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TC2M钛合金薄板圆孑L翻边试验特异现象的分析 总被引:3,自引:0,他引:3
钛合金以其良好的性能成为现代飞行器的重要材料,但其成形工艺性能较差,因此,对其进行翻边成形性能的研究就显得十分必要。在室温下采用厚度为0.8mm、中心有预制孔的TC2M圆板坯料进行了钛合金薄板圆孔翻边成形试验,试验中发现翻边试件卸载时发生突缘平面翘曲、翻边孔口部椭圆化、口部收缩等现象。文中对这些特异现象进行了详细的描述,并给出了理论上的分析和解释。 相似文献
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钛合金以其良好的性能成为现代飞行器的重要材料,但其成形工艺性能较差,因此,对其进行翻边成形性能的研究就显得十分必要.在室温下采用厚度为0.8mm、中心有预制孔的TC2M圆板坯料进行了钛合金薄板圆孔翻边成形试验,试验中发现翻边试件卸载时发生突缘平面翘曲、翻边孔口部椭圆化、口部收缩等现象.文中对这些特异现象进行了详细的描述,并给出了理论上的分析和解释. 相似文献
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李盛和%谢志强%姜云波%吴东周%张友寿 《宇航材料工艺》2005,35(3):43-46,61
分析了激光焊接时为克服焊接裂纹所采取的焊前预热、短焦距焊接及焊接工艺参数等因素对裂纹敏感性的影响。结果表明:选择合适的焊接参数可减少裂纹的产生,但其作用有限,还不能从根本上消除裂纹。焊前预热及焊后缓冷对抑制裂纹作用显著,且随着预热温度提高裂纹率呈下降趋势。此外焊接中减少铍的熔化量对减少裂纹亦发挥了重要作用。 相似文献
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通过金相覆膜分析的方法,对GH141材料焊接裂纹性质进行了判定,分析了焊后裂纹产生的原因。采用改进焊前接头状态,降低零件焊后的残余应力,对焊道进行表面处理等工艺方法,有效的控制了应变时效裂纹的产生,解决了封严支撑环焊接的裂纹问题。 相似文献
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在N-S方程基础上,考虑网格移动,建立了适用于固体火箭发动机内流场的湍流控制方程组,并对带装药裂纹的固体的火箭发动机内流场进行了数值模拟,分析了推进剂中裂纹深度,宽度、位置、角度等多种因素对发动机内流场的影响,计算结果表明:(1)裂纹出口处流速高,大于主通道流速,在裂纹出口附近存在回流区;(2)当裂纹紧靠发动机前封头时,裂纹出口附近回流强度减弱,裂纹对发动机内的流动影响较小;(3)当裂纹深度与裂纹宽度比大于240时,裂纹内压强急剧升高,对发动机装药结构完整性具有重要影响。 相似文献
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开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究。分别利用时域有限差分法和数值求解N—S方程的方法对飞行器的电磁散射与气动特性进行了数值模拟,研究了钝锥体模型底部形状对其雷达散射截面(RCS)和零升阻力的影响。由数值计算结果可知:合理地改变钝锥体模型底部形状,可以降低模型的RCS。并且,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的RCS逐渐减小。当飞行马赫数为5.0,高度为20km时,底部形状为椭球体或锥体的模型,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的零升阻力略有下降。 相似文献
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为了提高定几何超 声速混压式轴对称进气道的性能,应用在进气道不同位置开槽的方法 ,研究了在各级锥体上、锥体的折角处开槽时锥体上的附面层变化;研究了多工况下开槽对进气道的总压恢复系数、流量系数、冲压比和起动性能产生的影响。结果表明开槽将改变超声速进气道头锥上的波系分布,使槽后附面层厚度增加。折角处开槽槽后附面层厚度比原型进气道增加16.7%,锥体上开槽比原型进气道增加33.3%。开槽使高马赫数下的总压恢复系数有所增加,其增加量随来流马赫数的变化而变化。在马赫数为4.0的设计状态下,折角处开槽可使进气道的总压恢复系数提高1.8%,锥体上开槽可以提高4.3%。之外,锥体折角处开槽对流量系数影响不大,还可以改善进气道的起动性能,降低起动马赫数。 相似文献
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先进航空发动机与燃气轮机热端部件的服役温度不断提高,对热障涂层性能提出了越来越高的要求。在涂层中引入一定密度的周期分布表面裂纹,可以同时提升其隔热性能和服役寿命,是一种极具潜力的先进热障涂层技术。然而,目前关于这种涂层中表面裂纹形成的力学机制研究尚不充分。以等离子喷涂热障涂层表面裂纹的形成过程为对象,发展了考虑热应力的多层结构剪切滞后模型,推导了表面裂纹形成前陶瓷层内应力场与位移场的解析解,获得了不同预热温度下陶瓷层内平均应力、平均应变能密度及总应变能随涂层厚度的演变规律,发现:在表面裂纹形成前,陶瓷层内平均应力和平均应变能密度不随其厚度改变,而总应变能随其厚度线性增大,这说明陶瓷层内总应变能是衡量能否在涂层中形成表面裂纹的关键参量;在其他喷涂参数不变的情况下,预热温度越高,表面裂纹越容易形成。本文阐明了预热温度对表面裂纹形成的影响,为实现高热障和高应变容限热障涂层的可控制备提供了理论指导。 相似文献
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超声速、高超声速小攻角状态下简单尖锥体、小钝锥体外形的飞行器能否产生锥动失稳是一个可以讨论的命题。但是简单尖锥体、小钝锥体我们的风洞自由飞实验结果(M=5):会产生锥动失稳,甚至实验次数中出现锥动失稳的比例达100%。借助近十年来对多个飞行器锥动失稳的研究(这些飞行器外形变化、流场参数变化、对锥动失稳的影响,模型风洞自由飞实验结果与飞行器空中飞行结果取得一致)观察到一个现象:改变飞行器尾部流动状态,有利于控制锥动失稳。简单10^o半锥角尖锥体、小钝锥体模型在锥体后部表面加上小片条后,锥动失稳(M=5)得到控制。 相似文献
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《AFFD》为飞机结构抗疲劳、断裂技术与可靠性研究系统工程的简称。“七五”期间着重解决了结构细节设计的抗疲劳、断裂技术,有效地防止和(或)减缓裂纹的萌生和扩展;提供确定性裂纹的耐久性与损伤容限评定方法;完成若干机种典型结构的寿命与可靠性综合治理,大幅度地提高了使用寿命和首翻期。提供了不少于30项具有较大经济效益的研究成果,经初步统计已获得近3000万元经济效益。 相似文献
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通过分析环形稳定器裂纹产生的原因,对传统修理工艺中去裂纹的方法以及焊前、焊后热处理的参数进行研究,探究出合理的工艺,彻底排除了环形稳定器的裂纹故障。 相似文献
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本成果提出了去除相贯孔孔口毛刺的新工艺方法.即在被加工零件的内腔填满低熔点合金, 零件相贯孔孔口毛刺就不复存在,从而省去了费时费力去毛刺工序,解决了毛刺无法除净的难题. 相似文献