TC4板孔冷擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力分布與疲勞壽命

葛恩德　蘇宏華　程遠(yuǎn)慶　傅玉燦　徐九華　肖睿恒

1. 南京航空航天大學(xué)，南京，210016　　2. 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海，200436

TC4板孔冷擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力分布與疲勞壽命

葛恩德1蘇宏華1程遠(yuǎn)慶1傅玉燦1徐九華1肖睿恒2

1. 南京航空航天大學(xué)，南京，2100162. 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海，200436

開展了不同擠壓量下TC4鈦合金板孔冷擠壓強(qiáng)化有限元仿真研究，得到了擠壓強(qiáng)化后最小截面的切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律，分析了擠壓量對受載試樣孔邊應(yīng)力分布的影響，探討了擠壓量、殘余應(yīng)力和疲勞增益三者之間的內(nèi)在關(guān)系。采用開縫襯套冷擠壓強(qiáng)化工藝對TC4帶孔板件進(jìn)行冷擠壓和疲勞驗(yàn)證試驗(yàn)。研究結(jié)果表明，擠壓強(qiáng)化后的孔邊切向壓縮殘余應(yīng)力可以有效降低孔周應(yīng)力集中程度，優(yōu)化受拉試樣最小截面應(yīng)力分布，改變裂紋源的位置并延長疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展壽命，有效提高試樣疲勞壽命。綜合仿真和疲勞試驗(yàn)得到TC4板孔最優(yōu)擠壓量為4%。

TC4鈦合金；孔冷擠壓；疲勞壽命；殘余應(yīng)力；有限元分析

0　引言

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，絕大多數(shù)零件是通過在連接孔中安裝緊固件裝配在一起的，由于開孔周邊存在應(yīng)力集中現(xiàn)象，故在飛機(jī)服役過程中，孔壁極易過早萌生裂紋，嚴(yán)重降低結(jié)構(gòu)件疲勞壽命[1]。針對帶孔連接件低壽命問題，研究人員采用孔冷擠壓、噴丸[2]、激光強(qiáng)化[3]等方法對孔壁進(jìn)行了強(qiáng)化研究，但是，孔冷擠壓強(qiáng)化方法仍是當(dāng)前最簡潔有效的連接件抗疲勞制造技術(shù)。

在過去的幾十年里，連接孔的冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)已被廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)的抗疲勞制造，研究表明，由冷擠壓強(qiáng)化工藝所產(chǎn)生的孔邊殘余應(yīng)力場能夠有效地減小由外載荷引起的拉伸應(yīng)力，提高疲勞強(qiáng)度，并有效減小裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子，從而延緩疲勞裂紋擴(kuò)展速率，明顯提高連接件的疲勞壽命[4]。孔擠壓強(qiáng)化機(jī)理和強(qiáng)化效果已經(jīng)得到了廣泛研究，但由于受測量手段的限制，擠壓殘余應(yīng)力在材料內(nèi)部三維方向分布規(guī)律的研究仍是一個(gè)難題[5]。近年來，隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，研究人員通過有限元軟件對擠壓后孔邊殘余應(yīng)力分布規(guī)律進(jìn)行了大量研究[6-14]。Liu等[9]對不同擠壓量下的殘余應(yīng)力分布規(guī)律進(jìn)行了研究；Mahendra等[10]對板厚方向的切向殘余應(yīng)力變化規(guī)律進(jìn)行了研究；文獻(xiàn)[11-12]采用仿真和試驗(yàn)的方法研究了孔邊距對殘余應(yīng)力的分布規(guī)律和疲勞壽命的影響；劉曉龍等[13]通過三維有限元模擬和試驗(yàn)研究了構(gòu)件厚度變化對孔擠壓殘余應(yīng)力場的影響；范娟等[14]結(jié)合拉伸試驗(yàn)對7050高強(qiáng)度鋁合金孔板擠壓件的承載特性進(jìn)行了分析，并結(jié)合有限元模擬研究了殘余應(yīng)力分布規(guī)律。但是，在工作載荷作用下，關(guān)于擠壓強(qiáng)化后的孔邊應(yīng)力分布規(guī)律的研究尚未涉及，而這對揭示孔擠壓疲勞增益機(jī)理有直接影響。

本文針對交變載荷作用下含孔連接件疲勞壽命低的問題，采用三維有限元仿真方法對擠壓強(qiáng)化后的孔周殘余應(yīng)力分布規(guī)律進(jìn)行研究，對比分析拉伸載荷作用下擠壓前后孔邊應(yīng)力分布情況，采用開縫襯套冷擠壓強(qiáng)化技術(shù)對帶孔TC4鈦合金試樣進(jìn)行孔擠壓強(qiáng)化處理，并對不同擠壓量下的相同孔徑試樣進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，結(jié)合殘余應(yīng)力有限元仿真和疲勞試驗(yàn)結(jié)果，對冷擠壓強(qiáng)化機(jī)理和強(qiáng)化效果進(jìn)行深入探討。

1　三維有限元仿真

孔的冷擠壓過程是一個(gè)復(fù)雜的彈塑性變形過程，擠壓后孔邊殘余應(yīng)力分布呈現(xiàn)不均勻性，現(xiàn)有試驗(yàn)方法還無法準(zhǔn)確揭示擠壓后孔周三維方向的殘余應(yīng)力分布規(guī)律。當(dāng)前對殘余應(yīng)力的研究主要應(yīng)用有限元進(jìn)行模擬，以獲得擠壓后孔邊殘余應(yīng)力的近似分布情況。本文采用ABAQUS 6.12軟件對TC4鈦合金孔冷擠壓強(qiáng)化過程進(jìn)行模擬，得到擠壓后的孔邊殘余應(yīng)力分布規(guī)律；對試樣單向拉伸過程進(jìn)行三維有限元仿真研究，得到孔周拉應(yīng)力分布規(guī)律；對孔擠壓強(qiáng)化后試樣的拉伸過程進(jìn)行有限元仿真，用以模擬在拉-拉疲勞試驗(yàn)中峰值應(yīng)力狀態(tài)下的試樣應(yīng)力分布規(guī)律。

1.1三維有限元模型的建立

有限元仿真所用三維模型選用14 mm×40 mm×4 mm的矩形構(gòu)件，中心孔直徑為4 mm，擠壓量為0～6%，通過改變芯棒最大直徑獲得所需擠壓量。采用ABAQUS中的C3D8R六面體單元對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分[15]，孔邊網(wǎng)格密度大于擠壓試樣模型兩端和擠壓棒密度，網(wǎng)格模型如圖1所示。芯棒模型材料屬性同試驗(yàn)中所用的高強(qiáng)度鋼，擠壓試樣模型的材料應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系如圖2所示。邊界條件和約束參照實(shí)際擠壓過程設(shè)置，為簡化運(yùn)算，本模型省略襯套，芯棒與孔壁直接接觸，兩者間摩擦因數(shù)取0.1[16]。

圖1　冷擠壓三維有限元模型

圖2　TC4鈦合金應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系

1.2孔冷擠壓有限元仿真

連接件孔冷擠壓強(qiáng)化后在孔邊產(chǎn)生徑向、切向以及板厚三個(gè)方向的殘余應(yīng)力，而對受交變載荷作用下的零件疲勞壽命影響最大的是切向殘余應(yīng)力σθ[17]，因此，本文主要關(guān)注孔邊切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律，并取模型最小截面(危險(xiǎn)截面)進(jìn)行研究。芯棒穿過孔后，S11方向(X方向)的殘余應(yīng)力即最小截面處的切向殘余應(yīng)力σθ。

圖3為4%擠壓量下孔邊切向殘余應(yīng)力分布云圖?？梢钥闯?，殘余應(yīng)力關(guān)于孔軸對稱分布，不同位置的切向殘余應(yīng)力變化規(guī)律如圖4所示，在距離孔壁2 mm范圍內(nèi)，殘余應(yīng)力為壓應(yīng)力，應(yīng)力值先增大后迅速減小為零(在0.2 mm處壓應(yīng)力達(dá)到最大值)，之后隨著距離的增大，拉應(yīng)力緩慢增大。在板厚方向，切向殘余應(yīng)力分布也存在不均勻性，孔壁附近的板厚中間位置壓應(yīng)力值較大，切向殘余應(yīng)力最大值出現(xiàn)在中間層偏下位置，遠(yuǎn)離孔壁處的殘余應(yīng)力分布相對均勻。

圖3　4%擠壓量時(shí)的切向殘余應(yīng)力分布云圖

圖4　4%擠壓量時(shí)的切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律

1.3帶孔試樣拉伸有限元仿真

采用對模型單向拉伸的有限元仿真來模擬拉-拉疲勞試驗(yàn)中峰值載荷下的試樣應(yīng)力分布規(guī)律，拉伸模型的建立方法同上文所述，在模型一端施加約束，另一端施加均布載荷，載荷值選取試樣最小截面所受0.7σb的等效載荷(σb為抗拉強(qiáng)度)。

圖5為拉伸后的最小截面應(yīng)力分布云圖，由于模型為對稱結(jié)構(gòu)，且兩邊約束條件相同，在板寬和板厚兩個(gè)方向，最小截面內(nèi)的應(yīng)力均為對稱分布。仿真結(jié)果顯示，在孔壁附近拉應(yīng)力值明顯大于遠(yuǎn)離孔邊的位置拉應(yīng)力值，開孔周邊存在嚴(yán)重的應(yīng)力集中現(xiàn)象。模型最小截面處應(yīng)力分布規(guī)律如圖6所示，在距離孔壁1 mm內(nèi)時(shí)，應(yīng)力值均大于平均值，孔壁處的最大應(yīng)力則達(dá)到1063 MPa，而在遠(yuǎn)離孔壁區(qū)域的拉應(yīng)力僅為平均應(yīng)力的60%。在板厚方向上，自上下兩表面向板內(nèi)應(yīng)力依次增大，拉應(yīng)力最大值出現(xiàn)在中間層，上下兩表面的應(yīng)力分布一致。

圖5　受拉試樣最小截面應(yīng)力分布云圖

圖6　受拉試樣最小截面應(yīng)力分布規(guī)律

1.4孔冷擠壓強(qiáng)化后的拉伸有限元仿真

為了探索孔冷擠壓強(qiáng)化對受載試樣孔周應(yīng)力分布規(guī)律的影響，首先對有限元模型進(jìn)行4%擠壓量的孔冷擠壓強(qiáng)化，然后在模型一端施加0.7σb的拉伸均布載荷。圖7為最小截面應(yīng)力分布云圖，在模型寬度方向，孔壁附近的應(yīng)力值小于模型兩側(cè)邊區(qū)域；在厚度方向，孔壁附近的應(yīng)力變化較大，而遠(yuǎn)離孔壁區(qū)域的應(yīng)力分布趨向一致。強(qiáng)化后的拉伸應(yīng)力分布規(guī)律如圖8所示，孔壁處的應(yīng)力小于最小截面的平均拉應(yīng)力，在距離孔壁0.2 mm附近區(qū)域拉應(yīng)力值較??；在距孔壁0.2～2 mm的寬度范圍內(nèi)，隨著距離的增大應(yīng)力迅速增大；而在距孔壁大于2 mm的區(qū)域，應(yīng)力值變化不大，但均大于截面內(nèi)平均應(yīng)力值。

圖7　強(qiáng)化后的受拉試樣應(yīng)力分布云圖

圖8　強(qiáng)化后的受拉試樣應(yīng)力分布規(guī)律

2　試驗(yàn)

2.1試驗(yàn)材料

試驗(yàn)所用材料為退火狀態(tài)的TC4鈦合金板材，其化學(xué)成分和主要力學(xué)性能分別見表1和表2[18]。冷擠壓前，試樣初孔通過先鉆后鉸的工藝加工而成，并對鉸孔后試樣進(jìn)行去應(yīng)力退火。疲勞試樣的孔直徑為4 mm，孔邊距(e/D)為1.75，長軸方向?yàn)橐r套開縫方向，疲勞試樣如圖9所示。襯套采用FTI提供的不銹鋼開縫襯套，相對擠壓量為3%～6%，每組采用3個(gè)疲勞試樣。

表1　TC4鈦合金化學(xué)成分

表2　TC4鈦合金力學(xué)性能

圖9　疲勞試樣形狀與尺寸

2.2試驗(yàn)過程

試驗(yàn)過程分為孔擠壓強(qiáng)化和疲勞試驗(yàn)兩部分，孔擠壓試驗(yàn)在本課題組研制的試驗(yàn)平臺上進(jìn)行(圖10)，芯棒的拉拔動(dòng)力由萬能拉伸試驗(yàn)機(jī)提供，擠壓速度為10 mm/min，擠壓完成后將開縫襯套從孔內(nèi)取出。由于襯套存在軸向切縫，擠后孔壁殘留凸脊，需要對孔壁進(jìn)行鉸孔加工，滿足所有疲勞試樣孔徑均相等，且孔壁光滑無損傷，擠后所有孔的鉸削量均小于0.2 mm的條件，以使得鉸孔對疲勞壽命無明顯影響[4]。室溫條件下，在EHF-EG250KN-40L電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行拉-拉疲勞試驗(yàn)，應(yīng)力比R=0.1，頻率為10 Hz，采用軸向恒幅正弦波加載，最大應(yīng)力為0.7σb。

圖10　孔擠壓裝置示意圖

2.3試驗(yàn)結(jié)果

在開縫襯套冷擠壓強(qiáng)化工藝中，由于襯套受擠發(fā)生塑性變形而吸收部分?jǐn)D壓量，孔壁實(shí)際所受擠壓量僅為理論值的70%～80%[4]，為便于研究，本文取相對擠壓量的70%作為開縫襯套冷擠壓強(qiáng)化試驗(yàn)中孔壁所受實(shí)際擠壓量。

圖11所示為不同擠壓量下的疲勞試驗(yàn)結(jié)果，未進(jìn)行擠壓強(qiáng)化的試樣疲勞壽命僅有6000次，隨著擠壓量的增加，疲勞壽命明顯提高，2.1%擠壓量下的試樣疲勞壽命是未擠壓試樣疲勞壽命的2.7倍；當(dāng)擠壓量為4.3%時(shí)，疲勞壽命提高到擠壓強(qiáng)化前的3倍，達(dá)到18 000次。值得注意的是，隨著擠壓量的增大，疲勞壽命提高幅度逐漸減小，當(dāng)擠壓量由2.1%到3.2%時(shí)，疲勞壽命提高23%，而擠壓量從3.2%增大到4.3%過程中對應(yīng)的疲勞壽命僅提高12%。

圖11　疲勞壽命與擠壓量之間的關(guān)系

3　分析與討論

在孔擠壓強(qiáng)化工藝中，擠壓量是影響殘余應(yīng)力大小及分布最關(guān)鍵的因素，不同擠壓量下板厚中間位置的切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律如圖12所示。當(dāng)擠壓量小于2%時(shí)，殘余應(yīng)力受擠壓量的影響較大。擠壓量大于2%之后，殘余應(yīng)力分布規(guī)律基本一致，在孔壁附近，隨著擠壓量的增大，相同區(qū)域的壓應(yīng)力值變化減小。圖13所示為孔邊最大切向殘余壓應(yīng)力同擠壓量的關(guān)系，當(dāng)擠壓量小于2%時(shí)，殘余應(yīng)力與擠壓量成比例關(guān)系，在小擠壓量作用下，孔壁受擠壓發(fā)生塑性變形區(qū)域較小，擠后孔邊殘余壓應(yīng)力值較小，殘余壓應(yīng)力最大值出現(xiàn)在靠近孔壁處。擠壓量大于4%后，孔邊最大殘余壓應(yīng)力變化不大。

圖12　不同擠壓量下的切向殘余應(yīng)力分布規(guī)律

圖13　最大殘余壓應(yīng)力與擠壓量的關(guān)系

圖14　不同擠壓量下的受拉試樣應(yīng)力分布規(guī)律

通過有限元仿真研究發(fā)現(xiàn)，受載試樣孔邊存在嚴(yán)重的應(yīng)力集中現(xiàn)象，而擠壓強(qiáng)化后孔邊存在切向殘余壓應(yīng)力，能夠有效抑制應(yīng)力集中。圖14所示為0.7σb拉伸載荷作用下擠壓量對受拉試樣最小截面在板厚中間位置應(yīng)力分布的影響規(guī)律，由于擠壓后的切向殘余壓應(yīng)力的作用，受載試樣孔壁附近的應(yīng)力值隨著擠壓量的增大逐漸減小，當(dāng)擠壓量大于4%時(shí)，應(yīng)力值基本趨于穩(wěn)定。在距離孔壁2 mm以內(nèi)的區(qū)域，增大擠壓量可以得到較小的拉應(yīng)力值；當(dāng)擠壓量大于4%后，相同位置的應(yīng)力值變化相對減小。在距離孔壁2 mm以外的區(qū)域，隨著擠壓量的增大，應(yīng)力值反而增大，6%擠壓量下的試樣側(cè)邊應(yīng)力值是無擠壓試樣側(cè)邊應(yīng)力值的兩倍，減弱了殘余應(yīng)力引起的疲勞增益。

試樣斷口表面形貌反映了不同擠壓量對抗疲勞性能的影響。圖15所示為無擠壓和擠壓量為4.3%的開縫襯套冷擠壓試樣疲勞斷口宏觀形貌，圖15中顏色較亮的區(qū)域?yàn)榱鸭y擴(kuò)展區(qū)，較暗的區(qū)域?yàn)樗矓鄥^(qū)，對比兩種斷口形貌發(fā)現(xiàn)，無擠壓試樣的疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)較小，裂紋主要萌生于孔壁中間區(qū)域，且裂紋源較多，而孔擠壓后斷口裂紋擴(kuò)展區(qū)較大，疲勞裂紋主要出現(xiàn)在擠壓入口附近，孔壁中間區(qū)域則較少，主要原因是擠壓后孔壁中間區(qū)域存在較大切向殘余壓應(yīng)力的作用，這與圖12中的孔邊應(yīng)力分布規(guī)律相吻合。由于擠后孔邊切向殘余壓應(yīng)力的存在，阻礙了疲勞裂紋源的產(chǎn)生并延緩了裂紋擴(kuò)展速率，增大了裂紋擴(kuò)展區(qū)域面積。

(a)無擠壓

(b)4.3%擠壓量圖15　TC4試樣疲勞斷口形貌

金屬試樣疲勞壽命N由裂紋萌生壽命Ni和裂紋擴(kuò)展壽命Nf兩部分組成。在緊靠孔壁的裂紋萌生區(qū)，較大的壓縮殘余應(yīng)力削弱了拉伸載荷在孔壁附近引起的拉應(yīng)力，延長了裂紋的萌生壽命Ni；在裂紋擴(kuò)展區(qū)域，壓縮殘余應(yīng)力抵消了部分外加載荷產(chǎn)生的拉應(yīng)力，有效降低了裂紋擴(kuò)展速率，并擴(kuò)大了裂紋擴(kuò)展區(qū)域面積，從而延長了疲勞擴(kuò)展壽命Nf。因此，孔擠壓強(qiáng)化試樣疲勞壽命明顯高于未擠壓試樣疲勞壽命，隨著擠壓量的增加，疲勞裂紋萌生壽命和擴(kuò)展壽命均隨之提高，進(jìn)而使得試樣疲勞壽命提高。

疲勞壽命與擠后孔邊殘余應(yīng)力和擠壓量三者之間有著重要關(guān)系，比較圖11和圖13可以發(fā)現(xiàn)，三維有限元仿真獲得的最大切向殘余應(yīng)力與冷擠壓強(qiáng)化試樣的疲勞壽命有很好的一致性。當(dāng)擠壓量小于2%時(shí)，隨著擠壓量的增大，試樣疲勞壽命與孔邊最大殘余應(yīng)力值均明顯增大。仿真結(jié)果顯示，當(dāng)擠壓量大于4%時(shí)，最大殘余應(yīng)力不再隨著擠壓量的增加而增大，受拉試樣側(cè)邊拉應(yīng)力卻明顯增大，減弱了殘余應(yīng)力引起的疲勞增益。試驗(yàn)和仿真結(jié)果表明，TC4鈦合金孔的最優(yōu)擠壓量為4%。

4　結(jié)論

(1)仿真結(jié)果表明，冷擠壓強(qiáng)化后，最小截面處的孔邊殘余應(yīng)力呈孔軸對稱分布。擠壓量對孔邊殘余應(yīng)力有明顯影響，擠壓量為0～2%時(shí)，殘余壓應(yīng)力隨擠壓量的增大迅速增大；擠壓量為2%～4%時(shí)，殘余應(yīng)力隨擠壓量緩慢增加；擠壓量大于4%后，最大殘余壓應(yīng)力無明顯變化。

(2)擠壓強(qiáng)化后的受載試樣最小截面處的孔邊應(yīng)力值均小于無擠壓試樣，無應(yīng)力集中現(xiàn)象?？妆诟浇鼞?yīng)力值隨著擠壓量的增大而明顯減小，擠壓量大于4%后，最大應(yīng)力值變化不大。在遠(yuǎn)離孔壁的區(qū)域，應(yīng)力值隨著擠壓量的增大而增大，6%擠壓量的試樣側(cè)邊應(yīng)力值是無擠壓試樣側(cè)邊應(yīng)力值的兩倍，減弱了殘余應(yīng)力引起的疲勞增益。

(3)未擠壓試樣疲勞源在孔壁的板厚中間位置，擠后則出現(xiàn)在擠壓入口位置，疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)域面積擴(kuò)大，殘余應(yīng)力的存在延緩了裂紋的萌生和擴(kuò)展，提高了試樣疲勞壽命。

(4)隨著擠壓量的增大，疲勞壽命提高幅度逐漸減小，TC4鈦合金孔冷擠壓強(qiáng)化工藝適合的最優(yōu)擠壓量為4%，疲勞壽命為擠壓強(qiáng)化前的3倍?？走呑畲髿堄鄩簯?yīng)力與疲勞壽命關(guān)于擠壓量的變化規(guī)律有很好的一致性。

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(編輯陳勇)

Residual Stress Fields and Fatigue Life of Cold Expansion Hole in Titanium Alloy TC4

Ge Ende1Su Honghua1Cheng Yuanqing1Fu Yucan1Xu Jiuhua1Xiao Ruiheng2

1.Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing,210016 2.Commercial Aircraft Corporation of China,Ltd,Shanghai,200436

A 3D finite element simulation was used to study the stress distribution and effects of expansion degrees around the cold expanded hole in TC4 plate. Tangential residual stress distribution under different expansion degrees were obtained in the smallest cross section. The relation of expansion degree to residual stress and fatigue life was discussed. In order to get the fatigue life of different expanded degrees, the experiments of split sleeve cold expansion were carried out. It is found that residual stress can reduce stress concentration and optimize the stress distribution in the smallest cross section under tensile loading, also remarkably retard the crack propagation rate for cold expanded holes. The results show that 4% expansion degree is the optimal cold expanded degrees for TC4 plate in simulation and experiments.

Titanium alloy TC4; hole cold expansion; fatigue life; residual stress; finite element analysis(FEA)

2014-03-14

國家商用飛機(jī)制造工程技術(shù)研究中心創(chuàng)新基金資助項(xiàng)目(SAMC12-JS-15-021)；江蘇省普通高校研究生科研創(chuàng)新計(jì)劃資助項(xiàng)目(CXLX12_0137)

TG376< class="emphasis_italic">DOI

：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.07.020

葛恩德，男，1982年生。南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院博士研究生。主要研究方向?yàn)轱w機(jī)連接結(jié)構(gòu)抗疲勞制造技術(shù)。蘇宏華(通信作者)，男，1969年生。南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院教授、博士研究生導(dǎo)師。程遠(yuǎn)慶，男，1989年生。南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院碩士研究生。傅玉燦，男，1972年生。南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院教授、博士研究生導(dǎo)師。徐九華，男，1964年生。南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院教授、博士研究生導(dǎo)師。肖睿恒，男，1986年生。中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司工程師。