D6AC 钢助推器壳体试制工艺

本文介绍了 D6AC 钢助推器壳体的试制工艺,对该钢的冶炼方法与其性能的关系、强力旋压工艺、锻造及冲压工艺、焊接工艺、热处理工艺和机加工工艺等进行了探索。结果表明,D6AC 钢可以满足该助推器壳体设计要求。     

发动机壳体－喷管整体缠绕成型工艺探索研究

发动机壳体－喷管整体缠绕成型工艺探索研究曾金芳，张启芳，马林城（陕西非金属材料工艺研究所西安７１００２５）实现壳体一喷管整体缠绕是提高发动机质量比的一条重要途径。因为整体缠绕发动机壳体将壳体后接头与喷管收敛段并为一体，所以可以取消后接头，其他金属件的...     

2．4m风洞壳体水压试验技术

水压试验是风洞洞体建造过程中作为检验设计、施工质量的重要手段。本文主要阐述2．4m风洞承压壳体整体水压试验的技术特点、试验目的及总体技术方案，简要介绍了以壳体应力分析结果为参考并结合风洞结构设计经验的风洞壳体位移、应力及支座反力监测部位选择方法，简要给出了风洞壳体整体水压试验的关键步骤，并将水压试验测量结果和应力计算结果进行了比较。2．4m风洞承压壳体整体水压试验的一次成功表明：基于壳体应力分析技术和独特的水压试验程序的2．4m风洞水压试验技术是安全可行的。     

蜂窝密封环的钎焊与检验

一、概述在某涡轮风扇发动机上,为了提高燃气工作效率,采用了十余种不同规格尺寸的密封环。其封严直径最大为φ878毫米,最小为φ282毫米。其工作温度最高达940℃。蜂窝密封环的典型结构见图1。它由蜂窝夹芯与壳体用钎焊方法连接而成。蜂窝夹芯是由0.1毫米厚的1Cr18Ni9Ti金属箔加工成形的。壳体系GX-8材料经锻造、机     

基于.NET的航空锻造知识管理系统框架的研究

通过对目前国内航空锻造企业的调研针对航空锻造企业知识管理的需求,对航空锻造知识进行分类总结,利用面向对象技术建立了航空锻造模型。在VS2008的软件平台上提出了一种基于.NET平台的航空锻造知识管理系统框架,并以某一航空锻造企业为例开发了航空锻造知识管理系统,具有知识信息结构化、知识管理流程化、知识检索快捷化等特点,并实现了和CAPP系统集成,实现了锻造知识资源的共享,初步实现了锻造工艺的智能设计。     

固体火箭发动机复合材料裙技术研究发展

介绍了固体火箭发动机壳体裙的结构、用途及采用复合材料裙体的优点。详细讨论了玻璃纤维和混杂纤维等增强材料在国外发动机裙上的应用，以及国内在该领域所取得的研究成果和复合材料裙的单独成型及整体成型工艺，同时展望了国内布带缠绕高性能复合材料裙的技术发展趋势和应用前景。     

大型飞机整体壁板损伤断裂分析方法

通过对大型飞机整体壁板结构的损伤断裂特性分析,在壳体断裂力学统一计算理论框架下,将扩展有限元应用于大型飞机整体加筋壁板结构损伤断裂计算;实现了大尺寸加筋板壳结构断裂参数的精确求解;通过采用基于应力强度因子和能量释放率的三维壳体断裂准则,建立了以结构重量、裂纹扩展长度和壳体剩余寿命等多参数设计目标的大型飞机整体壁板损伤断裂分析方法,以及综合考虑壁板厚度、加筋截面面积和间距的参数优化方法,并给出了工程试验件的设计与验证结果。     

激光快速成形TA15钛合金切削加工性能研究

与整体锻造等钛合金传统制造技术相比,钛合金构件激光快速成形技术具有组织细小均匀、综合力学性能优异,无需锻造加工及锻造模具,材料利用率高、机械加工余量小、数控加工时间短、柔性高效等突出优点。通过近10年的攻关,我国已率先实现激光快速成形大型钛合金主承力构件的装机应用。     

镦拔后提高铝合金模锻壳体件性能

我厂某产品壳体用LD10铝合金经锻造、热处理、机械加工制成。在使用过程中多次出现裂纹,取样检查时经常出现纵向延伸率(δ5)偏低,不能满足零件的使用要求。为了解决这一问题,进行了不同锻造方式对LD10模锻件性能影响的系统试验。试验结论是:镦拔后模锻可以大大提高锻件的性能,强度和延伸率完全满足要求,裂纹扩展速率(da/dN)的测定也证实镦拔后模锻是提高材料性能、发挥材料潜力的一个重要途径。一、试验用料西南铝厂生产的LD10,Φ75挤压棒材,炉批号1056。     

碳纤维/ 环氧复合材料壳体补强新工艺及方法对比研究

为了降低复合材料壳体封头区域的应力集中,提高壳体整体性能,对复合材料壳体薄弱区进行补强以及采用何种方法进行补强是关键问题.本文以碳纤维Ф150 mm复合材料壳体为研究对象,以理论分析和有限元分析为依据,分别采用碳布补强和纤维缠绕补强对壳体前后封头及赤道附近位置进行补强.试验结果表明:纤维缠绕补强效果明显好于碳布补强,壳体特性系数由40.3 km提高到48.5 km,应力平衡系数提高到0.95,纤维发挥强度由3 378.1 MPa提高到4 058.4 MPa.     

整体模压封头绝热层和人工脱粘层制造技术

整体模压封头绝热层和人工脱粘层制造技术洪竹娟（陕西非金属材料工艺研究所西安７１００２５）１前言发动机燃烧室壳体的热防护是关系到发动机成败的关键技术之一。发动机内绝热层的主要作用：第一，防止高温燃气烧坏燃烧室壳体，防止由于过热而降低壳体的强度和危及其结...     

精锻成形技术的现状

概要说明国内精密锻造成形技术在冷锻、温锻、热锻、复合塑性成形及模拟技术等领域应用的现状。     

固体火箭发动机玻璃钢壳体红外无损检测技术

固体火箭发动机玻璃钢壳体的红外无损检测技术是由航天部44所研究成功的,并于1985年通过了院级鉴定。 一、技术指标及性能 1.壳体内部分层显示的最小缺陷面积φ5mm,第一界面脱粘或分层缺陷显示的最小面积φ15mm,绝热层内部脱粘、气泡型缺陷的探测准确率≥95％。 2.国内首次用红外热图法检验玻璃钢壳体的质量。创造了水热法检查加上主动式灯泡加     

激光增材制造毛坯与传统锻件铸件差异性分析

通过收集和整理国内外技术标准,对比分析了激光增材制造毛坯与传统锻造和铸造毛坯在成形工艺、显微组织、缺陷及其形成原因、内部质量以及力学性能等方面的差异。结果表明,激光增材制造较传统工艺整体制造周期短、材料利用率高;激光增材制造毛坯气孔能达到A1级别,稍低于锻造的AA级别,气孔级别能达到铸件的B级;激光增材制造钛合金纵横向屈服强度和拉伸强度分别比锻造和铸造低3.4%和0.78%。     

发动机壳体螺旋焊

固体火箭发动机壳体的生产,国内目前常用的方法有下列几种: 1. 型材毛坯,加工成型。 2. 板材下料,卷曲焊接成型。 3. 锻坯或粗钢管加工成合适的坯料,强力旋压成型。 4. 某些小型的火箭弹壳体,用冲压拉伸成型     

GH4169合金直接时效锻造过程的数值模拟

直接时效（DA）锻造工艺已成为生产GH4169合金涡轮盘锻件的基本方法之一。但实施DA锻造工艺时,锻造过程的各个环节要求严格控制,而且要有足够吨位的设备。参照在压力机上实施DA工艺的终锻过程,用有限元变形-传热耦合分析方法对直径520mm和高度190mm的GH4169合金坯料在不同情况下的镦粗过程进行了数值模拟。大量计算结果表明,在压力机上实施DA锻造工艺时,为了获得优质GH4169合金涡轮盘锻件,应合理确定压力机滑块速度,尽可能改善润滑情况及适当提高模具预热温度。对于GH4169合金涡轮盘锻件,采用等温DA锻造工艺可能是最佳的选择。研究结果对于在国内的生产条件下实施GH4169合金DA锻造工艺具有指导作用。     

用内式六分量应变天平实测导弹挂飞载荷

 本文研究了导弹挂飞载荷的飞行实测技术。研制了两套由导弹模拟壳体和内式六分量应变天平组成的测力系统,在进行多项飞行环境适应性、安全性、测试功能性地面试验后,将其左右对称安装在载机截尖三角形翼下,在国内首次对三挂点、大长细比导弹的挂飞载荷进行了飞行实测,试验结果可信可靠。采用与实弹相同的挂装连接方式模拟壳体气动外形和几何尺寸,采用框式双天平一体结构、集中传力、天平校心与测力系统质心重合以及测力系统整体校准等,实现对导弹质心处航向、侧向和法向3个方向上力和力矩的直接测量,测量不确定度小于5%。为导弹挂飞载荷的安全、精准实测提供了一种重要技术途径。     

涡扇发动机异形曲面壳体零件整体成形工艺

涡扇发动机异形曲面壳体零件单位长度直径变化较大,传统的制造方法是采用分体成形、组合焊接工艺,所需工序多、质量控制环节多、使用可靠性差,采用粘性介质压力整体成形方法则可以较好地解决这一问题。通过有限元模拟和试验方法,分析了成形工步、粘性介质粘性附着应力对板材流动及壁厚变化的影响。研究结果表明,粘性介质压力成形可以控制变形区板材的流动,提高成形试件壁厚分布的均匀性,使直径比为1.38零件的壁厚减薄率控制在12%,适合于涡扇发动机异形曲面壳体零件的整体成形。     

椭球形舞台壳体风荷载风洞实验研究

通过风洞模拟试验研究了椭球形舞台壳体，及其三种开启状态时风荷载特性。结果表明就整体风荷载而言椭球体的阻力系数不是很大，但由于气流的分离和再附，椭球体的局部会出现很大的负压，系数可达－2．0以上，另外，周围建筑对椭球形舞台壳体的风荷载影响很大。     

油箱壳体整体旋压工艺研究

用内旋压、无模摩擦收颈旋压方法，试制出整体旋压油箱壳体，减轻质量３０％，减少焊缝７０％。叙述了旋压工艺和旋压过程中出现的问题及解决办法。