通用飞机复合材料红外成像无损检测技术

复合材料在通用飞机中使用率高,多种机型高达90%以上,因此复合材料的缺陷会严重影响飞行安全性。本文设计了一种基于红外成像检测技术的飞机复合材料的缺陷精准检测方法及原型无损检测系统。无损检测系统由数据采集系统、信号源组、红外热像仪组、红外图像处理重构系统等组成,可实现对飞机复合材料结构中缺陷类型及平面尺寸的辨识和深度的准确定位。搭建了光激励型红外成像飞机复合材料检测系统,对复合材料进行了不同温度的检测试验并给出了研究结果。此研究结果将扩展国内红外无损检测技术的使用场景,成果转化后将有利于解决飞机在通航中维修保养问题。

通航维修单位法定自查管理系统设计研究

随着移动通信技术的发展和网络信息化的普及,管理信息化的理念已经渗透到民航各个领域和行业,“智慧民航建设”应运而生,成为民航“十四五”规划的重中之重。“智慧监管”是“智慧民航建设”的重要内容,而法定自查则是民航企事业单位自我监管、自我纠偏的重要手段,因此智慧化法定自查体系的建设显得尤为重要。针对目前通航单位在法定自查工作中存在的不足,研究建立了一套基于信息化的法定自查管理系统,该系统以“简道云”为开发平台,将系统嵌入企业微信端,在手机移动端即可完成对法定自查的全过程管理,并实现法定自查数据的及时收集和有效统计、分析。该系统的实现将大大提高维修单位法定自查工作的质量和效率,有助于提升通航安全管理水平。

基于MBD的航空橡塑密封结构案例库构建

为有效积累和重用航空橡塑密封结构案例中蕴含的知识,提出基于模型的定义(Model Based Definition,MBD)的航空橡塑密封结构案例库构建方法。首先,基于航空橡塑密封结构行业设计标准和MBD的三维建模与标注方法,建立基于MBD的航空橡塑密封结构案例内容框架和表示,通过SolidWorks MBD模块实现航空橡塑密封结构案例的MBD表示;然后,提取航空橡塑密封结构MBD案例表示中的几何特征和语义特征,设计“几何+语义”的案例检索算法;最后,开发的基于MBD的航空橡塑密封结构案例库原型系统及其应用表明,基于MBD的航空橡塑密封结构案例表示与检索实现了知识的积累和重用。

通航维修“基地+”运行模式安全风险管理研究

针对通航外基地人员、资源、飞机变动多,业务存在不确定性,调配难度大的难题,基于PDCA质量控制循环,借助脑图、鱼骨图等分析工具,剖析现状,整理出改善计划,并在计划执行和结果检验过程中及时反馈新问题,形成闭环。实现机务系统多基地运行安全、运行品质和运营成本三者有机统一,为国内外其他通用航空外基地管理提供有力的安全保障技术参考。

某型飞机刹车系统典型故障研究

刹车系统是飞机的重要系统之一,在飞机的着陆滑跑减速过程中发挥着重要的作用。一旦飞机刹车系统在着陆滑跑中出现故障,将会严重影响飞行员的操纵,导致飞机冲偏出跑道事件的发生,严重的甚至会造成重大飞行事故。本文以某机型刹车系统为研究对象,简述系统的构造及工作原理,针对刹车系统的两起典型故障,讲述了排故过程,深入分析了故障原因,并提出了机务维护以及飞行操纵方面的建议,为该型飞机刹车系统的日常维护、故障诊断和故障预防提供一定的参考。

Waspaloy镍基合金的低周疲劳裂纹萌生与扩展研究

为了揭示孪晶界和夹杂物对waspaloy镍基合金裂纹的萌生及扩展的影响。开展waspaloy镍基合金低周疲劳试验研究,结合光学显微镜与电子显微镜对循环加载过程中试样表面的变化进行观测与记录。实验结果表明裂纹更倾向于在孪晶界和夹杂物的位置萌生,但夹杂物的作用并不是单一的,在裂纹扩展的过程中发现夹杂物对裂纹的扩展具有一定的阻碍作用。

基于材料时变参量的挖补修理胶层内剪应力研究

以AS4/3501-6材料的挖补修理为研究背景,基于材料热、力学参数的时变特性,分别为补片和胶层建立了热-力-化学多物理场耦合的有限元模型,研究了不同挖补角度和胶层厚度对胶层残余剪应力的影响,探索了不同挖补修理设计方案下的修理过程中胶层残余剪应力分布。结果表明:挖补角度、胶层厚度的增大均会加剧胶层残余剪应力集中;减小挖补角度,可有效降低胶层残余剪应力及沿胶层径向平均剪应力梯度;3°挖补角度下胶层径向中点残余剪应力比15°下降低17%,径向平均剪应力梯度降低92%;减小胶层厚度,胶层残余剪应力减小但平均剪应力梯度增大,0.3 mm胶层厚度下胶层径向中点残余剪应力比1.5 mm下降低15%,径向平均剪应力梯度升高30%。经验证三维有限元模型及计算方法正确,为改进修理工艺、提高修复质量提供了依据。

激光诱导石墨烯柔性可穿戴传感器的研究进展

柔性可穿戴传感器因柔软轻便、延展性强且可用于健康管理、环境监测、食品检测、储能器件等领域而备受关注,基于激光诱导石墨烯的柔性可穿戴传感器克服了传统可穿戴设备的不足,其制备过程具有单步原位制备、绿色环保、低成本等优势,符合新型便携式/可穿戴电子产品向着智能化、微型化、高集成度、柔性化方向发展的趋势,具有良好的发展前景。本文首先阐述了石墨烯的传统制备工艺与激光诱导石墨烯的优缺点;然后分析了碳前体、激光器类型、激光参数、掺杂改性等影响因素对激光诱导石墨烯的结构和性能的影响;接着介绍了激光诱导石墨烯在柔性应变传感器、柔性生理传感器、柔性化学传感器等方面的应用研究;最后,对其应用前景进行了展望。

基于图像识别的航空姿态指引仪故障检测系统

对于航空姿态指引仪的维修,仅靠人工目视检测效率低下,为了解决该问题,研究出一种基于Hough变换和改进的AlexNet卷积神经网络的图像识别算法。通过分析处理和识别分类指引仪表盘图像的特定区域,及时检测出指引仪倾斜角和俯仰角的指示情况。实验表明,以该算法为核心的故障检测系统,能够较准确地判断指引仪是否存在故障或是否符合维修标准,检出率在90%以上。由于该系统的应用,机务维修人员可以远程诊断航空姿态指引仪的故障,高效完成维修工作。

基于POD和Kriging的水滴收集量快速预测方法

数值模拟手段预测翼面处水滴撞击特性通常较为耗时,为快速准确计算结冰条件下的翼面处水滴收集量,提出了基于本征正交分解和代理模型的水滴收集量快速预测方法。首先对FAR 25部附录C中连续最大结冰条件进行优化拉丁超立方采样,通过数值模拟手段获得各采样点在翼面处水滴收集量分布,从而构造样本空间。在此基础上,利用本征正交分解(Proper orthogonal decompostion,POD)方法找到表达和重构水滴收集量的本征模态以及相应的拟合系数。最后,利用Kriging模型建立样本空间中各采样点与拟合系数间的代理模型,实现翼面处水滴收集量分布的快速预测。经多组工况验证表明:该方法可较为准确地预测翼面处水滴收集量分布,其计算成本较数值模拟方法大幅降低,能够为无人机防除冰设计提供有益参考。

Waspaloy镍基合金高温流变应力及其本构模型构建

针对涡轮发动机涡轮叶片复杂应力状态下的时效变形问题,以涡轮叶片材料Waspaloy镍基合金为研究对象,开展Waspaloy镍基合金时效处理,完成时效态Waspaloy镍基合金600、700和750℃准静态高温力学拉伸试验。利用Ludwik和Hollomon经验公式预测Waspaloy镍基合金高温塑性段流变应力,引入平均误差(the mean error,E_(r))和均方根误差(root mean square error,RMSE)评价流变应力的预测准确度。结果表明,时效处理后合金的硬度得到有效提升,而其塑性性能有所降低。Waspaloy镍基合金的抗拉强度和延伸率在600~750℃区间范围内与加载温度呈负相关关系。Ludwik模型较Hollomon模型有更高的流变应力预测精度,而在高温高应变区域Ludwik模型预测流变应力仍存在较大误差。在Ludwik模型的基础上引入指数项,修正后的Ludwik模型能更好地预测Waspaloy镍基合金高温塑性段的流变应力。

新型动力轻型飞机飞行性能仿真评估

为评估新型动力轻型飞机的飞行安全性,基于民用航空器适航审定理念和方法,选取飞行关键的阶段,应用MATLAB软件模拟该型飞机起飞地面滑跑和起飞爬升性能,计算滑跑距离和爬升率。结果表明混合动力型轻型飞机的起飞地面滑跑距离缩短了10%,爬升性能提高了22%,同时混合动力型飞机对起飞机场的高度和温度环境适应能力也明显提升。该方法可作为混合动力轻型飞机适航审定中验证符合中国民航CCAR-23-R4规章第23.2115条款“起飞性能”和第23.2120条款“爬升”要求的一种方法。

基于改进YOLOv5s的航拍红外图像目标识别方法

为了提高无人机在黑暗条件下的识别效率,降低在复杂环境及路况方面存在漏检及延时效果等问题,本文提出了一种改进的YOLOv5s-GN-CB红外图像识别方法,该方法可以提高无人机红外航拍图像对车、人等多类目标识别效率。本文对YOLOv5s的主要改进包括以下3个方面:将Ghost引入到YOLOv5s主干网络中,并将NWD loss损失函数融入至Ghost中;添加注意力机制CA;添加加权双向特征金字塔BiFPN。经验证,改进的YOLOv5s-GN-CB检测模型在InfiRay红外航拍人车检测数据集下目标识别平均精度均值(mAP@0.5)达到95.1%,FPS提高至75.188帧/s。相较于YOLOv5原始模型的平均精度均值和FPS分别提高了4.2%和12.02%。在对同一场景中无人机航拍红外图像目标识别的检测精度有明显提升,延时率有所下降。

加热工艺对树脂基复合材料挖补修理固化过程的影响

基于复合材料热固化过程中物性参数的时变特性,建立了树脂基复合材料挖补修理热固化的三维热-力-化学多场耦合模型,数值研究了不同加热方式及不同工艺参数下修补片固化过程中温度、固化度及残余应力的变化规律。结果表明:不同热环境对修补片内温度峰值影响较小,在0.8%以内;热补仪固化方式下,增大升温速率可缩短修补片固化时间,但会使残余应力增加,6 K/min升温速率下比2 K/min升温速率下完成固化所需时间缩短23%,但残余应力增大9%;热压罐固化方式下,降低罐内对流换热系数,可降低修补片内残余应力,且不会延长固化时间,23 W/(m^(2)·K)对流换热系数下比63 W/(m^(2)·K)对流换热系数下残余应力减小12.3%;热压罐与热补仪固化方式相比,完成固化所需时间接近,热压罐固化方式对应的残余应力下降7%。但是热压罐固化成本远高于热补仪,因此可继续优化热补仪固化工艺,达到提高固化质量降低固化成本的目的。

通航飞机热固型环氧树脂固化动力学研究

为获得通航飞机热固性环氧树脂的固化动力学特性方程和固化动力学参数,利用差示扫描量热法(DSC)在不同升温速率下对热固性环氧树脂进行非等温测试,并拟合实验曲线数值,得到热固性环氧树脂固化动力学特性。采用Ozawa-Wall-Flynn(OWF)和Kissinger-Akahira-Sunose(KAS)方法确定活化能,研究表观活化能随固化度的变化情况。基于Málek方法解析固化反应机理,结果表明:该树脂固化行为符合Sestak-Berggren自催化模型。通过非线性拟合(LSR)确定指前因子(A)、反应级数(m,n),建立固化动力学模型。将模型预测的固化反应速率-固化度曲线与实验结果进行对比,结果表明:模型预测值和实验值基本吻合。因此,获得的固化动力学模型能够准确描述该树脂固化反应过程。研究工作为通航飞机复合材料的制造与修补过程制定固化工艺参数提供参考。

大厚度树脂基复合材料的热风箱加热固化研究

为研究某通航飞机典型树脂基复合材料热风箱加热固化过程中的热应力,建立了包括流固耦合、树脂固化放热的多物理场动量、热量输运模型和热应力模型,并通过实验验证了计算模型和方法的正确性。数值计算了不同厚度的层合板热风箱加热固化过程中的热空气流场,温度场以及层合板热应力场,并与热补仪加热固化过程中的对应参数进行对比。数值计算结果表明:热风箱在层合板周围能形成较高且稳定的温度环境,随着厚度的增大,层合板内温度分布更加均匀,层合板内部的热应力降低,且在固化过程中的热应力波动幅度减小;热风箱加热固化的板内热应力值在整个固化过程中均明显低于热补仪加热固化的热应力值,在升温阶段低幅达6%,在降温阶段低幅达10%;对于所研究的大厚度树脂基复合材料,热风箱加热固化具有较明显的优势。