唐山上空CO2和CO浓度特征的飞机探测研究

为研究唐山城市上空CO₂与CO浓度时空分布,进一步定量其碳排放,于2018年11月~2019年3月,利用运十二飞机搭载高精度温室气体分析仪和相关辅助设备,对唐山市上空（200m~4600m）CO₂与CO浓度进行飞机探测.探测期间共取得6组CO₂和CO浓度垂直廓线数据.结果表明：探测期间CO₂浓度变化范围406×10^-6~453×10^-6,CO浓度变化范围27×10^-9~1135×10^-9.夜间探测有明显的混合层存在时,CO₂与CO浓度分布在混合层内有向上聚集现象,且在混合层顶均达到最大值;白天探测无明显的混合层存在时,浓度整体随高度增加而减小.在探测期间整层的平均风力小于4级时,CO₂和CO浓度极显著相关,CO₂和CO浓度比变化范围32.2~43.9.以2019年2月23日白天的架次为案例进行分析,微风条件下空气团经过城市后,CO₂和CO浓度均有所增加,显示当日唐山是CO₂和CO的源,结合质量平衡法或大气反演模式可以进一步估算城市CO₂和CO排放量.     

飞机实验室低温试验方法研究

为了在实验室内进行飞机整机的低温试验,对低温试验方法进行了研究。通过分析国内外相关低温试验标准和国外飞机实验室低温试验,从试验目的、试验特点、试验条件、试验控制、试验科目、试验步骤、试验中断处理等方面,研究了飞机实验室低温试验方法。应用该试验方法,在国内首次完成了某型飞机的实验室低温试验,试验内容涵盖飞机系统、飞机地面保障设备和飞机地面保障程序,获得了在外场试验难以甚至几乎无法获得的试验数据。研究的试验方法适用于飞机实验室低温试验,将有助于我国飞机低温环境适应性设计。     

基于可靠性为中心的航空保障系统特种装置维修决策研究

目的研究航空保障系统维修决策。方法通过对俄罗斯航母航空保障系统特种装置主要功能和系统组成的分析,探索特种装置维修技术保障特点,并以可靠性为中心的维修理论,研究航空保障特种装置重要功能部件,分析其故障模式及产生原因。结果通过RCM进行逻辑决断,确定了航空保障特种装置预防性维修工作类型、维修等级和维修间隔期等。结论 RCM可有效应用于航空保障特种装置维修分析中,为机关决策提供理论参考。     

一种多参数小型化飞机结构腐蚀环境监测技术

目的研究腐蚀与环境条件之间的关系,提出一种用于飞机腐蚀环境监测的小型化监测节点的实现方法。方法针对影响腐蚀的4个关键环境参数(温度、相对湿度、湿润时间和氯离子浓度),研究其传感方法并研发选型相应传感器。在此基础上设计基于MSP430处理器的多参数飞机腐蚀环境监测节点。结果通过实验验证了节点中的温湿度传感器、湿润时间传感器和电化学传感器的适用性,能够完成对环境参数的的测量。结论设计的节点满足机载装置小型化、轻量化的要求,可以实现在线的腐蚀环境监测,从而保障飞行安全。     

海洋环境服役飞机的全面腐蚀控制

从结构设计、材料筛选、表面处理、有机防护体系、防锈剂的应用、维护/维修、人员培训等方面,分析了国外海洋服役飞机的腐蚀防护与控制的发展状况。从腐蚀与防护系统工程的角度,提出了我国海洋服役飞机全面腐蚀控制的发展建议,主要包括加强细节的密封防水设计、应用先进高性能防护技术、加强维护/维修中技术与产品的研发和应用等几个方面。最终建立起海洋服役飞机表面防护研究体系,保证了海洋服役飞机的研制、生产和使用的顺利进行,全面提高了海洋服役飞机的使用寿命。     

某型飞机腐蚀关键结构含涂层模拟件腐蚀行为研究

目的研究某型飞机腐蚀关键结构防护涂层体系的腐蚀失效行为,评估涂层的防护性能,为整机日历寿命体系评定和飞机大修提供试验依据。方法在编制加速环境谱的基础上,对模拟件进行环境谱作用下的加速腐蚀试验。结果在经过修理前后两个阶段的加速腐蚀后,模拟件在铆钉连接区域表面涂层均出现不同程度的鼓包、开裂、剥落等老化现象。结论腐蚀关键结构表面防护涂层体系总体上能够满足首翻期和翻修间隔期内结构的表面防腐要求,但在外场使用维护中应针对铆钉、螺钉连接件周围等腐蚀敏感部位加强防护,一旦出现涂层老化、破损等损伤需要及时进行局部修复。在科学、合理的外场使用维护条件下,可以适当延长飞机的进厂大修时间。     

基于标准分析军用飞机实验室淋雨试验参数设计

目的对军用飞机淋雨试验进行降雨参数设计,为军用飞机实验室淋雨试验参数设计提供参考。方法采用逐一分析,横向对比的方法,对国军标中部分与淋雨试验相关的六个标准,以及国外的三个标准,在降雨强度、雨滴直径及降雨方向等的参数设置进行分析。结果总结降雨强度设计的规律以及各标准在实验室淋雨试验设计时的作用,给出飞机水密性淋雨试验和除雨性能淋雨试验的部分降雨参数设计。结论给出的降雨强度参数符合各标准的要求,所总结的规律建立在深层理解各个标准的基础上,为军用飞机实验室淋雨试验参数设计提供了参考。     

使用环境对舰载飞机重量的影响研究

目的寻求舰载飞机与陆基飞机的重量关系,评估在舰面使用环境条件下舰载飞机的增重代价。方法根据重量设计分析方法,确定研究对象,建立舰载机、陆基飞机的主要特征重量分析函数,求解函数中的相关参量,进而计算舰载机相对陆基飞机的重量增量。结果相同空机重量时,舰载机比陆基飞机的最大起飞重量要减小11.3%~12%;相同最大起飞重量时,舰载机比陆基飞机的空机重量要增大12.1%~12.9%。结论基于重量函数的综合分析方法,可以全面考虑使用环境条件对舰载机重量影响的诸要素,其分析结果能够满足舰载机重量设计分析的需要。     

某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构选型疲劳寿命研究

目的研究某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构的选型疲劳寿命。方法在结构选型设计时初步确定长桁连续和长桁断开两种结构形式的基础上,采用静力试验与疲劳试验方法对这两种结构模拟件进行对比试验验证。结果两种结构模拟件的静破坏载荷分别为588.20 k N和587.97 k N,与设计预计破坏载荷(590k N)高度一致。在相同的等幅载荷谱下,长桁连续结构的中值疲劳寿命和95%置信度与95%可靠度下的疲劳寿命分别约为长桁断开结构的1.7倍和4倍。长桁连续结构的疲劳分散性明显小于长桁断开结构。长桁连续结构的疲劳断口主要呈现脆性穿晶疲劳断裂特征;而长桁断开疲劳断口则呈现出韧窝型断裂和解理断裂的混合型穿晶疲劳断裂特征。疲劳断口微观形貌表明,长桁断开结构在疲劳过程中产生了塑性变形,这就从微观机理上解释了长桁连续结构的疲劳性能优于长桁断开结构的原因。结论在结构质量相近的情况下,长桁连续结构明显优于长桁断开结构。