钛合金六角头螺栓头部成形过程的有限元分析

航空用螺栓的头部多样、形状复杂,通常情况下利用镦锻工艺成形。研究采用塑性成形仿真软件,针对Ti-6Al-4V六角头螺栓的头部成形过程进行了有限元模拟,对成形各阶段的应力、应变、温度变化以及材料流动情况进行了分析,同时对成形过程中的缺陷进行了预测,为工艺设计和改进提供了依据。     

轻型英制钛合金高锁螺栓制造工艺技术

介绍了轻型英制钛合金高锁螺栓的产品特点,叙述其关键制造加工技术,如全型面磨削、短螺纹收尾成型、铝涂层表面涂覆等,实现了轻型高锁螺栓的国内制造。     

英制轻型钛合金高锁螺栓的国产化研究

介绍了英制轻型钛合金高锁螺栓的结构特点,重点分析了其制造加工工艺难点,短螺纹收尾强化技术和考虑涂层的螺纹尺寸变化,并对研制件的性能进行了评估。     

世界先进航空紧固件进展

随着航空工业飞速发展,大量飞机同时开发,航空紧固件工业迎来了史无先例的新纪元.紧固件在飞机上广泛分布,在一架典型的双通道飞机(如A330/A340)的机身和机翼上,大约有40万件.     

内锥衬套高锁螺栓性能及接头疲劳寿命研究

针对研制的内锥衬套高锁螺栓进行性能试验,开展复合材料/金属双搭多钉连接接头静力和疲劳试验及接头失效分析。结果表明,研制的内锥衬套高锁螺栓抗拉、双剪、疲劳及冶金性能合格,拉伸断口显微特征为韧窝。复材/铝合金多排钉连接接头间隙配合钉载比例差为41%,干涉配合钉载分配比例差为34.7%(1.0%的相对干涉量下);复材/钛合金接头间隙配合钉载分配比例差为43.3%,干涉配合钉载分配比例差为37.7%(1.0%的相对干涉量下),干涉配合可以提高钉载分配的均匀性。复材/铝合金接头干涉配合的疲劳寿命约为间隙配合的1.7倍,复材/钛合金接头干涉配合的疲劳寿命约为间隙配合的3.4倍。间隙配合连接的断裂试样主裂纹萌生于孔壁和试件表面,干涉对孔壁有强化作用,其主裂纹萌生于试件表面孔角和孔壁。7050铝合金呈现解理和韧窝的混合特征,TA15显微显示为准解理断裂,存在少量等轴韧窝和河流花样。     

复合材料与金属混合夹层的干涉连接技术研究

本文主要从干涉连接的增寿机理入手,论述了复合材料与金属混合夹层制孔与干涉安装,并对不同干涉量与不同接头形式的疲劳寿命、混合夹层结构干涉连接的钉载分布进行分析,得出合适的干涉量和安装方法,从而达到提高结构整体疲劳寿命的要求.     

螺纹滚压对1240MPa级高强钛合金高锁螺栓性能的影响

针对1240MPa级高强钛合金高锁螺栓进行螺纹滚压强化工艺试验研究,结果表明:冷滚压螺纹时,高强钛合金高锁螺栓的螺纹牙顶出现超过0.12mm的折叠,温滚螺纹则没有超标缺陷.1240MPa级高强钛合金高锁螺栓温滚螺纹后的平均抗拉强度比冷滚螺纹的平均抗拉强度低约0.5kN,但高于标准要求20％.冷滚压的螺纹各部位显微硬度稍高于温滚压后的螺纹各部位的显微硬度,冷滚和温滚均使材料得到硬化,适用于高强钛合金高锁螺栓的螺纹滚压工艺为温滚螺纹.     

抽钉用拉拔CP钛的组织演变研究

研究了拉拔态CP(Commercially Pure)钛不同加热温度下的组织演变,确定了再结晶温度。结果表明:在保温20min的条件下,当加热温度为550~600℃时内部组织发生回复;加热温度为600℃时开始出现再结晶组织;达到650℃时发生完全再结晶,晶粒呈等轴状,大小为2~5μm,抗拉强度为525MPa。研究了保温时间对内部组织的影响,当不进行保温时,在650℃温度下不能使材料发生完全再结晶;当保温时间为20min时,材料发生完全再结晶且组织状态良好;在650℃下保温时间达到1h,材料组织粗大。冷却方式对显微硬度的影响较小,对晶粒度有一定影响,当加热温度为600~650℃时,水冷方式晶粒细小,当加热温度小于600℃或大于700℃,冷却方式对晶粒度影响较小。     

长寿命机械连接技术研究应用进展

长寿命机械连接技术是武器装备发展中至关重要的技术之一,是一个国家军事技术能力和科技水平的重要组成部分.综合论述了孔挤压强化技术、干涉连接技术、防腐蚀和抗氧化技术等为代表的先进长寿命机械连接技术的研究和应用现状,对我国开展长寿命机械连接技术的研究具有重要指导意义.     

航空钛合金紧固件高效自动化制造设备发展现状

航空钛合金紧固件使用品种多、数量大,在尺寸、性能、冶金等方面均有较高的一致性要求.为满足高质量、高效生产要求,在钛紧固件专用成形、机械加工、热表处理方面大量采用数控加工设备.介绍了钛紧固件加工从温镦到最终表面涂覆以及产品检测的先进设备,指出国内在设备上的发展方向.