薄层复合材料冲击损伤行为研究进展

采用展宽减薄丝束的薄层复合材料具有显著的就位效应，导致其变形和失效机制更为复杂，并显现出不同于常规的损伤失效规律，引起了科研工作者的广泛关注。本文从薄层复合材料冲击损伤角度回顾了自薄层复合材料工业化应用以来，各类薄层复合材料冲击失效模式、层间断裂韧性和计算分析方法的研究现状，总结分析了降低单层厚度对复合材料冲击损伤行为的影响规律以及薄层复合材料冲击仿真分析的建模要点，展望了薄层复合材料冲击损伤研究待解决的关键科学问题和未来的研究要点。     

使役条件下SiC_p/Al复合材料的建模拟实

基于有限元方法,通过Python语言开发了SiC_p/Al复合材料的参数化建模程序,利用ABAQUS图形用户界面(GUI)完成了建模过程的可视化,搭建了颗粒的大小、形状、体积含量和分布可控的快速建模拟实平台。利用此平台建立了SiC_p/Al复合材料基于微细观的代表性体积单元(RVE)有限元模型,并先后引入了颗粒的弹脆性断裂行为、基体的弹塑性断裂损伤行为和界面的拉伸-开裂行为,实现了SiC_p/Al复合材料的变形和断裂的全过程模拟。为研究使役条件下SiC_p/Al复合材料的构效关系,建立了颗粒体积含量为7%和14%的复合材料有限元模型,首先研究了拉伸过程中颗粒体积含量对复合材料变形和损伤行为的影响;然后将体积含量为7%的复合材料模拟压缩过程与拉伸过程进行对比,分析了在不同载荷条件下复合材料的变形和损伤机理。实践证明,所建立的SiC_p/Al复合材料参数化建模平台可用于颗粒增强金属基复合材料基于微细观的有限元建模,对复合材料强韧化机理分析和构效关系研究具有重要的价值。     

TiB2/7050颗粒增强铝基复合材料热变形行为与热压工艺优化

分析TiB₂/7050颗粒增强铝基复合材料的热变形行为及工艺参数的影响规律，对其热变形后的组织设计和获得理想性能参数至关重要。基于此，针对TiB₂/7050颗粒增强铝基复合材料开展了相关研究。用Gleeble-3500热模拟机进行热压缩试验，研究了TiB₂/7050颗粒增强铝基复合材料在变形温度300~450 ℃、应变速率0.001~1 s-1时的热变形行为，建立了材料的双曲正弦本构方程；根据动态材料模型计算得出热加工图，优选了材料的热加工工艺窗口；对原始挤压成型坯料和优化工艺的热压成型坯料进行了力学性能测试和微观组织形貌分析。结果表明:两种成型工艺相比，热压件强度指标略有提高，但塑性大幅提高，其长横向断后延伸率提高400%；热压工艺件晶粒更加细小、且无明显择优取向；拉伸断裂机制均为准解理断裂，热压件断口韧窝更深、撕裂棱更粗大，表明塑性撕裂持续时间更长。      

复合材料角型材结构固化变形研究

本文提出了一种分析模型和计算公式，用于预测Ｌ型碳／环氧复合材料构件的固化变形。用直角型材模具制备的试件在室温下呈锐角，当重新加热至固化温度时，构件的角度不能合回复到直角状态。作者认为：复合材料角型材结构的经变形不仅与复合材料的热膨胀行为有关，还与树脂基体固化时的一积收缩效应有关。     

金属基复合材料的高速超塑性

介绍了近几年国内外金属基复合材料(MMCs)高速超塑性的研究现状，包括拉伸超塑性、压缩超塑性。综述了各种基体和增强体复合材料的制备方法、获得高速超塑性的条件及高速超塑变形的特点。对于高速超塑性的变形机制，尤其是颗粒增强金属基复合材料的拉伸超塑变形机制进行了详细阐述。最后提出了MMCs高速超塑性存在的问题和今后研究的重点。     

金属复合材料的高速超塑性

介绍了近几年国内外金属基复合材料（MMCs）高速超塑性的研究现状，包括拉伸超塑性、压缩超塑性。综述了各种基体和增强体复合材料的制备方法、获得高速超塑性的条件及高速超塑变形的特点。对于调整超塑性的变形机制，尤其是颗粒增强金融基复合材料的拉伸超塑变形机制进行了详细阐述。最后提出了MMCs高速超塑性存在的问题和今后研究的重点。     

SiC颗粒增强铝基复合材料的热变形本构方程及其优化

通过热压缩试验研究了SiC颗粒增强铝基复合材料在应变速率为0.001～1s-1,变形温度为713～773K时的热成形性能,并在试验数据分析的基础上,引入Zener-Hollomon参数建立了用于描述复合材料高温变形行为的本构关系模型,通过分析比较和对本构方程的进一步优化,提高了颗粒增强型铝基复合材料本构方程的拟合精度,使得计算值更接近于试验值.     

二维与三维机织复合材料面内力学性能对比

设计并制备了结构形式和工艺参数相同的二维机织层合和三维机织复合材料，利用数字图像同步测试技术（DIC）系统地开展了经、纬向拉伸、压缩试验和面内剪切试验。结合试样表面应变场的演化过程和断裂形貌分析，对比研究了二维机织层合复合材料和三维机织复合材料的承载机制、力学性能和失效机制的差异。结果表明，经纱在层间的交织联锁对机织复合材料的宏观力学行为和承载机制有重要影响，三维机织复合材料牺牲了经向拉伸和压缩性能，得到了更好的结构整体性和更高的纬向性能。此外，三维机织复合材料的经向拉伸应力-应变曲线具有明显的非线性特征。同时，经纱对纬纱的强约束导致了纤维束/基体界面上的弱粘接，降低了三维机织复合材料抵抗剪切变形的能力。     

基于微观组织的颗粒增强金属基复合材料流变行为宏微观耦合分析(英文)

本文建立了基于SiC颗粒增强铝基复合材料的微观组织的胞元模型,并以此为基础,进一步构建了宏—微观耦合分析模型,并采用商用有限元软件ABAQUS对其变形行为进行了研究。在研究中通过子模型技术,使所得到的计算结果进一步精确化,从而能够精确的分析材料宏观变形与微观组织变形的相关性,运用该种方法,能够有效的预测材料的变形行为,为进一步的优化工艺提供了可靠的依据。     

叠层穿刺CF/Al复合材料准静态拉伸力学行为与失效机制

针对新型的叠层穿刺碳纤维织物增强铝基复合材料（CF/Al复合材料），通过细观力学数值模拟与实验结合的方法研究了其在准静态拉伸载荷作用下的渐进损伤与断裂力学行为。复合材料经向拉伸弹性模量、极限强度与断裂应变的实验结果分别为129.61 GPa、630.14 MPa和0.75%，细观力学模型预测误差分别为-9.41%、7.57%和1.33%，均匀化计算的宏观应力-应变曲线与实验曲线总体上相符。经向拉伸变形初期首先出现经/纬纱交织处基体合金的局部损伤，随着拉伸应变量的增大依次发生纬纱和穿刺纱的横向开裂，拉伸变形后期基体合金与经纱失效引起宏观应力-应变曲线的急剧下降，复合材料拉伸断口表现为经纱轴向断裂及纬纱和穿刺纱横向开裂共存的形貌特征，纤维拔出和基体断裂导致的经纱轴向断裂是诱发复合材料最终失效的主要机制。     

模具约束条件对H96黄铜双脊矩形管E弯截面变形的影响

 双脊矩形管的绕弯成形受内外侧模具的共同约束,不同模具约束下管坯的受力不同,使得其截面变形情况也不相同,而截面变形严重地影响弯管件的成形质量和使用性能。因此,基于ABAQUS有限元平台建立了双脊矩形管E弯成形三维有限元模型,并通过实验验证了模型的可靠性。采用所建模型,研究了内外侧模具约束条件对双脊矩形管E弯截面变形的影响规律,发现当只有内腹板脊槽受约束时,内腹板脊槽的内缩变形可得到较好的控制,而其他部位的变形则有增大的趋势;当只有外腹板脊槽受约束时,内腹板脊槽宽度变形基本不发生变化,而其他部位的变形则有减小的趋势;当内外腹板脊槽均受约束时,可较好地控制双脊矩形管E弯过程中的截面变形。芯头个数对整管截面高度、宽度、外腹板脊槽宽度与两脊槽底部的间距的变形影响较大,但对内腹板脊槽宽度的变形影响不显著。     

飞机机翼翼梁类零件变形控制方法研究

翼梁类零件作为机翼装配的定位基准零件,如何有效减小其在加工中的变形,提高加工精度是一项重 要工作。提出一种针对翼梁零件在加工过程中出现的平面度翘曲变形现象的控制方法,根据飞机机翼梁类零 件的工艺特点,对生产现场零件的实际变形量进行统计,分析翼梁类零件变形趋势、变形量及主要影响因素;采 用改进加工方案,控制加工变形等方法减少梁类零件变形。结果表明:本文所提方法能够有效提升零件在加工 过程中的平面度值,使梁类零件的变形得到明显改善。     

飞机结构件数控加工变形控制研究与仿真

 以飞机弧形结构件这一典型易变形的零件为例,研究数控加工变形情况及其影响因素,分析数控加工过程中切削力对变形、残余应力对加工变形、装夹布局对飞机结构件数控加工变形的影响,并针对所研究的3个方面建立相应的物理仿真模型,模拟加工变形情况,提出了相应的解决方案。     

套圈变形诱发的薄壁角接触球轴承摩擦特性

针对薄壁轴承在制造、安装过程中套圈变形引起的轴承摩擦力矩变化机理不明的问题,基于滚动轴承动力学理论,构建了计入套圈变形时变表征的薄壁角接触球轴承动力学分析模型与摩擦力矩数学模型,研究了套圈沟曲率半径、变形相位角、半幅值及工况条件对轴承摩擦特性的影响规律。结果表明：沟曲率半径系数对轴承摩擦力矩的影响随转速临界值变化而发生改变,该转速值在计入套圈变形时较理想套圈会出现超前或滞后。优化配置套圈变形相位角可降低变形对摩擦力矩的作用。载荷比会影响形成轴承摩擦力矩最小的套圈变形相位角,其对套圈两瓣波相位角变化的影响小于三瓣波变形。合理控制套圈变形半振幅可降低对轴承摩擦力矩波动性的影响。     

基于动态边界的跨声速压气机过渡态载荷研究

针对航空涡轮发动机压气机部件的过渡态，基于动态边界并结合双向流固耦合（FSI）方法模拟了跨声速压气机NASA Rotor 67的过渡态过程，获得了考虑叶片弹性变形的压气机过渡过程特性曲线，研究了叶片气动弹性变形对跨声速压气机加速过程中气动参数、流场激波结构演变过程的影响，分析了加速过程中非定常气动载荷与离心载荷共同作用下的叶片变形特征。结果表明:随转速升高，叶片变形对上半叶高区域的总压比和总温比的影响较显著；加速过程中，叶片变形对通道内激波结构特征及其演变有一定的影响；叶片变形主要集中在上半叶高，以弯曲变形为主导，主要由离心载荷造成，加速过程中叶尖区域的叶型出现反扭现象，从而引起压气机气动性能参数的变化。      

航空发动机机匣电子束焊接变形模拟分析与优化

为了对焊接变形进行预测与控制，建立了焊接接头的弹塑性有限元模型，并对电子束热源模型进行了校核，获得了接头焊接位置的塑性应变区域大小；建立了风扇叶片机匣3D壳单元有限元模型，并采用固有应变法对机匣焊接变形进行了模拟计算，获取了焊接过程的变形分布，通过实测机匣变形量并与仿真结果进行对标，验证了模型的准确性；通过对风扇叶片机匣焊接顺序以及焊接熔池宽度等工艺参数的优化，获得了控制风扇叶片机匣焊后变形的最优方案。结果表明:模拟与实测的平均变形误差仅10.3%，基于固有应变法的中心面3D壳单元有限元模型适用于大型复杂薄壁件的电子束焊接变形预测，该方法已得到应用；风扇叶片机匣焊接熔池宽度的优化能够有效控制焊后变形，焊缝上熔池宽度降低为2.7 mm，焊后平均径向变形量降低30%，能够明显降低机匣径向收缩变形，焊接顺序的优化对变形控制效果较差。      

Machining deformation of single-sided component based on finishing allowance optimization

Owing to reliability and high strength-to-weight ratio, large thin-walled components are widely used in the aviation and aerospace industry. Due to the complex features and sequence involved in the machining process of large thin-walled components, machining deformation of component is easy to exceed the specification. In order to address the problem, it is important to retain the appropriate finishing allowance. To find the overall machining deformation, finishing allowance-induced deformation (web finishing allowance, sidewall finishing allowance) and initial residual stress-induced deformation were considered as major factors. Meanwhile, machined surface residual stress-induced deformation, clamping stress-induced deformation, thermal deformation, gravity-induced deformation and inertial force-induced deformation were neglected in the optimization model. Six-peak Gaussian function was introduced to fit the initial residual stress. Based upon the obtained function of initial residual stress, a deformation prediction model between initial residual stress and finishing allowance was established to attain the finishing allowance-induced deformation. In addition, linear programming optimization model based on the simplex algorithm was developed to optimize the overall machining deformation. Results have concluded that the overall machining deformation reached the minimum value when sidewall finishing allowance and web finishing allowance varied between 1 and 2 mm. Additionally, web finishing allowance-induced deformation and sidewall finishing allowance-induced deformation were 1.05 mm and 0.7 mm. Furthermore, the machining deformation decreased to 0.3–0.38 mm with the application of optimized finishing allowance allocation strategy, which made 39–56% reduction of the overall machining deformation compared to that in conventional method.     

细晶态FGH96热成型时的流动行为研究

 通过热模拟试验,对细晶态FGH96 合金的高温流动特性进行了研究,分别从宏观和微观上对影响FGH96 流动特性的因素(变形温度、变形速率和变形程度以及Z 因子和动态再结晶晶粒尺寸等) 作了系统分析。结果表明:变形温度、变形速率和变形程度对流动应力和再结晶晶粒尺寸均有不同程度的影响。在此基础上,建立了细晶态FGH96 合金热成型时的本构模型,该模型充分考虑了变形温度、变形速率和变形程度对流动应力的影响,这对FGH96 合金热成型过程的数值模拟和热力参数的合理制订具有重要意义。     

超声速条件下亚毫米液滴的变形破碎模态

以超声速气流中液滴变形破碎行为为研究内容,对水平激波管中承受激波冲击的亚毫米水液滴(0.44~1.09 mm)变形破碎过程进行了观测,实验激波马赫数范围为1.07~2.11。利用纹影法,结合高分辨率高速相机对不同破碎模态下液滴的变形破碎特征进行了记录,得到了袋状、多模态、剪切和爆炸式等破碎模式下的液滴纹影图像,分析了液滴运动参数的时空关系。得出了液滴变形阶段,液滴无量纲横向变形宽度以及液滴无量纲迎风面位移随无量纲时间的变化发展规律,并且得出在液滴初始直径相同时,不同液滴破碎模式的无量纲最大横向变形宽度的变化,其中袋状、多模态、剪切破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在1.15~1.61范围内变化,爆炸式破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在0.21~0.68范围内变化。     

航空发动机涡轮叶片径向变形的概率分析

为描述航空发动机涡轮叶片径向位移的变化规律,改善叶尖间隙设计和控制的合理性,考虑多种随机变量,融合有限元和响应面方法进行了叶片径向变形的概率分析。通过对涡轮叶片在典型载荷下的热分析和结构分析,计算出叶片变形随时间的变化规律,并找出最大位移点作为概率分析的计算点;在计算点处考虑热载荷和离心载荷作用,结合响应面拟合蒙特卡洛法计算出了危险点处的叶片径向变形的分布概率和符合设计要求的可靠度,并分析了影响间隙量的随机因素的灵敏度。结果表明:叶片径向变形量和安全变形概率基本符合设计要求;影响叶片径向位移变化的主要因素是温度、转速和质量。