論文名稱：2219鋁合金復(fù)雜薄壁構(gòu)件應(yīng)力松弛時(shí)效成形機(jī)理與應(yīng)用研究

論文作者：中南大學(xué)/楊有良

指導(dǎo)教師：湛利華《研究領(lǐng)域：輕質(zhì)高強(qiáng)材料/構(gòu)件形性一體化制造理論與關(guān)鍵技術(shù)》

2219鋁合金箱底瓜瓣是火箭推進(jìn)劑貯箱結(jié)構(gòu)中的關(guān)鍵承力構(gòu)件，具有壁厚薄、剛度弱和變曲率等特征，屬于典型的復(fù)雜薄壁構(gòu)件。我國(guó)計(jì)劃研制的重型火箭貯箱瓜瓣直徑達(dá)10m級(jí)，是現(xiàn)役長(zhǎng)征五號(hào)的兩倍，其制造面臨的主要困難是尺度超大型化帶來的成形精度低和力學(xué)性能不均勻。應(yīng)力松弛時(shí)效成形是利用高強(qiáng)鋁合金的應(yīng)力松弛和時(shí)效強(qiáng)化特性，為制備高精度高性能大型薄壁構(gòu)件而發(fā)展起來的一種先進(jìn)成形工藝。本文針對(duì)重型火箭2219鋁合金超大直徑貯箱瓜瓣面臨的制造難題，提出了基于局部滾彎預(yù)成形的應(yīng)力松弛時(shí)效成形新工藝，重點(diǎn)圍繞薄壁構(gòu)件應(yīng)力松弛時(shí)效成形過程中“復(fù)雜時(shí)變應(yīng)力條件下的形性精確預(yù)測(cè)”這一關(guān)鍵問題，開展了系統(tǒng)的理論與應(yīng)用研究：

（1）研究了復(fù)雜應(yīng)力條件下2219鋁合金應(yīng)力松弛時(shí)效行為，揭示了應(yīng)力水平和應(yīng)力狀態(tài)對(duì)合金應(yīng)力松弛和組織性能的影響規(guī)律及機(jī)理。隨著應(yīng)力水平增加，剩余應(yīng)力反而更小，應(yīng)力松弛曲線之間出現(xiàn)獨(dú)特的交叉特征；相對(duì)拉應(yīng)力，壓應(yīng)力松弛量更小，其差異主要來源于前期變速松弛階段；拉應(yīng)力松弛時(shí)效后屈服強(qiáng)度隨應(yīng)力水平而增加，但壓應(yīng)力下屈服強(qiáng)度基本保持不變。

（2）建立了考慮復(fù)雜應(yīng)力的2219鋁合金應(yīng)力松弛時(shí)效宏微觀本構(gòu)模型，實(shí)現(xiàn)了應(yīng)力松弛、屈服強(qiáng)度和微觀組織的精確預(yù)測(cè)，開發(fā)了本構(gòu)模型用戶子程序CRPLAW，并嵌入到試樣單軸拉伸和壓縮有限元模型中，準(zhǔn)確模擬了試樣的變形和強(qiáng)化行為，為后續(xù)貯箱瓜瓣構(gòu)件應(yīng)力松弛時(shí)效成形有限元仿真奠定了良好而可靠的基礎(chǔ)。

（3）開展了直徑10m級(jí)貯箱瓜瓣滾彎-應(yīng)力松弛時(shí)效復(fù)合成形有限元仿真，分析了瓜瓣成形過程中的應(yīng)力應(yīng)變、屈服強(qiáng)度和厚度演變規(guī)律，設(shè)計(jì)并制造了考慮回彈補(bǔ)償?shù)拇笮统尚文＞?，進(jìn)行了超大直徑瓜瓣復(fù)合成形工程化試制，成功研制出目前世界上最大的單體貯箱箱底瓜瓣。

研究成果為我國(guó)重型運(yùn)載火箭10米級(jí)貯箱原理樣件的研制奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)，形成的復(fù)雜薄壁構(gòu)件形性協(xié)同制造關(guān)鍵技術(shù)在航空航天、武器裝備及軌道交通中具有廣泛應(yīng)用前景。

論文名稱：高精度硅微陀螺確定性誤差抑制與消除關(guān)鍵技術(shù)

論文作者：中國(guó)航空研究院/王玉朝

指導(dǎo)教師：滕霖《研究領(lǐng)域：主要從事航空宇航制造工程、超精密加工方面的研究》

硅微陀螺的精度受限于其本身存在的各種誤差，本文重點(diǎn)圍繞起決定作用的確定性誤差，通過圓片級(jí)真空封裝、剛度非線性抑制和消除、閉環(huán)控制、誤差補(bǔ)償?shù)汝P(guān)鍵技術(shù)研究，從原理上彌補(bǔ)了確定性誤差導(dǎo)致的硅微陀螺精度損失，實(shí)現(xiàn)了零偏穩(wěn)定性達(dá)5.12°/h的高精度硅微陀螺。論文的主要研究工作和創(chuàng)新點(diǎn)如下：

1）提出了針對(duì)高品質(zhì)因數(shù)測(cè)量的鎖相放大器1ω靜電激勵(lì)/微弱電流2ω諧波檢測(cè)同步消除電氣串?dāng)_的時(shí)延常數(shù)法，使品質(zhì)因數(shù)測(cè)量重復(fù)性由10%提高到0.5%；基于品質(zhì)因數(shù)精密測(cè)量，通過圓片級(jí)陽極鍵合微細(xì)加工工藝和差動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，降低了陀螺芯片的氣體阻尼和錨點(diǎn)阻尼，使硅微陀螺品質(zhì)因數(shù)持續(xù)提升到27萬以上。

2）通過桁架結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了剛度非線性的抑制，將剛度非線性系數(shù)從6.3×1010Hz/m2降低為1.07×1010Hz/m2；建立了基于PLL和AGC的剛度非線性驅(qū)動(dòng)模態(tài)控制架構(gòu)和基于平均化方法、近似線性化方法和多參數(shù)根軌跡法的控制架構(gòu)綜合設(shè)計(jì)方法，使陀螺的常溫頻率穩(wěn)定性優(yōu)于4ppm，幅值穩(wěn)定性優(yōu)于200ppm，首次從理論和試驗(yàn)兩個(gè)角度證明了非線性微諧振器超臨界振幅振蕩的可行性。

3）采用正交誤差直流反饋控制技術(shù)，將機(jī)械正交誤差全溫穩(wěn)定性從2500°/h降低到80°/h；提出了針對(duì)檢測(cè)模態(tài)非線性的Sigma Delta閉環(huán)和解調(diào)后閉環(huán)兩種檢測(cè)模態(tài)閉環(huán)控制技術(shù)，使硅微陀螺零偏穩(wěn)定性由30°/h提升至優(yōu)于10°/h；提出了基于檢測(cè)模態(tài)閉環(huán)硅微陀螺環(huán)外AM激勵(lì)/差頻檢測(cè)+PI控制的自動(dòng)模態(tài)匹配控制方法，并通過數(shù)值算法驗(yàn)證了該方法的有效性。

4）采用多種后端軟補(bǔ)償方法高性價(jià)比地提升了硅微陀螺的使用精度：通過刻度系數(shù)分段插值補(bǔ)償將常溫刻度系數(shù)非線性從大于4000ppm，提升到小于500ppm；通過一階線性補(bǔ)償，將全溫零位漂移降低為原來的24%；通過多項(xiàng)式混合補(bǔ)償，將零偏穩(wěn)定性、零偏重復(fù)性、全溫刻度系數(shù)非線性和刻度系數(shù)溫度系數(shù)分別從未補(bǔ)償?shù)?8.7°/h、26.0°/h、7777ppm、232ppm/℃提升到補(bǔ)償后的5.12°/h、9.08°/h、896ppm、10ppm/℃。

5）分析確定了三軸陀螺軸間振動(dòng)干擾的原因，提出了三軸陀螺差異化組合+低通濾波器優(yōu)化設(shè)計(jì)的組合方法，將軸間振動(dòng)干擾量級(jí)從1350%降低到了42%。同時(shí)利用本文研制的高精度硅微陀螺，設(shè)計(jì)完成了微慣性測(cè)量單元和微慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了硅微陀螺的系統(tǒng)應(yīng)用。

論文名稱：基于應(yīng)變能密度耗散準(zhǔn)則的蠕變疲勞壽命預(yù)測(cè)模型及應(yīng)用

論文作者：華東理工大學(xué)/王潤(rùn)梓

指導(dǎo)教師：張顯程、涂善東《研究領(lǐng)域：高溫結(jié)構(gòu)長(zhǎng)壽命安全保障理論與技術(shù)、高溫強(qiáng)度學(xué)、先進(jìn)能源材料與裝備》

以航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤為代表的關(guān)鍵熱端部件在服役過程中伴隨著嚴(yán)重的蠕變-疲勞載荷交互作用，這一直是高溫結(jié)構(gòu)壽命設(shè)計(jì)中的難題。然而我國(guó)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫?zé)岫瞬考渥?疲勞性能預(yù)測(cè)的研究起步較晚，尚未構(gòu)建相對(duì)完整的材料、理論和方法體系，對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與可靠性的預(yù)先研究沒有更為清晰的認(rèn)識(shí)。圍繞這一問題，本文通過大量試驗(yàn)探究了國(guó)產(chǎn)鎳基高溫合金GH4169在650℃下的蠕變-疲勞宏觀力學(xué)行為、從微觀尺度揭示了載荷相關(guān)的蠕變-疲勞損傷機(jī)理；發(fā)展了基于應(yīng)變能密度耗散準(zhǔn)則的壽命預(yù)測(cè)方法；基于有限元分析方法開發(fā)了多軸應(yīng)力狀態(tài)下蠕變-疲勞壽命預(yù)測(cè)的數(shù)值實(shí)現(xiàn)方法，并對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了進(jìn)一步的拓展應(yīng)用：

（1） 對(duì)鎳基高溫合金GH4169在650℃下展開了一系列蠕變-疲勞的試驗(yàn)，形成了較為完善的國(guó)產(chǎn)鎳基合金數(shù)據(jù)庫。試驗(yàn)結(jié)果表明，宏觀壽命規(guī)律受應(yīng)變范圍、保載時(shí)間和應(yīng)變速率等因素的影響，并確定了免蠕變損傷的臨界保載時(shí)間。此外基于斷后失效分析，澄清了復(fù)雜載荷工況下的蠕變-疲勞-氧化三者交互的損傷致裂機(jī)理。

（2） 基于應(yīng)變能密度耗散準(zhǔn)則考慮了壓縮平均應(yīng)力的彌復(fù)效應(yīng)，發(fā)展了高精度的修正應(yīng)變能密度耗散法，將壽命誤差分散帶降低到2倍范圍內(nèi)。進(jìn)一步，借助逐循環(huán)的計(jì)算方法，發(fā)展了時(shí)間相關(guān)的蠕變-疲勞損傷交互圖，壽命誤差分散帶進(jìn)一步降低到1.5倍范圍內(nèi)。構(gòu)建了蠕變疲勞進(jìn)程中的氧化損傷驅(qū)動(dòng)力方程，提出了蠕變-疲勞-氧化損傷交互圖及三維包絡(luò)曲面。

（3） 開發(fā)了考慮多軸應(yīng)力效應(yīng)的和蠕變疲勞壽命設(shè)計(jì)數(shù)值計(jì)算方法，通過一系列模擬件驗(yàn)證了該數(shù)值計(jì)算方法的適用性，壽命誤差分散帶保持在1.5倍范圍內(nèi)。精準(zhǔn)預(yù)測(cè)了蠕變疲勞過程中損傷位置由表面向次表面轉(zhuǎn)移的物理機(jī)制。此外，通過所提出的多軸蠕變-疲勞損傷模型，針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤發(fā)展了服役工況下的損傷弱點(diǎn)辨識(shí)技術(shù)。

該成果揭示了包含蠕變、疲勞和氧化的多機(jī)制損傷耦合競(jìng)爭(zhēng)效應(yīng)，實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵參量的合理甄別與描述，所發(fā)展的時(shí)間相關(guān)蠕變-疲勞及蠕變-疲勞-氧化損傷評(píng)定圖有利于推動(dòng)高溫強(qiáng)度學(xué)科的進(jìn)步。所發(fā)展的方法與技術(shù)有望推動(dòng)國(guó)產(chǎn)高溫?zé)岫瞬考珳?zhǔn)壽命設(shè)計(jì)方法的革新和進(jìn)步。