TC4薄腹高筋构件等温塑性成形研究

以TC4钛合金薄腹高筋构件零件为研究对象,通过对材料成形特性以及零件结构的分析,研究了锻件的成形方式及金属流动的特点,基于DEFORM-3D软件对锻件等温成形过程进行了数值模拟,并根据模拟结果进行了工艺优化,制定了最终的等温成形工艺方案,最后进行了等温锻造试验。研究结果表明:通过数值模拟及优化后的成形工艺方案可以成形出符合形状尺寸及性能要求的钛合金锻件。     

精密等温体积成形技术在航天产品上的应用

国内航天领域目前对于结构件上的毛坯供应,绝大部分仍然以自由锻件为主,采用精锻件应用于航天产品的毛坯供应还没有先例.我厂根据生产的需要,从探索新工艺、开发新技术、应用新工艺的角度出发,首次在精锻件生产中采用等温体积成形技术,达到了预期的效果,初步掌握了生产过程中基本关键要素的控制方法,如工艺装备材料的选用、模具的结构设计、锻坯材料的加热特点、润滑剂的选用、配比和喷涂时间等,从而实现了精密等温体积成形技术在生产上的应用.     

TC11压气机盘超塑等温锻造工艺

简述了材料为ＴＣ１１Ｒ，直径为５２０ｍｍ的压气机盘的超塑性等温锻造工艺，通过Ｉｎｓｔｒｏｎ试验机的模拟试验，取得了变形温度与延伸率、流动应力的关系曲线。实验分析得知，等温锻造温度在８７５～９４０℃为佳；选锻造坯为环坯为妥．此外，选择合理的模具结构与材料，合适的加热方式与润滑剂也很重要。     

(DT)碳化钨钢结硬质合金的锻造

DT碳化钨钢结硬质合全为粉末冶金合金,其组织结构是自由结晶铸态组织,需经锻造改善组织结构,再经热处理提高强度,韧性、耐磨性。因此种合金塑性差,不易变形,故具有独特的加热和锻造特点,经研究设计加热曲线,编制锻造工艺规程,采取严格控制加热温度与加热速度,开坯锻造以锻件中心部位变形为准;终锻最后一次变形量不大于10％等工艺技术措施,使总量4664.42公斤的锻件的合格品率达96.57％。而产生废品的主要原因是在始锻时,中心部位未锻透即转入成形锻所致。     

2214铝合金摇臂等温成形工艺

根据摇臂锻件技术条件要求．确定了等温成形工艺为最佳成形工艺方案。简要介绍了在5×104kN液压机上实现新工艺时模具结构特性．经工艺试验确定了变形温度约为450℃，应变速率为4×10－4S－1～1．4×10－3S－1，及较佳的坯料形状、尺寸及润滑剂。分析了该模锻件产生缺陷的原因和消除缺陷的方法。用新工艺研制的锻件冶金质量符合AIR3385、Z9－J冶－324、Z9－J冶－325技术条件要求，并且锻件的冶金质量有所提高，满足了生产要求。     

钛合金相变超塑性成形工艺

以Ti—6Al—4V为对象,通过一系列试验,证实钛合金相变超塑性的实际存在,并将这种原理应用于板金加工和锻造加工,取得了较等温超塑性变形量大,更能有效地消除皱褶、得到了仅相当于通常锻造应力1/15的明显效果。     

特种高温合金涡轮球壳模锻件成型工艺

我国新研制的大型液氧/煤油发动机中,广泛地采用了某牌号高温变形合金,其中主涡轮泵中的涡轮球壳成型工艺比较复杂,经过多次反复研制生产及工艺方案的改进,初步确定了该零件的锻造成型工艺方案和合理的工艺参数,使该锻件获得了良好的机械性能.通过对该锻件成型工艺方案的研究,获得了该合金热加工工艺的应用经验,对所用合金模锻件的生产具有特别重要的意义.     

模锻件锻造折叠的分析

全面分析了模锻件锻造折叠的形成原因。总结了在批次生产中成功解决这类问题的经验。     

航天发动机用的钛合金壳体

自从60年代初期以来,6Al—4V钛合金就被广泛地用于航天发动机壳体。本文描述了钛合金火箭发动机壳体(其最小极限抗拉强度的设计值达到175,000磅/英寸~2。)从锻件到加工成产品的工艺制造过程。对设计经验和该产品独特的工艺控制过程,如热处理和金相检验,也给予评论。本文对钛合金压力容器的优点,如多次使用、推力向量校准以及附加法兰和部件易于组合等,都作了介绍。     

细晶钛合金的制备方法

综述了细晶钛合金的制备方法,包括机械合金化、氢处理、压缩变形等。钛合金具有密度小、比强度高、抗腐蚀等优点,广泛应用于航空、航天、军事、化工等领域,如果将钛合金晶粒细化,就会显著提高其力学性能,降低超塑性温度,提高钛合金材料服役性能,从而扩大其应用领域和范围。     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

碳化硅纤维增强铝复合材料疲劳性能及疲劳破坏机理研究

介绍了SiC/Al复合材料单向板和正交板试样的拉—拉疲劳特性和疲劳破坏机理研究结果。研究结果表明,SiC/Al板试样拉—拉循环5×10~4次后,其剩余静拉伸强度系数超过0.87,随着循环应力水平的提高,材料的剩余静拉伸强度几乎没有变化,但声发射信号的起始峰值向应变增大方向移动;疲劳将导致复合材料表面产生温升,通过测量材料表面温度的变化,可以提前预告SiC/Al复合材料的疲劳破坏。     

抗相参雷达的侦察干扰一体化处理技术

基于数字射频存储技术,提出了对相参体制雷达的侦察干扰一体化处理方案.通过对侦察和干扰技术的分别论述和整合研究,将传统上独立的侦察和干扰的主要数字处理算法集成在单个可编程器件内,大大提高了对相参雷达的干扰效能,减小了电子对抗设备的体积和功耗.     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

基于卫星中继的导弹飞控数据链链路分析

导弹飞控数据链路可极大地提高导弹的作战性能.分析了基于卫星中继的导弹飞控数据链链路特性,给出了其系统组成结构.完成了地星链路和星弹链路系统的分析与设计.最后给出了各链路的通信余量估算.对导弹飞控数据链的工程实现具有参考意义.     

基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计

介绍了一种基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计框架,并较为详细地描述了其联邦与成员设计。基于此设计框架的目的系统能够提供虚拟空间战场环境,使部队进行可信度较高的空间信息作战演习,并进行相应的技术和战术研究。     

卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。     

氦气渗透对高空长航时浮空器驻空能力影响

氦气渗透率是浮空器蒙皮材料的重要设计指标之一,直接影响浮空器的运行时间和成本,决定高空浮空器能否实现长航时工作。以正球型浮空器为例,根据蒙皮材料薄壳受力特点得出浮空器体积与压差关系,建立了运动学模型和基于微孔损伤的氦气渗透模型,针对不同设计高度的正球型浮空器,结合浮空器内部氦气全天温度变化情况,分析了蒙皮材料渗透率对浮空器驻留高度、驻留时间等关键性能的影响,总结了渗透率、设计高度以及热力学特性之间的关系。
     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。