中国航空机轮刹车系统发展综述

本文介绍了中国航空机轮刹车系统的发展概况,提出了我国航空机轮刹车系统的发展方向及策略。

从机载技术新发展看航空机轮刹车系统的发展方向

本文介绍了机载设备近年来的新发展、新理论和新技术,据此展望了航空机轮刹车系统的发展前景,认为碳刹车技术将得到迅速的实际应用,计算机仿真试验技术将成倍地缩短刹车系统研制时间,数字化、自动化、综合化的刹车技术将是今后研究重点。

基于神经网络的飞机静液刹车系统设计

针对无人机的滑跑安全问题,为有效缩短刹车距离,提高刹车效率,设计了一种新型的静液刹车系统;根据新型刹车系统的特点,并综合考虑飞机机体、机轮、跑道状况的特性,以及刹车系统的非线性和不确定性,难以精确控制的特点,设计了神经网络控制器(NNC);并将神经网络控制器,新型刹车系统和飞机滑跑模型应用于仿真环境,建立了整体的仿真模型;仿真结果表明,采用神经网络的刹车系统鲁棒性增强,刹车效率提高,明显优于采用传统控制律的刹车系统。

基于PC机的飞机刹车虚拟视景实现

本文针对飞机刹车半物理仿真的需求和特点,提出应用LabWindows/CVI嵌套OpenGL实现虚拟视景的思想。对于视景实现中的关键性问题——场景建模及模型渲染、气候模拟以及多窗口实现等进行了详细介绍。本文解决了OpenGL输入外部文件难的问题,并且很好的将OpenGL嵌入进LabWindows/CVI开发环境里,提出了一种新的多窗口实现方法。本视景软件采用模块化编程,因而具有很好的移植性,其设计思想可以被其它视景系统开发所借鉴,具有很高的实用性。

轻型飞机粉末合金/钢刹车盘副的研制

通过对刹车盘副存在问题的分析,试制出了一种新型的F14铁基粉末合金摩擦材料,并研制成功符合技术要求的新型刹车盘副。

高温热处理对C/C复合材料刹车盘尺寸的影响

研究了用CVI工艺制备的二维C/C复合材料刹车盘在进行高温热处理时的尺寸变化。第一次热处理时刹车盘直径增大,厚度减小;第二次、第三次热处理时刹车盘直径和厚度均增加。随着热处理次数的增加,刹车盘尺寸变化越来越小,趋于稳定。刹车盘尺寸的变化与C/C复合材料中碳原子的有序化重新分布和不同炭相产生应力裂纹等因素有关。

韩国高性能C/C刹车盘的开发

介绍了韩国国防开发署与大宇重工合作开发的飞机C/C刹车盘的制造工艺和动力矩试验结果。韩国使用专门设计的预形体通过沥青浸渍和化学气相沉积工艺制备了具有要求的摩擦磨损性能、密度、热性能及机械性能的C/C刹车盘,在无损检测、机械加工、金属夹组装和防氧化处理等工序之后进行鉴定试验。包括动力矩试验和服役寿命试验的全部鉴定试验根据MIL—W—5013规范和洛克希德公司的GD16ZL001B规范在惯性动力仪上进行。全部鉴定试验结果显示新的刹车装置与已鉴定过的现役C/C刹车盘相比具有良好的刹车性能,达到了全部要求。

碳/碳化硅复合材料摩擦磨损性能分析

采用化学气相渗透法制备了碳纤维增强碳化硅(C/C SiC)陶瓷基复合材料,得到不同密度和组分含量的C/C SiC刹车盘试样。对C/C SiC复合材料进行了摩擦磨损性能测试,平均摩擦系数达到 0 23,摩擦稳定性达到0 43,线性磨损率为 9 3μm/次·面,质量磨损率为 2 6mg/次·面。当C/C SiC复合材料的密度增大 (1 6g·cm-3→2 2g·cm-3 ),碳含量增大(35%→55% ),摩擦系数和稳定性提高(约 70% ),且摩擦系数随制动次数增加的波动幅度减小;SiC含量升高则反之。C/C SiC复合材料经过多次刹停测试,摩擦系数对制动次数不敏感,表现出良好的摩擦稳定性。经过连续刹车试验,摩擦系数不随表面的起始和最终温度升高而衰退,材料尚无热衰竭趋势。对C/C SiC刹车盘试样的磨损表面形貌及缺陷进行了观察,发现表面磨损质量在航标允许范围内。

采用SiC/Si_3N_4陶瓷先驱体连接反应烧结SiC

采用SiC/Si3N4陶瓷先驱体聚硅氮烷连接反应烧结碳化硅陶瓷,研究了连接温度、连接压力、浸渍/裂解增强处理对连接强度的影响。结果表明:在1100℃~1400℃温度范围内,连接强度先升高后降低;连接过程中施加适当的轴向压力可提高连接层致密度;浸渍/裂解增强处理可大幅度提高接头强度。当连接温度为1300℃,连接压力为15kPa,经3次增强处理的连接件抗弯强度达最大值169.1MPa。这种连接件的断口表面粘有大量SiC母材。由XRD研究表明,随着温度的逐步升高,聚硅氮烷的裂解产物发生了由非晶态向晶态的转变。微观结构及成分分析显示:连接层为厚度2μm^3μm的SiCN无定形陶瓷,其结构较为均匀致密;连接层与基体间界面接合良好。

聚硅氧烷连接RBSiC陶瓷

采用陶瓷先驱体有机聚合物聚硅氧烷连接反应烧结碳化硅（RBSiC）陶瓷。研究了连接温度、连接压力、保温时间对连接强度的影响。通过正交优选实验，确定了最佳工艺参数：连接温度为1300℃，连接压力为25kPa，保温时间为120min。在此工艺条件下制备的连接件经3次浸渍／裂解增强处理，其抗弯强度达132．6MPa，连接件断口表面粘有大量从母材剥离下来的SiC。XRD研究表明，在1100℃～1400℃的试验范围之内，随着连接温度的逐步升高，聚硅氧烷的裂解产物发生了由非晶态向晶态的转变。这种转变对连接强度有显著影响。扫描电镜（SEM）及能谱（EDX）分析显示，连接层厚度为3μm左右，结构较为均匀致密，且与母材间界面结合良好。

石墨/Ni+Ti体系润湿性研究

陶瓷/金属润湿性研究对于陶瓷-金属连接以及金属陶瓷复合材料的制取有重要意义。采用座滴法研究了石墨/Ni+Ti体系的润湿性。测定了不同成分的焊料与石墨基体的接触角,并研究了界面结构和成分。1340℃时,在真空中石墨/Ni平衡接触角为78°,保温时间对接触角没有显著影响。添加剂Ti的质量分数达到40%后,能显著改善润湿性,在这种情况下,接触角随保温时间延长而减小。润湿界面存在明显的元素互扩散现象。

SiC/Co-Cr体系的润湿性研究

采用座滴法研究了反应烧结SiC/Co-Cr体系的润湿性。与反应烧结SiC/纯Co体系进行对比,研究了Cr含量、实验温度和保温时间对润湿角的影响及活性元素的作用。结果表明,加入适量的活性元素Cr能够显著提高体系的润湿性。当体系的Cr含量分别为5%,7%和42%时,体系的润湿角较小,润湿性比较好。SiC/Co-Cr体系和SiC/纯Co体系的润湿过程均属于反应性润湿,实验温度和保温时间对体系的润湿角影响较大。微观结构研究和XRD分析表明,对于SiC/纯Co体系,界面区域发生了化学反应,生成了CoSi,减小了润湿角。加入活性元素Cr以后,由于Cr元素与基体发生反应,生成Cr23C6,进一步降低了体系的界面能,提高了润湿性。

钕铁硼磁钢在壳芯盒中的应用

采用钕铁硼磁钢吸附冷铁 。

起落架与防滑刹车系统的相互作用研究

通过采用一个简化的起落架数学模型,对某机在着陆滑跑过程中防滑刹车系统的工作状态进行计算机仿真;并通过改变起落架的结构参数,对起落架与刹车系统在飞机着陆刹车过程中的相互作用进行了初步的定量分析,最后提出了考虑起落架因素的刹车系统半物理仿真试验验证方法。

模糊控制在飞机刹车系统中的应用

模糊控制是利用人的智能和经验制定一些模糊规则,进行推理建立查询库,以克服非线性参数的变化对系统的干扰,提高控制系统的鲁棒性和决策预见性,仿真结果显示,这种控制方法应用于现代飞机刹车系统能达到满意的控制精度。

C/C复合材料刹车盘粘结维修方法

C/C复合材料刹车盘是一种昂贵的航空易耗产品。对使用到寿的C/C刹车盘进行维修后重新利用,其经济效益显著。本文提出了一种粘结维修办法,试验结果表明,粘结维修的C/C刹车盘能够满足飞机使用要求。

某型飞机针刺毡刹车盘替代碳布刹车盘的研制

某型飞机采用新研制的针刺毡C/C复合材料刹车盘,成功替代碳布碳盘,满足了飞机碳刹车盘1000次起落总寿命的要求。

定位环系列产品的工艺及模具设计

按定位环系列产品外径大小,设计了三种定位环系列产品压制模具结构,不仅结构合理,制造成本低,而且做到了一模多用。