薄壁结构双侧异步激光喷丸强化试验研究

航空发动机压气机叶片是典型薄壁结构,通过激光喷丸强化在叶缘引入残余压应力,是提高其抗异物撞击能力,延长疲劳寿命的有效途径。为解决双侧同步强化方法存在的材料层裂损伤风险的问题,提出薄壁结构双侧异步激光喷丸强化方法。试验研究发现:单侧薄壁激光喷丸试验中,光斑功率密度的改变会使薄壁结构相对于激光入射方向呈现"∧"或"∨"两种扭曲变形趋势;另一面采用同样参数进行激光喷丸后,扭曲变形会恢复;合理采用激光喷丸参数,双侧异步激光喷丸强化与同步强化相似,可以在两侧表面均得到残余压应力场,并且扭曲变形能满足形状精度要求。     

γ-TiAl合金铣削加工表面残余应力研究

为了探索高温理想结构材料γ-Ti Al合金铣削表面残余应力特性,结合正交试验数据处理方法中的极差分析法,建立各工艺因素情况下不同水平对表面残余应力的关系曲线,并对其工艺过程中的热力影响机理进行分析;同时建立面向残余应力的各因素灵敏度数学模型,进而确定以获取较大残余压应力为目标的工艺参数优选区间。研究表明:在试验参数限定范围内,步进方向以及进给方向均呈现为残余压应力,主要原因是冷塑性变形占主导作用。通过对灵敏度数学模型进行分析,发现残余应力对设计变量中的铣削速度变化最敏感,对每齿进给量、铣削深度和铣削宽度的敏感程度近似相同,为Ti Al金属间化合物铣削表面残余应力控制研究提供了理论依据。     

复合材料胶接修补结构剩余强度分析

随着复合材料在航空结构中的广泛应用,航空复合材料修补技术也成为研究热点。通过复合材料单面胶接维修方法,将抛物线型损伤演化规律应用于胶层的损伤分析。对商业有限元软件进行了二次开发并建立了数值模型,研究了补片尺寸与厚度对修补结构压缩强度的影响。对复合材料胶接修补结构试验件进行剩余强度试验,研究了补片形状、尺寸、厚度等参数对修补后结构压缩剩余强度的影响。数值模拟结果与试验值吻合良好,误差在5%以内。     

低速冲击对K-cor夹层结构力学性能的影响

K-cor夹层结构是应用Z-pin技术增强的一种新型高性能夹层结构,本文基于落锤冲击实验对低速冲击下K-cor夹层结构的力学性能进行了研究,结合红外无损检测和冲击后压缩强度（CAI）试验,对不同Z-pin植入参数和芯材厚度对K-cor试样的冲击损伤阻抗进行了深入研究。研究结果表明：K-cor夹层结构的芯材越厚,则其冲击损伤面积越大,但剩余压缩强度比越高;在不超过植入间距的前提下,增加Z-pin的折弯长度能显著的降低K-cor结构冲击后的损伤面积,提高压缩强度;在相同芯材密度的情况下,提高Z-pin的折弯长度比增大植入密度更有利于减少K-cor试样冲击后的损伤面积,提高试样的压缩强度和其剩余压缩强度比。     

基于地板结构的机身双层双向加载技术

以民机结构试验机身垂向加载方式为研究对象,分析对比了3种加载方案（蒙皮胶布带加载、客舱地板单层加载、客舱和货舱双层地板结构加载）。结果表明双层地板结构加载方案能够更真实地模拟机身框结构内力分布,更适合作为全机结构试验机身加载方案。在此基础上提出了基于地板结构的机身双层双向加载技术。通过开发一种机身载荷施加策略及配套的加载装置设计技术,解决了固定杠杆比加载系统实现不同工况机身有效加载的问题,并通过全尺寸模拟试验,证明加载装置末端节点载荷分配误差小于1%,加载装置设计满足试验使用要求。该技术被成功应用于某型在研飞机全机静强度适航验证试验,提高了试验质量与效率,并可为同类试验提供技术参考。     

考虑含界面裂纹应力集中系数的复合材料强度计算

弱界面复合材料受横向拉伸时,界面会在材料整体破坏前发生脱粘,材料横向拉伸强度甚至远低于纯基体的拉伸强度。为了准确地预测弱界面复合材料的偏轴强度,需要考虑和量化纤维埋入及界面脱粘对基体现场强度的影响。定义考虑界面裂纹的应力集中系数,提出一种新的方法用于预测弱界面复合材料在任意角度偏轴拉伸作用下界面脱粘对应的临界外加载荷和材料的整体强度;并对不同种类的复合材料进行算例分析。结果表明:加入新定义的应力集中系数可以明显提高预测的准确性。     

温度对Al-Zn-Mg-Cu高强铝合金静态回复力学行为的影响

采用双道次热压缩实验,研究了新型Al-Zn-Mg-Cu高强铝合金铸态试样在温度300~400℃,应变速率0.01~0.1 s~(-1),变形程度33%+20%,保温0~900 s静态回复过程中的流变应力行为。结果表明:温度对该合金静态回复力学行为影响显著;(1)300℃和330℃温度较低时,变形过程中回复较慢,存储的变形能较高,保温期间的回复和再结晶使第二道次流变应力降低,表现为流变应力软化现象,且随着道次间保温时间的延长应力的软化程度增大;保温过程中析出相的出现减缓了应力软化速率;(2)温度升高到360℃和400℃时,变形过程中回复充分,存储的变形能低;变形保温后基体的固溶度高,第二道次流变应力升高,表现为流变应力硬化现象;360℃变形保温期间的回复/再结晶使得随着道次间保温时间的延长应力又逐渐降低软化,析出相减缓了应力的软化速率;而400℃变形保温期间没有回复/再结晶和析出相,所以硬化后的应力并不随着道次间保温时间的延长而发生变化。     

飞机近场尾涡特性数值模拟研究

对飞机近场尾涡参数进行定量分析是研究尾涡运动、消散规律的基础,也是合理缩减空中交通尾流间隔的重要理论依据.采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用RSM模型,数值模拟了B757-200飞机的近场尾涡特性,并对飞机尾涡参数进行了相关计算.结果表明:在飞机尾涡的近场区域初始尾涡位置与飞机迎角无关;涡核间距随流向距离的增加线性减小;尾涡切向速度的最大值随流向距离的增加呈指数规律递减;涡核半径约为机翼展长的5％ ～ 10％.     

导管无扩口内径滚压连接接头连接强度性能研究

无扩口连接技术是飞机液压管路系统重要的连接技术之一,具有较高的密封性和连接强度,可以满足飞机安全可靠性的要求,越来越广泛地用于航空领域.以钛合金导管无扩口内径滚压连接件为例,采用有限元模拟和试验相结合的方法,阐明连接强度的产生是由导管与管套径向接触力和管材嵌入管套凹槽形成的轴向抗拉脱阻力共同形成的;同时得出了管套结构对连接强度的影响规律,指出凹槽深度适当加深可以提高连接强度,凸台过宽会阻止管材嵌入凹槽降低抗拉脱阻力而使连接强度降低,对提高飞机液压管路可靠性具有重要的指导意义.     

一种低温低漏率高可靠的飞轮钎焊工艺方法研究

飞轮壳体密封焊接是飞轮装配的关键工序,针对飞轮在真空环境下长期保持低漏率的真空度稳定性、焊接温度不能超过80℃以及焊缝承压能力超过0.5MPa的高要求,通过低温钎料的选择及润湿性分析、钎焊接头剪切强度分析及飞轮钎焊工艺研究,摸索出了一种低温低漏率高可靠的飞轮钎焊工艺方法。本文以某型飞轮壳体组件焊接为例,通过高低温、振动、冲击等试验后保证飞轮真空度保持不变来验证该焊接方法可行性和可靠性。