某型号发动机旋压壳体缺陷分析与研究

论述了某型号发动机旋压壳体缺陷存在的原因,并通过工装和毛坯结构尺寸的优化及操作行为的规范,成功解决了发动机旋压壳体缺陷,最后通过批生产进一步验证该工艺具有稳定性和可靠性,证明改进后的工艺方案切实可行,为该型号产品批产任务顺利完成提供了保障。     

固体火箭发动机壳体真空电子束焊接

固体火箭发动机壳体的制作工艺,板材滚卷冲压成形—氩弧焊组装工艺,其制成品——壳体的纵缝易产生应力集中而破坏;带材螺旋卷滚成形—氩弧焊组装工艺,其难点在于壳体的焊后热处理变形问题;近期采用板材强力旋压或数控加工成形—真空电子束焊组装工艺加工制作壳体并利用高分辨率微焦点软X射线照相技术解决真空电子束焊焊缝的质量检测问题,导致固体火箭发动机壳体制造工艺的重大变革,使壳体质量得到显著的提高。     

航天产品旋压智能制造技术发展设想

基于加工精度高、制品性能优良的特点,旋压技术被广泛用于固体火箭发动机金属壳体制造领域。通过分析旋压技术的复杂性及其"经验型"旋压工艺特点,指出了我国的旋压技术现状与固体火箭发动机高精度、高可靠、高效率生产需求之间的差距。针对我国航天装备发展需求,提出了航天产品旋压智能制造技术发展设想,为航天领域的旋压技术发展和研究提供参考。     

D6AC超薄壁燃烧室壳体数控旋压成形工艺研究

通过对某型号固体火箭发动机超薄壁燃烧室壳体旋压工艺研究,分析D6AC材料筒形件在超薄壁旋压生产中壁厚、圆度、直线度的控制以及前期毛坯设计问题。从工艺角度主要解决生产中遇到的产品质量问题,兼顾各个工艺方案在不同生产阶段的适用情况。     

某助推器壳体旋压工艺研究

介绍了一种材料为合金结构钢30Cr Mn Si A的双台阶固体火箭助推器壳体强力旋压工艺方法。通过分析零件的结构特点,确定出采用正向旋压方法,设计相应的旋压毛坯和旋压工装。通过工艺试验过程检测与数据分析,确定出合理的旋压工艺流程,经过生产验证旋压工艺流程的合理性和可行性,旋出满足设计要求的产品,为同类结构壳体旋压提供技术参考。     

筒形件模环旋压隆起和旋压力的有限元模拟分析

在分析筒形件强力模环旋压工艺变形特点的基础上,采用三维弹塑性有限元法对筒形件模环旋压进行了数值模拟,分析了旋压成形时的应力分布、旋压成形中的隆起现象及工艺参数对隆起和旋压力的影响.结果表明,在所描述的工艺条件下,采用成形角为20～25,牵引速度范围为0.4～0.6mm/s是合理的.模拟分析结果为模环旋压工艺参数的优化提供了依据.     

喷管扩张段旋压模具智能设计系统研究

针对液体火箭发动机推力室喷管扩张段旋压成形过程中使用的模具进行了智能设计技术研究。通过调研旋压模具设计实例,提炼出旋压模具的设计规律,建立旋压模具设计技术的专家知识库。利用旋压模具设计知识库中的知识,采用MFC、UG二次开发技术和参数化技术,建立了旋压模具的参数化模型库,实现了旋压模具的智能设计。利用MFC开发了面向对象的简洁操作界面,实现了用户输入产品工艺数据,系统快速输出可用于加工的旋压模具模型的功能。通过实验证明,应用该系统设计的模型加工制造而成的模具旋压出的产品满足合格产品要求。     

固体火箭发动机用钢及其热处理

固体火箭发动机用钢及其热处理本工艺成果首次提出１８Ｎｉ马氏体时效钢优化的时效新工艺，解决了该钢焊缝脆性问题、创造了旋压、热处理联合成型新工艺方法。对４０６钢材进行了系统研究，提出降低碳含量并对系统工艺参数优化，采用新工艺，防止用该钢制成的发动机壳体低...     

钛合金旋压技术在国内航天领域的应用及发展

综述了国内钛合金在旋压成形和理论研究领域的成果和水平,重点结合航天领域钛合金旋压需轻量精密化的特点,探讨了影响航天制件钛合金旋压成形的几个关键因素,即加热温度、旋压工艺参数、旋压工装及润滑方式等。对钛合金旋压在航天领域的技术应用及发展进行了展望,提出低成本和复杂型面零件旋压是未来发展趋势。     

液体火箭发动机收敛段内壁强力旋压-胀形工艺试验

介绍了某大型火箭发动机燃烧室内壁-收敛段内壁采用旋压-胀形工艺试制出无焊缝整体零件的工艺试验过程,探讨了旋压在航天发动机制造中的应用.     

纺丝工艺对炭纤维缠绕复合材料强度转化率的影响

通过不同纺丝工艺的聚丙烯腈基炭纤维表面状态、NOL环及Φ150 mm容器的实验研究,分析了不同纺丝工艺对湿法缠绕复合材料聚丙烯腈基炭纤维强度转化率的影响。结果表明,干喷湿纺炭纤维比湿法纺丝Φ150 mm容器环向纤维强度转化率要高出11.9%~15.4%,湿法纺丝的炭纤维复合材料NOL环层间剪切强度要比干喷湿纺炭纤维复合材料高7.4~34.1 MPa。因此,干喷湿纺的炭纤维可应用于固体火箭发动机缠绕壳体、压力容器等主要承受拉伸应力的领域,可充分发挥其纤维强度;而湿法纺丝工艺制成的炭纤维与树脂基体结合紧密,利于载荷的传递,可应用于承受压缩剪切等复杂载荷的领域,从而发挥这两种纤维各自不同优势。     

旋压整体成形铝合金贮箱箱底内压稳定性先验设计研究

提出一种面向力学域与制造域相结合的、采用成形制造工艺力学模型精确表征制造特征影响的先验设计方法，并结合先进的边缘约束无模旋压成形工艺阐述先验设计理论方法与设计流程。通过旋压工艺力学模型获取箱底结构的制造工艺特征，针对制造工艺特征建立内压稳定性分析模型，研究了旋压工艺特征对稳定性的影响，与传统的一阶模态缺陷、单点凹陷缺陷进行了对比。研究结果表明，先验设计方法能够较好地捕捉制造工艺特征引起的结构屈曲模态的改变，能够较准确地预测结构的极限承载能力。     

辐射开环空间绳系机器人编队动力学及控制

提出了一种新型辐射开环空间绳系机器人编队系统,其在编队稳定性、任务灵活性及燃料消耗等方面具有明显的优势。针对辐射开环空间绳系机器人编队系统自旋运动过程中的构型误差控制问题,首先建立了编队系统的自旋动力学模型;然后分析了空间绳系机器人的绳系拉力和空间平台的自旋扭矩对编队系统自旋运动中出现的构型误差的控制能力;设计了一种依靠空间绳系机器人绳系拉力和空间平台自旋扭矩作为控制量,对构型误差进行控制的协调控制方法;最后通过数字仿真进行了校验和分析。仿真结果表明：设计的协调控制方法能够明显改善编队系统自旋运动中构型误差的控制效果。     

基于新型配置方式的自旋弹头变质心控制研究

为了实现对自旋弹头的精确控制,提出了一种新型的质量块控制装置配置方式.该配置方式中2套径向质量块控制装置不随弹头自旋而旋转.建立了自旋弹头的姿态运动方程,并采用滑模控制方法设计了自旋弹头的变质心控制系统,能够保证自旋弹头的俯仰角和偏航角的跟踪误差收敛到零.为了验证自旋弹头的变质心控制系统的性能,举例进行了仿真研究.仿真...     

大气层外自旋稳定微型拦截器点火算法研究

对大气层外自旋稳定微型拦截器的脉冲点火算法进行了研究。在考虑变质量后质心位置变化所产生的扰动力矩对拦截器姿态的干扰以及弹体自旋运动对直接力分量影响的基础上,建立了自旋稳定微型拦截器六自由度数学模型,结合比例导引律设计出拦截器脉冲发动机的点火算法。该点火算法可以在满足脱靶量要求的前提下减少脉冲发动机的消耗并降低对拦截器姿态运动的影响。仿真结果表明,该方法能有效实现微型拦截器在末制导段的精确制导控制。     

推力作用下变质量柔性自旋飞行器稳定性分析

针对变质量柔性自旋飞行器推力作用下稳定性问题，以Timoshenko梁为模型，考虑陀螺效应和剪切效应，基于有限元法建立系统振动方程，分析质量变化、推力作用和自旋转速对系统振动的影响，采用自适应Newmark法求解系统的振动响应。结果表明：质量和推力能够改变固有频率、进动频率和临界转速；受质量变化影响，自旋转速与临界转速相等时，飞行器发生短暂共振，共振响应峰值最大时刻与此重合时刻相比稍有延迟。     

深空探测重力模拟飞行器方案设想

为解决失重环境对航天员生理健康的影响,在调研国内外重力飞行器研究现状的基础上,结合重力模拟飞行器的原理及人造重力舒适度影响因素,提出了一种通过自旋产生人造重力的深空探测飞行器方案设想。最后给出了重力模拟飞行器建设的实施规划、总体方案、在轨组装流程及技术难点。深空探测重力模拟飞行器稳定运转可为空间工作生活的航天员提供与地面无异的重力环境,将为执行深空探测任务提供必要的环境保障。     

旋转发动机内弹道计算初探

提出了一种旋转固体火箭发动机的内弹道计算方法。在推导出旋转条件下的燃面变化规律的基础上,采用龙格库塔法求解了内弹道计算基本方程,并编制了计算程序。旋转和不旋转情况下的计算结果对比表明,旋转使发动机内压强增高,工作时间缩短,拖尾段加长。最后还就实验研究方法和实验结果处理进行了探讨。     

旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

以不可压Ｎ－Ｓ方程为基础，在旋转相对坐标系中，采用贴体坐标和ＳＩＭＰＬＥ法，对给定结构的旋转固体火箭发动机燃烧室诬蔑一中气－固两相湍流流动进行了数值模拟。不同时刻燃烧情况的计算结果表明：旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚而退移而显著增强；在发动机药柱的前翼燃烧消失后，前封头开口区域的气－固两相切向涡开始为得热烈，切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ特点，在发动机前开口区域涡的固synw     

地面测发控系统中长电缆的屏蔽技术

阐述了地面测发控系统中箭地连接长电缆屏蔽技术对整个武器系统的重要性,分析屏蔽长电缆的原理及工程制作;分别用电流注入法和模拟场强法进行试验,比较试验方法,确定了该种电缆的屏蔽效能,得到了一些长电缆抗EMP试验数据和定量关系,为柔软型抗电磁脉冲电缆在武器系统中的全面应用提供了第一手试验数据。