薄壁燃烧室筒体的磁粉检测

燃烧室筒体是我厂某型号产品的主要部件。该部件是经大型旋压机用钢板旋压成型的薄壁长圆筒,尾部与简体采用氩弧焊连接。制造完成之后,其质量需要经过磁粉检测,主要是检查圆筒表面及尾部焊缝处是否有裂痕及其它缺陷。几年来,我们经过对燃烧室筒体部件的实际检测,为薄壁圆筒件的磁粉检测积累了一些经验。一、关于协会的性质 协会是社会团体,不是行政管理机构。航天工具分会是全航天系统的工具行业社团。它是由各单位自愿申请组织起来的,贯彻自愿结合和民主协商的原则。也可以说它是个民办的行业组织。这一条根本性质,决定了我们协会的工作,不能靠行政去发号施令,没有指令性的要求,不是靠行政系统去推动工作,而是靠协会成员本身的积极性和主动性;靠会员单位     

弹性环式挤压油膜阻尼器动力学特性系数测试

搭建了弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)的动力学特性测试试验台。利用两个正交方向的简谐激励对ERSFD进行了激振试验,在轴心为圆时测得了阻尼器的位移和载荷数据,并结合阻尼器质心的运动方程分别识别ERSFD油膜和弹性环的动力学特性系数。结果表明弹性环与油膜均具有显著的阻尼和刚度,其中油膜的阻尼和刚度系数随着凸台高度的升高迅速降低,弹性环的刚度和阻尼受凸台高度影响较小;弹性环的厚度对油膜的刚度和阻尼无显著影响;油膜阻尼随供油压力的升高先增大后不变,油膜刚度随着供油压力的升高先增大后减小。不确定度分析结果表明油膜的四个动力学特性系数Cxx、Cyy、Kxx、Kyy的不确定度分别为12.2%、11.5%、18.2%、12.7%。弹性环的四个动力学特性系数Cxx、Cyy、Kxx、Kyy的不确定度分别为30.7%、33.1%、17.0%、12.8%。      

轴对称正挤压的刚塑性有限元模拟

 采用刚塑性有限元法,模拟具有锥底凹模和平底凹模的轴对称正挤压过程。利用自编程序对正挤压时的挤压力,应力场和应变场分布以及挤压件前端部的“双峰”现象等进行了研究。此外,还对轴对称正挤压时可能出现的中心缩孔和表面裂纹缺陷进行了模拟研究,得到了预测上述缺陷的曲线或数据。 在计算过程中,对刚塑性有限元计算技巧也作了一些改进,例如提出了处理八节点四边形单元奇异点和质点跟踪技术的新方法等。 试验结果表明,理论计算结果与试验结果相当一致。     

火焰筒结构局部热屈曲分析方法

根据局部热屈曲的失效机理,考虑局部温度和压应力水平两个热屈曲主要因素,从以应力函数和挠度函数为变量的受热板控制方程出发,推导出薄壁结构热屈曲失稳边界的判据表达式.依据确定的热载荷和设计的压力载荷,确定火焰筒结构的局部热屈曲危险部位,并将子模型技术引入到热屈曲分析中,确定危险部位的临界温度和临界压应力,以此对火焰筒结构进行局部热屈曲判别.通过工程实例的初步验证,计算与试验结果吻合良好,对火焰筒结构设计具有重要的工程应用价值.     

LC9专用挤压型材应用过时效试验

试验并分析了ＬＣ９合金专用挤压型材淬火并人工时效和淬火并人工过时效状态对其电导率、常规力学性能、抗疲劳性能、抗腐蚀性能的影响。另外,在减少淬变形上也做了一些试验。试验结果表明,ＬＣ９合金在过时效状态下有较好的抗腐蚀性能和抗疲劳性能。淬火变形也大大减小。     

含微裂纹的固体导弹弹射筒的可靠性研究

为了对含微裂纹的固体导弹弹射筒进行可靠性评估，从断裂力学的角度，对随机载荷作用下的钢制弹射筒裂纹累积损伤进行了分析和研究，建立了裂纹累积损伤失效物理模型。在此基础上应用蒙特－卡罗方法对算例进行仿真计算，并分析了影响弹射筒可靠性的因素。结果表明，初始裂纹的大小是影响弹射筒可靠性的主要因素，这与实际结果较符合。     

挤压研磨技术应用于电磁阀阀芯去毛刺工艺

为去除电磁阀阀芯加工后相交小孔处毛刺,以避免毛刺从母材脱落后在阀门内腔形成多余物,通过识别电磁阀阀芯毛刺出现位置及采用常规去毛刺方案的局限性后,提出使用挤压研磨技术方案进行阀芯相交小孔处毛刺去除,同时提出挤压研磨技术中的多余物防控方案,设计并进行正交试验得出有效去除阀芯相交孔处毛刺并避免二次产生的多余物的最优挤压研磨参数。阀芯零件加工后使用挤压研磨技术方案去除阀芯相交孔处毛刺,检查零件相交孔处具备无毛刺、无残留磨料、加工状态一致性好的优点,比常规方案去毛刺的效率提升60%以上。挤压研磨技术工艺方案能够有效去除阀芯狭小内腔相交孔处加工后毛刺,并对类似零件的狭小内腔的相交小孔处毛刺去除提供了有效的借鉴方案。     

基于冰筒结构的固体火箭发动机热试车用尾焰处理新技术

针对固体火箭发动机尾焰高温(总温超过3500℃)、高污染(氧化铝颗粒和氯化氢气体等)的问题,基于水冷壁、水喷淋等水处理系统的有效性,提出了一种采用具有更多冷能的水的固态形态——冰,对地面热试车的固体火箭发动机尾焰进行冷却降温与污染物沉降的新型处理方法。对冰筒装置内发动机尾焰与冰壁面间的流动换热过程开展了理论分析,并针对XXΦ127及XX500两种规模的固体火箭发动机开展了试车实验。结果表明,发动机出口尾焰在冰筒装置内实现了大幅度降温,冰筒出口气体温度低于100℃,氯化氢气体去除率大于97%,速度低于50 m/s、场外噪音小于85 dB。试验结果成功验证了新型冰筒处理技术的可行性和有效性,能够快速实现固体火箭发动机尾焰降温、降速、降噪和降污染的“四降”目的。     

火星探测器降落伞系统综述

文章介绍了美国火星探测器降落伞系统组成和验证试验情况;分析了5种不同探测器降落伞系统的具体差异;归纳了探测器降落伞系统的结构和性能参数;重点介绍了"凤凰号"和"火星科学实验室"降落伞系统研制过程和性能验证试验。