为解决飞机钣金橡皮囊成形模具传统贮藏维护保养方式造成的表面损伤而降低成形零件精度的问题,依据在大气环境下造成模具材料锈蚀的条件,设计了一种飞机钣金橡皮囊成形模具维护保养装置。该装置由主箱体、气压控制系统、除湿装置、监测装置等主要部件构成,结构简单,易于操作,可将模具存放箱体内的多余空气和水蒸气抽至箱体外,有效防止模具表面锈蚀,延长模具的使用时间,保证了不同批次成形零件的一致性。

旋转弯曲疲劳试验是检测航空导管合格率的重要手段之一。在无扩口导管旋转弯曲疲劳试验中,通常将应变片粘贴在靠近导管承受最大应力处,但二者之间难以避免地存在误差,影响试验结果。针对此问题,基于应力-应变的理论分析,采用Abaqus软件对7种常见规格的TA18无扩口导管进行有限元仿真模拟,得到其应变片位置处的应变值及导管最大应变值,并进行试验验证。结果表明:导管实际产生的最大应变与应变片位置处所测得的应变值的相对误差在7%左右。参照航标,采用以应变片读数低于理论应变值5%的修正方法来进行试验,对确保试验结果的准确性具有一定的指导意义。

建立不对中-碰摩-不平衡条件下的滑动轴承-转子系统动力学模型,综合考虑不对中、滑动轴承油膜力、转盘偏心量和碰摩等一系列强非线性的耦合。运用C语言环境下的四阶Runge-Kutta数值积分法,引入碰撞振子系统的分析方法对转子系统的碰摩分岔转迁行为进行分析,同时引入最大碰摩力和占空比概念对转子模型的参数变化引起的系统响应进行量化表征。结果表明:不对中故障导致转子系统产生2×、4×等偶数倍频率,并且2×频率幅值不随转速和系统参数的改变发生变化;轴承间隙和润滑油黏度的改变对系统响应产生了显著影响,具体表现为系统的稳定性随着轴承间隙的减小和润滑油黏度的增大而提高,特别是润滑油黏度的增大使得系统一、二阶临界转速明显增大。

基于疲劳载荷作用下裂纹扩展的随机性,建立了结构系统综合考虑静强度和断裂的可靠性分析方法,该方法给出了元件静强度失效时所对应的当量寿命,并建立了元件综合失效判别准则,分析了元件静强度失效和断裂失效之间的相关性。算例表明,随使用年限的增加,元件静强度失效和断裂失效之间的相关性也在增加;在不同的使用年限内,结构系统主要失效路径是不同的,并且在结构系统主要失效路径中既有元件静强度失效又有元件断裂失效;若只考虑静强度或断裂的结构可靠性分析,分析结果偏于危险。

本文以三次B样条函数为试函数，用牛顿迭代分析了圆板大挠度的非线性问题。文中考虑了固定夹紧、可移夹紧、铰支承及简单支承等四种边界条件，在计算例题中，荷载考虑了布荷载和均布边矩荷载。计算结果表明，算法是有效的。

介绍一个高速多通道时间记录仪,应用于量子密码学的研究试验中.该系统在一片FPGA完成了全部的逻辑设计,具有结构简单、精度高、速度快的特点.

在航空导管旋转弯曲疲劳试验过程中,由于偏载的施加导致挠度调节机构在旋转时质量分布不均匀,进而使得偏移控制盘所连接的轴承产生周向磨损,出现微小间隙,实际测得的波峰峰值比理论计算值大,会对试验的精确性造成影响。为此,提出质量平衡的改进方案。在偏移盘运动反方向添加平衡铅块,以保证不会出现偏心振动,进而消除波峰峰值过大的影响。结果表明:所提出的方案能够消除该机构因质量分布不均造成的峰值过大的影响。

为了准确测验出航空导管无扩口连接处的旋转弯曲疲劳寿命,基于航空部有关标准,在参考目前国内外其他类型旋转弯曲疲劳试验机的基础上,设计了一套包含同步带传动机构、主轴机构、挠度调节机构、尾座管端固定机构及计数机构在内完整的一套设备系统。该设备能同时对带内压的六根航空无扩口连接导管进行不同挠度值的旋转弯曲疲劳试验,大大增大了试验效率,为国内同类产品的设计起到了一个引领作用。

为了使飞机橡皮囊成形件在CATIA环境下更好地展开,从而获得一个比较满意的毛坯料形状、降低材料成本,文中提出一种以Windows7为操作系统的32位机上应用Visual Studio 2005工具进行基于CAA（Component Application Architecture）的CATIA二次开发方法,设计并搭建成基于几何法的橡皮囊成形毛坯料展开设计系统平台,并提供了具体开发实例。

在CATIA二次开发平台上,针对橡皮囊成形零件的成型特点,通过对成形件进行特征线和特征圆弧的构建,获取到橡皮囊成形件的成型特征参数,然后传递到下一步的成形审查系统进行成形性能的分析,确定其成形性能。