无法实现刹车的故障进行阐述。     

工业车辆转向系统纵拉杆机构设计

在轮式工业车辆的机械式转向操纵系统中,联系转向器与梯形机构的纵拉杆机构,在构造上属于含有两个球铰和两个圆柱铰的RSSR机构。本文以简单的杆系机构平面运动旋转矩阵来处理这类复杂的空间机构的设计问题,提出了以满足对该机构的运动要求为主,并兼顾传力要求的简便设计方法。     

钢框架-钢板墙和钢管混凝土柱-钢梁框架结构抗震性能对比分析

为满足建筑工业化的迫切需求，进一步拓展钢框架-钢板墙结构和钢管混凝土柱-钢梁框架结构2种典型结构体系在高烈度区的应用，以某高烈度地区保障性住房建设项目为结构方案原型，分别对其进行多遇地震下的反应谱抗震设计，并补充了弹性动力时程分析验算，同时对比分析了罕遇地震下2种结构的弹塑性抗震性能。结果表明，钢框架-钢板墙结构体系在地震作用下的侧移模式呈弯曲型，塑性铰主要出现在钢板墙附近的梁端和柱端，而钢管混凝土柱-钢梁框架结构体系侧移模式呈剪切型，塑性铰主要出现在结构中间层的梁端。2种结构体系均能够满足预期的抗震设计要求，适用于高烈度区的多高层民用建筑。     

高空长航时无人机燃油系统设计与仿真

针对某型高空长航时无人机的燃油系统进行设计,对其各部分的组成、原理及作用进行系统的分析。根据方案要求在满足重心要求的情况下,对本机的燃油可用空间做出了详细的布置。计算在燃油消耗下的飞机重心变化,提出了分散调油的输油方案,解决了在给定重心活动范围的情况下供油顺序设计问题,并对飞机机翼油箱输油过程进行仿真研究。利用流体仿真软件FLOWMASTER对燃油系统进行建模与分析。对高空长航时无人机动力及燃油系统的应用具有很高的应用价值,也为此类型无人机燃油系统的设计和优化提供了理论方法。     

基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性试飞技术

为防止飞机意外进入大迎角失速尾旋状态，现代电传飞机通常采用左边界保护控制策略。但在使用中，仍然难以避免由于飞行速度超出左边界后“掉入”大迎角状态的现象。为全面评估飞机的左边界飞行安全，必须通过试飞验证飞机大迎角偏离敏感性。采用传统的平飞失速和收敛转弯等试飞方法，难以解决飞机超出左边界后“掉入”大迎角状态后的偏离敏感性评估问题。针对某型飞机迎角限制和抗尾旋控制律的特点，提出了基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性评估方法，采用飞行仿真技术开发了大迎角偏离敏感性试飞动作，建立了在迎角限制和抗尾旋控制律的综合作用下飞机大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度的评估程序，并且在某型飞机上进行了应用和验证，全面评估了某型飞机的大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度，为该型机的左边界飞行安全提供了有效的支持。