过热淬火对4Cr13零件的金相组织力学性能及尺寸稳定性的影响

通过系统地试验分析热处理温度对4Cr13阀片零件金相组织、性能和尺寸稳定性的影响,证实热处理不当可产生过热组织,当淬火温度超出允许的上限1050℃仅50℃,即1100℃时,σ(?)降低22％;σ(?)降低48％;金相组织观察表明,随着淬火温度的超限,残余奥氏体量增多,晶粒愈来愈粗大,线膨胀增加17～3.8％但硬度却并不下降,鉴于残余奥氏体是亚稳态组织,当阀片在700℃高温下使用时,奥氏体分解导致零件尺寸不稳定,使某型号携带式防空导弹的飞行试验失败。     

TC4钛合金去应力退火后的氧化分析及处理措施

某型号钛合金涡轮泵在焊后去应力退火中,由于炉内真空度未达到工作压强标准,导致在真空退火后零件表面产生氧化现象。对涡轮泵的氧化程度进行了分析,并提出了解决措施。经线扫描分析表明,TC4钛合金材料在真空度较差的去应力退火中,氧化现象发生在材料表层10μm深度左右,氧化层可通过酸洗工艺去除,且酸洗对零件外形尺寸无影响。即使在满足工作标准的真空下进行去应力退火,也会有少量非金属元素扩散到材料内部,但对其力学性能无严重影响。     

X射线衍射残余应力测试方法及应用

介绍了X射线衍射仪测定材料残余应力的原理、测定参数的选择依据,并以7055铝合金为试验对象,进行了不同热处理机制的材料残余应力的测定。试验结果表明:X射线衍射仪测定7055铝合金的参数为管电压28.5 kV、管电流9 mA、扫描步距0.05。、计数时间20 s、4ψ角、铬靶(311)晶面、准直管直径φ4 mm;通过X射线衍射仪测得7055铝合金热处理之前的残余应力值为207MPa,为压应力,经A和B热处理机制处理之后的残余应力分别为62 MPa和33 MPa,均为压应力,两种热处理机制均能有效降低材料加工残余应力,且B热处理机制略优于A。X射线衍射方法测定材料残余应力为材料热处理机制提供了一定的理论依据。     

9Cr18钢构件在工作条件下硬度下降的机理分析

塑封模中的9Cr18钢构件,在作业过程中,曾出现型腔断齿和硬度下降10～12％的现象。为了解决这一重要工艺问题,通过对试样的模拟试验,讨论了9Cr18钢结构硬度下降的机理,找出了引起硬度下降的主要因素;即在作业条件下,由于作业温度引起了材料微观应力和超微观应力下降造成的。前者起主要作用,后者只有微小影响,同时,通过对机械性能、抗腐蚀性试验及对残余奥氏体、金相组织的分析找到了获得理想综合性能的热处理工艺方案及规范。     

微细刀具的深冷处理研究

采用深冷处理装置对微小型高速钢W6Mo5Cr4V2钻头进行深冷处理;通过比较处理前后刀具的磨损、硬度、以及金相组织的变化,得出经过深冷处理后,微细刀具材料的微观组织结构发生变化,使微细刀具的耐磨性增强,刀具的硬度提高和刀具的表面粗糙度降低;因此经过深冷处理后能使微细刀具的性能有较大的提高性,从而延长微细刀具的使用寿命。     

TA7钛合金板件超塑成型

钛合金TA7板材,当其弯曲半径R≤5δ材料厚度时,在室温下成形是不可能的。利用TA7的超塑性,在930℃以上时,出现可以满足工艺需要的延伸率。成形时,用专用电阻炉对板材及模具同时加温,至880℃时用机械加压成形。为防止材料热态下的氢污染,在对板材表面进行严格的去油污清洗后,涂复防护涂料,涂层应均匀致密,热成形后宜用吹砂法清除。模具的精度直接影响零件的质量,模具材料要求高温强度、硬度、抗氧化性,热膨胀系数应尽量相同于TA7。超塑成形零件质量稳定,用荧光检查表面没有裂纹,随炉试片机械性能合格。     

热处理对5CrMnMo钢疲劳裂纹萌生及扩展的影响

本文研究了普通淬火回火及等温淬火对5CrMnMo钢疲劳裂纹萌生抗力及扩展速率的影响。结果表明,提高钢的淬火温度,其疲劳裂纹萌生抗力增加,在等硬度条件下,疲劳裂纹扩展速率也减慢了;随着回火温度的提高,疲劳裂纹扩展速率减慢,但疲劳裂纹萌生抗力变化不大;经880℃加热450℃等温6小时再经480℃回火2小时的试样,比试验的其它工艺规范处理的试样疲劳裂纹萌生抗力均高,而且,疲劳裂纹扩展速率也最慢。同时还对出现上述疲劳性能变化规律的机制进行的探讨。     

镁合金弹翼超塑性等温锻的研究

本文对工业用镁合金（主要牌号是ＭＢ３、ＭＢ８等）进行了超塑性等温锻的试验研究。试验 结果表明工业用大晶粒（晶粒度一般１５～２０μ）的变形镁合金在３８０～４２０℃的恒温下，以 １Ｘ １０－３秒－１的慢速压缩变形时呈现出很高的塑性（ε＞９５％）与很低的流动应力（δ＝２～ ３ｋｇｆ／ｍｍ２）为普通锻造的１／２～１／３、并阐述有关工艺参数的确定、润滑剂的选择、模 　具及加热装置的设计与制造及压力中心的调整等有关问题。 国内首次实现镁合金超塑性等温锻成形工艺，由于变形抗力大为降低，而塑性又大大提 高，这样就具有设备吨位小、模具小、成型压力小、零件弹性变形小等优点。研究表明为保 证镁合金的机械性能，材料加热时间应限于１．５小时之内。采用良好润滑剂易起模及保证零 件表面质量。 此种工艺最适于薄壁复杂异型零件及低塑性材料的精锻生产。在经济上具有很高的效 益。     

Al—Li—Cu—Mg—Zr合金的尺寸稳定化工艺

对 Al- Li- Cu- Mg- Zr合金进行 530± 5℃保温 3小时固溶处理后 ,采用不同的淬火介质进行淬火 ,而后进行 1 85℃时效 8小时 ,再进行 1 55 - 1 96℃循环处理。发现随循环处理的次数增加 ,合金中的应力松弛速度减慢 ,应力松弛强度增加。稳定化循环次数为两次效果最好 ,并且急冷效果好于缓冷效果。文中 Al- Li- Cu- Mg- Zr合金尺寸稳定化的最佳工艺是 :采用530± 5℃保温 5小时固溶后热油淬火、1 85℃时效 8小时 ,再经 1 55 - 1 96℃循环处理两次。     

提高惯导陀螺仪零部件尺寸稳定性的途径

铝合金在惯导仪表中得到广泛采用,为保证尺寸的稳定性,除选择适用的材料之外,消除零组件的内应力应是重要的措施,而采用温振稳定处理工艺消除内应力是行之有效的工艺手段。铝合金Ly12—CZ的温振稳定处理工艺是正温120±5℃4～6h(最后一次为16～18h),负温-70～-80℃ 2～3h,正负温温振循环次数为3次,可多次安排在粗加工和半精加工和二次半精加工之后推行,对于尺寸稳定度要求特别高的零件,温振稳定处理工序作为工件的最终工序是适宜的。     

铝垫片的力学性能及对典型连接结构应力分布的影响

铝垫片-榫槽结构是液体火箭发动机常用的管路连接形式,其长期贮存密封性能对发动机的可靠性起着重要作用。该结构的密封性能取决于密封区的应力分布,从铝垫片这一连接结构中的主要密封元件着手,研究其力学特性及其对密封区应力分布的影响。首先,开展L4铝垫片材料的力学性能试验,建立了L4铝材料的本构关系;其次,开展常温及200℃下L4铝材料的蠕变试验,建立铝垫片的时间硬化型蠕变模型;最后,使用Abaqus有限元软件分析5~25 N·m预紧力矩下垫片的应力分布规律,以及垫片密封面接触压力随时间变化关系。计算结果表明,垫片的应力分布与装配预紧力矩紧密相关;材料的蠕变特性会导致垫片密封面接触压力随时间松弛,是造成结构泄漏的一个重要隐患。     

热真空试验中产品控温方法研究及其效果验证

为降低真空环境下产品的控温风险,以热真空试验的控温系统为研究对象,分析串级PID温度控制原理,在串级PID控制算法基础上进行多分区及参数自整定,提出一种适用于大滞后性系统的产品控温方法。试验验证结果表明,应用此控温方法对某卫星功率放大器热真空试验进行控温,实现了较高的精度（达到±0.5℃）和较小的超调量（仅0.7℃）,升、降温速率≥1.5℃/mm。     

星用外露电缆线环境应力筛选(ESS)试验技术

为考察航天器外露电缆能否承受低于-140 ℃的温度,特别是温差近200 ℃的温度冲击,进行了星用外露电缆线的环境应力筛选（ESS）试验工作。针对此次试验任务紧的特点研制了功能齐全的具有温度冷、热冲击的基本功能、并可实现温度测量和数据采集自动控制、具备报警功能的专用设备。试验结果表明:该设备运行可靠,并且节省了70%的试验时间和80%的试验费用。     

不同回火温度对冶金锯片用钢65Mn力学性能的影响

利用力学性能测试及热处理分析，在360℃-540℃之间对冶金锯片用钢65Mn进行了连续回火处理。结果显示：随着回火温度的升高，试样的强度及硬度连续下降。在400—420℃之间，发现了回火脆性，冲击值、断面收缩率和延伸率发生明显变化。实验结果为预防锯片工作过程中的失效提供了技术参考。     

C/C扩张段典型连接结构热应力对比分析及试验研究

C/C扩张段与喷管基础段的连接结构是影响C/C扩张段热应力的关键因素,为了获得最优连接形式,采用相同的边界条件、材料参数和结构尺寸,对螺纹、倒锥、销钉和套锥共4种典型连接结构的C/C扩张段进行了热应力数值模拟。通过温度场和应力场对比分析,并考虑工程应用性,认为销钉连接结构最优。采用φ340 mm试验发动机,对销钉连接结构C/C扩张段开展了热试车考核。试车后,C/C扩张段结构完整,验证了该连接结构的设计合理性。热试车过程中,成功测试了C/C扩张段外壁面的实时温升曲线,各测点的温升规律以及沿轴向的温度趋势与理论分析基本一致,发动机工作结束时最高温度达1 127℃。     

空间天文望远镜主动制冷焦面结构设计、分析与热实验

对某天文卫星的可见光望远镜载荷CCD焦面工作温度需求进行了分析计算。为满足CCD焦面 -65℃ 的工作温度需求,设计了主动制冷焦面结构。采用有限元方法分析了工作温度下热电制冷器和导热胶产生的热应力,结果表明热电制冷器最大应力为14Mpa,导热胶最大剪切应力为1.2Mpa,均处于许用安全应力内。研制的焦面组件模拟件顺利通过了真空热试验,验证了焦面组件的制冷性能与安全性。     

基于过程神经网络的热平衡温度预测研究

为缩短航天器热平衡试验周期，以降低航天器研制成本，提出了一种基于过程神经网络的热平衡温度预测模型。为简化该模型的学习过程，提出了一种基于正交基函数展开的基本学习算法，利用基函数的正交性不仅可以简化模型中的时间累积运算过程，而且能提高模型对解决实际问题的适应性。同时，为增强模型的外推预测能力，在基本学习算法的基础上给出了一种基于新增样本的学习算法，使模型既能对新增样本进行快速学习又不损失对原有样本的记忆。实际应用表明，该预测模型能够利用某型号卫星热平衡试验中某监测点进入稳定工况后40小时内的试验数据提前42．5—68小时获得该监测点的极限热平衡温度。     

方坯药预测寿命与发动机推进剂药柱实际寿命差异研究

从固化条件、贮存条件、应力状态条件和预测方法4个方面,分析了方坯药预测寿命与发动机推进剂药柱实际寿命存在差异的原因。针对以上原因提出了用修正因子、受力状态模拟试验和老化动力学研究等方法来减少这种差异的技术途径。以提高推进剂寿命预测的准确性。     

宇航钛合金气瓶优化设计与实验验证

本文用有限元法对7升TC4钛合金气瓶进行应力分布计算和结构优化设计，并用水压爆破试验对优化结果进行试验验证。结果表明：结构优化设计使气瓶接嘴部分最大经向应力降低136MPa，约13％，7升气瓶减重210g，约7.7%，提高了气瓶的实际水压爆破压力。     

CPL技术在FY—1C卫星中的应用

为使FY 1C卫星上的镉镍电池可向空间散热 ,以降低工作温度 ,采用了毛细泵回路 (CPL)技术。介绍CPL的工作原理、主要组成以及在卫星上控制星载设备温度应用的设计技术 ,给出了在地面进行的各项热性能试验情况。卫星在轨运行测试验证表明 ,卫星温度处于最佳状态 ,镉镍电池组的温度控制在 (4～ 9)℃的范围内 ,6台镉镍电池之间温差小于 3℃ ,满足镉镍电池的特殊温度要求