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521.
本文应用统计理论分析了固体火箭发动机壳体的可靠性设计问题。其中主要讨论壳体在点火压力作用下,塑性破坏与断裂破坏的可靠性设计方法。 另外,本文针对其一,对消耗资金进行限制的前提下,使壳体的可靠性最高;其二,在可靠性要求被满足的前提下,使所消耗的资金最少等两种概率设计中的最优化问题提出了处理方法,并做了相应的算例。 相似文献
522.
TiN涂层高速钢刀具的应用试验 总被引:1,自引:0,他引:1
简要分析了TiN涂层高速钢刀具的特点;初步总结了涂层刀具的实际应用效果以及采用该类刀具应注意的问题。涂层高速钢刀具不仅寿命显著增加,而且有利于产品零件质量和劳动生产率的提高。 相似文献
523.
IBAD法沉积TiN薄膜的机械和耐腐性 总被引:4,自引:0,他引:4
用离子束辅助沉积(IBAD)方法在医用不锈钢317L基底上沉积TiN陶瓷薄膜。通过X射线衍射(XRD)和俄歇电子能谱(AES)分析研究了薄膜的微结构;测试了薄膜的耐磨性及薄膜与基底的附着力:运用电化学腐蚀的方法检测了薄膜在Hank’s模拟体液中的耐腐蚀性能。研究结果表明:用高、低能氮离子束兼用的IBAD方法沉积TiN多晶薄膜后,材料表面结构和性能发生明显改变。表面硬度和耐磨性有明显提高,在Hank’s模拟体液中显示出更强的抗腐蚀能力。 相似文献
524.
525.
张国利%李嘉禄%姚承照%李学明 《宇航材料工艺》2006,36(3):19-21
通过测试PT500粉末状环氧树脂型增黏剂的动态黏度特性,确定了在增强织物表面涂覆定量增黏剂的固态粉末涂布工艺及增黏层合预制件真空袋成型工艺。以M18型环氧树脂膜为基体,利用RFI成型工艺制备了增黏成型RFI层合板制件。实验结果表明:当增黏剂涂覆量≥10%时,随着增黏剂涂覆量的增加,RFI制件的厚度和孔隙含量逐渐增加,从而使RFI制件的弯曲强度和层间剪切强度亦相应降低,即增黏剂涂覆量的多少直接影响到RFI制件弯曲强度和层间剪切强度的高低。 相似文献
526.
钝体标模高焓风洞试验和飞行试验相关性的数值分析 总被引:4,自引:0,他引:4
在高焓风洞喷管膨胀流动中,会出现组分和振动能量的非平衡冻结现象,给试验数据的分析、外推和使用带来困难。笔者选择有飞行试验数据的钝锥体ELECTRE作为高焓风洞试验的标模,用热化学非平衡Navier-Stokes软件,计算了飞行条件和相应的考虎组分和振动能量的非平衡冻结效应试验条件的模型绕流流场,用双尺度参数ρL和Stanton数,分析试验条件下的热流数据外推飞行条件的问题。研究结果说明:在模型头部区域,保持总焓和双尺度参数ρL不变,热流数据从试验条件外推到飞行条件是可行的;在模型尾部区域,试验条件和习行条件的Stanton数有较大差别,用双尺度参数ρL把热流数据从试验条件外推到飞行条件有较大误差。最后提出了用CFD设计高焓风洞试验条件的思路,并识别真实气体效应显著改变热流分布的高焓风试验能力区域。 相似文献
527.
528.
在不同的工艺条件下,利用复合磁控溅射镀膜机双直流溅射靶,镀制了大量的试验样品,通过XP测定不同工艺参数条件下三个试样膜层的硬度。经过仔细分析发现,磁场的分布、靶基距和温度对薄膜的硬度影响很大。 相似文献
529.
采用配合物溶胶-凝胶法制备了具有透氧性能的类钙钛矿结构La2NiO4 δ材料,XRD实验表明为单一相,讨论了控制溶胶-凝胶过程的条件,成功地制得了均匀澄清的稳定溶胶和稳定凝胶,采用Al2O3多孔陶瓷为支撑体,用上述溶胶制备了支撑致密透氧膜,结果表明在孔径为0.2μm的多孔Al2O3陶瓷片上制备的支撑膜比较理想,膜的厚度约为35um,透氧实验结果表明,该支撑膜比传统方法制备的同种材料无支撑膜有更好的透氧性能,由于膜内部的离子传输过程是制约透氧通量的主要因素之一,而支撑膜的厚度远小于无支撑膜,较薄的膜减少了离子在固相中的传输距离,有助于加快这一传输过程,从而可获得较高的透氧通量。 相似文献
530.