先进航空板材成形技术应用现状与发展趋势

板材成形技术是武器装备发展中至关重要的技术之一,是一个国家军事技术能力和科技水平的重要组成部分。本文综合论述了以超塑成形/扩散连接技术、喷丸和蠕变时效成形技术、柔性多点模具蒙皮拉形技术和旋压成形技术等为代表的先进航空板材成形技术的应用现状,总结和提出了航空板材成形技术的发展趋势和重点。     

概念设计时影响涡轮转子叶片强度的关键因素

基于总体结构参数对后期详细设计的重要性这一事实,探讨了航空发动机叶片概念设计中可能出现的强度问题,研究了涡轮叶片的 AN2值、轮缘切线速度、叶片稠度和材料性能等重要设计参数对强度和寿命的影响.结果表明:目前先进民用大涵道比涡扇发动机的 AN2值在25m2·(r/min)2以内,轮缘切线速度应当使得涡轮盘的形状因子控制在2以内,叶片稠度则应满足叶片能被榫连结构包容的要求,材料蠕变和低循环疲劳性能的限制要求高压涡轮叶片根部平均应力控制在250MPa左右.这些结果将为先进航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的设计提供重要的参考依据.      

新淬火状态铝合金2A12薄板V型弯曲回弹及硬度研究

对采用新淬火自然时效1h、2h、4h、8h12h、24h的铝合金2A12板料分别进行单向拉伸试验测出不同时效时间的材料属性;采用V型弯曲试验测量不同时效时间的回弹;采用钢球坠落试验测量其不同时效时间的硬度变化。针对不同的V型弯曲试验状态进行了有限元模拟计算分析,并与试验结果进行对比分析。     

液体火箭发动机再生冷却槽寿命预估

基于有限元热结构耦合计算结果分析了液体火箭发动机再生冷却槽的失效形式,并分别采用Porowski模型及其蠕变修正模型对冷却槽进行寿命预估.结果表明冷却槽寿命主要取决于塑性拉伸不稳定失效;蠕变对寿命有一定影响,是寿命预估不可或缺的一部分;减小外壳与内壁的温差幅值、增大每个冷却槽的肋宽比或增加冷却槽数目可以延长寿命.该寿命预估方法可用于指导可重复使用液体火箭发动机再生冷却槽设计.      

应用总应变-应变能区分法预测热机械疲劳寿命

简要介绍了总应变-应变能区分法(TS-SEP)的基本假设和基本方程,应用TS-SEP法对三种金属材料(304不锈钢、1Cr-1Mo-0.25V钢和2.25Cr-1Mo钢)的热机械疲劳试验数据进行了分析和预测,初步评估了TS-SEP法对热机械疲劳数据的相关和预测能力。研究结果表明:TS-SEP法与总应变-应变范围区分法(TS-SRP),对三种金属材料的热机械疲劳试验数据具有相当的相关和预测能力,寿命预测分散带均在2倍范围内。     

新型Al-Zn-Mg-Cu合金双级时效制度研究

采用硬度法测定了一种新型Al-Zn-Mg-Cu合金挤压带板的GP区临界形核温度TV（GP区在此温度下形核不依靠空位浓度）和TC（GP区在此温度以上不能形核）。他们的温度区间分别为130～140℃和170～180℃。依据实验结果确定了合金的一级时效温度为120℃,二级时效温度为165℃。合金在120℃/4h+165℃/8h制度下热处理后,L向的抗拉强度、屈服强度、伸长率、断裂韧度和电导率分别为617MPa,590MPa,13.5%,41.6MPa m^1/2和39.1%IACS,是一种综合性能优良的双级时效600MPa级铝合金。     

基于连续损伤模型的复合固体推进剂力学性能研究

为了模拟复合固体推进剂本构关系,利用连续损伤力学理论并耦合线性累积损伤来建立含有损伤变量的本构模型。模型中推进剂累积损伤利用Miner线性累积损伤法则,损伤演化利用蠕变损伤演化规律,无损条件下的推进剂本构关系利用三元件波因廷模型。该模型提供了一种基于损伤本构关系来研究推进剂力学性能变化的有效方法。     

压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性自适应混合补偿控制方法

压电陶瓷叠层作动器的迟滞蠕变非线性特性严重影响了控制系统的稳定性及动态跟踪精度。针对其迟滞蠕变非线性补偿控制问题,提出了一种高精度动态补偿压电陶瓷叠层作动器非线性特性的自适应混合补偿控制方法,即迟滞蠕变前馈补偿与自适应滤波反馈补偿结合的前馈-反馈混合控制方法。采用改进的Prandtl-Ishlinskii（Modified Prandtl-Ishlinskii,MPI）模型对压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性特性进行精细化建模,并得到其逆补偿模型进行前馈补偿。根据前馈补偿误差,采用自适应滤波反馈控制对输入信号进行实时调控,实现对压电陶瓷叠层作动器的迟滞非线性及lg（t）型蠕变特性的实时精确补偿控制。数值仿真与实验结果表明,相比于常规前馈迟滞蠕变补偿,所提出的自适应混合补偿控制方法可以有效降低压电陶瓷叠层作动器的迟滞补偿误差,极大提高了迟滞蠕变非线性动态跟踪精度以及自适应性。     

GH4169合金蠕变疲劳行为的有限元模拟及寿命预测

考虑蠕变-疲劳损伤,对部件材料进行合理的循环变形描述和准确的寿命预测,是保证航空发动机等高温设备长周期安全运行需要解决的关键问题之一。基于大型有限元软件ABAQUS,采用组合Chaboche随动强化准则和Voce各向同性硬化准则的循环弹塑性本构模型,叠加应变强化的蠕变本构模型,对GH4169合金在蠕变-疲劳载荷下伴有应力松弛的循环变形行为进行了准确的有限元模拟。同时,将Wang等最新修正的基于逐周次概念的蠕变-疲劳损伤模型进行了有限元移植,结合有限元模拟所得的循环应力、应变状态,实现了对GH4169合金蠕变-疲劳寿命的准确预测。研究结果将为进一步实现对航空发动机关键部件精确的寿命预测提供理论基础和技术手段。     

热处理对高强铝合金搅拌摩擦焊接头组织及力学性能的影响

通过"搅拌摩擦焊+固溶+人工时效热处理"的方法实现了12 mm厚航天用高强铝合金2A14M的焊接及接头性能改善。研究表明未进行焊后热处理的焊接接头断裂位置位于焊核区,平均抗拉强度为192.3MPa,接头显微硬度呈"几"字形分布,硬度分布峰值位于焊缝区,接头不同特征区域的硬度差高达60。采取的焊后热处理对焊接接头及母材不仅具有细化晶粒、改善组织均匀性及优化强化相分布的作用,还能削弱拉伸过程中尖锐晶界对接头的撕裂作用,从而达到提高接头性能的目的,表现为:焊后热处理使接头内部显微硬度差为20,接头拉伸断裂于焊核区,抗拉强度达到440 MPa,为未进行焊后热处理接头的2.29倍;焊后固溶热处理的搅拌摩擦焊接头其断裂位置在焊核区及母材的几率大致相同,各占约50%,从而实现了提高搅拌摩擦焊接头性能的目标。