力约束管材自由胀形试验研究与材料性能测试

相较于单向拉伸试验,通过管材胀形试验(TBT,Tube Bulging Test)获得的材料性能参数能够更准确地反映材料在高压流体作用下的塑性成形性能,不同的管端边界将会严重影响管材胀形试验的测试结果.针对国际上现有试验方法和设备存在的不足,研制出了一套约束边界清晰、加载精确的管材自由胀形试验系统.在管材测试过程中,基于位移随动力主动加载的控制策略和比例伺服油缸,实现实时的轴向力、轴向位移和内压力的精确加载.端部约束的测试管材通过特殊设计的工装保证了其轴向自由滑动.实时内压力和胀形管材顶点处材料的壁厚和胀形高度信息通过超高压压力传感器、超声测厚仪和磁致伸缩位移传感器采集,进而基于Swift材料本构模型和采集到的数据拟合出材料应力应变曲线和材料性能参数.试验结果表明,管材两端侧推力与内压力对管材内腔端面的作用力和管材轴向自由对称收缩的平衡条件始终处于动态稳定中,试验设备能够准确获得实时胀形高度、顶点厚度、轴向收缩长度和内压力的信息,能够为材料性能测试和工艺设计提供可信的材料参数.      

基于小波包分析和案例推理的转子系统故障诊断方法

将小波包分析与案例推理技术应用到转子系统故障诊断中,解决了复杂转子系统中小波包方法故障诊断结果可解释性差、分析判断需要专门经验的问题;用小波包技术所提取的故障特征表示转子系统故障案例,利用案例检索技术将以往相似案例应用到解决当前问题的过程中,提高了故障诊断结果的可解释性。仿真结果证明了该方法的有效性。     

大型机翼整体壁板时效成形技术

 分析了单级时效、双/多级时效、振动时效以及应力位向效应等工艺措施和因素对铝合金机翼整体壁板材料时效成形特性的影响,得到以下结论：应采用双/多级时效处理,以提高成形后壁板材料的综合性能;应采用振动时效应力松弛,以加速应力松弛,降低回弹,并提高成形后壁板材料的抗疲劳性能;对时效过程中存在应力位向效应的铝合金,应设计合适的时间温度曲线与加载曲线,以避免壁板材料因应力位向效应产生各向异性,导致材料屈服强度降低。提出了大型机翼整体壁板时效成形的工艺流程,给出了成形过程中热压罐内的温度时间曲线和气压时间曲线;提出了成形工装的模块化、标准化与柔性化设计以及解决壁板时效成形回弹问题的有限元方法,并对中国研究发展大型机翼整体壁板时效成形技术提出了建议。     

2195铝锂合金应力松弛时效成形工艺制度

以2195-T8态铝锂合金为研究对象,探究工艺参数对其应力松弛时效行为的影响规律。试样经过固溶、淬火,进行不同预变形、时效温度及时效时间条件下的应力松弛时效实验。通过室温拉伸,测得应力松弛时效后试样的力学性能。基于正交试验的极差分析和方差分析,探究了预变形、时效温度和时效时间3个工艺参数对应力松弛量、屈服强度和延伸率的影响权重占比;进一步研究发现预变形不仅可以提高2195铝锂合金时效后的强度,还降低了应力梯度对材料力学性能不均匀性的影响;查明了实现2195铝锂合金应力松弛时效形性协同制造的合理工艺制度:180℃+4%预变形+时效时间12～16 h。研究工作为大型铝锂合金构件应力松弛时效形性协同制造工艺窗口的确定提供了重要支撑。     

C/E 复合材料“以磨代钻冶制孔工艺

为了提高C/E复合材料构件制孔加工质量,以C/E复合材料为研究对象,提出"以磨代钻"制孔新工艺,并研制了电镀金刚石刀具.与传统硬质合金刀具钻孔工艺进行对比试验,结果表明:金刚石刀具钻削轴向力降低30%-50%、刀具耐用度提高3-5倍、缺陷显著减少,更适合C/E复合材料钻孔加工.     

运载火箭增压输送系统补偿器接头内高压成形

采用外径161mm、壁厚1．5mm的不锈钢激光焊管进行了补偿器接头的内高压成形实验研究，对成形后零件进行了测量，分析了内凹缺陷产生的原因，重点研究了轴向进给量对成形质量的影响。研究表明：轴向进给量小，圆角成形困难，成形区壁厚减薄量大；轴向进给量大，有利于成形圆角，成形区壁厚减薄量小，但轴向进给量过大，容易形成内凹现象。当轴向进给量在21．5—22．8mm间，能够获得外形尺寸与最小壁厚均满足设计要求的零件。     

复杂外形航空发动机TC4钛合金宽弦空心风扇叶片弯扭成形

弯扭成形是钛合金空心风扇叶片制造中一种有效的辅助成形手段,赋予空心叶片毛坯理想的过渡形状,改善工艺性。针对应用于大涵道比涡扇发动机的TC4钛合金宽弦空心风扇叶片的工艺试验件,研究适用于复杂外形叶片的单轴扭转与双轴扭转两种弯扭方法,提出了夹头运动参数的设计方法,分析了机构的运动规律以及成形原理。基于有限元模拟,研究了扭转方式以及弯扭路径等关键工艺参数对于制件外形、变形区分布、扭转力矩以及表面缺陷的影响,并进行了弯扭实验。结果表明,采用单轴扭转方式,弯扭温度为750℃,叶尖夹头扭角为20.4°,扭转速度为0.68(°)/min,能够将平板毛坯成形出合理的过渡形状。弯扭后面板上出现了失稳凹陷,与有限元结果一致。     

喷射成形TiCp/ZA35复合材料热挤压工艺的ANN优化和组织研究

采用人工神经网络(ANN)的方法,研究挤压比、挤压比压、挤压温度和挤压速率对喷射成形TiC_p/ZA35复合材料力学性能的影响,建立了TiC_p/ZA35复合材料热挤压的人工神经网络模型。模型的输入参数为挤压比、挤压比压、挤压温度和挤压速率,输出参数为复合材料的抗拉强度。该模型可以仿真TiC_p/ZA35复合材料在不同热挤压工艺参数下的力学性能,也可以优化热挤压工艺参数,模型结果与实验结果误差小于1.8%,拟合率为0.986。推荐热挤压工艺优化参数为：挤压比22,挤压比压415 MPa,挤压温度315℃,挤压速率8 mm·s^-1,此工艺条件下复合材料的抗拉强度为486.7 MPa。热挤压间接对复合材料进行了时效处理,材料晶内析出晶须状和颗粒状的MnAl6强化相。弥散强化和位错强化作用使热挤压喷射沉积TiCp/ZA35复合材料较未挤压复合材料抗拉强度提高38.3%。     

高密肋结构整体壁板VARI成型技术研究

高密肋壁板结构可采用真空辅助树脂渗透工艺（VARI）整体一次成型,但成型过程中存在加筋区预定型困难、树脂流动控制复杂等问题,导致制件尺寸精度和孔隙缺陷难以保证。为此,本文根据高密肋壁板多特征区域的特点,采用压实实验和注胶仿真模拟分析方法,优化预定型工艺参数、分区注胶方案。结果表明,选择定型剂浓度4%、温度120 ℃、压力0.1 MPa、保压时间60 min的压实参数,可有效保证纤维体积分数;采用线注射、线冒口与筋条点冒口结合的分级注胶方案,可实现壁板结构的有效浸润。优化设计的工艺方案与工装成功应用于某型号高密肋整体壁板VARI成型制造,验证了本文分析方法的有效性,研究结果对壁板类结构低成本整体成型技术在军民飞机上的应用与发展具有重要参考价值。