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通过对某型号固体火箭发动机超薄壁燃烧室壳体旋压工艺研究,分析D6AC材料筒形件在超薄壁旋压生产中壁厚、圆度、直线度的控制以及前期毛坯设计问题。从工艺角度主要解决生产中遇到的产品质量问题,兼顾各个工艺方案在不同生产阶段的适用情况。 相似文献
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针对工厂实际情况,采取旋压和滚弯相结合的板金加工方法,设计预弯模和旋压、滚弯复合夹具,使开口衬环主体加工可在普通车床上进行。 相似文献
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一、前言 目前,使用的火箭、导弹固体发动机壳体材料,总括起来有两大类。一类是金属材料,主要有低合金超高强度钢、钢合金、钛合金及铝合金。另一类是复合材料,如玻璃钢,塑料〔克夫拉(Kevlar)——芳香族聚酰胺纤维塑料〕及纸质酚醛树脂合成材料。 金属材料中合金钢和钛合金在五十年代已大量使用。钛合金的比强度超过了所有的金属材料,故是制造固体发动机壳体的理想材料之一。该材料在固溶状态时塑性良好,便于加工,但缺点可焊性较差。因此,多数仍然采用超高强度钢。 相似文献
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发动机收敛段内壁采用卷锥筒、对焊、胀形工艺,存在着焊缝材料强度低,胀形后焊缝处壁厚减薄量超差的问题。废品率高,潜在质量差。为此做强力旋压、胀形工艺试验。强力旋压有一次成型,二次成型方案。一次成型试验起旋后在距小端60~90nm处屡次产生龟裂,甚至断裂。因此,未作进一步试验;二次成型试验采用的过渡模胎的半锥角定为30°,二次旋压模胎的半锥角仍为12°, 前、中、后共三次消除冷作硬化热处理,零件顺利成型。又通过试验在胀形、热处理、校形工艺及一次胀形成型工艺中选择了前者,型面与样板的间隙<0.15mm。零件达到并超过了图纸的技术要求。 相似文献
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