The precision and efficiency of machining of aerospace thin-walled components (ATWCs) directly affect aircraft performance and reliability. This paper systematically reviews the cutting technology for ATWCs, covering advanced fixture technology, the prediction and control (or suppression) of machined surface integrity, deformation, and cutting chatter, as well as the application of digital twin (DT) technology. The section on advanced fixture technology provides a detailed analysis of the operational mode, structural features, functionality and applications of various advanced fixtures suitable for the machining of ATWCs. The surface integrity section discusses the mechanisms of surface state formation during machining of aerospace metal material parts, alongside predictions and control methods for surface integrity. The deformation section analyzes causes of machining-induced deformation in machining ATWCs and introduces relevant prediction and control methods. The cutting chatter section discussed the stability analysis techniques of cutting process and chatter suppression technology, including online monitoring and recognition, active and passive suppression technologies, and methods. The DT technology section showcases the specific application of this technology in the machining of ATWCs. The paper summarizes different aspects of these technologies, offering a comprehensive understanding and facilitating in-depth research into the machining technology of ATWCs. It can serve as a reference and guide for scholars conducting research in this field.
This focused review for the development of the thermo-stamping process and simulation is concentrated on the systemically overview of the representative publications reflecting the research progress in this area rather than a comprehensive survey of the literatures directly and indirectly related to the subjects. The key features of the global process and the local process and the corresponding simulation methods are reviewed and the merit of the publications in the context of thermo-stamping is discussed. The models on how microscopic defects are created during consolidation and many other studies are out of scope. The review will highlight the development of the thermo-stamping process and considerable progress in the simulation techniques and try to identify the gaps in the current research and the challenges to be met to achieve the goal for practical engineering application of this advanced forming method.
电子束选区熔化(SEBM)过程中,粉末颗粒在电子束作用下带负电引起库仑相互作用,易造成粉末散射,发生吹粉现象.此现象会导致电子枪放电、束流不稳定、粉末不均匀铺展等问题,继而造成工艺不稳定而加工停止.为扩大SEBM工艺适用范围,以电子束与粉末相互作用为基础,从粉末特性和工艺参数两方面分析了吹粉的形成机理及影响因素,根据降低粉末间静电力的方式总结了预防吹粉的措施,最后阐述了吹粉问题在SEBM基础研究方面的发展方向,以期为SEBM长期工作稳定性、可靠性的提高及质量提升提供参考.
钛合金空心点阵是典型的承载–功能一体化结构,采用单轴拉伸方法,在不同温度、应变速率条件下测定TA15、TA32钛合金的超塑拉伸延伸率,最大延伸率分别达到1450％和950％,后在不同温度、压力条件下进行扩散连接试验.根据超塑拉伸和扩散连接试验,确定了超塑成形和扩散连接(Superplastic forming/diffusion bonding,SPF/DB)的最佳工艺参数为:920℃/1.5～2.0 MPa/2 h,制备了不同构型和几何参数的TA15、TA32钛合金空心点阵结构件.采用平压方法和三点弯曲方法测定了钛合金空心点阵的力学性能,压缩和弯曲强度最大值分别达到23.83 MPa、596 MPa,通过有限元和试验分析的方法,研究了几何参数对钛合金空心点阵平压和弯曲性能的影响规律.采用单面加热方法,研究了钛合金空心点阵结构的隔热性能,在400℃/1 h条件下,隔热温差达到276.3～310℃.
碳纳米管具有优异的力学性能,同时还拥有高电导率、高热导率、阻燃性等功能优势,有望在航空领域多个功能方向得到广泛应用.本文根据碳纳米管面向航空领域各功能方向的应用需求,综述了碳纳米管在导电结构和电磁屏蔽、航空用复合材料结构健康监测、复合材料电加热固化、飞机机翼电热除冰和阻燃复合材料中的研究进展情况,分析了碳纳米管在各种功能应用中的优势和不足.结果表明,碳纳米管及其宏观体在各类功能应用中表现出极大的潜力,但仍需要其大尺寸、低成本制备技术,高质量稳定性控制技术等作为其功能应用的强有力支撑.
针对钛合金TB6 连接孔,研究直接芯棒挤压强化工艺参数对钛合金耳片的强化效果,表征不同挤压量和挤压次数下连接孔塑性变形量、孔壁残余应力和表面粗糙度,测试挤压强化前后耳片的拉-拉疲劳寿命,分析疲劳断口的形貌特征及疲劳寿命提升的原因.结果表明,挤压强化几乎不能改善孔壁表面质量,但可以使孔壁发生剧烈的塑性变形,引入一定的残余压应力;随着挤压量的增大,塑性变形量增大,残余压应力引入峰值和深度均明显增大,衰减速度减小,而挤压次数的影响相对较小;挤压强化后疲劳寿命显著提高,经由3%挤压量挤压强化后的耳片疲劳极限提升至少38%.
为研究激光选区熔化(SLM)增材制造技术的制造方向对点阵结构力学性能的影响,基于不同的打印角度,制备了4组不同相对密度的Ti-6A1-4V面心立方(PC)点阵试样,并开展了力学性能数值仿真、试样微观形貌观测及单轴压缩试验.结果表明,不同打印方向引起的制造缺陷会造成点阵结构等效杨氏模量及失效模式的改变,低密度点阵结构呈现出无特定规律的"逐层坍塌"破坏,高密度点阵结构为整体"剪切"破坏;点阵结构支杆缺陷随打印方向与支杆夹角增大而增大,同时引起点阵结构等效杨式模量的各向异性,低密度点阵结构的制造缺陷对打印方向更敏感,在相对密度为0.1138时,不同打印方向的等效杨氏模量最大差异达14.6％;由于增材制造的内部缺陷,导致基于均质化理论的仿真结果相较试验值偏高.
针对一种新型Ti-Al-Mo-V-Cr-Zr系超高强钛合金材料,研究了固溶时效处理对其显微组织和典型力学性能的影响.结果表明,原材料显微组织由等轴或短棒状的初生α相和基体β相组成,固溶时效处理后,显微组织由初生α相和弥散分布着大量次生α相的β转变组织组成.时效温度对其力学性能影响显著,随着时效温度的提高,其合金强度下降,塑性呈增加趋势.在520℃时效处理条件下,抗拉强度1508 MPa、屈服强度1439 MPa、延伸率7.6％,具有良好的强度和塑性性能匹配.室温光滑(Kt=1)轴向高周疲劳性能较好,其中值疲劳极限为868 MPa,可为推动其工程化应用提供数据支撑.
总装作为飞机制造的重要环节,如何提高其产能和稳定生产一直是研究热点.基于某类运输机产能分析,对总装生产过程的异常问题进行归一化分类,设计出了 一种总装生产线节拍闭环控制模型,利用异常类别比率作为该类型产品总装生产节拍控制模型的输入参数,将负载率和产能作为输出.采用神经网络模型分析输入变量与输出变量之间的关系,构建出总装生产线健康状态评估模型.依据状态评估模型的产能输出,采用马尔可夫模型构建了总装线产能预测模型,进而评估总装线节拍生产计划执行情况,并反馈给节拍控制器实现节拍调整.最后,一个实践设计表明该闭环控制模型可以通过节拍控制实现产能控制.
为满足高性能航空发动机在高温燃气环境下长时间使用要求,碳化硅基自愈合陶瓷基复合材料(SHCMC)正朝着抗高温水蒸气侵蚀的方向发展.本文首先从SHCMC的应用要求出发,阐述了 SHCMC的结构设计原则;并以近年来SHCMC的氧化研究进展为出发点,详细综述了目前SHCMC所面临的挑战;在此基础上,从提高自愈合玻璃相高温水蒸气条件下稳定性出发,介绍了目前SHCMC的研究进展.一种在水蒸气条件下具有宽温区高效愈合能力的陶瓷基复合材料符合未来发展的趋势.
针对CoCrFeNi基高熵合金强塑性失配问题,提出了基于高能球磨、放电等离子体烧结和热挤压相结合的粉末冶金制备方法,探究了制备工艺参数对晶粒尺寸、第二相颗粒和孪晶组织演变的影响规律,分别制备出由粗晶、细晶和纳米颗粒构成的多尺度异构CoCrFeNiMnTi0.2高熵合金,以及包含超细晶、纳米颗粒和纳米孪晶的CoCrFeNiMnTi0.2高熵合金.拉伸力学性能显示,两种高熵合金屈服强度和断后伸长率分别高达1298 MPa和13％,以及1507 MPa和7％,均实现了较好的强塑性均衡.最后,基于对霍尔佩奇系数修订,建立了纳米颗粒增强超细晶CoCrFeNi基高熵合金强化模型,揭示了纳米颗粒与微纳异构组织耦合强韧化机制,以及超细晶、纳米颗粒与纳米孪晶协同强韧化机理,并进一步发现纳米孪晶能够增加高熵合金流变应力,使新的变形孪晶形核,从而诱发多级变形行为.
高效数控加工是航空发动机叶片生产的发展趋势.针对目前铸造叶片数控加工中因基准不确定、难以实现高效加工的问题,提出了 一种工艺基准快速制备技术.首先,通过在机测量或专用量具快速获取叶片型面数据.其次,设计含惩罚项的适应度函数,并采用改进的粒子群算法配准叶片型面数据及叶片理论模型.然后,以叶片叶身型面为基准在叶片榫头或辅助夹具上制备出工艺基准,保证后续数控加工中叶片装夹的准确性、快速性及可靠性.最后,经过实例验证,该技术可快速、高精度地实现铸造叶片基准的制备,满足了铸造叶片的高效生产需求.
基于粉末热等静压近净成形技术,在930℃/120 MPa/3 h的条件下开展了 TA7 ELI(超低间隙)高承压泵壳体的成形研究,通过两批次粒度存在差异的粉末(粉末表面为胞晶形貌,D50为67 μm、74 μm)分析了制粉时的粒度波动对成形材料力学性能的影响,并结合有限元仿真手段开展了高承压泵壳体的粉末收缩规律研究.此外,根据高承压泵在液体火箭发动机中的实际服役情况,对近净成形的高承压泵毛坯进行解剖,分析了特征截面位置的显微组织及硬度分布情况.结果表明,粉末热等静压近净成形技术制备的TA7 ELI合金力学性能达到锻件水平,粉末粒度波动对合金力学性能无显著影响,高承压泵壳体的显微组织均匀,特征截面的硬度值波动小,壳体内部流道关键尺寸实测结果与模拟预测结果的最大偏差为5.37％.
高速切削过程中,剧烈的塑性变形和极高的切削温度容易引起已加工表层材料的微观组织缺陷,从而成为工件服役过程中疲劳断裂的潜在风险.本文结合试验测试和有限元仿真研究了 GH4169高温合金高速加工表层材料的微观组织演变规律及形成机制.开展了高速正交切削试验,并通过电子背散射衍射(EBSD)技术观测了已加工表层材料的微观组织.随后,基于修正的Johnson-Cook本构模型建立了 GH4169高温合金高速正交切削有限元分析模型,并获得切削过程中工件表层材料的温度场和应变场.结果表明,已加工表层材料的温度、应变和微观组织均呈现梯度分布特征,近表层材料的晶粒细化至纳米级.切削过程中产生的梯度分布的力-热载荷是导致已加工表层材料微观组织呈现梯度分布的原因.
为了发展航空用先进的柔性密封技术,采用电子束焊接对GH4169+Haynes214刷丝进行了刷式密封结构的研制,研究了不同的焊接工艺对焊缝成形规律的影响,焊接接头的组织特征、显微硬度及密封性能.结果表明,采用电子束焊接技术能够获得成形良好、无裂纹和气孔的焊接接头.焊缝组织为横向短枝晶、长主轴的树枝状晶,主要是由γ相、γ'相及γ"相(Ni3Nb)构成,在横向枝晶间形成共晶组织(γ+Laves).熔合线区的碳化物在热循环下发生了长大,在晶界上团聚.焊接接头的显微硬度呈近似对称分布,焊缝区域的平均硬度约435HV,小于GH4169母材(约540HV),由于焊缝区域主要为Haynes214,其Ni和Al的含量高,在焊缝凝固时Haynes214与GH4169的合金元素发生了混合,凝固后的焊缝组织差异引起显微硬度变化.刷式密封结构常温(20℃)和高温(403℃)的泄漏率均小于20 g/s.常温(20℃)下泄漏系数稳定在0.006附近,小于预期泄漏系数0.007,当加温到403℃条件时,随着压力升高泄漏系数逐渐升高,最终稳定在0.004左右,表明刷式密封结构具有优越的密封性能,可在航空航天发动机上推广应用.
为了实现航空发动机机匣安装边结合面接触应力测量与分布规律研究,基于一种具有超宽压力监测范围的MXene柔性压力传感器建立了机匣安装边接触应力动态测量系统,将其安装在两层安装边之间,并铺设13个测点,根据传感器的电阻变化率时域响应及压力标定曲线,实时获得对应测点的应力变化.将试验结果与仿真结果进行对比,趋势吻合良好,应力误差均低于7％.并开展结构参数与预紧力矩对接触应力影响规律的研究,得到提高密封性能的措施.研究表明,所建立的分析方法和测量系统可以准确实现接触应力的动态测量,影响规律分析可以为安装边密封设计提供参考.此外,研究方法具有普遍的适用性,对实现不同机匣安装边接触应力测量与规律分析具有一定的指导意义.
针对热障涂层在高温环境中长期服役的需求,研究热障涂层在热冲击环境下涂层/基底界面形貌演变及元素扩散规律.通过自主搭建的石英灯加热平台对热障涂层进行热冲击试验.利用SEM和EDS对热冲击后涂层/基底界面的微观形貌及元素分布进行分析,利用Boltzmann-Matano扩散模型计算了涂层/基底界面Al元素的扩散系数.结果表明,沉积态的热障涂层中黏结层(BC)主要由β和γ相组成,并且在涂层/基底界面已经出现扩散区;随着热冲击试验的进行,Al元素快速消耗致使BC层和基底间Al元素浓度梯度转变,Al元素开始向外扩散,部分拓扑密堆(TCP)相中富集的难熔元素可以重新固溶到基底中,最终各元素在界面区的分布逐渐均匀;Al元素的扩散系数在热冲击试验开始前为正值,到600次热冲击循环后为负值,且扩散系数的最大值均出现在涂层/基底界面处,距离界面越大,扩散系数就越低.
自20世纪90年代以来,碳纳米管增强金属基复合材料的研究备受关注,但尚未转化为商业应用.迄今,粉末冶金已成为制备该类金属基复合材料的主要工艺.结合碳纳米管表面涂层或原位自生碳纳米管,利用球磨、挤压、轧制或大塑性变形等工艺,可明显改善碳纳米管在基体中的分散和界面结合.目前已经可以制备0.5％～7.5％碳纳米管(体积分数)的高性能金属基复合材料.总结了碳纳米管增强金属基复合材料在制备工艺、组织和性能方面的研究进展,探讨了其潜在应用、挑战和未来方向.
分别以多晶、非晶莫来石纤维为增强相制备氧化硅基陶瓷型芯,探究纤维种类对型芯性能的影响.非晶纤维在促进方石英析晶、降低收缩率、提高气孔率方面的效果低于多晶纤维.相比于多晶纤维,非晶纤维具有较多结构缺陷,纤维与基体通过扩散传质形成紧密的结合,显著提高型芯的强度和抗蠕变性能,而且非晶纤维的亚稳态结构在碱性溶液中具有较高的化学活性,使型芯表现出优良的溶蚀性.非晶莫来石纤维质量分数为3％的硅基陶瓷型芯表现出优异的综合性能,其室温弯曲强度达27.7 MPa,高温弯曲强度为22.4 MPa,高温蠕变为0.31 mm,溶蚀率为1.26 g/min,能够很好地满足空心叶片的浇注需求.
针对高超声速武器发动机对耐高温金属多孔发汗冷却材料的需求,本文以镍基高温合金为研究对象,通过粉末粒度选型、成形和烧结工艺的综合调控,制备出了孔结构均匀的多孔发汗材料,并对其性能进行分析.结果表明,制备的多孔发汗材料最大孔径＜21.3μ.m,抗拉强度＞225 MPa,孔隙率＞25％;通过原料及制备工艺的调控,可实现发汗冷却材料的渗透率在10-13～10-12 m2范围内的有效控制;对多孔发汗材料的拉伸数据及断口形貌进行分析与表征,并证实其断裂方式为韧性断裂.
