军用飞机大修数字化技术应用分析

面对信息化战场环境，数字化能力建设正成为军用飞机大修的主要任务，亟待解决建什么、怎么建的问题。根据军用飞机基地级大修保障企业的任务和大修能力生成特点，结合数字化维修技术的发展趋势，以及目前大修企业面临的现状和数字化维修需求，系统分析交互式电子技术手册，便携式维修终端，远程维修技术，虚拟现实（VR）／增强现实（AR），3D打印，机器人视觉识别技术，机器人喷涂加工等数字化智能化维修关键技术在军用飞机大修中的应用前景与面临挑战，并提出数字化工厂分步实施对策建议。

飞机金属结构孔的可靠性维修

讨论了结构孔的预防性检查范围确定原则，分析了孔的修复性维修与改进性维修等方案确定的依据和选择原则。

增材制造修复技术在飞机大修中的应用

本文阐述了飞机大修中金属件原件修复现状,指出了机械加工减材修复技术无法满足修复要求的缺陷,提出了增材制造修复技术在金属故障件修复中的优点与必要性。同时针对飞机常见的形状尺寸类、材料强度类、表面涂层类三类故障,分析了修复应用工艺流程、修复再制造评定、修复工艺方法选择以及修复质量评定要求。指出了激光熔覆、热喷涂、冷喷涂等先进增材制造修复技术在飞机大修中的典型应用范围。针对应用中存在的标准与手段缺乏、认可认证等问题提出了改进建议。

工业CT技术在飞机修理中的应用

工业CT等无损检测技术在飞机维修中发挥着越来越重要的作用。根据工业CT在不分解和不破坏产品状态下可直接测量复杂产品的三维内部缺陷、构造和几何尺寸特征的技术特点,对其在飞机修理中的逆向测绘、装配质量检测、工件内部尺寸测量、工件内部缺陷检测这4种典型应用进行了可行性分析。同时,结合飞机机电产品实例阐述了应用流程和实际结果,并指出了应用中的工艺参数选择和检测精度与误差控制等注意事项。

激光熔化沉积修复40CrNiMoA高强钢的组织与性能

采用激光熔化沉积技术对40CrNiMoA高强钢表面进行沉积修复,利用光学显微镜、扫描电镜、显微硬度仪和周期浸润腐蚀试验,对40CrNiMoA高强钢基体及其修复区的微观组织、显微硬度和耐腐蚀性能进行研究。结果表明:经激光熔化沉积高Co-Ni二次沉淀硬化合金钢修复后,40CrNiMoA高强钢表面的耐磨损和耐腐蚀性能得到显著提高。修复区组织是由C元素过饱和的铁素体、残余奥氏体、M_3C渗碳体和M_2C型碳化物组成;热影响区组织由最初的回火索氏体转变为片状马氏体。

30CrMnSiA和30CrMnSiNi2A高强钢激光熔覆修复后的组织特征与力学性能

针对30CrMnSiA和30CrMnSiNi2A高强钢的修复问题,采用30CrMnSiA合金粉末在两种基体上进行多层多道激光熔覆,研究了熔覆层、基体、热影响区的微观组织和力学性能。对于30CrMnSiA基体,其熔覆层组织主要为索氏体;随着层数增加,熔覆层中的索氏体减少,马氏体增多,盖面层主要为马氏体组织;热影响区组织主要为马氏体和少量块状铁素体,其中块状铁素体为原基体中铁素体的未熔相。对于30CrMnSiNi2A基体,其熔覆层组织主要为索氏体,随着层数增加,马氏体含量逐渐增加,但仍以索氏体为主;热影响区组织主要为索氏体和粗晶马氏体。在力学性能上,30CrMnSiA基体上熔覆层的硬度大于30CrMnSiNi2A基体上熔覆层的硬度,热影响区软化现象不明显,而30CrMnSiNi2A热影响区软化现象明显;30CrMnSiA基体上熔覆层试样的抗拉强度为基体的90%以上,且其冲击韧性、延伸率均优于基体;30CrMnSiNi2A基体上熔覆层试样的冲击韧性优于基体,但其抗拉强度、延伸率则大大低于基体。实验结果表明:30CrMnSiA合金粉末适合用于30CrMnSiA钢的激光熔覆修复,而对于30CrMnSiNi2A钢,则需要进一步减少热输入,以减小热影响区的宽度,减少粗晶马氏体的生成以及多层熔覆过程中马氏体的分解。

多层激光熔覆对30CrMnSiNi2A高强钢组织与性能的影响

在30CrMnSiNi2A高强钢基体上进行多层激光熔覆,研究各层熔覆热循环对基体组织与力学性能的影响。结果表明:在组织方面,熔覆盖面层时均对基体重新淬硬,由于已沉积熔覆层会吸收激光热量,故基体淬硬深度会随着层数的增加而逐渐减小,淬硬深度减小至对基体不能完全奥氏体化时,出现了不完全淬硬现象;继续增加熔覆层数,熔覆层不再重新淬硬基体,产生了回火作用。多层熔覆时每一层均对基体有回火作用,随着层数的增加,基体马氏体板条束间残余奥氏体首先分解,接着碳化物逐渐析出,马氏体板条粗化变宽、块状化,直至板条状马氏体特征消失,完全转变为索氏体组织。在力学性能方面,随着层数增加,基体热影响区试样变化趋势为抗拉强度逐渐降低、冲击韧性逐渐升高。由于激光快速加热,首层熔覆对基体回火残余奥氏体分解不明显,次层或后续层熔覆对基体残余奥氏体产生明显的分解作用,故残余奥氏体相减少,造成拉伸延伸率、冲击韧性均略有降低。随着熔覆层数增加,基体热影响区拉伸延伸率增加,拉伸断裂沿高温回火区启裂、扩展;熔覆层数继续增加,直至对基体产生不完全淬火时,拉伸断裂可分别在不完全淬火区、高温回火区多点启裂、扩展,拉伸塑性变形协调性下降,造成基体热影响区试样延伸率显著下降。

某型飞机机翼腐蚀等强度修理分析及应用

某型飞机机翼结构承力件腐蚀严重,需制定补强修复方案并计算连接接头强度。本文采用等强度理论的极限载荷法计算校核强度,解决了维修企业无设计载荷数据的问题,并已成功应用于多架飞机的修理。