飞机密封防水新技术研究

针对我国飞机传统密封防水方法存在的主要问题,提出了道轨式密封带与胶体密封剂相结合的密封防水方法,并应用于3个机型9个关键对接部位的密封防水改进。密封防水试验结果表明,该方法具有优良的密封防水性能,能达到“滴水不漏”的效果,适用于对飞机各种口盖、活动构件、连接部位、螺栓孔等存在缝隙的结构部位进行密封防水。     

某型飞机典型连接结构防腐蚀密封改进及验证

目的研究某型飞机典型连接结构防腐蚀密封改进方法。方法针对飞机典型连接结构的密封剂失效问题提出改进密封工艺和密封结构形式两种方案,并采用实验室加速环境谱进行试验验证研究,以获得解决密封剂失效问题的途径。结果密封剂固化时间由48 h延长至168 h后,典型连接试验件的初始开裂时间由试验1循环延迟至5循环,降低了涂层开裂程度。采用局部密封设计后,试验件的初始腐蚀时间从试验1循环延迟至10循环,试验件外表面螺钉均产生红棕色锈蚀。结论采用局部密封设计形式和将密封剂固化时间由48 h延长至168 h可以有效解决某型飞机典型连接结构现有设计中的密封剂失效问题。     

T型槽密封结构的有限元分析及试验验证

目的通过有限元分析,实现T型密封结构的优化设计。方法利用ABAQUS建立液压系统用T型槽密封结构的二维轴对称模型,分析计算密封结构中过渡圆角、槽宽、倾斜角度等对密封圈应力分布、接触应力的影响,通过设计密封圈老化寿命试验,验证分析结论。结果随着过渡圆角(R0.5～R2)的增大、倾斜角度(10°～3°)的减小,密封圈的局部应力最大值和接触应力均减小。随着槽宽(10～18mm)的增加,密封圈的局部应力最大值逐渐增加,接触应力逐渐减小。分析用密封结构的接触应力均大于密封介质压力0.7 MPa。最终通过试验证实了分析用密封结构均满足密封性能,且不合理的设计会降低密封圈寿命。结论在密封介质压力较小的情况下,建议选用较大的过渡圆角(推荐值为R2),较小的倾斜角度(推荐值为5°～6°)及槽宽(推荐值为密封圈截面直径的1.2～1.5倍)。     

弱密封火工品的失效模式和贮存性能研究

目的 获取弱密封火工品在温度和温湿度环境下的失效模式和贮存性能。方法 设计温度和温湿度2种环境下2种弱密封火工品的加速寿命试验,对加速贮存后的火工品进行外观检查、性能测试和失效模式分析。结果 点火头这类防潮漆密封火工品的失效模式主要是作用时间变长,点火能力不足,其失效机理主要是脚线的氧化、药剂的潮解和药剂中还原剂的氧化。火焰雷管这类绸垫涂胶密封的火工品,在温湿度应力下的失效模式主要为输出能力下降,其失效机理主要是部羧铅遇水发生化学反应。结论 弱密封火工品在温湿度环境下的贮存特性与自身密封性和装药特性有密切关系,其失效速率取决于自身的密封性和主装药剂的吸湿性和稳定性。     

水陆两栖飞机结构密封防水与排水设计

目的确保水陆两栖飞机在日历寿命周期内不会因积水问题造成严重腐蚀。方法根据水陆两栖飞机特殊的使用环境特点,综合笔者多年从事飞机腐蚀防护设计工作的经验,对结构密封防水和排水设计进行全面分析和论述。结果提出了水陆两栖飞机结构密封防水和排水原则,给出了水陆两栖飞机典型结构防水和排水的具体措施。结论已在大型水陆两栖飞机中应用,并顺利通过了水密试验验证。     

法兰连接完整性管理及定力矩密封技术研究与应用

为提高法兰紧固密封性能和规范密封泄漏管理,采用有限元仿真模拟手段,详细分析了法兰连接过程中导致泄漏的关键因素,揭示了垫片形式对螺栓预紧力及接触密封应力的影响规律,构建了法兰连接密封信息化平台,实现了法兰密封完整性的有效管理,为某高含气田的安全长周期运行提供支持。     

飞机铝合金结构连接部位表面防护体系修理技术研究

目的研究飞机铝合金结构连接部位表面防护体系修理技术。方法根据飞机铝合金连接结构腐蚀损伤特点、原防护体系类型及服役环境特点等,选取修复材料和修复工艺,制定5种不同的表面防护体系修理方法,通过在飞机典型涂层加速试验环境谱下开展加速腐蚀试验,优选出适于飞机铝合金结构连接部位表面涂层损伤修理方法。结果加速试验2周期,采用RM4修理的试件,修复部位表面开始出现脱落现象。加速试验6周期,在紧固件区域,采用RM1,RM2,RM3,RM5修理的试件在变色、粉化、开裂、起泡和剥落指标上都属于优或者良,但在生锈指标上仅采用RM3修理的试件属于良;在非紧固件区域,采用RM1,RM2,RM3,RM5修理的试件在各指标上都属于优或者良。结论 RM3更适用于飞机铝合金结构连接部位表面防护体系修理。     

基于锡合金的水下机器人密封自修复系统设计

目的 解决水下机器人推进器密封系统在驱动电机轴高速旋转和高水压情况下,密封件易磨损失效导致发生漏水故障的问题。方法 利用余度设计思想,在原有密封结构的基础上,设计一种基于锡合金的水下机器人密封自修复系统,当原有密封结构失效漏水,密封自修复系统便控制限位锡合金块加热至融化,使锡合金块的限位作用消失,进而释放冗余密封圈,并通过拉簧的作用将冗余密封圈推至密封槽内,从而恢复推进器的密封功能。为验证设计的可靠性,又通过有限元软件ANSYS对密封自修复结构中影响密封性能的关键部件进行静力学分析。结果 关键部件的强度仿真结果均满足设计要求,在密封自修复实验装置箱体内注适量水,并施加2 MPa的水压保持一段时间,密封自修复系统成功启动,且其密封性能传感器未检测到其漏水。结论 密封自修复系统可在漏水的情况下顺利启动,并起到密封的作用,验证了设计的可行性。     

表面防护技术对混凝土结构耐久性能的影响

碳化及其导致的钢筋锈蚀是影响钢筋混凝土耐久性的重要因素。比较了混凝土表面浸渗、涂料涂覆及浸渗＋涂覆复合防护3种表面技术,开展了对混凝土防护的研究。通过碳化试验、紫外/冷凝加速气候老化试验以及混凝土内置钢筋电化学测量等检测手段,研究了3种表面防护技术对混凝土保护性能影响。结果表明,采用硅烷浸渗＋水性氟碳涂层的复合浸涂处理,可明显提高钢筋砼结构耐久性。     

火工品温湿度双应力加速寿命试验方法研究

目的 获取火工品温湿度加速系数,建立温湿度双因素加速寿命试验方法。方法 通过设计3种火工品不同温湿度加速条件下的加速寿命试验,定期取样进行性能测试,利用获取的性能数据和选定的温湿度加速模型,计算3种火工品的温湿度加速系数和湿度项反应速率常数,确定温湿度加速模型公式。结果 获取了3种火工品的温湿度加速系数和湿度项模型参数,初步建立了火工品温湿度双因素加速寿命试验方法,并对下一步研究方向进行了展望。结论 建立的火工品温湿度双因素加速寿命试验方法可由高温高湿加速试验时间外推常温常湿贮存时间,适用于自身密封性差或密封失效,且贮存环境湿度大的火工品的寿命预测。     

用于应力腐蚀试验的飞机铝合金装配模拟件内部应力无损测定

目的 减少或避免服役飞机机体的应力腐蚀和腐蚀疲劳开裂.方法 采用短波长特征X射线衍射技术和仪器无损检测飞机铝合金装配模拟件的内部残余应力和装配应力的分布.结果 0.5 mm矩形间隙使下缘条根部上表层产生高达110 MPa及以上的拉应力;0.3 mm矩形间隙使下缘条根部上表层产生约80 MPa的拉应力;0.5 mm楔形间隙使下缘条根部上表层产生的拉应力平均值约55 MPa.结论 利用短波长特征X射线衍射技术能够无损测定和表征铝合金装配件内部应力及其分布,装配间隙使下缘条根部上表层产生较大拉应力,这与服役飞机机身螺接件出现较多非典型裂纹的部位吻合.矩形间隙装配件下缘条根部上表层的拉应力大于相同间隙值的楔形间隙装配件下缘条根部上表层的拉应力,并且,装配间隙越小,产生的拉应力越小.减小螺母靠根部处的装配间隙与螺母靠根部处到壁板距离的比值,将减小装配件的拉应力,减少或避免SCC&CFC的发生,以及非典型裂纹的产生.     

飞机继电器腐蚀防护与控制要求

为解决飞机继电器因腐蚀而导致性能退化甚至失效的问题,从飞机继电器的设计、制造、检查和修理等方面提出腐蚀防护与控制要求.首先,针对继电器的使用环境、腐蚀特点,在继电器常见腐蚀失效模式基础上,提出了继电器腐蚀防护与控制的一般要求;其次,从材料选择、表面防护、密封设计、零件加工和装配工艺等方面提出腐蚀防护设计和制造要求;再次,按照检查准备、检查程序、检查标准、电气性能检查、腐蚀修理等步骤,研究制定了飞机继电器腐蚀检查与修理要求;最后,结合飞机日益严峻的腐蚀损伤现状,对继电器在使用过程中的腐蚀预防与控制方法进行了探索研究.     

浅谈外浮顶罐二次密封的意义

分析了外浮顶罐边缘密封损耗机理,介绍了二次密封的结构特点,通过二次密封与挡雨板对比,说明二次密封的经济效益和安全效益.     

硅橡胶密封件随弹贮存老化分析及寿命预估

通过对某随弹贮存8a的硅橡胶密封材料进行外观检查、常规物理性能检测、恒定压缩永久变形测试及加速贮存试验,获得了橡胶材料的各项物理性能,用压缩永久变形临界值作为判据得到了25℃下硅橡胶密封材料可继续贮存使用的寿命预估值,为该型导弹寿命预估提供了重要理论依据.     

沿海机场某型飞机典型结构件自然曝晒试验研究

目的研究某型飞机典型结构件的腐蚀机理。方法在海南陵水机场进行自然曝晒试验,采用表面宏观形貌记录和微观形貌表征法、腐蚀产物物相分析等手段对基体及上覆防护体系的腐蚀、老化性能进行评估,进而得出该型飞机不同部位的防护性能变化规律。结果其中试件边缘、与螺栓直接接触的部位和试件连接处涂层老化、脱落最为严重,涂层脱落后裸露的基体也会出现较为严重的腐蚀现象;而一般远离螺栓、边缘和断口的区域则涂层老化、脱落均匀,腐蚀程度较轻。结论相同环境谱作用下,受力壁板连接关键部位不同部位发生腐蚀的类型、机理不同。     

核电厂密封段加速寿命试验研究

堆芯中子注量率测量系统是30万千瓦核电厂监测系统的重要组成部分之一。该系统中的密封段要在工作温度不大于100℃、设计压力为17.16 MPa条件下满足长期密封要求。根据Arrhenius定律及《机械密封试验方法》,计算出了保证密封段正常工作5 a不泄漏需在240℃条件下进行加速寿命试验所需的试验时间。同时还制定了密封段加速寿命试验方案并进行了加速寿命试验,对试验测量参数进行了分析。分析结果表明密封段满足正常工作5 a不泄漏的要求。密封段加速寿命试验是密封段型式试验的重要步骤,还可作为其它密封设备加速寿命试验的参考。