航天铝基复合材料零部件超精密加工技术研究

针对航天高碳化硅铝基复合材料零部件采用聚晶金刚石PCD刀具进行了超精密车削加工试验，用原子力显微镜AFM和扫描电子显微镜对其进行了检测，分析了零部件表面粗糙度值的大小及影响因素、SiCw变形破坏机理、已加工表面微观结构及加工变质层特性。结果表明，超精密车削高碳化硅铝基复合材料零部件可以获得超精密级加工表面（如Ra11．5nm）；超精密车削过程中SiC，存在着三种主要变形破坏机理：直接剪断型、拔出型和压入型，且以直接剪断型为主。直接剪断的SiCw对表面粗糙度值影响最小，而后二者是影响表面粗糙度值达到超精密级的主要障碍；超精密加工零部件表面仍会产生很薄的加工变质层。     

固体推进剂低温细观损伤仿真研究

为了研究低温条件下固体推进剂的细观损伤,采用Cohesive单元描述推进剂材料的颗粒/基体界面,基于ABAQUS软件,开发了模拟基体开裂的VUMAT本构子程序,仿真了常温和低温条件下其损伤破坏过程。结果表明,低温对单颗粒推进剂影响较小,推进剂损伤从界面脱粘开始,沿颗粒赤道方向由脱粘面向基体扩展,规律与常温情况相同。随着推进剂颗粒增加,虽然大颗粒仍然首先发生界面脱粘,但是低温会对推进剂界面脱粘和基体断裂的时机、位置和损伤程度造成显著影响,导致推进剂破坏形式更加复杂。     

基于NSGA-Ⅱ算法优化的SiC_p/Al复合材料超声磨削表面评价研究

碳化硅颗粒增强铝基复合材料(SiC_p/Al)具有优异的机械物理性能,也是一种典型的难加工材料,加工表面易产生裂纹、凹坑等缺陷,使用表面粗糙度难以有效表征评价该类材料的表面加工质量。针对SiC_p/Al复合材料加工表面质量表征评价困难的现状,文章提出了综合反映SiC_p/Al复合材料已加工表面形貌特点的特征参数Scr的概念,并以其为优化目标,基于NSGA-Ⅱ算法对SiC_p/Al复合材料超声振动磨削加工进行了工艺参数优化,获得了优化工艺参数组合为主轴转速n=15 000 rpm、进给速度v_f=5 mm/min、磨削深度a_p=15μm、超声振幅A=5μm。对工艺参数优化方法的有效性进行了实验验证,结果表明,采用优化后的工艺参数提高了SiC_p/Al复合材料的加工表面质量,特征粗糙度能够有效表征SiC_p/Al复合材料的加工表面质量。     

基于空气耦合超声兰姆波技术的固体火箭发动机脱粘检测研究

为提高粘接结构超声无损检测效率,实现SRM粘接结构非接触快速质量检测,采用空耦超声兰姆波技术进行研究。使用同侧兰姆波对粘接结构中兰姆波传播过程进行模拟,结合仿真和实验分析了不同脱粘缺陷尺寸对信号幅值影响以及不同模态兰姆波对缺陷的灵敏度,并使用异侧兰姆波法对不同尺寸缺陷进行检测;使用正交方向线扫查信号采集方式得到脱粘区域幅值曲线,并使用6 d B法进行缺陷定量;使用同侧兰姆波概率损伤算法和异侧兰姆波自动扫查技术对脱粘缺陷进行定位成像,并使用C扫描对结果进行验证。结果表明:使用同侧兰姆波幅值随缺陷尺寸增大而增大,仿真与实验结果基本一致,检测灵敏度高的兰姆波模态离面位移分量大,而使用异侧兰姆波时缺陷会导致信号能量急剧衰减;使用6d B法当缺陷尺寸较大时误差较小,而当缺陷尺寸较小时误差较大,总体上幅值趋势曲线能够表征缺陷区域;概率成像和异侧兰姆波扫查技术能够快速、有效地对缺陷进行定位,缺陷轮廓清晰,对比C扫描成像提高了成像质量。所研究内容为空耦超声实际检测提供良好基础。     

颗粒增强铝基复合材料的振动切削研究

从切屑形态、切屑变形系数和剪切角、表面微观形貌、表面粗糙度和残余应力几个方面研究了超声振动切削颗粒增强铝基复合材料的特点，得出超声振动切削具有减小切屑变形、减少表面损伤、降低表面粗糙度、增大表面压应力等功效，说明超声振动切削也适合于颗粒增强铝基复合材料的精密切削，为金属基复合材料的精密切削指出了一条新的道路。     

固体发动机界面结构试件脱粘健康监测研究

以复合材料壳体和绝热层脱粘模型试件为对象,利用粘贴于壳体外表面的压电主动激励传感器,基于高频机电阻抗方法,对模拟药柱/绝热层界面脱粘的结构健康状态监测进行了数值仿真和实验研究,得出了不同脱粘损伤工况下的导纳频谱曲线,计算了能表征脱粘程度的平均绝对偏差损伤指标。结果表明,高频机电阻抗方法可利用粘贴于壳体外表面的压电传感器有效地识别内部结构的界面脱粘,相比于传统检测方法,能实现实时的结构健康监测,损伤指标能量化表征脱粘程度,实验采用的两种压电传感器中,MFC传感器较PZT传感器更适合于曲面固体发动机壳体脱粘检测,为开展实际工况下的固体发动机药柱结构界面脱粘损伤监检测工作提供理论与技术支撑。     

HTPB推进剂细观损伤及载荷传递行为数值模拟

为了研究端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂细观损伤及传力特性,基于粘超弹性材料本构和双线性内聚力模型,结合DIGIMAT建立了推进剂代表体积单元(RVE)模型,通过应力集中因子和载荷传递系数定量分析了颗粒和基体之间的载荷传递及应力集中程度。结果表明,颗粒位置随机并不会对力学性能造成明显的影响,但颗粒发生“脱湿”的位置改变可能会影响裂纹扩展的路径;颗粒的长径比越大,应力集中现象越明显,相较于椭圆形颗粒,圆形颗粒的界面更容易发生“脱湿”损伤;大颗粒含量越高,初始阶段颗粒的应力集中程度越大,基体的应力集中程度越小,载荷传递的效率越高,脱粘后变化趋势相反,同时大颗粒含量的增加会加快界面损伤的进程,加剧界面损伤的程度;颗粒体积分数越大,颗粒和基体的应力集中因子都将逐渐增加,初始阶段载荷传递效率越低,脱粘后载荷传递效率越高。     

挤压珩磨——一项表面光整加工及去毛刺新工艺

挤压珩磨表面光整加工技术是利用含磨粒的半流动状态的粘性磨料,籍挤压设备与夹具的作用,在压力作下用强迫通过工件的被加工表面,去除工件表面材料的工艺方法。粘性磨料是由载体、磨料和添加剂三部分组成的胶泥状物,具有良好的研磨性能,不与工件粘连,无毒、无味、无腐蚀性、化学性能稳定、使用寿命长。挤压压力一般在1.96～9.80MPa,加工时间1～10分钟,工件的表面粗糙度一般可改善2～3级,珩磨加工精度可达±5μm以内。     

基于面绘制的固体火箭发动机装药缺陷预整形方法

研究了固体火箭发动机ICT扫描体数据面绘制的移动立方体算法,得到了由大量三角面片组成的固体火箭发动机三维网格模型。根据固体火箭发动机三维网格模型的特点,研究了切割工具仿真、碰撞检测、路径定义、网格重建和切割分离过程等方法,实现了固体火箭发动机三维网格模型交互切割操作。对标准试验发动机分别进行药柱整形及脱粘部位整形,实现了断面处的三角面片重构。整形结果表明,对于裂纹缺陷可根据裂纹的形态,设定圆球切割工具的直径,进行直接挖除裂纹处理,处理断面较平滑;对于脱粘缺陷表面的预处理,采用圆柱体为切割工具,可获取较平滑的处理结果。     

航天器蜂窝夹层结构脱粘损伤的导波检测与成像方法

针对蜂窝夹层复合材料航天器结构双侧的脱粘损伤辨识与成像问题,文章提出了单侧激励下的夹层结构超声导波信号溯源解析和脱粘损伤成像算法。经过有限元仿真和试验验证,结果表明:单侧激励下导波的传播机制受波长与厚度比影响显著。随着导波波长的减小,面板中的导波测试信号中将出现由结构内部反射产生的尾波成分,直达波和尾波的信号特征差异可为辨识脱粘损伤内部位置提供依据。在此基础上,通过超声阵列传感器,基于多传感信息融合方法,可准确实现双侧损伤的溯源与成像,研究结果可为航天器蜂窝夹层结构的智能传感方法和健康监测方案设计提供参考。     

纳米颗粒SiCp/Al复合材料车削特性试验研究

针对纳米颗粒增强铝基(SiCp/Al)复合材料在航空航天领域的应用需求,采用试验的方法,研究不同刀具材料和不同刀具几何参数对切削加工纳米SiCp/Al复合材料加工表面粗糙度和切屑形貌的影响。试验结果表明,相同切削参数下,PCD刀具比硬质合金刀具能获得更低的已加工工件表面粗糙度,微崩刃的存在是导致硬质合金刀具加工时工件表面粗糙度升高的主要原因之一;增加刀具的锋利度能够获得较低的工件表面粗糙度,较大的主偏角表面粗糙度变化较剧烈;由于纳米颗粒增强相的不均匀分布和材料内部存在微裂纹,在切削时导致切屑呈不规则的锯齿状,基体的断裂模式是该现象产生的主要原因。文中的研究成果将为进一步分析纳米SiCp/Al复合材料的切削机理提供必要的试验基础。     

光伏玻璃表面微织构柱体抗颗粒冲击性能研究

为分析光伏电池玻璃表面微织构形状和颗粒碰撞方式对表面微织构损伤的影响,建立模拟月尘颗粒碰撞表面微织构仿真模型,结合实验验证,探究表面微织构损伤情况。结果表明:30 μm直径的模拟月尘颗粒以5 m/s的速度撞击表面微织构时,损伤形式主要包括边缘破损、劈裂破损和断裂,损伤面积与表面微织构整体相比较小,损伤深度在0.06～0.29 μm之间,仅为表面微织构柱体高度的1%～4.8%;中心正碰时,四棱台表面微织构的抗冲击性最好,圆台表面微织构次之,六棱台表面微织构最差;颗粒以4种碰撞方式撞击圆台表面微织构时,损伤程度从大到小依次为边缘碰撞、45°边缘碰撞、中心正碰、45°中心碰撞。研究结果可为玻璃表面微织构的工艺改性提供参考。     

一种大型固体火箭发动机界面脱粘缺陷的无损检测方法

针对列装部队服役产品现场开展固体火箭发动机燃烧室界面粘接质量无损检测的需求,研制了一种针对大型固体火箭发动机燃烧室推进剂/衬层/绝热层界面脱粘缺陷的无损检测系统。该系统基于机电阻抗频率响应函数方法,由多通道高速数据采集设备、压电主被动传感晶片、激励装置和软件评估系统组成,利用激励装置敲击固体发动机壳体待测结构表面,通过Lab VIEW数据采集程序测得响应信号,根据机电阻抗频响波形特征及波峰数量判断界面脱粘缺陷。当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面结构完好时,频响函数曲线仅有一个明显平滑的主波峰,当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面出现脱粘缺陷时,频响函数曲线的波峰数量增加,呈现明显的锯齿波形状。该方法便捷高效,非常适用于大型固体火箭发动机总装后整体产品燃烧室界面粘接质量的快速野外排查,也可进行长期的燃烧室界面状态健康监测。     

基于数字图像处理的复合固体推进剂细观损伤行为研究

为研究复合固体推进剂HTPB、NEPE和GAP推进剂的细观损伤行为,采用原位拉伸扫描电镜实验、数字图像处理技术和分形维数理论相结合的方法定性、定量地分析了推进剂在拉伸过程微裂纹的产生及演变过程。结果表明,HTPB推进剂拉伸破坏的起始点为大粒径的AP颗粒破裂形成的微裂纹,拉伸过程无明显“脱湿”,其裂纹变化趋势可以用拉伸过程裂纹分形维数描述;裂纹分形维数与拉伸过程的力-伸长率曲线一致。NEPE推进剂拉伸过程中主要的损伤是固体颗粒“脱湿”,有部分AP颗粒破裂。GAP推进剂中AP颗粒和CL-20颗粒与粘合剂基体均未见明显脱粘,拉伸破坏的起始点为AP颗粒脱落形成的凹坑和AP颗粒堆积区域。揭示的三类复合固体推进剂在细观层面的损伤演化特点,可为推进剂力学性能研究提供理论参考。     

激光加热辅助切削氮化硅陶瓷实验研究

针对航空航天领域广泛应用的氮化硅陶瓷材料,采用激光加热辅助的方法进行了切削 实验研究。分析了激光能量、切削深度、切削速度、进给量等加工参数对切削力及比切削能 的影响规律;采用SEM对加工过程中产生的连续切屑进行观测分析,探讨了加热辅助切削的 材料塑性去除及切屑形成机理;分析了不同切削状态的刀具磨损形式及磨损原因;测试了加 工后的表面粗糙度与表面形貌,表明激光加热辅助切削氮化硅陶瓷可以在保证加工效率的同 时得到良好的加工质量,并且不产生亚表面裂纹。
     

振动攻丝对钛合金螺纹质量的影响

试验了振动攻丝工艺参数对螺纹精度的影响,并从微观领域对普通和振动攻丝螺纹的表面质量进行了试验研究。指出振动攻丝丝锥刀齿的重复切削和冲击作用,能够抑制钛合金已加工表面的回弹,降低攻丝扭矩,从而提高螺纹的加工精度和表面质量。     

低温点火条件下固体发动机组合药柱的粘接界面力学响应分析

为了研究组合药柱结构在低温点火工况下粘接界面的损伤脱粘,以某型固体发动机为研究对象,基于内聚力模型,分析了组合药柱结构低温点火下的力学响应特性及界面损伤演化情况。结果表明,在低温点火工况下,壳体/包覆层间隙无压强时,组合药柱变形大,由于药柱所受应力超过材料极限性能,导致界面结构破坏,续航段/增速段药柱界面为结构损伤薄弱处。同时,针对续航段/增速段药柱界面进行研究,分析了界面力学性能及续航段药柱模量对界面损伤分布的影响。结果表明,随着界面强度、断裂能的提高,药柱结构完整性会显著改善,而随着界面刚度的增大,仍会出现界面脱粘现象;降低续航段药柱瞬时模量,界面脱粘范围减小,但同时续航段药柱的等效应变会显著增大。     

超精振动研磨

叙述了超精振动研磨的基本原理,分析了三种振动头的优缺点;介绍了超精振动研磨中的各切削要素的作用,以及如何合理选择与应用这些要素。文中用实例证明超精振动研磨能使被加工件的表面粗糙度达到Ra0.2～0.1,说明这种加工方法是提高零件表面质量、延长零件使用寿命、高生产率的光整加工有效方法。     

多层包覆质量超声图像诊断系统研制

针对机载固体火箭发动机多层复合结构粘接质量检测问题,利用聚焦探头双模式检测方法,研制开发了一套适合直径90~250mm,最大长度2000mm,且圆柱表面有凸起物的各种空-空导弹火箭发动机多层包覆质量自动超声图像诊断系统。可通过一次C扫描获得多层包覆不同界面粘接质量诊断图像,其脱粘检测分辨力不大于5mm。     

大型复合材料的快速无损检测

常用的复合材料无损检测方法(如超声波C—扫描)是利用超声波探头在测试构件的整个表面进行扫描。这种方法非常费时,造价也很昂贵。实际上,层板型复合材料具有一定的耐破坏性能,一般情况下只需探测有无较大的缺陷,例如直径在10～20mm范围的脱层。因此,要寻找一种测试方法能快速有效地探测这种类型的缺陷,一旦发现了缺陷,再用常规方法(如需要)进行详查,以确定其缺陷形式与结构强度、疲劳寿命等工程要求之间的定量关系。现有的较可靠的测试方法有:温度记录法、全息摄影术、剪应力记录法和扫描激光超声波术。这些方法都能进行较快的检测,但费用太高。超声兰姆(LAMB)波在层板状或类似层板状的结构中传播,具有测试大型层板状复合材料的能力,因为超声兰姆波能沿层板长距离传播,每一个超声波探头的位置可兼测较大的区域。近来,英帝国大学正在研究利用此波作为快速廉价的方法探测大型结构的脱层。文中介绍现有的检测方法及各种方法的利弊。最后对兰姆波法的可能应用作了探讨。