摘要：行星齿轮系统因其体积小、质量轻、承载能力大等优点被广泛应用于航空器传动设备中,但由于各种误差造成的偏载问题无法避免,严重的偏载状态将会导致行星系统的优点无法充分发挥。以某型号航空行星齿轮系统为研究对象,探究了内齿圈柔性变化对系统偏载行为的影响机制。通过试验测量了不同的行星数以及不同轮缘厚度下内齿圈挠度、应力及应变,分析了偏载的影响机制并评估了行星数及轮缘厚度对系统偏载行为的影响程度;利用层级有限元模型完成了大型航空行星系统的高级仿真计算和分析任务,量化了内齿圈柔性变化对系统载荷分布以及齿圈偏移的影响机制。将试验与仿真计算结果在相同的参数范围内进行拟合对比,评估了仿真计算结果的准确性。研究结果为大型航空行星齿轮系统内齿圈的开发和设计提供了有针对性的结构优化指导,能够极大降低该类大型航空设备在设计和迭代过程中的成本。

摘要：针对飞机油舱内部管路路径规划问题,提出一种基于改进斑鬣狗算法的飞机油舱管路自动布局方法。为了提高斑鬣狗算法的全局搜索能力以及收敛速度,在种群进化过程中引入扩散搜索机制对迭代过程中最优解进行扩散,以达到提高全局搜索能力的目的;在算法迭代后期引入深度包围机制,使其在最优解中随机搜索以提高算法的收敛速度。采用栅格法构建敷设空间数学模型,以管路路径最短为优化目标,以管路路径不与障碍物发生干涉、管路折弯角度及管路折弯半径为约束,建立管路布局优化数学模型。进一步,考虑管路的支臂布局问题,以支臂总长和支臂姿态作为支臂布局双目标优化函数,运用遗传算法NSGA-Ⅱ对管路支臂布局方案进行编码生成初始个体,设计交叉、变异规则,求解管路支臂布局的Pareto解集,进而获得管路支臂布局方案。最后,通过数值算例及管路敷设仿真验证所提方法的有效性。

摘要：选区激光熔化(SLM)3D打印技术是近年来快速发展的金属增材制造技术,因其可设计性、快速净成形复杂构件、高表面质量等优势,拥有广泛应用前景。基于SLM工艺制造的钛基复合材料通常可得到纳米级陶瓷增强相,获得比钛合金更优异的性能,成形构件力学性能优于铸件锻件水平。本文综述了近年来基于SLM工艺制备钛基复合材料的发展现状,以陶瓷增强体的选择为切入点,阐述其典型微观组织特征及演化规律,探讨其性能表现,分析其特有的强化机制,并在此基础上,对未来尚需解决的关键性学术问题和发展方向进行了展望。

摘要：基于飞机金属整体进气道典型件的T形接头在服役过程中因承受空气循环阻力而导致疲劳断裂的问题,利用激光双光束焊接技术对TC4钛合金进行T形焊接后进行热处理,研究不同热处理方法对焊接接头显微组织特征、疲劳性能及断裂机理的影响。结果表明:双重退火热处理试件疲劳寿命是未经热处理试件的1.89倍,一次退火热处理试件疲劳寿命是未经热处理试件的1.43倍。疲劳断口分析表明,与未经热处理试件相比,热处理后试件疲劳裂纹稳定扩展区疲劳条纹间距降低,表明疲劳裂纹扩展速率降低,因此疲劳寿命增大。热处理后网篮组织中析出针状α′马氏体,试件抵抗裂纹萌生和扩展的抗力增强,促进试件疲劳寿命增大。

摘要：在激光沉积制造过程中,热累积等因素会导致实际成形形貌与理想形貌存在较大偏差,从而阻碍沉积制造的进一步进行。为此,本文提出了基于点云数据的形貌偏差检测与控制方法。采用高速轮廓测量仪扫描沉积体表面,将获得的形貌点云数据与沉积层切片理论数据进行对比,提取出构成偏差区域的点云数据,对偏差点云进行分层切片,然后运用图像边界识别算法提取切片偏差轮廓,确定偏差轮廓区域在原始切片轮廓区域中的准确位置,改变偏差轮廓区域内的填充间距,为其填充成形轨迹,最后生成沉积程序并对偏差区域进行补偿加工。实验结果表明,补偿后获得的成形表面的平面度误差较补偿前减小了65.1%。本文方法能够显著提高零件的成形精度,实现了检测和补偿的自动化,使激光沉积制造可以连续进行。

摘要：以球磨TiB_(2)和Ti-6Al-4V混合粉末为原料,采用选区激光熔化(SLM)技术制备了增强相为TiB的钛基复合材料,分析了B元素含量对SLM成形钛基复合材料显微组织和力学性能的影响。研究结果表明:在SLM过程中,TiB_(2)与Ti元素发生反应生成针状TiB增强相,B元素含量较高的试样中出现了针状增强相聚集的现象;由于B元素的存在,钛基复合材料中的α相明显细化;相比于传统的Ti-6Al-4V合金,TiB/Ti-6Al-4V复合材料的显微硬度、抗拉强度以及屈服强度均有明显改善。钛基复合材料优异的力学性能归因于TiB增强相的硬化、强化效应以及基体的晶粒细化。当B元素的质量分数为0.5%时,α片层的平均尺寸为0.49μm,钛基复合材料的抗拉强度和屈服强度相比于Ti-6Al-4V分别提高了25.7%和30.8%,抗拉强度为1396.4 MPa,屈服强度为1322.2 MPa。

摘要：大型航空行星机构作为多种重型航空器传动系统的基础与核心,它的可靠性水平在很大程度上制约着航空器的经济可承受性与服役安全性。将某型号重型直升机行星机构作为研究对象,以保证和提高该系统的疲劳可靠性水平为目标,利用层级有限元法计算系统全局弹性行为耦合作用下的轮齿疲劳载荷历程,并基于齿轮低周疲劳试验与最小次序统计量转化方法拟合出轮齿概率疲劳强度,为系统可靠性预测模型提供经济有效的载荷与强度输入变量。据此,建立从大型航空行星机构关键结构要素到系统可靠性指标的映射路径,提出可靠性驱动的行星机构结构尺寸多目标优化设计新方法。最后,分析了内齿圈轮缘厚度与行星架基板厚度对行星轮系疲劳可靠性的影响规律,并得到了指定型号的大型航空行星机构的轮缘与基板尺寸最佳刚度匹配结果,最大限度地发挥了核心结构要素的刚度潜力,以此平衡大型航空行星装备在可靠性与轻量化要求之间的矛盾。

摘要：提出了一种UG环境下针对装配体级的参数化设计方法,通过自顶向下的模块化设计将装置划分为不同模块,然后为每个模块进行控制系统的设计,再在控制系统下的基层空文件模型中对零部件进行参数化关联设计,最后建立了功率超声珩磨装置的完全参数化模型,并利用模板工作室制作了友好的参数控制界面,只需要调节相应的参数就能得到满足要求的装置模型。研究表明新方法与传统的方法相比有设计简便,零件之间关联性强,参数化程度高,产品易用等优点。

摘要：筒形件拉深旋压可以克服传统液压拉深成形设备吨位大、工装模具多、拉深比范围窄等难题,但关于其板坯形状优化方面的研究较少。利用对比试验的方法研究了Φ352 mm×1.1 mm和Φ309 mm×2 mm两种铝合金板坯尺寸对旋压件筒壁壁厚分布的影响,并分析其影响原因,为工业生产提供理论依据。推导了成形预设形状筒形件所需板坯的参数关系,设计了多道次拉深旋轮路径。在此基础上进行了两工况的工艺试验,对比了两旋压件尺寸与直筒壁厚分布,结果是小直径厚板多道次拉深旋压壁厚与预留间隙吻合良好,并分析其原因。

摘要：冲压零件试制用于检验工艺方案和模具设计的合理性,是冲压零件制造的一个关键环节。为了有效地积累和重用冲压零件试制过程中形成的各类知识,提出了试制过程知识库及其知识获取方法。试制过程知识库包括制件特征、缺陷类型、缺陷原因及调整方法等内容,对前三部分内容进行了编码,便于通过挖掘制件特征、缺陷类型和缺陷原因之间的关联关系,得到更深层次的制造知识。针对某冲压件制造企业,分析了拉深件的试制过程记录,开发了拉深件试制过程知识库及知识挖掘器。实践表明,采用该知识库,提高了工艺规划和模具设计的质量,以及零件试制的成功率。