针对航空发动机整体叶盘的焊接变形问题,从理论研究和虚拟优化两个方面对该课题进行了讨论和分析,理论研究部分主要围绕目前焊接界学者争论的焦点问题即焊缝究竟是存在拉伸塑性应变还是压缩塑性应变展开分析,建立了薄板熔焊对接接头的有限元模型,对焊接过程中塑性应变的瞬态变化情况进行了全面的分析,重点分析了熔化现象存在是否使熔池前沿低温区对高温区产生的压缩塑性应变发生改变,揭示了金属的熔化并不会导致周围固态金属对其产生的几何约束,就其纵向尺寸而言,熔化的金属在纵向的尺寸仍维持在其熔化前的水平,这可以看成是压缩塑性变形被保留下来的一种等效形式。并详细分析了同一横截面上热影响区内各点与焊缝中心点的塑性应变的瞬态变化情况,结果表明热影响区内各点的产生拉伸过程相对滞后于焊缝中心,离焊缝中心越远滞后的时间越长,这对焊缝产生压缩塑性应变的有着重要的贡献。分析后否定了焊缝存在拉伸塑性应变的观点,并将这一结论应用于航空发动机整体叶盘的虚拟优化设计,为航空发动机整体叶盘的焊接变形控制问题提供了数值上的依据和理论上的指导。此外,对D.拉达伊教授提出的移动热源准稳态温度场的塑性区和局部应力应变循环原理图进行了修改,分别分析了焊接瞬态过程的弹性应变和塑性应变的分布,发现弹性应变和塑性应变的变化非常复杂,如果粗略地将其分为压缩塑性变形区、拉伸塑性变形区、弹性卸载区和熔池等四个部分,无法准确地定位弹塑性应变的分布特征,因此根据有限元分析的结果,对该原理图进行了重新划分,新的热弹塑性应力应变原理图由弹性丧失区、压缩塑性区、熔池、弹性卸载区、拉伸塑性区、弹性恢复区和拉伸弹性变形区组成。基于新的应力应变原理图,针对航空发动机体积较大,焊后热处理消应力效果不好的特点,提出了动态循环加热消应力焊接新技术,该技术操作简单,易于实现,生产效率高,消除应力效果较好。航空发动机整体叶盘的焊接由于焊道较多,过程复杂,运用常规的焊接操作手段获得高质量、高性能的叶盘存在很大的难度,如果完全通过实验的方法获取残余应力和变形规律虽然准确,但是将耗费巨额成本,因此借助有限元方法,采用大型工程软件MSC.Marc对航空发动机的不同的优化方案的残余应力场和变形情况进行了数值分析,而电子束焊接与其他焊接方法相比由于深宽比较大,普通的热源模型无法实现这一过程,虽然过去材料计算的专家和学者推导了许多的热源模型,但是不是无法达到深熔的效果就是没有解决熔池前后能量分配的问题,而航空发动机整体叶盘对于变形的控制非常严格,为得到准确的计算结果,构建了椭圆沿深度方向衰减的双椭圆衰减体新型热源模型,其优点在于不仅能实现以往电子束模型的深熔效应和匙孔效应,而且表征了熔池前后能量的分配,并根据两椭圆相交截面热流密度相同的特点,推导出了熔池前后能量的分布与两随圆长半轴成正比,通过改变公式中的参数可以实现双椭圆衰减体热源模型向圆柱型、类双椭球、面热源模型的转化。在虚拟优化的方案中,首先,根据焊接路径所经历的深度不同,提出了采用功率随深度变化的方法减少热输入来控制航空发动机叶盘的焊接残余应力和变形,在一定厚度内,推导了功率和熔深之间近似呈线性关系,并采用插值法确定了电子束焊接钛合金熔深系数的数值,对两种不同功率所产生的变形的计算结果表明,采用线性变化功率控制热输入的方法使各向残余应力和变形均有所减小;其次,对于引弧环和收弧环在焊接过程中产生的刚度拘束效应和变形转移进行了分析,如果采用适当的引弧环和收弧环的长度,使刚度拘束效应和变形转移达到最佳匹配将可以减小航空发动机的焊接变形,因此利用夹逼定理的方法,对引弧环和收弧环不同长度进行了计算,逐渐缩小最佳值范围,获得了引弧环和收弧环的最佳临界区间;第三,分析了焊接顺序对整体叶环变形的影响,采用焊接道间温度场相互影响最小的方法,设定了几种典型的焊接顺序方案,根据叶环各向变形情况,得出相对合理的焊接顺序;第四,在轮盘与整体叶环焊接时,根据目前存在的个别叶片变形较大的情况,采用了反变形加热重熔的方法减小焊接变形,收到了明显效果。