基于镦头不均匀变形的压铆力建模

压铆力是影响铆接质量的重要参数,其数值的确定主要依赖于经验或简化的理论模型,且不考虑镦头鼓形部分的影响,因而误差较大。依据铆钉材料在压铆过程中的流动趋势,将压铆过程划分为4个阶段,并确定了最大压铆力出现的位置。基于厚壁筒受压进入塑性状态的极限应力分析,建立了镦头不均匀变形的压铆力计算模型,结合体积不变假设得到了镦头圆环部分尺寸,用于压铆力的求解。最后以直径4 mm和5 mm的平锥头铆钉压铆为例,利用ABAQUS软件和G86型钻铆机分别进行数值模拟与压铆实验,对相同压铆力作用下的镦头尺寸进行对比。结果表明,模拟和实验得到的镦头尺寸与理论相比,差别均小于5%,表明该压铆力计算模型具有有效性。     

基于超声波C 扫描的SUS304 不锈钢板点焊接头质量分析

利用超声波水浸聚焦入射法对1 mm厚的SUS304奥氏体不锈钢板点焊接头进行超声C扫描成像检测;研究了不同焊接工艺参数下获得点焊接头的超声波C扫描图像特征,据此分析了接头的焊核直径,并与焊核切口端面尺寸进行了比较;对点焊接头进行了拉伸—剪切试验,测试了接头的力学性能。结果表明:超声波水浸聚焦入射法能够观测出点焊焊核直径,并能有效地观测出焊核内部形貌特征。当焊接电流为定值(4k A),供给压力为0.15 MPa时,接头出现飞溅、焊穿等缺陷,并且在超声波C扫描图像中能够清晰地反映出来;当供给压力为0.45 MPa时,虽然点焊焊核直径增大,且未出现焊接缺陷,但是过大的供给压力导致接头厚度变小,影响了接头抗拉强度。当供给压力为定值(0.4 MPa),焊接电流为9 k A时,在C扫描图像上同样反映出飞溅、焊穿等典型的焊接缺陷,此时接头的失效载荷及能量吸收值急剧下降。     

大涵道比涡扇发动机风扇/ 增压级试验件结构 设计及验证

某大涵道比风扇/增压级试验件为1级风扇加3级增压级结构,为实现风扇/增压级部件特性录取,结构设计在满足气动设计要求的基础上,重点考虑了合理性和可靠性问题,采用理论结合工程经验的方法完成了转子支撑、静子连接和轴承润滑及密封等难点设计,兼顾大涵道比风扇/增压级结构及气动特点,采用宽弦风扇叶片设计、榫头/榫槽圆弧榫连及装配式风扇转子流路板结构。顺利完成试验件研制工作,经试验验证,压比、效率等性能参数达到或超过设计指标。     

钛合金加强框真空电子束焊接应用研究

钛合金加强框是飞机结构的重要构件,其在框段组合时机械连接与潜弧焊焊接方式均存在不足。真空电子束焊接(EBW)是实现钛合金框段组合的新型制造方式,具有显著优势。采用"积木式方法"展开系列试验研究:首先针对不同热处理制度下的TC4-DT焊接试样进行拉伸试验,通过标的参数对比获取合理的焊后热处理制度;然后通过系列焊接标准试样拉伸试验、断裂韧度试验及裂纹扩展率试验,获取基础性试验数据,并对焊接性能进行判断;最后经过短梁试验、部件试验以及机上应用,完成TC4-DT钛合金加强框EBW工程应用。结果表明:TC4-DT钛合金加强框EBW接头力学性能良好,较机械连接质量收益明显。     

钛/铝异质金属搅拌摩擦焊技术研究进展

钛合金和铝合金均具有质轻、比强度高和抗腐蚀性能好等优点,已广泛应用于航空航天、军事工业和公共交通等领域,钛/铝异种金属复合结构的连接逐渐成为研究热点。然而,由于物理和化学性能差异明显,钛/铝焊接难度大,存在成形困难、接头性能较差等问题。搅拌摩擦焊作为一种固相焊接方法,对克服异种材料性能差异带来的焊接困难具有极大的优势。本文综述了钛/铝异质金属搅拌摩擦焊的研究现状,主要涉及焊缝成形、焊接参数、力学特征、冶金结合和连接机制等,以及衍生的搅拌摩擦焊新技术,为钛/铝异质金属结构的轻量化设计提供新思路,并对其未来发展进行了展望。     

2219铝合金搅拌摩擦焊缝Al2Cu相聚集行为特征分析

对2219C10S状态铝合金进行搅拌摩擦焊接试验,发现焊缝中存在聚集物的异常聚集现象,聚集相在X光检测中显示为亮白色聚集物,主要形态分为团块状、线状和指状三种,聚集相处焊缝的力学性能与无聚集相焊缝的力学性能基本相同。各形态聚集相的分布位置受搅拌头焊接影响区域的不同而不同,团块状聚集相主要存在于焊核中心或偏焊缝上表面位置处,线状和指状聚集相主要存在于焊核中心或偏焊缝根部位置处。对异常聚集相进行能谱分析知,聚集相主要组成元素为Al和Cu,原子百分比近似为2∶1,确定聚集相主要成分为Al2Cu。对聚集相的成因进行分析认为,聚集相的产生主要受搅拌摩擦焊接热输入及搅拌头机械搅拌作用的影响,在焊接过程中,塑态软化金属中的Al2Cu在填补搅拌针后方空腔的过程中出现了聚集行为,随着塑态金属的凝固,聚集行为开始变得缓慢并结束。     

面向适航要求的涡轮发动机限寿件概率失效风险评估方法

为了满足适航规章关于民用航空涡轮发动机限寿件的要求,通过综合分区概率统计、应力-强度干涉理论、线弹性断裂力学等方法建立了限寿件失效的概率风险评估数学模型,确定了模型的数值解法,开发了计算程序,并结合咨询通告中所提供的校准算例完成了模型的验证工作.评估结果表明,寿命期内不进行无损探伤检查和在10000循环进行一次检查的限寿件示例失效风险分别为1.45×10-9次/飞行循环和1.0×10-9次/飞行循环,完全符合校准算例,表明了评估方法能够反映适航规章关于限寿件失效风险分析的要求.      

铝合金厚板搅拌摩擦焊焊缝疏松缺陷形成机理

采用圆锥形搅拌头焊接20mm厚的7075-T6铝板,分析焊接过程中焊缝内部疏松缺陷的形成过程及原因。研究表明,焊缝表面成形良好,无明显缺陷。但是,在焊缝轴肩区和焊核区之间出现了疏松缺陷。分析认为,焊缝上、下部金属温度差太大,导致其塑性流动行为发生变化是疏松缺陷形成的主要原因。搅拌摩擦焊(FSW)过程中,焊缝上部金属温度较高,而底部温度仍然很低,脱离搅拌针端部的塑化金属在周围冷金属巨大的变形抗力作用下转而沿搅拌针表面往上迁移。到达轴肩区下方汇聚区时,由于轴肩区金属温度高,向下的挤压力太小,导致回迁上来的塑化金属继续往上迁移并冲破轴肩区而沿轴肩边缘溢出形成飞边。汇聚区内没有足够的塑化金属填充、焊缝无法被压实而产生疏松孔洞。通过建立疏松缺陷形成的物理模型,可以更直观地反映出焊缝金属流动形态及缺陷形成过程。     

任务期间考虑故障件报废无补给下的多级装备可用度评估

针对任务期间普遍存在的故障件报废问题,提出了一种适用于多等级多层级航空装备的可用度近似评估方法。首先通过忽略维修和运输时间将存在报废率的可修件等效为消耗件,然后分别通过后方保障中心对飞行基地备件量的分配以及下层级部件对上层级部件备件量的折算,将多等级多层级备件模型转化为单等级单层级模型,最后利用伽马分布的可加性得到整个保障系统的装备可用度。在实际算例中,通过与仿真结果的对比得出:当维修和运输时间较小或飞行基地备件配置充足时,本文提出的近似评估方法具有较高的精度。     

航空发动机静承压件适航符合性验证方法

对《航空发动机适航规定》（CCAR33-R2）新增条款CCAR33.64（静承压件）进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.