基于图像处理技术的铝合金腐蚀等级评定方法

以LY12CZ铝合金试件加速腐蚀试验为基础，得到不同腐蚀时间下铝合金腐蚀形貌。采用基于二值特征提取的图像处理技术，确定LYl2CZ铝合金的灰度阈值为0．25～0．3。并以此确定相应的孔蚀率，最终确定相应的腐蚀等级，以腐蚀等级作为铝舍金腐蚀损伤的评价指标，为铝合金腐蚀损伤演化规律表征提出新的思路。

基于中值寿命和特征寿命相当的腐蚀当量折算关系研究

以LY12CZ航空铝合金材料试件为研究对象,以中值寿命N50及特征寿命β为度量参数,通过对自然环境条件下的腐蚀试验和试验室内加速腐蚀试验数据拟合分析,以增长曲线的形式拟合得到中值寿命N50及特征寿命β随加速腐蚀时间t及自然腐蚀时间T的变化规律,得到基于中值寿命和特征寿命相当的当量折算关系。通过与相关文献的对比,证明该折算关系是可行的和合理的。

某型直升机主桨叶裂纹扩展寿命研究

为保证某型直升机延寿后的飞行安全,对其疲劳危险部位根部接头进行了材料断裂性能试验,并对试验数据进行分析处理。通过计算,对比研究了不同裂纹扩展公式下的裂纹扩展寿命。采用考虑因素较全面的,且具有较高可靠度的全范围Forman公式进行裂纹扩展寿命分析,得到不同风险率下的裂纹扩展寿命,并给出了适合的检查周期。

不同裂纹扩展公式的裂纹扩展寿命对比研究

不同裂纹扩展公式所对应的扩展寿命是不同的,本文在某型直升机主桨叶延寿过程中,通过对其根部接头材料的断裂性能试验,计算得到了不同裂纹扩展公式下的裂纹扩展寿命,对比研究了不同裂纹扩展公式下的裂纹扩展寿命的差异,并分析研究了应力比对裂纹扩展寿命的影响。对于不同的裂纹扩展公式,应力比越大,裂纹扩展寿命越小,应力比越小,裂纹扩展寿命越大。

腐蚀坑对疲劳裂纹扩展的影响分析

利用显微镜测量了经过预腐蚀的6051铝合金材料的腐蚀坑三维形貌,分析了腐蚀坑截面形状,腐蚀坑近似为半椭球形。基于AFGROW软件分析疲劳裂纹扩展寿命,腐蚀坑深度与宽度对疲劳裂纹扩展寿命影响较大,随着腐蚀坑深宽比增加,疲劳裂纹扩展寿命趋于稳定,腐蚀坑的深度相对于宽度对裂纹扩展寿命影响更大。

飞机结构腐蚀损伤尺寸的关联性分析与探讨

基于某型水上飞机结构材料铝合金的外场腐蚀普查数据,建立了腐蚀深度与腐蚀面积的相关性计算模型,经研究发现,这两者有着较好的关联关系。所以,在外场腐蚀普查过程中可以通过测量腐蚀损伤表面积,预测腐蚀深度的大小,因而本文可以为获得飞机结构腐蚀深度提供一种简单而可行的预测方法。

腐蚀坑应力集中系数影响分析

利用KH-7700型三维显微镜对经过预腐蚀的6151/T6铝合金材料的腐蚀坑三维形貌进行测量分析,发现可以将腐蚀坑近似为规则的半椭球体。对不同加速腐蚀时间的腐蚀坑测量数据统计分析,得到腐蚀坑的三维尺寸比值一般不超过4,极少达到10。基于ABAQUS6.10有限元软件,对含不同形貌、不同位置腐蚀坑的试验件进行应力集中系数分析发现,不同形貌的腐蚀坑随着b/c的增大,应力集中系数逐渐变小,而a/c增大,应力集中系数逐渐变大;对于同一腐蚀坑,试验件在不同位置引起的应力集中,其影响变化不大,大约在5%以内。

飞机结构等效腐蚀损伤分布规律研究

提出了等效腐蚀损伤的概念。结合结构件预腐蚀前后的疲劳寿命,得到了预腐蚀5天的等效腐蚀损伤数据,并选取正态分布、Gumbel第一型极值分布、Logistic分布、双参数威布尔分布对其进行了统计特征研究。研究结果表明,等效腐蚀损伤较好地服从四种分布,相比较而言,择优选用Gumbel第一型极值分布。

铝合金材料腐蚀形貌及裂纹扩展分析

通过加速腐蚀试验,利用QUESTAR三维光学显微镜观察,将蚀坑看作是椭球形,其深度及宽度都符合幂函数的形式,都随腐蚀时间的增加而增加,但增加的速率都降低;腐蚀能显著降低试件的疲劳寿命,是疲劳裂纹形成的主要原因;AFGROW软件较好地拟合了腐蚀试件的裂纹扩展寿命,拟合误差较低,且所得的裂纹扩展寿命及临界裂纹长度比实际试验值都偏保守。

基于图像处理技术的推进剂颗粒填充模型研究

利用图像处理技术,结合图像优化处理,擦除推进剂填充颗粒之间相连的"枝叉"与填充颗粒边缘的伪边界,并对填充颗粒边缘数据进行拟合,得到推进剂椭圆形填充颗粒的填充模型。对椭圆形填充颗粒进行长、短轴的变化及绕坐标轴的旋转,比圆形填充颗粒的填充模型更能真实地反映填充颗粒形状及位置的信息,使椭圆形填充颗粒更能准确地模拟其增强作用及其间的相互影响,也更能准确地反映复合推进剂的真实力学特性。

基于AHP和熵权法的航空维修差错致因因素分析

为准确识别航空维修差错重要致因因素,提升预防措施制定的针对性,基于由人员、硬件、软件以及环境组成的SHEL模型构建了航空维修差错致因评价指标体系,以海军航空兵某部队航空维修为例采用层次分析法(AHP)和熵权法对各指标重要度进行分析,结合两者的分析结果,提出预防措施。分析结果显示:层次分析法获得的主要致因因素为人际关系和交际能力、信息平台、生理/心理素质、工作负荷和人员培训;熵权法获得的主要致因因素为飞机结构、人员培训、人际关系和交际能力、维修装备与设备以及知识与技能;提出该部队可通过信息化等手段强化过程记录以确保工作交接完备等措施。

基于图像处理技术的铝合金腐蚀分形特征

通过基于二值图像处理技术对LY12CZ铝合金表面腐蚀图像进行特征提取，获取不同腐蚀时间下的蚀孔数目；基于统计分形模型的基础上，发现铝合金蚀孔分布具有统计意义上的分形特征；随着腐蚀时间的增加，分维数与失重率也随之增加，分维数随腐蚀时间的变化规律与失重率随腐蚀时间的变化规律基本一致，都符合幂函数的形式，故可采用分维数作为评价腐蚀程度的一个重要参数。

某型防护门涂层失光率变化规律研究

某型防护门在夏季,门体表面会附着大量水珠,导致防护门涂层鼓泡破裂,严重腐蚀门体结构。通过对2组试验件4种涂层的模拟加速试验可以发现,随着时间的增加,4种涂层的失光率都逐渐变大,但其总体变化范围不大,防护涂层的失光程度基本在1~2级;由于防护门在开关及维修过程中涂层不可避免地受到破坏,因此,对人为模拟划伤后的试验件进行加速腐蚀试验可以发现,4种涂层的外观明显失光,且涂有中灰漆的涂层在显微镜下观察有粉化现象,其涂层的失光程度达到3级。通过对比发现,涂H06-2底漆,再涂2层H04-2中灰漆涂层的防护效果比较好,建议该型防护门采用该种涂层。

某型防护门涂层腐蚀规律研究

通过对某型防护门涂层加速腐蚀试验研究可以发现,随着腐蚀时间的增加,试验件腐蚀质量有减小的趋势;而涂层失光率逐渐变大,但其变化范围不大,其防护涂层的失光程度基本在1~2级。通过对涂层色差分析发现,中灰漆涂层试验件的色差值逐渐降低,而白色涂层试验件的色差值逐渐增加。加速腐蚀试验到一定时间后,中灰漆涂层的试验件表面发白,20倍显微镜下观察可以发现涂层有粉化现象。通过对比试验,在防护门的大修及维护保养过程中,选磷化后涂H06-2底漆再涂2层H04-2中灰漆,防腐蚀效果要好。

燃油箱警告灯异常燃亮故障树分析

燃油箱“FUEL.Q”警告灯频繁异常燃亮严重影响飞行安全。针对某型直升机左组燃油箱警告灯异常燃亮故障,结合实际工作经验,提出了基于故障树的故障诊断方法,建立了燃油箱警告灯异常燃亮故障树模型。为高效、准确地定位故障点,结合燃油系统原理,总结出警告灯异常燃亮故障排除方法,最大限度地减少了测量、试验次数,节省了时间、人力等,为后续处理类似问题积累了经验,也为机务人员排除燃油系统类问题提供了参考和借鉴。

腐蚀条件下LD2航空铝合金裂纹扩展规律研究

腐蚀损伤会加速飞机结构的疲劳裂纹扩展,缩短飞机疲劳寿命。以LD2航空铝合金材料为研究对象,通过在实验室内模拟飞机服役环境进行加速腐蚀试验,得到不同腐蚀时间下的试验件,并在MTS-810疲劳机上对不同腐蚀时间下的试验件进行疲劳试验,得到不同腐蚀年限下的疲劳断口形貌。通过断口判读分析,得到不同腐蚀年限下的裂纹扩展数据(a,N)。从不同腐蚀时间下的裂纹扩展数据研究分析,得到裂纹长度与循环次数符合指数函数的形式,即裂纹扩展速率与裂纹长度成正比,其斜率依赖于腐蚀损伤与疲劳载荷两个因素,而且在同一应力水平下,其斜率与腐蚀时间呈线性关系,并且其截距与应力水平也呈线性关系。

金属裂纹板复合材料单面胶接修补结构应力分析

考虑金属裂纹板复合材料单面胶接修补结构的几何非线性和边界条件,建立了考虑弯曲变形单面修补结构力学分析模型,计算出承受面内载荷时修补结构的弯矩和挠度,将补片自由端和金属板裂纹处的弯矩作为胶层应力控制微分方程的边界条件,推导出剪应力和剥离应力的解析解,及裂纹张开位移的表达式,并与有限元数值结果进行对比。分析结果表明,胶接修补结构应力分析理论模型和相关简化假设合理、正确。利用所建立的解析模型研究了金属裂纹复合材料单面胶接修补结构的应力分布特点及胶层主导破坏模式的失效机制,为胶接修补结构的承载能力分析以及结构改进设计提供了一定的理论依据。

基于等效腐蚀损伤的飞机结构使用寿命分析

为准确地确定飞机结构的使用寿命,文章认为飞机结构的损伤历程是地面停放环境和空中疲劳载荷协同作用的结果,并提出了基于等效腐蚀损伤的估算使用寿命的方法。