论文摘要

论文名称：2219铝合金复杂薄壁构件应力松弛时效成形机理与应用研究

论文作者：中南大学/杨有良

指导教师：湛利华《研究领域：轻质高强材料/构件形性一体化制造理论与关键技术》

2219铝合金箱底瓜瓣是火箭推进剂贮箱结构中的关键承力构件，具有壁厚薄、刚度弱和变曲率等特征，属于典型的复杂薄壁构件。我国计划研制的重型火箭贮箱瓜瓣直径达10m级，是现役长征五号的两倍，其制造面临的主要困难是尺度超大型化带来的成形精度低和力学性能不均匀。应力松弛时效成形是利用高强铝合金的应力松弛和时效强化特性，为制备高精度高性能大型薄壁构件而发展起来的一种先进成形工艺。本文针对重型火箭2219铝合金超大直径贮箱瓜瓣面临的制造难题，提出了基于局部滚弯预成形的应力松弛时效成形新工艺，重点围绕薄壁构件应力松弛时效成形过程中“复杂时变应力条件下的形性精确预测”这一关键问题，开展了系统的理论与应用研究：

（1）研究了复杂应力条件下2219铝合金应力松弛时效行为，揭示了应力水平和应力状态对合金应力松弛和组织性能的影响规律及机理。随着应力水平增加，剩余应力反而更小，应力松弛曲线之间出现独特的交叉特征；相对拉应力，压应力松弛量更小，其差异主要来源于前期变速松弛阶段；拉应力松弛时效后屈服强度随应力水平而增加，但压应力下屈服强度基本保持不变。

（2）建立了考虑复杂应力的2219铝合金应力松弛时效宏微观本构模型，实现了应力松弛、屈服强度和微观组织的精确预测，开发了本构模型用户子程序CRPLAW，并嵌入到试样单轴拉伸和压缩有限元模型中，准确模拟了试样的变形和强化行为，为后续贮箱瓜瓣构件应力松弛时效成形有限元仿真奠定了良好而可靠的基础。

（3）开展了直径10m级贮箱瓜瓣滚弯-应力松弛时效复合成形有限元仿真，分析了瓜瓣成形过程中的应力应变、屈服强度和厚度演变规律，设计并制造了考虑回弹补偿的大型成形模具，进行了超大直径瓜瓣复合成形工程化试制，成功研制出目前世界上最大的单体贮箱箱底瓜瓣。

研究成果为我国重型运载火箭10米级贮箱原理样件的研制奠定了坚实基础，形成的复杂薄壁构件形性协同制造关键技术在航空航天、武器装备及轨道交通中具有广泛应用前景。

论文名称：高精度硅微陀螺确定性误差抑制与消除关键技术

论文作者：中国航空研究院/王玉朝

指导教师：滕霖《研究领域：主要从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种误差，本文重点围绕起决定作用的确定性误差，通过圆片级真空封装、刚度非线性抑制和消除、闭环控制、误差补偿等关键技术研究，从原理上弥补了确定性误差导致的硅微陀螺精度损失，实现了零偏稳定性达5.12°/h的高精度硅微陀螺。论文的主要研究工作和创新点如下：

1）提出了针对高品质因数测量的锁相放大器1ω静电激励/微弱电流2ω谐波检测同步消除电气串扰的时延常数法，使品质因数测量重复性由10%提高到0.5%；基于品质因数精密测量，通过圆片级阳极键合微细加工工艺和差动结构优化设计，降低了陀螺芯片的气体阻尼和锚点阻尼，使硅微陀螺品质因数持续提升到27万以上。

2）通过桁架结构优化设计，实现了刚度非线性的抑制，将刚度非线性系数从6.3×1010Hz/m2降低为1.07×1010Hz/m2；建立了基于PLL和AGC的刚度非线性驱动模态控制架构和基于平均化方法、近似线性化方法和多参数根轨迹法的控制架构综合设计方法，使陀螺的常温频率稳定性优于4ppm，幅值稳定性优于200ppm，首次从理论和试验两个角度证明了非线性微谐振器超临界振幅振荡的可行性。

3）采用正交误差直流反馈控制技术，将机械正交误差全温稳定性从2500°/h降低到80°/h；提出了针对检测模态非线性的Sigma Delta闭环和解调后闭环两种检测模态闭环控制技术，使硅微陀螺零偏稳定性由30°/h提升至优于10°/h；提出了基于检测模态闭环硅微陀螺环外AM激励/差频检测+PI控制的自动模态匹配控制方法，并通过数值算法验证了该方法的有效性。

4）采用多种后端软补偿方法高性价比地提升了硅微陀螺的使用精度：通过刻度系数分段插值补偿将常温刻度系数非线性从大于4000ppm，提升到小于500ppm；通过一阶线性补偿，将全温零位漂移降低为原来的24%；通过多项式混合补偿，将零偏稳定性、零偏重复性、全温刻度系数非线性和刻度系数温度系数分别从未补偿的48.7°/h、26.0°/h、7777ppm、232ppm/℃提升到补偿后的5.12°/h、9.08°/h、896ppm、10ppm/℃。

5）分析确定了三轴陀螺轴间振动干扰的原因，提出了三轴陀螺差异化组合+低通滤波器优化设计的组合方法，将轴间振动干扰量级从1350%降低到了42%。同时利用本文研制的高精度硅微陀螺，设计完成了微惯性测量单元和微惯性/卫星组合导航系统，实现了硅微陀螺的系统应用。

论文名称：基于应变能密度耗散准则的蠕变疲劳寿命预测模型及应用

论文作者：华东理工大学/王润梓

指导教师：张显程、涂善东《研究领域：高温结构长寿命安全保障理论与技术、高温强度学、先进能源材料与装备》

以航空发动机涡轮盘为代表的关键热端部件在服役过程中伴随着严重的蠕变-疲劳载荷交互作用，这一直是高温结构寿命设计中的难题。然而我国对航空发动机高温热端部件蠕变-疲劳性能预测的研究起步较晚，尚未构建相对完整的材料、理论和方法体系，对结构强度与可靠性的预先研究没有更为清晰的认识。围绕这一问题，本文通过大量试验探究了国产镍基高温合金GH4169在650℃下的蠕变-疲劳宏观力学行为、从微观尺度揭示了载荷相关的蠕变-疲劳损伤机理；发展了基于应变能密度耗散准则的寿命预测方法；基于有限元分析方法开发了多轴应力状态下蠕变-疲劳寿命预测的数值实现方法，并对结构进行了进一步的拓展应用：

（1） 对镍基高温合金GH4169在650℃下展开了一系列蠕变-疲劳的试验，形成了较为完善的国产镍基合金数据库。试验结果表明，宏观寿命规律受应变范围、保载时间和应变速率等因素的影响，并确定了免蠕变损伤的临界保载时间。此外基于断后失效分析，澄清了复杂载荷工况下的蠕变-疲劳-氧化三者交互的损伤致裂机理。

（2） 基于应变能密度耗散准则考虑了压缩平均应力的弥复效应，发展了高精度的修正应变能密度耗散法，将寿命误差分散带降低到2倍范围内。进一步，借助逐循环的计算方法，发展了时间相关的蠕变-疲劳损伤交互图，寿命误差分散带进一步降低到1.5倍范围内。构建了蠕变疲劳进程中的氧化损伤驱动力方程，提出了蠕变-疲劳-氧化损伤交互图及三维包络曲面。

（3） 开发了考虑多轴应力效应的和蠕变疲劳寿命设计数值计算方法，通过一系列模拟件验证了该数值计算方法的适用性，寿命误差分散带保持在1.5倍范围内。精准预测了蠕变疲劳过程中损伤位置由表面向次表面转移的物理机制。此外，通过所提出的多轴蠕变-疲劳损伤模型，针对某型航空发动机涡轮盘发展了服役工况下的损伤弱点辨识技术。

该成果揭示了包含蠕变、疲劳和氧化的多机制损伤耦合竞争效应，实现关键参量的合理甄别与描述，所发展的时间相关蠕变-疲劳及蠕变-疲劳-氧化损伤评定图有利于推动高温强度学科的进步。所发展的方法与技术有望推动国产高温热端部件精准寿命设计方法的革新和进步。