S-03钢渗氮面点蚀机理与钝化工艺优化

针对S-03钢(022Cr12Ni10MoTi)渗氮后表面出现点腐蚀现象,进行深入机理分析,发现渗氮后表面生成CrN,造成渗氮表面贫Cr,不能形成致密完整的钝化膜,导致材料耐蚀性能降低,易发生点蚀。并对原有磷酸体系钝化工艺进行改进优化,提出了复合钝化工艺。利用循环极化、电化学阻抗谱(EIS)等技术手段,研究了复合钝化后S-03钢渗氮表面的腐蚀行为,并与未钝化和磷酸体系钝化进行对比。结果表明,经复合钝化处理的S-03钢渗氮表面点蚀电位E b最高,腐蚀速率最小,且钝化膜修复能力最强。说明复合钝化工艺能在S-03渗氮表面形成x Cr 2 O 3·y CrOOH稳定的非晶态氧化膜,增强了表面抗点蚀能力,其耐蚀性能要远高于磷酸体系钝化和未钝化表面。同时复合钝化工艺可有效提高S-03钢渗氮表面钝化膜厚度,增强钝化膜修复能力。     

高温不锈钢与钛合金微动疲劳特性的实验研究

用桥式试样研究了接触压力、微动幅度、温度、循环次数、高低周载荷幅值比等参数对微动疲劳寿命影响。结果表明拉应力和法向压力均影响微动疲劳寿命。当拉应力较大时,微动疲劳寿命（FFL）与普通疲劳寿命（PFL）相差不大,法向压力的影响不明显;拉应力较小时,FFL显着低于PFL,且法向影响显着。FFL随法向压力增加而降低,但当超过200MPa后,反而提高。高低周幅值比的增加,FFL大幅度降低。当幅值比为0.125,从室温到450℃,PFL持续降低。而FFL从室温到200℃降低幅度较大,在300℃左右恢复,随后又降低。研究表明FFL的恢复是微动表面形成了防护性釉质层的结果。     

RM复合胶结材料及机场混凝土道面快速修补技术

随着民航运力的飞速增长,民航机场跑道水泥混凝土道面的破损日益严重,快速修补技术成为场道维护部门亟待解决的难题,以RM复合胶结材料为核心的机场混凝土道面快速修补技术较好地解决了这一难题,并成功地在首都机场进行了应用。同国内外同类修补材料相比,RM修补材料具有优良的使用性能和绝对的价格优势,具有较大的推广价值。     

GAP/AN推进剂安全性能研究

利用冲击感度和摩擦感度测试研究了聚叠氮缩水甘油醚／硝酸铵（ＧＡＰ／ＡＮ）推进剂及其常用组分的安全性能,指出了影响ＧＡＰ／ＡＮ推进剂冲击感度和摩擦感度的主要因素为硝酸酯（ＢＴＴＮ／ＮＧ）,ＡＰ,ＨＭＸ等添加剂。硝酸铵具有非常低的冲击感度和摩擦感度,是理想的低易损性推进剂的氧化剂。硝酸酯增塑的ＧＡＰ／ＡＮ推进剂不仅具有较高的能量,而且安全性能显著优于ＧＡＰ／ＡＰ,ＧＡＰ／ＨＭＸ,ＧＡＰ／ＨＮＦ推进剂。     

铝镁贫氧推进剂的热分解特性

采用ＤＳＣ、ＤＴＡ、ＴＧ和ＤＴＧ等热分析方法,研究了ＡＰ,ＫＰ,ＡＰ／ＫＰ混合氧化剂、ＡＰ／ＫＰ／ＨＴＰＢ模拟推进剂以及铝镁贫氧推进剂的热分解特性。研究发现,ＡＰ／ＫＰ混合氧化剂的热分解特性由两种氧化剂的热分解特性叠加而成,但ＡＰ的存在使ＫＰ热分解反应提前;贫氧推进剂的热分解过程由ＡＰ和ＫＰ的热分解、粘合剂的热分解等过程组成。     

固体发动机复合材料壳体变形分析

用正交异性薄壳理论分析了复合材料壳体的变形,得到了内压作用下圆筒和封头的应变和位移表达式。结果表明,最大工作压强下圆筒的环向应变只与壳体的安全系数及材料的弹性常数有关,与最大工作压强无关。算例表明,计算值与测试结果吻合良好。     

缠绕工艺关键参数对T800碳纤维复合材料壳体强度的影响

纤维缠绕工艺是影响固体火箭发动机复合材料壳体强度的重要因素,缠绕工艺参数对不同复合材料制备的壳体强度影响不同。基于网格理论,使用LS＿DYNA进行不同缠绕工艺参数下的壳体强度仿真,开展水压爆破实验,从而研究不同缠绕工艺参数对国产T800碳纤维复合材料缠绕壳体及东丽T800碳纤维复合材料壳体强度的影响,并进行对比分析。结果表明,对于国产T800碳纤维缠绕壳体和东丽T800碳纤维缠绕壳体,[90,±29,90]类型的铺层顺序下壳体破坏区域所受的应力较[±29,90,90]类型的铺层顺序更小;8 mm纱带宽度可以减少纱带间的搭接,提高壳体成型强度。[90,±29,90]的铺层顺序和8 mm的纱带宽度对于国产T800碳纤维复合材料壳体强度发挥更为有利,同时验证了国产T800碳纤维缠绕壳体强度能够满足设计要求。所得纤维缠绕工艺关键参数及结论,可为国产T800碳纤维壳体的设计应用提供借鉴。     

胶粘剂对固体发动机复合材料壳体多材料界面处粘接强度的影响

针对固体火箭发动机复合材料壳体多材料界面可能产生脱粘的问题,对钛合金/碳纤维复合材料(CFRP)层/橡胶绝热层/胶粘剂的界面粘接性能进行研究。对比不同胶粘剂粘接的钛合金与橡胶(丁腈橡胶(NBR)、三元乙丙橡胶(EPDM))、CFRP与橡胶、CFRP与钛合金层间剪切强度试验测试结果及破坏形式,并结合吸附理论、橡胶与胶粘剂分子结构、反应机理分析测试结果产生差异的原因。结果表明,采用730胶粘接的NBR/钛合金、NBR/CFRP层间强度明显高于Chemlok 252胶粘接的EPDM/钛合金、EPDM/CFRP层间强度,分别提高了224.24%、102.91%。对于CFRP/钛合金界面,Chemlok 252胶粘接后层间强度反而比730胶粘接的层间强度提高了92.34%,这是由于730胶溶剂挥发后为弹性体,层间剪切强度主要是弹性体本身强度,而Chemlok 252挥发后为薄膜,层间强度主要由环氧树脂提供。     

固体火箭发动机加压固化压强优化设计

加压固化工艺能有效降低固化降温过程固体火箭发动机药柱的残余应力,提高其结构完整性。为准确便捷地确定最优固化压强,采用消除壳体对药柱外表面的变形约束的方法,分析加压固化工艺无法完全消除药柱残余应力应变的原因,指出固化降温过程壳体轴向和径向变形是影响药柱结构完整性的主要因素。基于现有数值计算方法,提出一种考虑药柱初始变形的三步分析法,采用全因子试验设计方法,对药柱结构完整性关于壳体轴向变形和径向变形的灵敏度进行分析并给出估算压强;再利用Evol优化算法,基于估算压强对某翼柱形药柱发动机进行了优化分析。确定最优加压压强为1.922 MPa,此时药柱中的最大主应变降为1.085%,与常压固化相比降低了79.15%,药柱中最大主应力较常压固化降低了72.11%。