胶圈压模设计工艺的改进

我车间一直承担着各种类型橡胶压模的制造任务,其中45°分模胶圈压模的批量最大、品种最多,要求也比较高。过去一直以对刀块控制尺寸进行加工,效率低、质量差。为了改变这种状况,在无产阶级文化大革命的推动下,车间成立了三结合技术革新小组,经过反复研究试验,改进了胶圈压模的设计和工艺,从而提高了生产水平,保证了产品质量。 一、设计上的改进 图1是原来的设计结构,下模以圆柱在模板上定位。这种结构形式,不仅加工时难     

共固化碳复合材料垂直安定面的研制

本文对多墙式结构的飞机垂直安定面共固化工艺进行了探讨，提出了整体橡胶芯模分块组合的成形方法。这种方法简化了橡胶芯模硫化工艺装备，较好地解决了橡胶芯模与制件内形的协调性问题，有效地解决了整体橡胶芯模共固化成形的压力损失，大大提高了共固化产品质量。     

泛结构条件下轴承腔油气两相流动的模化方法

首先根据热力学、流体力学的基本定理对航空发动机轴承腔油气两相流动的相似性进行了数学推导,获得了弗劳德数、欧拉数、雷诺数、普朗特数和埃克特数等相似准则数,遵循系统几何相似和动力相似等相似准则建立了航空发动机泛结构及工况条件下轴承腔油气两相流动的模化模型;并对实际轴承腔及模化轴承腔的油气两相流场进行了数值求解,模化轴承腔与实际轴承腔无量纲速度、温度和压力分布一致性较好,支持了提出的轴承腔油气两相流动相似准则和模化方法的可靠性.泛结构条件下轴承腔油气两相流动模化方法对于指导轴承腔油气两相流动试验设计及推进理论分析向航空发动机工程设计转化都有一定的参考价值.     

飞机软油箱新型成形模胎——骨架式纸板模

飞机软油箱一般为多层橡胶和加强布层组成的软体薄壳式结构,形状各异。传统的成形方法是在金属分解模上分层贴制,然后高温硫化脱模而成。这种方法橡胶收缩率难以掌握、变形大、工艺不稳定、模胎制造困难、工序多、成本高、周期长、难于返修、与飞机结构     

切取小尺寸O型橡胶密封圈截面的方法探究

以小尺寸O型橡胶密封圈为研究对象,借助自制的胶圈切割刀研究了切取胶圈横截面的方法。阐述了自制工具的使用方法,并使用VMU自动影像测量仪对胶圈截径进行重复测量,对新方法与传统方法进行了对比试验。     

橡胶注射硫化工艺的应用

橡胶注射硫化工艺是橡胶工业中的一项新型加工技术,它是在热固性塑料注射成型工艺的基础上发展起来的。它的主要优点是缩短硫化时间,减少生产中的准备工序,减轻劳动强度,提高生产效率。注射硫化制品毛边小,易修整加工、质量均勺。因此具有提高和改进橡胶制品质量的优点,尤其是对大型、厚壁、薄壁及几何形状复杂的制品更为显著。注射硫化采用自动进料、自动控温记时、自动出模。这为橡胶制品的工业生产开辟了实现机械化和自动化的新途径。我厂于一九七四年一月份开始,先后对天然橡胶、丁腈橡胶、硅橡胶及硅氟胶的几个品     

锻模燕尾测量尺

锻模是以燕尾作为安装定位基准的,因此对上下模燕尾的几何形状及中心线的同轴度要求较高(指无导柱及止动扣型的)。锻模的技术要求如图1所示。可以看出,在燕尾加工过程中和加工后,要准确测量上下模燕尾形状的同轴度就较为困难。常常由于模腔基准面与燕尾形状不同轴,造成上下模型腔错位,影响锻压件的质量。原来的检验方法,使制模的成本     

TM0n0 圆柱腔测量介质复介电常数

讨论了TM0n0模圆柱腔法测量介质复介电常数的原理,提出了一种TM0n0模圆柱腔设计的改进方法,研制了测试夹具,通过与未改进腔体比较和对石英样品复介电常数的测量。结果证明,该腔体大量抑制了圆柱腔的干扰模式数量,减小了测试误差,提高了测试准确度。     

集中交联硅橡胶硫化体系及其工艺

采用动态热机械分析仪RSA3代替硫化仪来测试硅橡胶的硫化特性,使用多乙烯基硅油(C胶)作为集中交联剂,分别选择DCP、BPO及两者并用硫化体系作为集中交联硅橡胶体系的硫化剂,研究了不同硫化剂对集中交联硅橡胶硫化曲线的影响,分析了硅橡胶在不同硫化体系下发生交联反应的差异,讨论了硅橡胶在不同温度下的硫化反应速率.研究结果表明:对于集中交联体系的硅橡胶,BPO硫化效果不好,DCP能有效硫化,并用硫化体系的硫化效果最好,且可以在不影响其硫化反应速率的同时使硅橡胶实现高低温分段硫化.     

异形胶圈密封失效分析

介绍了某型飞机舱盖作动筒异形胶圈密封失效的原因分析,并给出改进建议,对解决异形胶圈密封失效问题有一定的参考价值。     

一种离心喷嘴多孔蒸发管的蒸发率实验

发展了一种用于微小型燃气轮机燃烧室的多孔蒸发管,燃油通过离心喷嘴供入蒸发管上游,空气经喷嘴下游的多个离散小孔进入蒸发管,燃油在蒸发管内与空气混合并蒸发.测试了离心喷嘴的喷雾特性,并主要对该多孔蒸发管的燃油蒸发率进行了实验.结果表明:对于这种多孔蒸发管,影响蒸发率的主要因素是进气温度和离心喷嘴的喷雾特性,当进气温度超过4...     

不同倾斜角多斜孔壁冷却方式绝热温比研究

对具有不同倾斜角多斜孔壁冷却方式绝热温比进行了研究。研究方法为传热传质类比实验方法。多斜孔壁由多斜孔试验板模拟。多斜孔试验板中小孔方向与主流夹角为0°,小孔与板表面夹角分别为30°,45°及150°.各多斜孔板的孔排距比与孔间距比保持一致。实验结果反映了不同孔倾斜角对多斜孔壁冷却方式气膜绝热温比的影响。并讨论了在航空发动机中采用多斜孔壁冷却方式时选择孔倾角的考虑。     

不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比研究

用传热传质类比实验的方法,研究了不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比,多斜孔壁由多斜孔实验板模拟。多斜孔实验板中,孔排列方式均为叉排,小孔与板表面夹角均为３０°,偏角从０°变化至５０°,孔排距比与孔间距比基本相等。研究结果揭示了不同孔偏角对多斜孔壁气膜冷却绝热温比的影响。     

复合角对涡轮叶片旋转气膜冷却效果的影响

对某小型燃气轮机设计工况下的涡轮动叶,采用标准k-ε湍流模型,数值模拟了复合角气膜孔对冷却效果的影响.主流雷诺数为670 000,比较了吹风比分别为0.5,1.0,1.5和2.0时,采用60°,30,°0°,-30°和-60°复合角气膜孔的气膜流动情况和冷却效果.结果表明:在旋转状态下,压力面上复合角可以有效地提高气膜冷却效果,受哥氏力的影响,朝向低半径的复合角的气膜冷却效果要好于朝向高半径;吸力面上复合角对气膜冷却效果的影响不大.      

多斜孔冷却技术分析

通过燃烧室火焰筒壁一种先进冷却技术(多斜孔壁)的计算分析表明, 采用这种冷却技术的火焰筒壁温要比纯气膜冷却的火焰筒壁温约低150K, 并且指出这种冷却技术中的内对流冷却项是使壁温降低的一项重要因素。      

冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比研究

采用传热传质类比方法,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿流向的分布运用最小二乘法拟合公式。研究结果表明:对某一确定几何结构的多斜孔实验板,加冲击壁与否以及双层壁间夹缝高度的变化对相同吹风比下的绝热温比影响甚小,局部绝热温比的分布主要取决于吹风比和孔阵排列方式。从绝热温比考虑,叉排长菱形排布比较理想。      

冲压发动机燃烧室多斜孔隔热屏的冷却特性

用数值模拟的方法,研究了冲压发动机燃烧室隔热屏多斜孔冷却特性及设计方法.首先计算了冲压发动机燃烧室采用无孔隔热屏时隔热屏的温度分布,在此基础上根据高温区的分布设计了多斜孔隔热屏孔阵的分布(方案A),然后计算得到了多斜孔隔热屏的温度分布.采用类似的方法又经过2次多斜孔分布的改进(方案B、方案C),取得了冷却效果较好的多斜孔非均匀分布方案.研究结果表明:采用此设计方法在冷却流量由A方案的17.45%降低到方案C的14.99%的情况下,隔热屏最低冷却效率由方案A的70%提高到方案C的85%.      

多斜孔壁整体冷却效率实验研究

采用近似模化技术,研究了多斜孔壁的整体冷却效率。试验了五种多斜孔壁结构形式,探讨了影响整体冷却效率的各种因素。研究结果表明:多斜孔壁绝热温比、多斜孔内部对流换热以及几何结构是影响该冷却方式的关键因素。本研究对多斜孔壁冷却形式的设计和优选,尤其在几何结构参数的确定方面,具有重要意义。      

多斜孔气膜冷却壁表面换热系数实验研究

采用恒热流法,对４种不同结构实验板的多斜孔气膜冷却壁表面换热系数进行了实验研究,研究的主阿影响因素有：吹风比、孔排列方式、孔间距和孔排距等,实验主流雷诺数约为１７０００,吹风比Ｍ＝１￣４。实验结果表明：引入气膜冷却使表面换热系数明显增强;单一实验板换热随吹风比增大而增强;在相同单位面积开孔率情况下,列间距的影响大于排间距,即列间距越小换热越强。     

冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内换热研究

研究了航空发动机燃烧室火焰筒冲击加多斜孔双层壁冷却方式中两种不同孔排列方式、不同位置处斜孔内的局部和平均换热情况。方法是在相似理论指导下的实验研究。结果显示:多斜孔进口区附近的换热有明显的增强,其局部换热和平均换热情况与冲击作用密切相关。由于冲击的影响,多斜孔进口区附近的换热系数差别明显,冲击的影响范围一直可达X/D=3.0处;在远离进口区的相应位置上,几种情况下换热系数差别不大。