摘要：国家创新驱动的发展战略与国际竞争的加剧对军工科研院所提高科技创新能力提出了更高的要求,科技创新的主体是人,因此必须构建一支具有创新精神与创新能力的人才队伍。本文在分析军工科研院所人才特点的基础上,从人才规划、引进、培育的全环节入手,设计了有针对性的科技创新人才队伍的建设方案,通过人员的优化达到提升组织创新能力的目的。

摘要：目的研究服役于海洋大气环境中的几种典型钢材的耐腐蚀性能。方法通过酸性盐雾､湿热､酸性大气等试验方法研究钢材在海洋大气环境服役过程中的耐腐蚀性能。结果在海洋大气环境中,通常含铬量较高的不锈钢耐腐蚀性能较为优异,含铬量较低的不锈钢材料耐腐蚀性能较差。结构钢在海洋大气环境下易腐蚀。钝化处理能明显提高不锈钢的耐腐蚀性能,但仍然难以保护不锈钢在长期海洋大气环境作用下不受侵蚀,无机铝涂料对钢材具有优异的防护性能,而镀银层将加剧钢材基体腐蚀。此外,粗糙表面易诱发不锈钢发生腐蚀。结论在海洋大气环境服役时,不锈钢应采取钝化处理,提高其耐腐蚀性能。对于结构钢和铬含量较低的不锈钢,可采取涂覆无机铝涂层的方式,通过牺牲阳极作用有效保护基体免受侵蚀。在设计阶段,还应注意外露部位的表面粗糙度设计,尽量防止或减小不锈钢腐蚀现象的发生。

摘要：TiAl合金由于其低密度和高比强度,在航空材料中展现出良好的应用前景。通过定向凝固控制TiAl合金晶体取向,有助于大幅提升合金高温性能和服役温度,促进TiAl合金在新一代航空发动机上的应用。综述了近年来TiAl合金定向凝固的研究方法和成分−组织−性能关系的研究进展,总结了国内外定向凝固TiAl合金的主要研究单位及研究主题,简要介绍了定向凝固方法与模壳材料的应用情况。从合金成分角度,分析并总结了α、β相稳定元素和其他常见元素对定向凝固组织和性能的作用;从力学性能角度,介绍了定向凝固高Nb−TiAl合金在高温拉伸、蠕变、高周疲劳性能上的优势及相关机理;从定向凝固工艺角度,归纳了生长速率和温度梯度对合金凝固路径、片层取向及宏观、微观偏析的影响。展望了定向凝固TiAl合金的未来发展方向。

摘要：目的 研究螺栓、卡箍等直升机基础产品在海洋大气环境下腐蚀和力学性能随时间的变化规律,采用结构模拟连接件,验证直升机防护体系对基础产品的防护效果。方法 通过将螺栓、卡箍和连接件在外场暴露不同时间,在此期间定期对试验件表面状态和力学性能进行测试,分析海洋环境对直升机基础差的影响和机上防护方法的可靠性。结果 经过2a腐蚀后,螺栓表面发生了明显的腐蚀,但是腐蚀深度不大,抗拉强度维持在18.3 MPa,剪切强度从27.99 MPa下降到26.52 MPa。卡箍发生了腐蚀,橡胶材料老化严重,推出力降低80%,基本丧失锁紧性能。有涂层保护的典型连接件,表面厚度为66 mm,色差为0.3,光泽度变化1%,各项参数与未暴露时相比变化不大。结论 在海洋大气环境下,螺栓、卡箍等在未采取防护措施的情况下不建议使用,机上采用的防护措施有效,可对基体起到很好的保护作用。

摘要：对飞机整体油箱密封剂修补性能进行研究,通过对比涂层和密封剂耐油老化前后的修补性,讨论涂层耐油老化、密封剂性能和老化行为对修补性能的影响,为密封剂修补性能表征和选材应用提供参考。

摘要：通过建立的高温涡轮叶片振动疲劳试验系统,实现了高温条件下对发动机涡轮叶片及材料振动疲劳试验的闭环控制,有效提升了试验的控制精度和测量精度。采用在试样表面粘贴高温应变计的方式,对试验件的高温振动应变进行直接测量,实现了高温条件下的振动应力标定。与传统替换法试验结果进行对比分析,结果表明二者所得结果具有明显差异。针对航空发动机单晶涡轮叶片开展了高温振动疲劳试验测试,通过升降法得到了该型叶片在800℃、2×107循环条件下对应的中值疲劳极限。试验结果满足发动机设计所需的置信度要求。

摘要：平面断裂韧性对于结构强度设计具有重要意义。针对含有预制裂纹的聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)泡沫紧凑拉伸(CT)试样,开展了平面断裂韧性实验,获得了相应载荷-位移曲线。随后通过光学方法获得了CT试样断口的显微图和三维形貌,标定了裂纹前缘,并精确测量了裂纹长度。最终通过计算获得PMI泡沫的平面断裂韧性K_(IC)为0.103 MPa·m^(1/2),离散系数为2.66%,证明了实验的可行性和可靠性。

摘要：采用一种免焊后热处理的回火焊道焊接工艺在碳钢试板上进行反应堆压力容器用低合金钢焊丝堆焊工艺试验,获取低合金钢焊丝焊态熔敷金属。根据ASTM E466和ASTM E606标准对焊态熔敷金属进行室温下低周和高周疲劳性能试验,并使用Coffin-Mansion方程与三参数方程拟合焊态熔敷金属低周疲劳和高周疲劳寿命曲线。同时,根据核电设备设计规范RCC-M中推荐的修正系数对试验获得的疲劳曲线进行修正,获得修正后的S-N曲线,并与RCC-M规范中低合金钢疲劳设计曲线进行对比。试验结果表明:基于RCC-M修正后的焊态熔敷金属低周疲劳S-N曲线与RCC-M中的低合金钢低周疲劳设计曲线基本重合;基于RCC-M修正后的焊态熔敷金属高周疲劳S-N曲线位于RCC-M中的低合金钢高周疲劳设计曲线之上。

摘要：在商用飞机领域,数字孪生对降低复合材料成本、提高全寿命周期管理的科学性具有重要意义。目前尚缺乏指导构建复合材料全寿命周期数字孪生的一般性理论与方法,以及受限于计算效率,复合材料工艺过程仿真难以满足数字孪生实时性要求。针对这些问题,本文提出了适用于商用飞机领域复合材料全寿命周期数字孪生框架,基于该框架,以热固性树脂基复合材料热压罐工艺过程为例,探讨了基于复合材料实时仿真方法的复合材料制造过程数字孪生。通过对比数字孪生中物理实体的实验测量值与虚拟实体的计算值,温度平均误差为0.33℃,固化变形量误差约为1.65%~3.96%,具有较高的精度,可用于航空复合材料制造过程的工艺控制与优化,及复合材料制件设计阶段的可制造性评估。

摘要：为了测量高温条件下非标准凸台试样的蠕变伸长率,研制了高温蠕变光学测试系统。设计了带观察窗的高温炉,使用窄带光源与滤光片获取清晰高温图像。在获取的高温图像上使用轮廓识别、凸台定位、亚像素边缘检测、灰度预测等算法对试样的凸台中心线进行检测、定位。通过实验给出了高温光学引伸计的测量结果以及由灰度预测算法去除异常波动值后的结果。实验证明:光学引伸计能够测量高温蠕变伸长率;同时经灰度预测算法平滑后的数据,平均相对误差由1. 234%降至0. 966%,伸长率曲线更加平滑。所采用的方法为非标准小试样的高温蠕变测试提供了一种新的途径。