航空弧齿锥齿轮接触印痕主动设计与试验验证

以某航空发动机弧齿锥齿轮箱为研究对象,提出了一套锥齿轮接触印痕主动设计的方法。首先,基于弧齿锥齿轮宏观参数和GEMS软件,进行齿面设计,得到齿轮副精确齿面;其次,考虑传动系统受载变形、轴承游隙和加工误差等因素的影响,建立弧齿锥齿轮系统级接触印痕仿真分析模型,得到锥齿轮在工作状态下的接触印痕和振动响应;然后,将上述设计齿面应用于加工,设计试验,将试验得到的接触印痕和振动响应分析结果与理论分析进行对比,验证了仿真分析模型的可靠性;最后,基于该仿真分析模型对上述齿面进行接触印痕优化设计,得到了满足强度和动态性能要求的齿面,形成了弧齿锥齿轮接触印痕主动设计方法。     

GH4169合金与FGH96合金惯性摩擦焊接头组织和力学性能

在主轴转速为650 r/min、转动惯量为340 kg·m2、焊接压力为450 MPa焊接参数下，实现GH4169与FGH96异质材料惯性摩擦焊接，并对焊后热处理的接头进行显微组织与力学性能分析.在焊接热-力耦合作用下，焊接接头不同区域的金相组织发生变化，晶粒出现不同程度的细化、变形，基体强化相出现不同程度的溶解、变形.焊接接头显微硬度呈"山峰"状分布特征，焊接接头室温抗拉强度平均值为1 366 MPa，高温抗拉强度平均值为1 176.7 MPa，在650℃，641 MPa条件下的平均持久寿命为215 h，焊接接头具有良好的综合力学性能.     

航空发动机设计集成平台建设与实践

为了支撑商用航空发动机的研制,满足未来适航认证管控要求,就需要开展航空发动机设计集成平台的建设,有效管控设计过程、缩短研制周期、降低研制成本。在综合考虑业务成熟度和信息系统复杂度的基础上,某企业在整个设计集成平台实施过程中,充分参考系统工程方法论开展项目技术管理工作。从项目整体策划、团队组建、需求管理、关键技术、工程验证、运行管理、推广策略等方面对建设实践工作进行了思考总结,为其他企业的设计集成平台实施工作提供参考。     

选区激光熔化Ti-6Al-4V合金在高应变速率下力学性能的有限元模拟

采用选区激光熔化(SLM)技术制备Ti-6Al-4V合金,经真空退火热处理和热等静压处理后,研究了合金准静态和高应变速率(500~3000s^-1)下的力学性能;对双线性材料模型进行标定,将所得到的材料参数应用于霍普金森压缩试验的有限元模拟中,并将模拟结果与试验结果进行对比。结果表明:经真空退火和热等静压处理后,SLM成形合金的组织为α相和β相,呈网篮组织形貌;与准静态条件下的相比,在高应变速率下SLM成形合金的断后伸长率得到明显提高;模拟得到的归一化真应力-真应变曲线与试验得到的相吻合,平均相对误差为2.5%,其材料参数可用于后续的瞬态冲击仿真分析中。     

考虑界面层影响的三维机织复合材料单胞模型研究

三维机织复合材料具有较高的面外性能和抗冲击性能,已经被应用于航空发动机的风扇叶片和包容机匣。三维机织复合材料的破坏通常由纤维和基体间的界面开裂起始扩展到基体开裂,最后导致纤维失效。要模拟三维机织结构的真实损伤失效过程,必须考虑界面层的影响。常见的三维机织结构模拟方法把界面层的性能作为基体性能的一部分作均一化考虑,通过反向拟合实验数据来确定基体与界面层的平均性能。该方法的主要不足在于不同的机织结构拟合出的平均基体和界面层性能相差较大,无法用统一的材料参数比较准确地预测不同机织结构的失效模式和力学性能,预测能力有限。为更好地模拟界面失效的影响,有些研究在纤维束和基体之间手动引入一定厚度的界面层单元,但界面层单元的厚度牺牲了纤维的直径,且为连接纤维和基体相邻表面的不同网格,界面层单元需要很密集的网格,大大降低了计算效率。本研究通过自主开发的工具软件在纤维束和基体之间自动引入一层零厚度的界面单元,可以更真实地模拟三维机织结构的界面层破坏模式和对整体失效的影响。本文介绍了新方法的建模思路并研究了有限厚度界面层和零厚度界面层中的参数变化对预测结果的影响。研究了不同界面处理方法对单胞性能预测结果的影响,比较了不同处理方法的优缺点。     

基于小波包和EMD的HHT时频分析方法在航空试验器轴承故障诊断中的应用

为适应高转速要求,航空试验器轴承通常选用陶瓷的球体和复合材料的保持架。这种轴承发热量小,同时保持架材料具有轻且脆的结构特点。轴承振动经过试验器传递到振动传感器后,常规的振动采集与温度监控都很难识别出有效的轴承故障信息,无法对轴承故障进行准确预判。针对这一问题,提出一种基于小波包、经验模态分解（EMD）和Hilbert-Huang变换（HHT）组合的轴承振动信号分析方法。首先,通过小波包对振动噪声的抑制作用,经由EMD方法,对非平稳信号进行平稳化处理;之后,通过HHT时频分析提取出轴承的故障频率。通过将仿真信号和航空试验器的高速工装轴承的故障试验信号进行对比分析,验证了该技术对提取该类轴承故障特征的有效性,可为轴承故障早期诊断方法的研究提供参考。     

固溶温度对TA19钛合金组织及性能的影响

采用5种不同固溶温度和相同时效温度的热处理制度对TA19钛合金进行固溶时效处理,研究不同固溶温度对显微组织和力学性能的影响。结果表明,固溶温度对TA19钛合金显微组织的初生α相含量影响显著;经相变点以下10℃到50℃固溶保温1 h后风冷,再经595℃时效保温8 h后空冷,获得的室温和高温力学性能均能满足AMS 4975标准的要求;固溶温度选择相变点以下10℃时,TA19钛合金的室温和高温力学性能及蠕变性能匹配最好,对应的显微组织中初生α相含量为15%~18%。     

高温合金增材制造标准分析

增材制造技术发展迅猛,在航空航天领域应用前景广阔,增材制造技术标准化工作也日益受到国内外相关机构的重视,并逐步开展相关工作。在简述国外金属增材制造标准发展的基础上,以典型高温合金增材制造标准为例,对粉末标准、力学性能要求、检测标准和方法等进行了总结,并对我国高温合金增材制造标准化工作提出了建议和展望。     

叶栅式反推力装置平面作动机构运动规律研究

基于典型叶栅式反推力装置作动机构的结构形式,研究了叶栅式反推力装置平面作动机构运动规律。叶栅式反推力装置平面作动机构运动规律包括两个阶段:第一阶段主要作用是实现阻流门的平动,保证反推的排气面积;第二阶段主要作用是实现阻流门的转动,直至阻流门完全赌塞外涵道,从而产生反推力。本研究具有一定的工程参考价值。     

含硬α缺陷钛合金风扇盘失效风险影响因素研究

对于民用航空发动机而言,限寿件对发动机的结构完整性以及整机安全水平有着极其重要的影响,对限寿件进行概率风险评估是发动机适航取证过程中面临的重要问题之一。文章基于国际通用断裂力学的限寿件概率风险评估方法,利用该方法对含硬α缺陷的钛合金轮盘进行失效风险分析,并就影响风险值的载荷、断裂韧度以及缺陷等三个重要参数进行了敏感性分析。分析结果表明,相对于缺陷和材料的断裂韧度而言,载荷的变动对盘的失效风险值影响最为显著,缺陷大小次之,而断裂韧度在10%范围内变动对失效风险值的影响几乎可以忽略。