表面技术在航天及飞机方面的应用[共五篇]

第一篇：表面技术在航天及飞机方面的应用

表面技术在航天及飞机方面的的应用

表面技术是指表面经过预处理后，通过表面涂覆、表面改性、表面处理及复合技术，改变固体金属材料表面或非金属材料表面的形貌、化学成分、组织结构和应力状况等，以获得所需要的表面性能的技术[2]。在飞机结构维修过程中合理运用表面技术对飞机结构表面进行修复，不仅可以恢复飞机结构原有的功能特性，还可以使飞机结构具有比基体材料更优异的性能，如更高的耐磨性、抗腐蚀性和耐高温性。表面技术在飞机结构修理中研究和推广，既可以有效修复飞机损伤结构表面，又可在节能、节材方面发挥巨大作用，有力地推动飞机维修技术的发展。

以整个航天领域的应用为例。实际上表面工程技术在整个航天领域应用是非常广的。获得的应用几乎涵盖了所有的表面工程技术，大家都知道表面工程技术一般分为三大类：表面改性技术、薄膜技术，涂镀层技术。首先说表面改性，大家都知道，航天上用的最多是铝合金，而铝合金的阳极氧化处理最为广泛，有瓷质阳极化、有硫酸阳极化包括硫酸硬质阳极化和普通硫酸阳极化；黑色金属的发蓝处理、化学热处理方面有渗碳、渗氮等。薄膜技术航天上也应用了很多，特别是在一些电子元器件上，PVD和CVD等都有应用。涂镀层技术方面，首先从涂料上来说，大家都看过航天火箭发射，整个火箭表面都是有保护涂料层的；像武器系列，外表面还需要有三防或四防漆层；再有像电镀应用也非常广泛，有电镀铜、电镀镍，电铸铜工艺有重要用途，有些型号的发动机的喷管就是电铸成型的；像化学镀用的也比较多，如化学镀镍等；热喷涂的应用非常广泛，航天领域受热的地方比较多，所以热障涂层应用最多，甚至包括发动机的喷管内壁都要涂上热障涂层，还有机械动密封部位采用等离子喷涂的陶瓷耐磨密封涂层。总之表面工程技术在航天领域应用是非常广泛的。而且往往是表面工程最先进的技术优先用于航天领域，然后再逐渐扩展到其他民用领域。

飞机结构修理中常用的表面技术

表面技术通常包括表面涂覆、表面改性和表面处理。表面涂覆是在基质材料表面上制备涂覆层，涂覆层的材料成分、组织结构和应力按照需要制备，达到改善性能的目的，包括：电化学沉积（电镀和电刷镀）、化学液相沉积（化学镀）、气相沉积（物理气相沉积—真空蒸发镀、溅射镀、离子镀，化学气相沉积含等离子体增强化学气相沉积）、热喷涂（火焰喷涂、电弧喷涂、等离子喷涂等）、堆焊、热浸涂、涂装、分子自组装等。表面改性是通过改变基质材料的化学成分，达到改善性能的目的，不附加膜层，包括：扩散渗入（化学热处理）、离子注入、转化膜等。表面处理是不改变表面材质的化学成分，只改变基质材料的组织结构及应力，达到改善性能的目的，不附加膜层，包括：表面淬火热处理、表面变形处理（包括喷丸）以及表面纳米加工技术等[3]。由于表面技术包含许多内容，本文仅简单介绍4种在飞机维修中常用的表面技术。

（1）电刷镀技术。

电刷镀是将表面处理好的工件与专用的直流电源的负极相连，作为刷镀的阴极；镀笔与电源的正极连接，作为刷镀的阳极。刷镀时，使包套中浸满电镀液的镀笔以一定的相对运动速度在被镀零件表面上移动，并保持适当的压力。这样，在镀笔与被镀零件接触的那些部分，镀液中的金属离子在电场力的作用下扩散到零件表面，在表面获得电子被还原成金属原子，这些金属原子沉积结晶就形成了镀层。随着刷镀时间的延长，镀层逐渐增厚，直至达到需要的厚度，因此对于磨损的零部件，电刷镀修复技术显得更有生命力。该技术具有工艺简单、镀层种类多、沉积快、性能优良等特点。

（2）化学镀技术。

化学镀是一种不需要通电，依据氧化还原反应原理，利用强还原剂在含有金属离子的溶液中，将金属离子还原成金属而沉积在各种材料表面形成致密镀层的方法。化学镀根据镀液不同，常分为化学镀银、镀镍、镀铜、镀钴、镀镍磷液、镀镍磷硼液等。化学镀技术以其工艺简便、节能、环保日益受到人们的关注。化学镀使用范围很广、镀层均匀、装饰性好，在防护性能方面，能提高产品的耐蚀性和使用寿命；在功能性方面，能提高加工件的耐磨导电性，润滑性能等特殊功能，因而成为全世界表面处理技术的一个新发展里程碑。

（3）阳极化处理技术。

金属材料浸入适当的电解质溶液中作为阳极，通电处理使表面形成氧化膜，此过程称为阳极化。金属材料在经过阳极化处理后，其耐腐蚀性、硬度、耐磨性、耐热性等性能都大幅度提高。阳极氧化的电解液可以分为酸性、碱性液以及非水溶液，当前工业上以酸性为主。酸性电解液包括硫酸、铬酸、草酸磷酸等。（4）热喷涂技术。

热喷涂技术是利用热源将喷涂材料加热至熔化或半熔化状态，并以一定的速度喷射沉积到经过预处理的基体表面形成涂层的方法，图1为热喷涂过程示意图。热喷涂有多种工艺方法，如等离子喷涂、电弧喷涂、火焰喷涂和爆炸喷涂等。热喷涂技术具有工艺灵活、适用范围广、基体与喷涂材料广泛、工艺加工的工件受热较少、产生的应力变形小、生产效率高等特点。

热喷涂技术应用十分广泛，选择不同性能的涂层材料和不同的工艺方法，可制备热障、可磨耗封严、耐磨密封、抗高温氧化、导电绝缘以及远红外辐射等功能涂层。涂层材料几乎涉及到所有固态工程材料，包括金属、金属合金、陶瓷、金属陶瓷、塑料及其他的复合材料。热喷涂技术广泛应用于航空航天、冶金、能源、石油化工、机械制造、交通运输、轻工机械以及生物工程等国民经济各个领域。

表面技术在飞机结构修理中的应用 1 在飞机镁合金结构维修中的应用

航空工业中使用的镁合金的表面防护多采用化学氧化后涂漆的方法, 这种表面膜薄而软, 在使用过程中很容易被划伤、擦伤或磨损, 从而导致表面局部损坏或因此造成超差而不得不报废、更换。针对镁合金特点, 有研究者在试验研究基础上总结出一套镁合金表面只电净、不活化的电刷镀工艺, 并应用该工艺对某航空维修生产单位飞机的镁合金零部件表面实施了刷镀层修复与保护。只要严格控制刷镀工艺, 就能保证镀层与镁合金基体间的结合力；同时, 由于在潮湿环境, 镁合金基体极易与镀层金属形成原电池, 导致电化学腐蚀和明显的选择性腐蚀, 因而采用电刷镀修复表面缺陷时, 镀层应达到足够厚度, 而且镀后在表面刷上油漆, 修复后刷镀层质量完全能满足生产使用要求[4]。如采用化学氧化层一底漆一面漆三层防腐修复工艺，原位修复飞机镁合金零部件表面腐蚀，能有效地防止飞机腐蚀的进一步发展，防止因腐蚀而引起的零部件失效，从而增加飞机返厂大修的时间间隔。这种工艺过程简单、操作方便、成本低、效益高、修复质量可靠，不但适用于飞机镁合金零部件腐蚀的修复，对其他设备镁合金件腐蚀的修复也有参考价值，有较强的实用性和通用性[5]。在飞机铝合金结构维修中的应用

当铝及铝合金浸入酸性或碱性清洗液时，氧化膜很容易被溶解，露出的金属基体又很快被氧化，从而导致铝合金表面电镀困难，铝及铝合金镀层结合力很差或难以镀上。为解决飞机上硬铝材料零件局部损伤后的修复难题，研究人员采用电刷镀技术在飞机铝合金零部件表面的局部划伤进行了修复[6]，探讨了快速修复的工艺流程及工艺规范，对修复后零件的硬度、结合力和耐磨性进行了测定。经表面处理后，镀层硬度625HV，刷镀层磨损量为18.5mg/h，新零件磨损量为23.8 mg／h，镀层结合力良好，无起皮、脱落现象。飞机硬铝构件表面划伤的电刷镀修复工艺流程简单、操作方便、成本低，镀层与基体金属的结合强度高，镀层质量满足性能要求，有较好的推广价值。为了改善铝合金的性能，笔者采用化学镀对铝合金表面进行了修复，处理后的样品具有更高的硬度和更强的抗腐蚀性能[7]。图2是处理后的样品的原子显微镜照片。

为提高飞机蒙皮的维修质量,有人对飞机蒙皮表面进行了铈转化膜表面改性技术[8]。他们通过检测氧化膜的膜重和耐腐蚀性, 初步确定了配方的主要成分和工艺参数，采取正交试验法，优化了铈盐改性溶液的配方。在最佳工艺条件下，用铈盐氧化液制备的转化膜的耐腐蚀能满足飞机蒙皮维修的要求。

直9的尾桨叶采用全复合材料结构，但是在叶根套采用的是铝合金材料。由于叶片在运行过程中频繁做轴向往复运动，叶根套是一个极易磨损件。叶根套的摩擦部位采用硬质阳极化处理，但是由于硬质阳极化层中存在许多的微裂纹，致使硬质阳极化的疲劳性能较差，容易剥落。在修理的时候，有必要将硬质阳极化层改为等离子喷镀涂层。在喷涂之间也应对零件进行喷砂处理[2]。在飞机钢结构维修中的应用

飞机发动机架和作动筒等许多零部件的材料为30CrMnSiA，即飞机钢。在飞机的使用过程中，其表面会出现划伤、磨损、腐蚀、压坑等现象，必须及时予以修复。为此，有人研究了电刷镀修复飞机30CrMnSiA钢件的工艺规范，解决了30CrMnSiA钢制电镀修复易产生氢脆的难题[9]。飞机上有许多同样或类似的材料组成的零件，采用电刷镀技术修复，不仅工艺简单、方便迅速、成本低，而且质量完全能满足要求。综合利用摩擦电喷镀技术和n—A12O3／Ni-W纳米复合刷镀技术也可以有效修复30CrMnSiA飞机钢[10]。采用这种修理方法，表面修复层完全满足修复要求，提高了飞机作动筒等部件修复面的耐磨性能和镀层结合强度，而且耐蚀性能良好，同时也解决了氢脆问题。n-A12O3／Ni-Cr镀层也被用来修复飞机钢表面，有研究人员通过分析飞机起落架作动筒内壁磨损失效的原因，采用n-A12O3／Ni-Cr复合刷镀技术，对磨损部位进行修复，提高了镀层与基体、镀层与工作层间的结合力。修复层的硬度及耐磨性与原件相当，该修复方法简单、可靠，节省了资源成本[11]。

飞机襟翼作动筒用于控制飞机的升降动作，是重要的控制部件，而作动筒的活塞则是其中的关键部件，由18Cr2Ni4WA高强度钢制成，表面采用法兰处理。工作过程中，活塞在高压下作往复运动，活塞端部会被磨损或划伤，如果超过规定的配合间隙0.025～0.185mm时，会导致漏油，影响作动筒性能，威胁飞行安全。为解决飞机襟翼作动筒磨损失效活塞的修复问题，可以采用电刷镀镍-钨镀层进行修复。研究人员通过对飞机襟翼作动筒活塞失效原因的分析，提出了修复该零件的新工艺，采用电刷镀特殊Ni-W镀层体系，提高了镀层与基体、镀层与工作层的结合力。当镀层厚度为28μm时，镀层硬度达到705HV ；网格剥离试验表明，镀层无脱落，附着力良好；弯曲试验表明，镀层无脱落；杯突高度为5.1mm；镀层磨损量为0.118 mg／次，与基体(0.119mg／次)耐磨损性相当。采用这种工艺，可以获得满足修复磨损活塞要求的镀层[12]。在复合材料修理金属结构中的应用

随着复合材料在飞机上的发展，飞机上越来越多地采用粘结修理。飞机金属构件受到损伤后，可以采用胶接的复合材料加强件能减缓或停止疲劳裂纹扩展, 替换由于腐蚀而耗蚀的结构区域，并从结构上增强小裕量或负裕量的区域。为了提高胶接的润湿性和粘接力, 以及疲劳寿命，结构件表面处理是胶粘贴修补前的一个重要工序。表面处理好坏直接关系到胶贴的剪切强度(粘贴修补质量)和修补结构的疲劳耐久性。结构件表面处理需要用物理或化学的方法进行处理, 增加湿润性和附着力, 但是表面过于粗糙反而会降低胶接强度, 因为在胶接过程中容易留下气孔, 影响质量。

对于铝合金结构件, 阳极化表面处理可以清除铝合金板表面原有的自然氧化膜, 而生成新的、均匀致密且适于粘接的氧化膜, 因而可以导致较高的修补断裂强度。在外场进行表面处理时，可在铝合金表面用砂纸打磨后再进行磷酸无箱阳极化处理，可获得较好的表面质量。波音公司1970年开发出磷酸阳极化作为粘结前处理工艺，使得铝合金即使在高温高湿的条件下，也能保持较高的粘结强度。美国空军已审查批准用于铝结构胶接加强件的唯一耐久和可靠的表面技术是喷砂(硅烷)处理和使用磷酸阳极化抑制系统(PACS)的磷酸阳极化。

结束语

随着飞机维修领域对维修质量与维修成本的需求的提高，以及表面技术的飞速发展，表面技术在飞机维修中应用比重的将不断扩大。本文仅对当前几种常用表面技术在飞机结构中的应用进行了论述，还有很多新兴的表面技术正在研究和推广中。可以预见，表面技术的迅速发展，新兴的表面技术的涌现，将有力推动飞机结构修理技术和水平的发展，并为航空领域带来巨大的经济效益。

参 考 文 献

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第二篇：表面技术

涂层技术的发展与应用

黄亚博

(河南科技大学材料科学与工程学院, 河南 洛阳, 471000）

摘要：随着我国航天技术快速发展和对先进海洋工程装备的需求日益强烈，关键部件材料的表面性能要求越来越高。然而，单从提高材料自身性能的角度来满足对高性能的要求几乎是不可能的。涂层技术是表面工程技术中提高材料表面性能的一种重要方法，它能够在不破坏材料自身性能的前提下，对材料表面性能进行强化，使材料或部件表面具备耐磨、耐蚀、抗氧化、耐热、绝缘、密封和隔热等性能中的一种或几种。因此，涂层技术已成为实现航天、海洋工程装备材料最终性能的重要手段。本文对航天、海洋工程装备中涉及到的材料表面改性技术、应用和发展进行了综述。最后，展望了涂层技术将来的研究方向。关键词：关键部件；涂层；表面性能 前言

腐蚀与防护，一直是航空领域中倍受关注的课题。据工业发达国家统计，每年因腐蚀所造成的经济损失占国民生产总值的2%~4%；我国每年因腐蚀造成的直接经济损失达200 亿元[ 1 ]；美国空军1992年用于腐蚀的维修费用高达7.18 亿美元。采用各种表面防护技术能够有效地控制腐蚀现象的发生和扩展，减轻腐蚀造成的损失。表面技术是表面处理、表面涂层及表面改性的总称。表面技术是应用物理、化学和机械加工来改变材料表面的形态、化学成分、组织结构等使材料本身具有某些特殊性能[ 2 ]。表面涂层是改变表面性能的一种重要手段，将涂料一次施涂所得到的固态连续膜，是为了防护，绝缘，装饰等目的，涂布于金属，织物，塑料等基体上的塑料薄层。涂料可以为气态、液态、固态，通常根据需要喷涂的基质决定涂料的种类和状态。涂层在材料或工件上所占质量及体积比例虽然很小，但对其提高材料性能、延长零件工作性能的作用却十分显著[ 3 ]。涂层技术的意义

国外文献报道，有75％以上的航空发动机零件加有金属或陶瓷涂层以改进其性能和可靠性[ 4 ]。在当代先进应用技术如微电子、光学、航空航天领域中的作用也非常重要。同时大多数涂层往往工作环境恶劣，承受着各种复杂的载荷，因此如何延长涂层的工作寿命、高相关性能始终是涂层制备工艺具有挑战性的课题。随着科技发展,人们发现，仅仅通过提高材料表面的耐磨耐蚀性，也能大大提高材料的使用寿命，从而就有了涂层技术的应用和发展。涂层技术概念的提出与发展应用, 对工业科技发展具有了重大的影响和推动意义[ 5 ]：

(1)涂层技术不仅可以保证产品的质量，还能够满足不同服役条件下产品的外观。能够提高产品的使用寿命、可靠性和市场竞争力。

(2)涂层技术是一种节约成本、减少消耗的手段。采用有效涂层保护手段，至少可减少腐蚀损失15%，减少磨损损失33%左右[ 6 ]。

(3)涂层技术在制备新型材料方面具有特殊的优势。通过表面原位合成技术，能在低成本基础上在工件表面制备出性能优良的新型合金材料涂层，很好满足了工业、航空航天工业对高性能零部件表面的需求[ 7]。涂层技术的分类及应用

依据涂层的主要功用不同，涂层可分为封严涂层、耐磨涂层、抗腐蚀涂层、抗氧化涂层、热障涂层、钛合金阻燃涂层等几种类型[ 8]。3.1 封严涂层

封严涂层一般涂层于转子轴、鼓简、轴承、转动叶片叶尖、压气机和涡轮各级之间的封严装置表面[ 9 ]，以控制间隙、减少泄露损失。封严涂层可分为两类，一类是可磨耗涂层，另一类是主动磨削涂层。3.1.1 可磨耗涂层

可磨耗涂层，即为喷涂在与转动件相配合的静子环带上的允许磨耗的软涂层，要求具有良好的润滑性、执冲蚀性、热稳定性。涂层材料一般利用Al，Cr，Ni等金属或合金、金属间合物的良好抗氧化性和热绝缘性材料作耐高温基体，辅以石墨、氮化硼、硅藻土等磨损性好的材料作润滑剂。3.1.2 主动磨削涂层

主动磨削涂层是喷涂在高速旋转的转子封严算齿(如涡轮叶片的叶冠算齿)上的硬度较高的涂层，它磨削与其对应的密封环上的可磨耗涂层，但本身尽量不受磨损。因此除了硬度高外，还要具有与基体结合强度高、隔热性能好的特性。3.2 耐磨涂层

磨损是航空然气祸轮发动机比较常见且危害较大的故障，按其形式可分为磨粒磨损、冲蚀磨损和微动磨损等几种类型[ 10 ]。磨粒磨损主要发生在转子轴及其轴承等承受较大机械负荷有相对运动的部件，通常靠改善润滑来降低磨损程度;而冲蚀磨损和微动磨损常发生在没有润滑或不能润滑的机件，应用耐磨涂层可有效减轻磨损。按其主要功能不同，耐磨涂层又可分为耐冲蚀磨损涂层和耐微动磨损涂层[ 11 ]。3.2.1 耐冲蚀磨损涂层

冲蚀磨损主要发生在气流通道，是含有固体粒子的气流高速冲刷叶片造成的。大气中含有各种粉尘，对于经常执行低空飞行任务的直升机，冲蚀磨损是其涡轴发动机压气机失效的主要形式[ 12 ]。涡轮叶片、涡轮机匣也会发生冲蚀磨损。冲蚀磨损使叶型受到破坏，致使发动机功率下降，并且冲蚀点还会成为疲劳源，造成叶片裂纹甚至断裂，导致危害性故降发生。在受冲击的机件表面喷涂高密度、高硬度的合金或金属间化合物材料涂层，可增加机件表面的硬度，增强耐冲蚀性能。3.2.2 耐微动磨损涂层

微动磨损产生在有一定正压作用、工作中有徽小位移往复运动，两个接触表面，也称振动磨损[ 13 ]。互相配合或互相接触的两个机件，在振动或交互应力的作用下都可能发生微动磨损。由于航空始气润轮发动机要求重轻，采用柔性结构多，加之温度变化大，并大量使用铝、镁、钛合金和镍基合金，微动磨损尤为严重[ 14 ]。压气机叶片的减振凸台阻尼面和涡轮叶片叶冠阻尼面等是微动磨损多发部位。微动磨损的主要危害是所造成的表面损伤不断发展，会加快诸如疲劳磨损等其他形式的故障产生，导致机件失效。根据微动磨损部位不同的工作条件和材料，喷涂各种耐微动磨损涂层，可有效降低微动磨损程度，延长机件的使用寿命。3.3 抗氧化防腐蚀涂层

抗氧化防腐蚀涂层的主要作用是防止高温、高压、高速和高腐蚀性的燃气对发动机热部件金属表面的冲蚀作用，从而减少金属部件产生氧化、热腐蚀、合金元素贫化和热疲劳等破坏。已经应用的抗氧化防腐蚀涂层，主要有铝化合物(如NiAl、CoAl或FeAl)涂层MCrAlY(M=Ni，Fe或Co等)合金涂层以及高温陶瓷涂层[ 15 ]。目前正在研究的增加抗氧化防热腐蚀性能的方法有：①采用既有扩散铝化物又有包覆MCrAlY的化学改性工艺；②添加增加抗氧化防热腐蚀性能和提高与基体结合力的有关元素，如Hf、Ta和Re等。3.4 热障涂层

热障涂层对气路的热量有良好的隔断作用，而且还具有明显改善部件抗热疲劳和抗氧化性。普遍应用于涡轮叶片、导向叶片、燃烧室和加力燃烧室简体。一般以多层结构形式与底层组合使用，底层起抗氧化和与基体粘接的作用，表层是隔热层。热障涂层工艺目前主要采用等离子喷涂、溅射沉积和电子束物理气相沉积。典型的一种热障涂层是在抗氧化MCrAIY底层上施加Y203稳定化的Zr02隔热涂层形成的复合涂层。美国某实验室研究表明，该热障涂层的隔热效果可达189 ℃，这将为更有效地提高航空发动机的效率和使用寿命展示了良好的前景[ 16 ]。

3.5 高温耐磨涂层

航空发动机是在高负荷和不同振动频率下工作的，而且还受到高温、高压、高速、强腐蚀和带有碎片气流产生的强烈冲刷，产生各种形式的磨损。磨损一度成为发动机零件损坏的主要原因。采用耐磨涂层保护后，报废率大大降低，可见，合理地选用耐磨涂层，改善发动机零件的耐磨性能是十分重要的。目前应用的高温耐磨涂层主要有WC涂层、Cr3C2涂层、TiC涂层、Ni-Cr-B-Si合金涂层、镍包铝涂层和氧化物涂层(如Al2O3、ZrO2、Cr203和TiO2等)以及各种复合涂层[ 17 ]。一般采用等离子喷涂、爆炸喷涂和超音速喷涂等工艺制取涂层。总之，高温涂层已经成为现代航空涡轮发动机制造中不可缺少的材料。在不断发展新型更耐热的合金材料和更有效的冷却技术的同时，大力发展高温防护涂层是更有实效的新技术。目前人们正对具有梯度成分和多层结构的新型高温涂层进行大量的研究工作，这样的涂层可以在更高的温度和较陡的温度梯度下工作，获得较好的隔热效果和抗剥落能力。3.6 钛合金阻燃涂层

由于钦合金具有密度小、耐热性及抗腐蚀性好、机械强度较高等优点，先进的航空燃气涡轮发动机已普遍采用钛合金作为压气机机匣、转子盘、转子叶片、静子叶片和风扇叶片等部件的材料，以减轻发动机的重量,提高推重比。但普通钛合金对持续然烧敏感，在高温、高压或剧烈冲击下易起火燃烧，严重危害着飞行安全。用其它材料代替杖合金。如采用合金钢压气机静子机匣、用镍合金做高压压气机的转子材料，虽有效解决钛合金燃烧问题，但是却不同程度地增加了发动机重量,降低了发动机性能。目前还没有更好的材料完全取代钛合金在航空燃气涡轮发动机上的应用，在今后相当长的时间内钛合金仍然是不可或缺的航空材料。为了保证钛合金的使用安全性，国外的航空材料学家一直致力于钛合金阻燃烧涂层的研究，并取得了一定的研究成果。钛合金阻染涂层目前主要用于钛合金材料制成的压气机转子叶片和机匣内环[ 18 ]。应用于转子叶片的阻燃涂层要具有较高的硬度、良好的抗腐蚀性和抗热蠕变疲劳性能，且涂层表面应有很高的光沽度，以减少对气流的叶片附面层阻力。用于机匣内环的涂层，应同时具有封严涂层的功能，以提高压气机效率。钛合金阻燃涂层一般采用PVD法,CVD法以及常规的电被方法。钛合金机匣的阻燃涂层一般用VPS法和爆炸喷涂等热喷涂工艺制备[ 19 ]。涂层技术的发展方向

工业科技的发展促进了涂层技术的发展，同时，涂层技术的发展也必须适应工业科技的发展。现代涂层技术要在未来的工业中体现出巨大的作用，必须从以下方面做出深入研究和改进:

(1)深化涂层理论的改善和测量仪器的研究从微观的角度分析摩擦磨损的机理，研究涂层在摩擦学在工业中的应用。研究在线监测技术，实时监控进行在线监测，形成相关严密的覆层失效评估体系。

(2)研究开发新型涂层材料。涂层材料是制备优良涂层的物质基础，不断开发优良的耐磨耐腐蚀以及不同环境需求的优质涂层材料是保证表面工程强大生命力的基础，开发在表面工程技术加工过程中自形成新材料的功能涂层能够更加显示出表面工程的优越性。

(3)开发多功能涂层。随着工业的发展，许多行业需要特殊涂层,如防滑涂层、隐身涂层、吸热涂层、隔热涂层、导电涂层、催化涂层等，采用激光、高能电子束、离子束等现代先进表面技术的联合应用，制备特殊结构，特殊要求的功能涂层，具有很好的发展前景。

(4)实现涂层工程的清洁生产。表面工程基本来说是属于节能环保型工程，但某些技术任然存在污染问题，比如涂装、电镀热处理等。研究从设计、制造到运行全过程的无污染的、节约型的、再生的涂层技术工程，也是涂层技术工程一个基本发展趋势。

参考文献

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第三篇：材料表面技术

（2014-2015学年第一学期）；《高分子材料改性》；课程论文；题目：纳米粒子增韧聚氯乙烯研究新进展；姓名：周凯；学院：材料与纺织工程学院；专业：高分子材料与工程；班级：高材121班；学号：201254575128；任课教师：兰平；教务处制；2014年12月30日；纳米粒子增韧聚氯乙烯研究新进展；摘要；通用塑料的高性能化和多功能化是开发新型材料的一个；一．

（2014-2015学年第一学期）《高分子材料改性》 课程论文

题 目： 纳米粒子增韧聚氯乙烯研究新进展 姓 名： 周 凯

学 院： 材料与纺织工程学院 专 业： 高分子材料与工程 班 级： 高材121 班 学 号： 201254575128 任课教师： 兰平教 务 处 制 2014年12月30日

纳米粒子增韧聚氯乙烯研究新进展 摘 要

通用塑料的高性能化和多功能化是开发新型材料的一个重要趋势, 而将纳米粒子作为填料来填充改性聚合物, 是获得高强高韧复合材料有效方法之一。本文对近年来纳米增韧PVC 的制备方法, 增韧机理和发展趋势进行了说明。关键词: 聚氯乙烯 纳米材料 增韧

一． 研究背景 随着科学技术的发展, 人们对材料性能的要求越来越高。聚氯乙烯作为第二大通用塑料, 具有阻燃、耐腐蚀、绝缘、耐磨损等优良的综合性能和价格低廉、原材料来源广泛的优点, 已被广泛应用于化学建材和其他部门。但是, 聚氯乙烯在加工应用中, 尤其在用作结构材料时也暴露出了抗冲击强度低、热稳定性差等缺点。纳米技术的发展及纳米材料所表现出的优异性能, 给人们以重大的启示。人们开始探索将纳米材料引入PVC 增韧改性研究中, 并发现增韧改性后的PVC 树脂具有优异的韧性, 刚度及强度得到显著改善, 而且热稳定性、尺寸稳定性、耐老化性等也有较大提高, 纳米复合材料已经成为PVC增韧改性的一个重要途径。本文主要介绍了近几年来纳米复合材料在PVC 增韧改性方面的研究现状 和发展趋势[1]。

二． 纳米CaCO3 增韧PVC 碳酸钙是高分子复合材料中广泛使用的无机填料。在橡胶、塑料制品中添加碳酸钙等无机填料, 可提高制品的耐热性、耐磨性、尺寸稳定性及刚度等,并降低制品成本, 成为一种功能性补强增韧填充材料, 受到了人们的广泛关注。

2.1 纳米CaCO3 增韧对PVC 力学性能的影响

魏刚等[ 2] 研究指出, 用CPE 包覆后纳米CaCO3填充PVC 的冲击强度均要比未包覆处理填充体系的略低, 而拉伸强度则相反。特别是在包覆小份量CaCO3(2 份)时, 所得复合材料的冲击强度甚至比PVC/ CPE(8 份)基体的低12%, 而拉伸强度则出现最大值, 比基体的高8.9% 左右, 如图2-1 所示。

熊传溪、王涛等[3] 研究发现两种粒径的纳米晶PVC 均能起到显著的增韧和增强作用, 且粒径小的纳米晶PVC 作用更明显, 而且偶联剂用量对试样的拉伸强度和冲击强度也有很大的影响。

2.2 纳米CaCO3对CPE/ACR共混增韧PVC力学性能的影响

如图2-2所示，为CPE/ACR共混物对PVC冲击强度的影响。从图2-2中可以看出当CPE/ACR/PVC为10/2/100时，共混体系的冲击强度达到最大，明显优于单一CPE或单一ACR对PVC的增韧效果。这是由于10mpr的CPE在PBC基体相中可能已经形成了完整的网络结构，这种网络结构可以吸收部分冲击能量而赋予共混体系一定的冲击强度，而在此基础上再添加2phr ACR后，由于核壳ACR在PVC 基体相以及CPE网络中呈颗粒状分布，它们诱发基体产生大量的剪切带和银纹而

图2-1 两种填充方法对复合材料力学性能的影响 图2-2 CPE/ACR共混物对PVC冲击性能的影响

使材料的冲击强度得到进一步提高，较之单一增加CPE的用量有更好的改性效果，表现出明显的协同增韧作用[9]。

图2-3 PVC/CPE/改性纳米碳酸钙复合材料的SEM照片

古菊、贾德民等发现改性纳米碳酸钙与CPE互配，可以对PVC实现良好的协同增韧增强的效果，改性纳米碳酸钙的加入不仅有效地提高PVC/CPE体系的韧性和强度，还可提高材料的耐热性能及可加工性能。刚性的改性纳米碳酸钙与弹性体氯化聚乙烯之间表现出良好的协同增韧效果。所制得的PVC/CPE/R-CaCO3复合

材料避免了常规的弹性体增韧聚氯乙烯所带来的强度、刚度下降，耐热性能降低、加工性能变差的弊端[4][5]。

2.3纳米碳酸钙填充型粉末丁苯橡胶增韧改性聚氯乙烯

张周达、陈雪梅将冲击试样的断面喷金，在S4800型冷场电子显微镜发射 电子显微镜（SEM）上观察断口的形貌及CaCO3/SBR粒子在PVC基体中的分布时

[6]CO3/SBR量比为15:100时，随着CaCO3/SBR改性剂中纳米碳酸钙含量的提高，PVC冲击强度先升后降，当纳米碳酸钙质量分数为70%击强度达到最大。说明在复合改性剂制备过程中，纳米碳酸钙和丁苯胶乳存在一个最佳配比，在此配比下 的增韧效果较好。苏新清认为，复合改性剂中纳米碳酸钙和丁苯橡胶形成的50nm米碳酸钙粒子包藏于丁苯橡胶颗粒的结构内。据此可知，当复合改性剂中纳米碳酸钙和丁苯橡胶的的质量比为7:3苯橡胶相刚好对纳米碳酸钙粒子进行有效包覆，实现橡胶弹性体和纳米粒子的协同增韧[7]。

2.4聚丙烯酸酯/纳米碳酸钙复合增韧PVC 的研究

马治军，杨景辉[8]备了复合增韧改性剂聚丙烯酸酯/纳米CaCO3(PA-C)，并将其用于硬质聚氯乙烯(PVC)中，（观察表1）加复合改性剂PA-C后，其缺口冲击强度大幅度提高，并且添加10份达到最大值88.64kJ /m2，较添加未改性纳米CaCO3的PVC 复合材料的冲击强度提高了7 倍多。弯曲模量随PA-C 添加量的增加明显增大，拉伸强度仅稍微降低，说明PA-C 能较好分散在PVC 基体材料中，既起到较好的增韧效果，又起到一定的补强作用。这是由于PMMA 与PVC 溶解度参数相同，二者具有较好的相容性。纳米CaCO3表面包覆有一定含量的PMMA，有效地改善了PVC 基体与纳米CaCO3之间的相容性，而且聚丙烯酸酯聚合物中含有一定量的柔性单体聚丙烯酸丁酯，其在CaCO3粒子与基体间形成过渡层，利于能量吸收，而纳米CaCO3为刚性粒子，其添加提高了复合材料的刚性和硬度。

三． 炭黑填充增韧PVC 导电炭黑是一种永久性抗静电剂, 添加后材料不会因水洗、磨损等原因在长期使用中丧失抗静电性能。炭黑还具有高的比表面积和高的表面能, 能吸收润滑剂, 与PVC 界面结合良好。炭黑的填充还能使PVC的熔体粘度大大提高。

陈克正、张言波等[10]研究了纳米导电纤维(nano-F)和华光炭黑(HG-CB)填充硬质PVC 复合材料的电性能以及温度对复合材料体积电阻率的影响及伏安特性, 发现随填料用量的增加, 材料的电阻率逐渐降低。当nano-F、HG-CB的填充量分别达到20、10 份时, 电阻率急剧下降。这说明此时导电填料在PVC 基体中已基本形成导电网络, 填充量继续增加电阻率下降不大。nano-F 填充PVC 复合

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材料特性曲线均呈直线性,即其伏安特性为欧姆性,而；四．SiO2增韧改性PVC；为了改善PVC糊的流变性能及存放性能,陈兴明等采；SiO2的PVC糊,其切力变稀性能可持久地保持,；其切力变稀性能不能持久保持；4.1纳米粒子复合ACR改性聚氯乙烯；王锐兰、王锐刚等[12]采用纳米SiO2粒子作为；液聚合,用此种聚丙烯酸酯复合物和PVC树脂共混,；PVC的改性剂，材料特性曲线均呈直线性, 即其伏安特性为欧姆性, 而HG-CB填充PVC 复合材料特性曲线偏离欧姆性。

四． SiO2 增韧改性PVC 为了改善PVC 糊的流变性能及存放性能, 陈兴明等 采用纳米级SiO2 填充到PVC糊中, 当其用量达到一定值(12份)时可以赋予PVC 糊以明显的切力变稀性能, 而普通超细SiO2 则不能给予PVC 糊以明显切力变稀性能。填充纳米级

SiO2 的PVC 糊, 其切力变稀性能可持久地保持, 而填充普通超细SiO2的PVC 糊, 其切力变稀性能不能持久保持。[11] 4.1 纳米粒子复合ACR 改性聚氯乙烯

王锐兰、王锐刚等[12]采用纳米SiO2 粒子作为种子进行聚丙烯酸酯的原位乳

液聚合, 用此种聚丙烯酸酯复合物和PVC 树脂共混, 结果用偶联剂MAPS预包覆纳米SiO2 再进行原位聚合的ACR, 如表2 所示, 当SiO2 含量为10%时的ACR 作

PVC 的改性剂,有最高的拉伸强度、断裂伸长率和冲击强度(即破碎率最低), 具有优良的力学性能。

4.2 纳米SiO2包覆HMPC接枝共聚

宇海银[13] 等研究发现, SiO2 经SDS 预处理后包覆羟丙基甲基纤维素(HMPC), 并接枝PMMA, 随着SiO2 /HPMC-PMMA、TiO2/HPMC-PMMA、ZnO/HPMC-PMMA 含量的增加, 冲击强度随之提高。当复合粒子含量分别为10%、10%、20% 左右时, 冲击强度达到最大值61、62、68kJ/ m2。这比纯PVC 的冲击强度 52kJ/ m2 分别提高了19.2、25、31%。

4.3 纳米SiO2添加量对复合材料性能的影响

田满红、郭少云[14] 通过超声波、振磨等方法对纳米粒子进行表面处理, 以促进纳米粒子在基体中的均匀分散, 大幅度提高复合材料的强度和韧性。当纳米SiO2 的添加量为3% 时, 复合材料的综合力学性能最好, 其拉伸强度、冲击强度

和杨氏模量均有较大的提高。振磨处理时间对纳米粒子改善复合材料性能也有影响。处理6h 时改善复合材料的冲击性能效果最好。

4.4聚氨酯弹性体/纳米二氧化硅协同改性聚氯乙烯及其力学性能

王士财、张晓东[15]等用聚氨酯(PU)弹性体/纳米SiO2 复合材料协同改性聚

氯乙烯(PVC), 用反应挤出一步法成型工艺制备了PU 弹性体/纳米SiO2 /PVC 复合材料, 对挤出速率和温度进行了考察, 并对复合材料力学性能的影响因素进行了研究。结果表明, 制备该复合材料的最佳工艺条件是螺杆转速为40~ 50 r/m in、挤出机均化段温度为180~ 190 ℃;用分散于液化二异氰酸酯中的纳米SiO2 制备的复合材料的性能优于用分散于聚醚二元醇中的纳米SiO2;PU 弹性体

和纳米SiO2 能协同增韧PVC, 两者质量比为5/1时增韧改性的效果最佳。当PU 弹性体/纳米SiO2 /PVC(质量比)为5/1/20时, 复合材料的综合力学性能最优, 2冲击强度达到45.6 kJ/m, 拉伸强度为50.3MPa。五.纳米黏土填充增韧PVC PVC/纳米黏土复合材料只需少量的纳米黏土即可使PVC的韧性、强度和刚度显著改善。因PVC分子链的运动受到限制，材料的热稳定性和尺寸稳定性提高，复合材料在二维或三维上均有较好的增韧和增强效果，不同层状黏土可以赋予材料不同的功能。

Mahmood等[16]通过熔融混合制备了有机黏土增强PVC/丙烯腈－丁二烯－苯乙稀（ABS）基体，并研究了纳米黏土对PVC/ABS的形态、流变学和力学性能的影响。结果表明，加入纳米黏土，使PVC/ABS共混物的增韧效果显著增加。当纳米黏土的加入量为5％时，共混物的力学性能达到最佳。此外，添加顺序对黏土在PVC/ABS/黏土纳米复合材料中的分散也有显著影响，通过选择最佳的添加顺序来控制纳米黏土在共混物中的分布。

［17］Shimpi等用常规的双螺杆挤出机进行熔融配共混制备PVC纳米复合材料，并研究了有机物表面改性的蒙脱土（OMMT）对PVC纳米复合材料性能的影响。从图5-1可以看出，冲击强度随着OMMT含量的增加而提高，当OMMT的质量分数为12％时，PVC复合材料的冲击强度达到最高为4.4KJ/m2，如果OMMT的含量大于12％时，复合材料的冲击强度则会下降。

图5-1 ＰＶＣ纳米复合材料简支梁缺口冲击强度

Li等［17］采用震动磨的固态剪切混合技术制备了PVC/高岭土纳米复合材料。经该技术制备的纳米复合材料的拉伸强度、断裂伸长率和冲击强度较传统方法制备复合材料的显著提高。PVC和高岭土经震动磨处理后加工制备的复合材料中，PVC和片条状高岭土互相穿插，高岭土在PVC基体中形成均一的分散，对PVC基体起到了较好的增强增韧效果。

Hemmati等［18］用2种方法制备出了有机纳米黏土增强PVC/ABS基体复合材料，并研究了纳米黏土对PVC/ABS的形态、流变学和力学性能的影响。一种方法为先将PVC和ABS在170℃熔融混合5min，再将黏土加入共混物中混合7min；另一种方法是先将ABS和黏土在170℃熔融混合5min，再将PVC加入共混物中混合7min。研究发现，当混入黏土的质量分数为5％时，两种方法所制备的纳米复合材料的悬臂梁冲击强度均达到最大值，且第二种方法制备出的纳米复合材料的悬臂梁冲击强度（65J/ｍ）及断裂伸长率大于第一种方法制备的纳米复合材料（45J/ｍ）。

六．“核－壳”纳米粒子对PVC的增韧

将聚酯增塑剂分子通过化学反应或物理作用固定在无机粒子表面形成“核－壳”结构的粒子，将这种粒子与ＰＶＣ复合，一方面可限制增塑剂的迁移，另一方面可提高无机粒子的分散性，可同时实现增塑、增强、增韧和提高耐热性的目的。目前用“核－壳”纳米粒子来提高脆性聚合物的韧性和冲击性能已备受重视。

Chen等［20］通过乳液聚合在交联苯乙烯－共丁二烯核上接枝聚苯乙烯和聚丙烯酸丁酯（PBA）合成了一种新颖的“核－壳”改性剂（MOD），并对其增韧PVC进行了研究。结果表明，MOD对PVC悬臂梁冲击强度的提高有显著作用，其中MOD中丙烯酸丁酯的含量对PVC/MOD的韧性增强时一个重要的因素；PVC/MOD的悬臂梁冲击强度随着MOD中丙烯酸丁酯的含量的增加而显著提高，当MOD中丙烯酸丁酯的含量为40％时，PVC/MOD的悬臂梁冲击强度达到最大为1200J/ｍ。

Yin等[21]首先对埃洛石?高岭土和二氧化硅纳米填料进行表面改性,再嫁接上聚己二酸丁二醇酯(PBA)合成了“核-壳”纳米粒子增塑剂,并将其混入PVC中制备了出高强度和韧性的复合材料?结果表明,相比于未改性的纳米填料,用改性的纳米填料制备的PVC/“核-壳”纳米粒子的强度和韧性都有显著提高?当“核-壳”纳米粒子的含量均为5%时,用未改性的埃洛石?高岭土和二氧化硅纳米粒子嫁接PBA得到的“核-壳”纳米粒子改性PVC制备的PVC/“核-壳”纳米粒子的断裂伸长率分别为5%?5%和7%;改性后的PVC/“核-壳”纳米粒子的断裂伸长率分别为90%?7%和120%? 七.其他无机纳米粒子对PVC的增韧

硅灰石具有吸湿性小、热稳定性好、表面不易划伤等优点，用其填充聚合物，具有快速分散性和低的黏度，在提高冲击、拉伸和挠曲强度等方面都优于其他无 机填料，不足之处是多数硅灰石粉在加工温度下颜色易变灰，从而影响材料的透明度。

杨中文等[22]将硅灰石经硬脂酸稀土改性后,用于填充PVC-U 给水管材,并对管材性能进行分析,结果表明,改性硅灰石可以提高管材的落锤冲击强度及拉伸强度,当粒径在3μm 左右的硅灰石,质量份数为25份时,落锤冲击强度达到1%?同时还使管材的维卡软化温度提高到92.4 ℃,纵向回缩率降低至1.03%,且硅灰 石粒径越小提高越显著? 程博等[23]利用超声作用制备纳米石墨微片(nano-Gs),并采用混酸对其进行表面活化,最后通过熔融共混法制备PVC/nano-Gs复合材料?通过傅里叶红外光谱和SEM 对nano-Gs的结构进行表征,研究了nano-Gs对复合材料导电性能和力学性能的影响?结果表明,随着nano-Gs含量升高,复合材料的拉伸强度及缺口冲击强度均先升高后降低,nano-Gs质量分数为1%时,复合材料的拉伸强度及缺口冲击强度均达到最大值,相比纯PVC分别升高约14%和38%? 凹凸棒土是一种以含水富镁硅酸盐为主的黏土矿,具有特殊纤维状晶体型态的层链状过渡结构?但是凹凸棒土与树脂基体的结合并不好,当材料受到外力时表现出脱黏现象?所以要将纳米凹凸棒土进行改性,改性后的纳米凹凸棒土填充到PVC基体中,能显著改善其力学性能? 郑祥等[24]用钛酸酯偶联剂对凹凸棒土进行表面改性,并研究了经表面处理和未经表面处理的凹凸棒土对PVC/ABS复合材料力学性能的影响,用SEM 观察了PVC/ABS复合材料的冲击断面微观形貌和凹凸棒土的分散情况?从图3可以看出,经表面处理的凹凸棒土添加到PVC/ABS复合材料中缺口冲击强度要好于未改性的,添加10份经表面处理的凹凸棒土可以使复合材料的缺口冲击强度提高到

215.48kJ/m;未经表面处理的凹凸棒土在添加15份时,复合材料的冲击强度达到

最高14.31kJ/m2?分析认为,当添加量逐渐增大时,凹凸棒土在PVC/ABS复合材料中的团聚现象严重,此时凹凸棒土在材料中就是明显的缺陷,对材料已没有了增韧作用? 图7-1 凹凸棒土含量对PVC/ABS复合材料缺口冲击强度的影响 八．结语

通过本次的研究调查发现国内纳米粒子填助剂发展已日新月异，例如2011年陈建军等提出纳米高岭土的固相剪切碾磨制备及对PVC的增强增韧，许海燕等提出MWNT-g-PBA的制备及对PVC的改性，等等研究的推陈出新也使得国内高分子行业呈现生机盎然的形式。国内专家对纳米粒子（最为广泛的是CaCO3）对PVC 的弹性体增韧改性机理、有机刚性粒子增韧机理、无机刚性栗子增韧机理、纤维

状填料增韧机理都有深厚的理论基础和实验结果。

纳米粒子增韧改性PVC，由于纳米材料具有尺寸小，比表面积大而且产生量子效应和表面效应等特点，将纳米材料引入到PVC增韧改性研究中，发现改性后的PVC树脂同时具有优异的韧性、加工流动性、尺寸稳定性和热稳定性，特别是近年来，随着纳米粒子表面处理技术的发展，纳米粒子增韧PVC已经成为国内外研究开发的热点。其增韧机理是纳米粒子的存在产生了应力集中效应，引发周围树脂产生微开裂，吸收一定的变形功；纳米粒子在树脂中还可以起到阻止、钝化裂纹的作用，最终阻止裂纹不致发展为破坏性开裂；由于纳米粒子与基体树脂接触面积大，材料受冲击时会产生更多的微开裂而吸收更多的冲击能。

纳米粒子由于其优良的性能,在塑料的高性能化改性中的应用前景非常广阔?纳米粒子增韧改性PVC具有诸多优势,但同时也存在着纳米原料价格昂贵等致命缺陷?所以发展价格低廉的新型纳米增韧增强剂,寻找更适用?更科学的纳米材料,以获得更好的增韧效果并最终实现工业化生产,是纳米粒子增韧改性PVC研究的一个极其重要的研究方向和努力目标?此外,对于PVC纳米复合材料,还应深入研究其制备方法,探索更加完善的纳米粒子表面改性技术,进一步增加粒子与PVC在纳米尺度上的相容性,并深入研究PVC纳米复合材料的结构与性能,加强理论研究上的深度,使这一新材料能够真正发挥其潜能? 个人认为，纳米材料发展至今，已经步入人民生活的各个方面，对于PVC目前热门的材料改性起到的作用也仍然受到各方面的限制，目前开发工业化比较多的例如CPE、ACR、EVA等这些高分子助剂然后添加纳米粒子的方法使得共混的效果更加好，对增强和增韧也更有利，这些共混体系的缺口冲击强度是未改性PVC的数倍之多，由此我个人觉得在PVC与其他高分子聚合物共混呈现不相容性时，添加CPE/ACR弹性体（做增溶剂）等方法提高PVC与其他高分子聚合物之间的相容性，从而增加界面黏附强度，对于今后的更多PVC复合材料有极大的意义。

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第四篇：飞机维修技术

1、发动机启动过程的分析。答：发动机的启动过程可以分为三个阶段 第一阶段，启动发电机单独带动发动机转子加速工作阶段，开始启动时涡轮不能发出功率，高压转子由发电机带动，这个时间空气流量很小，如此时供油将富油燃烧当高压转子转速上升到9%以上时，点火器产生火源。第二阶段，发电机和涡轮共同带动压缩器加速阶段，这是涡轮的剩余功率较小，不能可靠的带动压缩器工作，换需要发电机继续工作，带动压缩器加速知道转速增大到涡轮发出的功率可以带动压缩器为止。第三阶段，涡轮单独带动转子加速阶段，这一阶段是启动发电机结束启动到发动机到达慢车转速时。

2、发动机从慢车到最大转速的调整过程。答：第一阶段，升压限制器活塞开始移动到导杆的有空打开为止，活塞左移速度受一二号节流器控制，当一号节流器流量变大时时间变短，反之变长。第二阶段，升压限制器导杆空打开到活塞与或门接触时为止，这个阶段活塞的移动速度受一二号节流器的控制。第三阶段，升压限制器不工作到最大转速为止，在此阶段升压限制器移动到尽头，并推动活门关闭一二号油路，因此发动机供油量取决于会输节流器的流量。

1、发动机启动过程的分析。答：发动机的启动过程可以分为三个阶段第一阶段，启动发电机单独带动发动机转子加速工作阶段，开始启动时涡轮不能发出功率，高压转子由发电机带动，这个时间空气流量很小，如此时供油将富油燃烧当高压转子转速上升到9%以上时，点火器产生火源。第二阶段，发电机和涡轮共同带动压缩器加速阶段，这是涡轮的剩余功率较小，不能可靠的带动压缩器工作，换需要发电机继续工作，带动压缩器加速知道转速增大到涡轮发出的功率可以带动压缩器为止。第三阶段，涡轮单独带动转子加速阶段，这一阶段是启动发电机结束启动到发动机到达慢车转速时。

2、发动机从慢车到最大转速的调整过程。答：第一阶段，升压限制器活塞开始移动到导杆的有空打开为止，活塞左移速度受一二号节流器控制，当一号节流器流量变大时时间变短，反之变长。第二阶段，升压限制器导杆空打开到活塞与或门接触时为止，这个阶段活塞的移动速度受一二号节流器的控制。第三阶段，升压限制器不工作到最大转速为止，在此阶段升压限制器移动到尽头，并推动活门关闭一二号油路，因此发动机供油量取决于会输节流器的流量。

1、发动机启动过程的分析。答：发动机的启动过程可以分为三个阶段第一阶段，启动发电机单独带动发动机转子加速工作阶段，开始启动时涡轮不能发出功率，高压转子由发电机带动，这个时间空气流量很小，如此时供油将富油燃烧当高压转子转速上升到9%以上时，点火器产生火源。第二阶段，发电机和涡轮共同带动压缩器加速阶段，这是涡轮的剩余功率较小，不能可靠的带动压缩器工作，换需要发电机继续工作，带动压缩器加速知道转速增大到涡轮发出的功率可以带动压缩器为止。第三阶段，涡轮单独带动转子加速阶段，这一阶段是启动发电机结束启动到发动机到达慢车转速时。

2、发动机从慢车到最大转速的调整过程。答：第一阶段，升压限制器活塞开始移动到导杆的有空打开为止，活塞左移速度受一二号节流器控制，当一号节流器流量变大时时间变短，反之变长。第二阶段，升压限制器导杆空打开到活塞与或门接触时为止，这个阶段活塞的移动速度受一二号节流器的控制。第三阶段，升压限制器不工作到最大转速为止，在此阶段升压限制器移动到尽头，并推动活门关闭一二号油路，因此发动机供油量取决于会输节流器的流量。第一章

一、航空维修工程基本任务：对航空技术设备从设计制造到使用，直到退役的全过程，实施有效的监督、控制和管理，以保持、回复和提高装备的可靠性。使最大数量的飞机处于良好和战斗状态，发挥最大效能，保证飞行安全、确保战斗、训练任务的完成。

二、航空工程部门制定的十项飞机情况衡量标准：

1、飞行完好率（不得低于85%）（反应在队飞机完好情况的指标）

飞机完好率=【（实有飞机架日-不完好飞机架日）/实有飞机架日】*100%

2、飞机维修停飞率（反应维修保障能力的指标）

3、任务成功率（完成飞行保障任务的指标）

4、飞行误飞千次率（反应飞机装备的制造、翻修、维修质量和维修管理情况的指标）

飞机误飞千次率=（误飞架次/总飞行家次）*1000%

5、飞机故障率（反应飞机装备的可靠性和维修质量的指标）飞机故障率=（飞机故障次数/飞行时间）*100%

6、机械原因飞机事故征候万时率（反应飞机装备质量和部队维修安全情况的指标）

7、机械原因飞机事故万时率

8、地面事故万时率（反应在维修安全方面的指标）

9、每飞行小时的维修工时（反应飞机装备的可靠性、维修性和部队维修保障效率和能力的指标）

10、每飞行小时的维修费用（反应飞机装备维修的经济性和维修经济型效益的指标）每飞行小时的维修费用=维修费用数/飞行时间

三、1、固有可靠性：已经设计制成出厂的飞机装备所具有一定的可靠性水平。使用可靠性：加上使用和维修条件因素之后所获得的飞机装备的可靠性。

2、影响飞机装备的使用可靠：a、设计研制和生产工艺水平；b、使用和维修的水平；c、机件的工作环境。

四、自然环境对飞机的有害影响

1、金属材料影响：大气对金属材料的主要是腐蚀、磨损和变形。腐蚀包括：化学腐蚀、电化学腐蚀

2、橡皮制品的有害影响：氧化作用产生老化现象（光和热）

3、对有机玻璃的有害影响：氧化使其变黄，透明度降低

4、对油漆层的有害影响，大气因素对油漆层的损害主要是划伤、裂纹、脱落

五、飞机的日常日常维护保养和在不同自然环境条件的维护特点

1、日常保养维护措施：a、停放保护（密封）；b、保持干燥（通风去潮、防水去冰、更换吸潮砂、隔潮防护、通电试车）;c、保持清洁；d、防止损伤。

2、炎热条件下维护条件：（1）预防发动机温度过高：a、保持散热装置清洁、完好和畅通;b、连续飞行时，飞机在牵引和再次机务准备中，可撑开发动机舱盖，不盖前、后堵盖，以利散热；c、地面起动发动机时，注意调整启动供油量，控制起动最高温度。（2）防止机轮过热和轮胎爆破（3）防止座舱玻璃损坏（4）加强活动接点的检查。

3、严寒条件下维护特点：（1）做好防冰和除冰工作（2）加强机件密封性的检查（3）防止损坏座舱盖的有机玻璃（4）地面试车，严格遵守暖机、冷机规定。

六、夏北浩检查法主要内容：

1、检察飞机路线化；

2、操作程序化；

3、积累经验摸规律，掌握渐变防突变；

4、以“三个负责”精神带着敌情检查飞机，做到“三想”、“四到”、“四个一样”。

三想：工作前项规定和要求、工作中想方法和步骤、工作后想有没有遗漏； 四到：该看的看到、该摸的摸到、该听的听到、该嗅的嗅到；

四个一样：领导在场和不在场一个样；冷天、热天和一般气候条件一个样；飞机没有故障和有故障一个样；飞机结束的早和晚一个样。第二章

没有油封的飞机和发动机，停放的维护？（1）每经10+_5天的维护a按照飞行前检查内容检查飞机和发动机，排除故障b从123油泵和机身4油箱下部连通管放油开关处放出燃油，检查有无水、冰河杂质c发动机试车。（2）经30+-5天维护a完成10+-5天的维护工作内容b检查刹车压力自动调节装置工作情况c收放起落架、襟翼、减速板和可调喷口2~3次，检查器工作情况，并用自动和手操作的两种方法检查可调进气锥、防喘振放气门和油门制动锁的工作，检查个附件?导管的密封性。

1、油封的飞机停放期间的维护？（1）按规定对发动机内外进行油封，用工业凡士林对飞机各收放动作筒的活塞杆和缓冲支柱内筒的外露部分?起落架舱和发动机舱没油漆的地方进行油封（2）没经10+-5的维护a飞机蒙布是覆盖好、机身机翼下部有无异常漏油b缓冲支住和轮胎气压

2、飞机停放地点要求？工具、设备和下的飞机蒙布摆放整齐b不摆与维修无关的东西c遵守纪律和规则、不开玩笑不打闹工作结束后整理工具和设备d车辆靠近飞机专人指挥，3、机库和厂房25米内禁止实用明火吸烟，4、灭火的规则？a停车断油；待发动机基本停转后，堵上进气道堵盖、发动机舱盖和喷口堵盖，按下机上灭火瓶按钮b关闭机上总电源使用地面灭火瓶灭火，如果飞机上的燃油外流应先把漏油部位堵住同时用沙土灭火，切记不可用水冲。

5、牵引速度不得过15公里小时，飞机未停之前汽车不得停车，6、灌冲冷气的基本要求a不使水分和赃物进入系统b气压符合规定的数值c灌冲中严禁伤人损坏机件

7、放水的方法？气瓶尾部抬高，使气咀斜下方，然后一只手的气咀前方，一手快速打开气瓶开关，让冷气带着水分喷出，直到手上无水，不再喷白雾状水汽为止。

8、主轮气压10公斤厘米，前轮7

9、对飞机的检查三个阶段飞行后检查?飞行前检查?再次飞行前检查

10、机件固定连接的检查（1）螺栓、固定带、导管连接螺帽——看、摸（2）系统密封性漏油——看、嗅、摸和加压，漏气——一听二摸三涂液（3）机件完整性的检查a要求无变形、裂纹、磨伤和烧伤b方法看摸、测量和仪器检验。+

1、机身蒙皮a破孔和带裂纹的撞伤应进行修理b无裂纹的撞伤长度不超过150mm深度不过2mm且无急jv的过渡面可不修理c蒙皮上的划伤不应超过厚度的20%

2、水平和垂直尾翼的蒙皮有无损伤，水平尾翼的损伤规定同机翼，垂直尾翼的划伤深度不过蒙皮厚度20% 第三章

一、常用工具：解刀、钳子、扳手、加力杆、榔头、冲子 常用量具：千分垫、钢板尺、卷尺、游标卡尺、弹簧秤

二、工具的保管和使用要求

1、用于维护飞机的工具和抹布，应做上标记，进行登记，并有专人保管，未经登记的工具、抹布，禁止在飞机上使用；

2、工作前要认真清点工具，发现丢失，要及时上报，认真寻找；

3、工作中工具不得乱放，特别是在飞机内部，进气道内、座舱和发动机舱内，也不要将工具带出工作场所；

4、工具不要随便使用，不要抛掷，以防损坏和伤人等；

5、工作结束或雨雪后，应将工具擦拭干净，不常用的工具应涂油保存，定期检查，防止锈蚀。

三、保险的种类

1、保险丝保险

2、开口销保险

3、别针保险

4、保险片保险（单孔、双孔）

5、弹簧垫圈保险

6、双螺帽保险

7、自锁螺帽保险

8、弹簧卡保险

四、保险丝安装

1、打好保险丝的质量要求：方向正确、紧度适合、无损伤

2、保险丝拆除：剪断、扭开、抽出 3打开口销质量要求：打得紧，无损伤

4、开口销安装方法：

a、纵保：将选好的开口销，插入孔内使其尾部顺螺杆的纵向分开，并使其分别紧贴在螺杆端面和螺帽边上，然后用铁把解刀刃口切除多余部分，并打紧。b、横向

5、拆除保险的注意事项

a、不许将拆除和损坏的开口销、保险丝等随意乱丢，以防落入舱内卡住机件 b、不许使用不合规格的开口销、保险丝和保险片等，以免影响其强度

c、不许使用用过的开口销、保险丝和保险片，因其材料变脆、损伤、强度下降 d、发动机高温区域的开口销，应用耐高温材料的开口销，以保证应有的强度

五、机件安装质量要求：

a、安装正确：无错装、漏装，与相邻机件间间隙符合要求

b、紧度合适：螺纹零件的拧紧力符合要求，螺栓螺帽、导管接头螺帽的紧度合适 c、保险牢靠：各种保险丝安装符合要求

六、螺帽拧紧度要求

1、对活动接头处螺杆，应拧至无轴向间隙又能灵活转动为好

2、对固定接头处螺栓，应拧至不渗油为好，对于材料强度大，直径大的螺栓，则应拧紧一些，根据外场工作经验，拧紧固定接头处的钢制螺栓的紧度是：

9号一下螺帽的螺栓，用手指力拧紧；11~14号，用手腕力拧紧；17~22，用小臂力拧紧；24号以上，用大臂力拧紧

质量要求：a、紧度适合b、按规定打好保险装置

七、机轮安装质量要求

1、安装正确

2、紧度合适

3、保险装置可靠

4、刹车压力自动调节装置工作应良好 第四章

1.正常刹车压力由零上升到10.5+-0.5kg/平方厘米的时间不大于2秒。正常刹车压力10.5时，主支柱伤压力表为1569.0+-98kg/平方厘米。2.如果手握刹车把手到距离驾驶杆5~10毫米时，刹车压力小于规定值，应调整调整螺钉。反拧螺钉，可是最大刹车压力增大；顺拧螺钉，可使最大刹车压力减小。如果握压刹车把手到底，刹车把手与驾驶杆无间隙，最大压力小于规定值，最大刹车压力是有驾驶杆限制的。应调整调整螺套。反拧调整螺，增大刹车把手与驾驶杆之间的间隙。

3.应急刹车压力的调整：主轮应急刹车压力不合规定，可调整应急刹车调压器控制摇臂上的调整螺钉。顺宁调整螺钉，应急刹车压力减小，反拧调整螺钉，应急刹车压力增大。4.座舱密封性要求。刹车压力由0.3降到0.1的时间不少于90分钟 5.起落架：收放灵活，手柄收上到信号灯全亮为6~10秒，由中立位置到放下位置8~12秒。收放协调性；两个主起落架收上时间不超过1.5秒。上锁开锁的可靠性。附件导管外部密封性。起落架收上完毕，手柄放中立位置，刹车压力应解除，压力下降到零的时间不超过60秒。检查着陆警告灯的指示情况。检查主支柱盖后缘与机翼蒙皮之间间隙。检查半轮轴限动座与支柱内筒底部之间的间隙及其贴合面积。6.目视检测襟翼收上和放下时间，不应超过3秒 左右襟翼收放动作不协调性不得超过一个行程。

7.检查应急放起落架：应急放起落架使用冷气作动力。从液压油箱放出4~5升液压油 8.检查调节锥自动操纵工作：用全静压检查器抽静压的方法使M数逐渐增大，当M数到1.3时接通地面液压泵。所测数据不和规律曲线时，可调可变电阻盒的电阻。

9.防喘振放气门：水平尾翼前缘向下偏转大于20度时，放气门自动打开，小于时，自动关闭。10.可调喷口收放检查，由全加力到最大，时间为3.5~6.5秒。最大到全加力时间为2.5~5.5秒。小喷口面积不合规定时，可以调整三个喷口收放动作筒的限动螺帽。大喷口不和规定时调动作筒活塞杆的接耳。大喷口面积影响中小喷口面积。而调小喷口面积不影响大盆口面积。即有调小不调大，调大必调小。

11.助力液压系统的油压下降到16181千帕应急泵自动接通，不超过19123千帕应急液压泵自动断电停止工作。

12.液压系统密封性：系统油压由180公斤/平方厘米下降到150公斤/平方厘米的时间不少于10秒，接通副翼助力器电门系统压力下降不得少于5秒

13.平尾操纵四个值：平尾K值平尾最大偏转角φ最大、J平均和J偏移。K值是平尾处于0°位置时的驾驶杆位置。当平尾左半部前缘55测量点与机身54测量点相重合时，评委的位置就是0°位置，驾驶杆应稍向前倾，与飞机立轴夹角为4°44′。这时的位置是驾驶杆的中立位置。平尾最大偏角是驾驶杆前推后拉到极限位置时，平尾达到的最大偏转角。可以用平尾测角器进行测量。偏移量是指平尾处于0°，固定驾驶杆，由大力臂到小力臂时平尾前缘力臂调节器变臂带动下向下偏转的位置。J平均是调整片效应机构处于中立位置力臂调节器处于大臂位置下，表示松杆时平尾前缘所处的位置。调整K值就是调整驾驶杆，一般都只调力臂调节器以前的传动杆1、2、3、4，只会改变K值和最大偏转角。

15.副翼中立位置，副翼与机翼的剪差不得大于+-8毫米，左右副翼剪刀差不得大于16毫米 副翼剪刀差时左右翼相互错开程度，两边副翼的剪差同向相减，异向相加。最大偏转角检查时左右翼向上向下偏转角应为20°。调整载荷感觉器到驾驶杆的传动杆，只会改变驾驶杆的中立位置，不会改变左右非线性机构、液压助力器和副翼的中立位置。调整非线性机构和液压助力器之间的传动杆只会改变液压助力器和副翼的中立位置；调整液压助力器以后的传动杆，只会改变副翼的中立位置。检查方向舵的中立位置要求方向舵与垂直安定面重合，方向舵下部与机尾引射罩的剪差值不应该超过3毫米。方向舵量角器测量方向舵向左右最大偏转应为25°调长一杆，将使左脚蹬向前，右脚蹬向后；调短一杆，效果相反。

16.检查燃料系统密封性：在0.25公斤/平方厘米的压力下进行。用油顺序：机翼油箱、机身第一组油箱、机身第三组、机身第二组。第五章

一.发动机的启动

1.场地布置;将飞机迎风停放；严禁进入危险区域；准备好灭火设备。

2.启动步骤和方法：试车者听到口令后，把油门手柄放到慢车位置，随即按下启动按钮，点火信号灯亮，经2~3秒后，松开启动按钮，按下时钟按钮开始记录试车时间，按下秒表按钮，记录发动机启动时间。

3.启动过程检查：n2为10%~15%滑油压力表指示，n2为25%，液压警告灯应熄灭，启动过程中温度不超过650℃。点火灯亮到n2到48%的时间不超过40~60秒，拥挤上蓄电瓶启动时，不得超过80秒。

4.热悬挂：n2转速20%摆动不升，供油量过多。可以按下停车卡销，收油门手柄。温度超过650℃应立即停车。冷悬挂：发动机功率达到最大，温度不指示，n2在20%不上升，说明启动供油量过少，可将油门手柄收到慢车位置。

5.影响发动机功率对启动影响：启动发电机功率、启动喷油点火器、回油电磁活门和启动调节器和补油电磁活门的工作对启动供油量的调节。

6.严寒启动特点：燃料点火困难。适当增加启动供油量，给发动机加温和保温。7高原地区：减少启动煤油压力，降低启动供油量，改变启动步骤。

二、试车

1、暖机的目的和方法：1）、减少热应力，防止或减小受热机件的变形和裂纹 2）使轴承获得正常的径向间隙 3）提高滑油温度，改善润滑条件

2、工作状态检查

1）最大工作状态：n1为100%，温度不超700，滑油压力4kg/cm2.2)加力状态

3)慢车：排气温度不得超过420 4）加速性检查 5）空中开车

6）冷机并检查：冷机的目的是降温，减少发动机停车前后温度差，减小受热机件热应力。7)停车检查高压转子惯性转动时间不得少于35s，低压不得少于180s。3）试车检查的作用

1）判断最大推力是否正常 2）推力变化情况

3）载荷情况：动力载荷和热负荷 4)试车不正常情况

1）喷口已经最大，加力燃料没有点燃，说明发动机出于冷加力状态，收油门手柄到最大状态，断开冷加力。

2）火警信号处理：1.停车2.判明情况，决定是否使用机上灭火瓶3.关闭机上所有电门4.关闭氧气开关。5）冷开车方法)24伏冷开车，用于发动机启动前运转和停车后吹除喷口冒烟或火苗。

2)48伏冷开车，用于发动机的启封或油封。第六章

一、发动机油门操纵系统的调整：一是传动杆长东的调整，一是带齿摇臂长度的调整。调杆平移原理：调整传动杆长度，当一个摇臂的活动角不变时，另一个摇臂的活动区域将顺时针或反时针移动一个角度，但活动角度基本不变。调臂变角原理：调整摇臂长度，当一个摇臂的活动角不变，另一个摇臂的活动角度将向两侧扩大或缩小。协调性调整的步骤与方法：油门操纵系统协调性，指的是油门手柄、加力操纵盒、油门指示臂三者间的协调性，为了调整顺利，通常用油门指示臂到加力操纵盒之间的传动杆和带齿摇臂来调整油门指示臂与加力操纵盒之间的协调关系；再用油门手柄到加力操纵盒之间的传动杆和带齿摇臂来调整油门指示臂与油门手柄之间协调性。

二、慢车转速的调整与检查：发动机由慢车油道和油针缝隙两条油道供油。在保持油门手柄位置不动、等差活门保持油门开关前后油压差不变的条件下，调整慢车旋钮，改变慢车油道的流通截面，就可改变慢车状态的供油量，从而改变慢车转速。低压转子最大转速的检查与调整：当油门手柄在最大位置时，主燃料泵上的油门指示臂应在刻线盘第6刻线以后，液压延迟器的滑动套筒应当遮盖住活塞杆上的放油孔，活塞在油压的作用下应当处于左极限位置，被低压转子最大转速调整螺钉所限动。调整n1最大转速调整螺钉，改变液压延迟器活塞的极限位置，可以改变调准弹簧力的最大值，调整n1最大转速。顺拧调整螺钉，n1最大转速减小；反拧调整螺钉，n1最大转速增大。高压转子最大转速的检查和调整：调整高压转子n2最大转速限制器的调整螺钉，改变油针的位置，可以改变活塞杆上油孔接通回油路的时机，从而达到调整n2最大转速的目的，顺宁调整螺钉，油针左移，活塞必须向左移动更多的距离，即n2更大一些才能接通主燃油泵液压泵液压延迟器右室的回油路，因此，将使n2最大转速增大；反拧调整螺钉，n2最大转速减小。

三、起动供油量的检查与调整：起动供油量的大小，与回油活门的开度密切相关，活门开度增大时，回油量增多，起动供油量减少；活门开度减小时，则启动供油量增多。回油活门的开度决定于三个力的大小：调准弹簧力，薄膜两边气压差产生的力和分配器前油压作用在活门上的力。图可看出：调整启动旋钮对n2在20%以下阶段的起动供油量影响较大，对n2在20%以上的阶段的影响较小。更换放气咀直径对n2在20%以下阶段的影响较小，对n2在20%以上阶段的影响较大。发动机加速性的检查：第一阶段加速性不正常时，通常应调整一号节流器的流量，第二阶段时间不正常时，通常应调整二号节流器的流量，调整了二号节流器的流量，会影响第一阶段的加速性；第三阶段加速性不正常时，通常应调节回输节流器的流量。第七章

查找故障原因的一般程序：

一、故障现象及有关情况。

二、查找产生故障的原因。

三、检查试验，确定故障的真实原因。

第五篇：飞机故障诊断技术

1．故障是指产品丧失了规定的功能，或产品的一个或几个性能指标超过了规定的范围。它是产品的一种不合格状态。

2．故障按其对功能的影响分为两类：功能故障和潜在故障。

功能故障是指被考察的对象不能到达规定的性能指标；潜在故障又称作故障先兆，它是一种预示功能故障即将发生的可以鉴别的实际状态或事件。

3．故障按其后果分四类：

平安性后果故障：采取预防维修的方式；使用性后果故障：对使用能力有直接的不利影响，通常是在预防维修的费用低于故障的间接经济损失和直接修理费用之和时，才采用预防维修方式；非使用性后果故障：对平安性及使用性均没有直接的不利影响，只是使系统处于能工作但并非良好的状态，只有当预防维修费用低于故障后的直接维修费用时才进行预防维修，否那么一般采用事后维修方式；隐患性后果故障：通常须做预定维修工作。

4．故障按其产生原因及故障特征分类可分为早期故障、偶然故障和损耗故障。偶然故障也称随机故障，它是产品由于偶然因素引起的故障。对于偶然故障，通常预定维修是无效的。耗损故障是由于产品的老化、磨损、腐蚀、疲劳等原因引起的故障。这种故障出现在产品可用寿命期的后期，故障率随时间增长，采用定期检查和预先更换的方式是有效的。

5．故障模式或故障类型是故障发生时的具体表现形式。故障模式是由测试来判断的，测试结果显示的是故障特性。

6．故障机理是故障的内因，故障特征是故障的现象，而环境应力条件是故障的外因。

7．应力-强度模型：当施加在元件、材料上的应力超过其耐受能力时，故障便发生。这是一种材料力学模型。

8．高可靠度状态〔图1.2-2〔a〕〕：应力和强度分布的标准差很小，且强度均值比应力均值高得多，平安余量Sm很大，所以可靠度很高。

图1.2-2〔b〕所示为强度分布的标准差较大，应力分布标准差较小的情况，采用高应力筛选法，让质量差的产品出现故障，以使母体强度分布截去低强度范围的一段，使强度与应力密度曲线下重叠区域大大减小，余下的装机件可靠度提高。

图1.2-2〔c〕所示为强度分布标准差较小，但应力分布标准差较大的情况，解决的方法最好是减小应力分布的标准差，限制使用条件和环境影响或修改设计。

图1.2-2

应力、强度分布对可靠性的影响

9．反响论模型：

如果产品的故障是由于产品内部某种物理、化学反响的持续进行，直到它的某些参数变化超过了一定的临界值，产品丧失规定功能或性能，这种故障就可以用反响论模型来描述。

串连式反响过程：总反响速度主要取决于反响最慢的那个过程的速度。

并联式反响过程：总反响速度主要取决于反响最快的过程的速度。

10．最弱环模型〔串连模型〕：认为产品或机件的故障〔或破坏〕是从缺陷最大因而也是最薄弱的部位产生

11．故障树分析法简称FTA法〔Fault

Tree

Analysis〕

故障树分析法是一种将系统故障形成的原因由总体至局部按树状逐级细化的分析方法。

故障树分析法将最不希望发生的故障事件作为顶事件，利用事件和逻辑门符号逐级分析故障形成原因。优点：直观、形象，灵活性强，通用性好；缺点：理论性强，逻辑严谨，建树要求有经验，建树工作量大，易错漏。

12．顶事件和中间事件〔矩形〕

底事件〔圆形〕

开关事件〔房形〕

省略事件〔菱形〕

13．逻辑与门

逻辑或门

逻辑非门

异或门

表决门K/N门

表决门：仅当n个输入事件中有k个或k个以上发生时，输出事件才发生。

14．建树步骤

§顶事件选取原那么：

1)必须有确切的定义，不能含混不清、模棱两可。

2)必须是能分解的，以便分析顶事件和底事件之间的关系。

3〕能被监测或控制，以便对其进行测量、定量分析，并采取措施防止其发生。

4〕最好有代表性。

15．〔1〕系统级边界条件

顶事件及附加条件（系统初始状态，不允许出现事件，不加考虑事件)

〔2〕部件级边界条件

元部件状态及概率，底事件是重要部件级边界

利用边界条件简化：

与门下有必不发生事件，其上至或门,那么或门下该分支可删除；

与门下有必然发生事件,那么该事件可删除;

或门下有必然发生事件，其上至与门,那么与门下该分支可删除

或门下有必不发生事件，那么该事件可删除

16．n个不同的独立底事件组成的故障树，有个可能状态，故可有个状态向量。

17．与门结构故障树的结构函数

18．或门结构故障树的结构函数

19．k/n门结构故障树的结构函数

20．底事件的相干性

假设对第i个底事件而言，至少存在一对状态向量Y1i=(y1,y2,…yi-1,1,yi+1,…,yn)记作(1i,Y)和Y0i=(y1,y2,…yi-1,0,yi+1,…,yn)记作(0i,Y)，满足Φ

(1i,Y)>

Φ

(0i,Y)，而对其它一切状态向量而言，恒有Φ

(1i,X)

≥

Φ

(0i,X)成立，那么称第i个底事件与顶事件相干。

如果找不到状态向量满足Φ

(1i,X)

Φ

(0i,X)，那么称第i个底事件与顶事件不相干。

相干结构函数：Φ(X)满足：

故障树中底事件与顶事件均相干；

Φ(X)对各底事件的状态变量xi(i=1,2,…n)均为非减函数

21．相干结构函数的性质

〔1〕假设状态向量X=(0,0,…0)，那么Φ(X)=0；

〔2〕假设状态向量X=(1,1,…1)，那么Φ(X)=1；

〔3〕假设状态向量X≥Y(即xi

≥yi,i=1,2,…n)，那么结构函数Φ(X)

≥

Φ(Y)；

〔4〕假设Φ(X)

是由n个独立底事件组成的任意结构故障的相干结构函数，那么有

即任意结构故障树，其结构函数的上限为或门结构故障树结构函数，而下限是与门结构故障树结构函数。

22．假设状态向量X能使结构函数=1，那么称此状态向量为割向量。在割向量X中，取值为1的各分量对应的状态变量〔或底事件〕的集合，称作割集。割集是导致顶事件发生的假设干底事件的集合。假设状态向量X是割向量〔即=1〕，并对任意状态向量Z而言，只要Z

23．假设状态向量X能使结构函数=0，那么称此状态向量X为路向量。在路向量X中，取值为0的各分量对应的状态变量〔或底事件〕的集合，称作路集。路集是使系统不发生故障的正常元件的集合。假设状态向量X是路向量〔即=0〕，并对任意状态向量Z而言，只要Z>X，恒有=1成立，那么称X为最小路向量，最小路向量X中取值为0的各分量对应的底事件的集合，称为最小路集。最小路集是使系统不发生故障的必要正常元件的集合。

24．用最小割集表示结构函数：

25．用最小路集表示结构函数：

26．掌握化相交和为不交和，求顶事件概率〔此法最简单易于理解，故采用之〕：

式中为故障树的最小割集，将上式化成单独项〔形如这种形式〕的逻辑和，将式中的用代替，用代替。这样便可得到顶事件发生的概率为：

27．底事件的发生对顶事件发生的影响，称作底事件的重要度。

l

概率结构重要度：仅由单个底事件概率的变化而引起顶事件概率发生变化，那么顶事件概率对底事件概率的变化率称作该底事件的概率结构重要度，简称概率重要度，记作。数学表达式为：

。上式可以看出概率重要度较大的底事件，其概率发生变化，那么对顶事件概率变化的影响是比拟大的。

l

结构重要度：第i个底事件的结构重要度定义为该底事件处于关键状态的系统状态数与其处于正常状态的系统状态数之比。当系统由n个独立元件组成时，那么可表示为：，为该底事件处于关键状态的系统状态数，可由下式表示：

所谓底事件的关键状态是指该底事件状态变量由0变为1时〔该元件由正常变故障〕，故障树的结构函数也由0变为1〔系统由正常变故障〕的状态。

用以下原那么求结构重要度，在概率重要度的根底上，令各底事件的概率均为1/2，那么所求结构重要度与其底事件的概率重要度相同。

l

关键重要度：，由此可见，底事件的关键重要度是指顶事件概率相对变化量与引起此变化的底事件概率相对变化量之比的极限。

28．故障隔离手册〔FIM〕和故障报告手册使用同一的故障码，该故障码为8位数：左起前两位为故障所在章号〔系统〕，3、4位为节号〔子系统〕，5、6位为工程号，7、8位表示故障件位置。

29．无空勤人员提供故障码时的故障隔离程序

–

故障必然归入下面四种情况之一：

有相应的EICAS信息的故障；

有机内自检程序〔BITE〕的故障；

有适用的维修控制显示板〔MCDP〕信息的故障；

以上信息全没有的故障。

假设报告的问题上述三种信息均有，那么故障分析顺序为优先考虑执行有EICAS信息的排故程序，其次是机内自检程序，最后是考虑执行有MCDP信息的排故程序。

30．查找故障的典型概率法〔P75〕重点看，有计算。

概率法应用的条件：故障是由某一元件故障引起；查找故障不会引入新故障。

概率法应用的参数：

检查次数〔一次检查、平均检查次数

检查时间〔一次检查时间ti、平均总检查时间

检查工作量(一次检查工作量ti、平均总检查工作量

检查费用〔一次检查费用Ci、平均总检查费用

适用范围

–

逐件检查系统

–

分组检查系统

31．32．

分组检查的方法：两分法、等概率法、最小时间法。

u

两分法：要点--符合机件数大致相等的要求；

最少检查次数与最大检查次数：

1)

假设系统由n个机件组成，满足2m

n

2m+1〔m为正整数〕，那么系统最少检查次数为m次，最大检查次数为〔m+1〕次，平均检查次数

Sm--第m次可查出故障的机件零件号组成的集合，同理。-零件号为j的机件故障的条件概率。

2〕

假设系统机件数恰好满足n

=

2m，那么只需且必须经过m次检查，才能查出故障原因，平均检查次数Nm

=

m

u

等概率法：要点--先把系统按每组各机件故障条件概率之和大致相等分成两组，检查故障条件概率之和较大的那组，确定故障件所在局部。再将存在故障件的那一组按每组各机件故障条件概率之和大致相等分成两个分组，检查故障条件概率之和较大的一组，确定故障原因所在。如此继续下去，直至查出故障原因为止。

u

最小时间法：要点--每组各机件故障条件概率之和大致相等。

对各组计算检查时间消耗率h，h

=

å

(bi/

ti)，选择h较大的一组进行检查

33．信息量应该是该信息出现概率的单调减函数

信息量＝，P——信息量出现的概率，信息量的单位是“比特(bit)〞

–

假设有n个信息同时出现，它们对故障诊断提供的信息量要比单一信息提供的信息量大

–

当n个信息相应的事件互相独立时，n个信息共同出现时的信息量等于各个信息的信息量之和，即信息量具有可加性

34．现代信息论中，“熵〞是系统不确定程度的度量

假设系统A有n个状态A1,A2,…,An，系统随机处于相应状态的概率分别为P(A1),P(A2),…,P(An)，那么系统的熵定义为

35．复合系统的熵：设系统A有n个可能状态，系统B有m个可能状态

从而复合系统的熵为

A、B互相独立：H(A+B)=H(A)+H(B)

A、B统计相关：

H(AB)=H(A)+H(B/A)=H(B)+H(A/B)

A条件下B的熵值：

36．定义系统B为判断A所处的状态提供的平均信息量为

也被称为系统B包含有关系统A的平均信息量。

37．目视检查是飞机结构完整性检查的最根本、最常用的检查方法，也是保证飞行平安的重要手段之一。

当蒙皮离开铆钉头并形成目视可见的明显间隙，铆钉周围有黑圈，均说明铆钉已松动。

铝合金和镁合金腐蚀初期成呈白色斑点，开展后出现灰白色腐蚀产物粉末。

不锈钢的腐蚀往往是出现黑色的坑点。

38．气密舱的密封检查：流量法和压力降法。流量法更适用于泄漏量较大而容积小的气密舱。压力降法设备简单，测法简单可靠。气密舱和结构油箱泄露包括可控制泄露和不可控制泄露。

影响密封舱结构密封性的因素：

环状缝隙影响因素；平面缝隙影响因素；加工与装配质量的影响。

39．涡流检测的根本原理

检测线圈通交流电，在线圈周围产生交变的初级磁场，当检测线圈靠近被检测的导电构件时，在交变的初级磁场作用下，构件中感生交变的电流——涡流。涡流在构件中及其周围产生一个附加的交变次级磁场，次级磁场又在线圈内产生感应电流，它的方向与原电流方向相同。当构件中产生裂纹或有其它缺陷，检测线圈与其接近时，涡流发生畸变，影响次级磁场，进而影响检测线圈中的感应电流，检测线圈中的电流的变化，说明构件发生损伤。

40．涡流检测分为高频涡流检测〔>50kHz〕和低频涡流检测。

趋肤效应：涡流的磁场会引起交变电流趋向构件外表，外表电流密度最大，随着深度增加，电流密度减弱

41．涡流检测法的适用范围

Q

检查导电构件的疲劳损伤和腐蚀损伤。对铝合金是首选的无损检测方法

u

不适用非金属构件，如塑料、玻璃纤维复合材料等的损伤

Q

高频涡流可检测试件外表或近外表的损伤，而低频涡流可检测构件隐蔽面或紧固件孔壁上的损伤

Q

对于钢构件一般不采用涡流检测法探伤。

Q

不能检测出平行于探测面的层状裂纹。

Q

厚度小于1.5

mm的薄板材，板边缘或紧固件孔边的边界效应较大，给检测带来一定的困难

42．超声波检测法：高频声束〔频率在20kHz以上〕射入被检材料，经过不同介质分界面会发生反射，检测者分析反射声束信号，便可确定缺陷或损伤的存在及其位置。

超声波的发射与接收是利用压电材料的压电效应来实现的超声波是一种波长比光波长，比普通电波短，频率高于20kHz的机械波

43．纵波检测法的适用范围：

Ø

易检测出与工件探测面走向平行的缺陷

Ø

受仪器盲区和分辨力的限制，外表和近外表检测能力低

Ø

适用于检测大面积的厚工件，定位简单

横波检测法的适用范围：

Ø

可发现与工件外表成一定角度的缺陷或损伤

Ø

辅助纵波检测，检测垂直于探测面的缺陷或损伤。

应用：可检测金属、非金属、复合材料的内部及外表缺陷〔裂纹损伤和腐蚀损伤〕，对平面缺陷十分敏感，只要声束方向与裂纹面夹角到达一定要求，就可清晰地显示出裂纹损伤

44．磁粉检测的原理：〔通过检测漏磁来发现缺陷〕

铁磁试件被磁化后，假设试件存在外表或近外表缺陷，会使试件外表产生漏磁。铁磁性工件中存在着许多小磁畴，磁化前，磁畴随机取向，磁性抵消；被磁化时，磁畴规那么排列，呈现磁极。当工件外表或近外表存在与磁化方向近于垂直的裂纹缺陷时，磁力线会弯曲，呈绕行趋势，溢出外表的磁力线叫做缺陷漏磁。漏磁场强度取决于缺陷尺寸、方向和位置以及试件的磁化强度。漏磁场强度越大，缺陷部位越容易吸附磁粉，越能显示出磁粉迹痕，观察磁粉迹痕判断缺陷所在。

l

周向磁化法：直接通电法、电极法、芯棒法

l

纵向磁化法：线圈法、电磁铁法、感应电流法

l

复合磁化法

适用于铁磁性构件外表或近外表缺陷〔或裂纹〕。主要检测锻钢件及焊件，不适用于奥氏体不锈钢〔非磁性材料〕。

注意：磁粉检测后要对零件进行退磁。

45．传统的故障诊断方法包括逻辑诊断方法、统计诊断方法和模糊诊断方法。

46．逻辑诊断法师根据故障特性〔故障信息或征兆〕与故障状态的逻辑关系，运用推理的方式进行故障诊断的方法。

有效决策规那么：将有效逻辑基中全部变元〔取值为１〕或逆变元〔取值为０〕逻辑乘，再求逻辑和．

有效决策主范式：从决策规那么出发，通过逻辑运算，得到全部变元或逆变元逻辑乘的逻辑和．

概括逻辑诊断步骤:

1.确定考虑的因素,建立决策规那么;

2.建立有效决策规那么或有效决策主范式;

3.将给定元件状态的元件变元或逆变元组成征兆函数,待定元件变元或逆变元组成成因函数,进行状态识别或故障诊断.注：此节求有效逻辑基，通过分析故障成因函数查找故障原因是重点。

47．统计诊断方法：

确定临界值是重点。

根据对平均冒险率的分析，提出以下四种确定临界值的方法：

最小冒险法、最小错误诊断概率方法、极小极大法和纽曼-皮尔逊方法。

n

在满足平均冒险率最小的条件下，即使=时，确定临界值的方法称为最小冒险方法。

n

当==，==时，最小错误诊断概率方法确定临界值得条件和最小冒险法完全相同。

n

在使平均冒险率取极大的同时，使平均冒险率取极小，这样确定临界值的方法称为极小极大法。

n

纽曼-皮尔逊方法：要正确地估计错误诊断的代价往往是十分困难的，为此往往采用使某种诊断错误概率降低到最小的原那么。

例题：根据滑油中含铁量监测发动机机匣的工作状态。设由统计资料得到：在正常状态下含铁量的均值〔1p.p.m=1毫克/升〕，在异常状态下含铁量的均值，标准偏差为；含铁量为正态分布，并发动机处于正常状态的概率为=0.8。试用最小错误诊断概率法：

〔1〕详细推导确定临界值的公式

〔2〕计算临界值x0

48．模糊诊断方法〔重点看该书最后两页〕：

设分别表示m种故障成因，它们是征兆群空间X〔论域U〕上的m个模糊子集，为相应的m个模糊子集的隶属函数。对U中的任一元素，如果，那么判断隶属于模糊子集，这就是最大隶属原那么。

隶属函数计算式：其中〔i=1，……，n〕表示第i个征兆出现的状态，征兆出现取1，不出现取0，是权系数，即诊断矩阵中第i行，第j列的元素。根据最大隶属度原那么判断故障成因，从而判断故障成因。

编者注：考试题型：选择〔10〕、填空〔10〕、简答〔20〕、计算〔60〕.本材料仅供参考。预祝大家考个好成绩，谢谢！