航天领域镁合金标准体系建设研究与实践

对镁合金国际标准、国家标准以及行业标准进行了分析,并针对目前镁合金在航天领域的应用现状及后续发展,以“有标采标、无标制标”为原则,以支持镁合金在航天领域的应用为目的,对镁合金在材料研发、生产、产品应用等全过程进行梳理,构建了包含镁合金材料、铸造、检验检测、加工技术、表面处理等全链路的镁合金标准体系,同时也提出了部分关键标准,以供其他领域或相关人员参考和借鉴。

激光快速成形TC21钛合金沉积态组织研究

分别采用光学显微镜、扫描电子显微镜、X射线衍射和显微硬度等测试手段,研究了激光快速成形高强高韧损伤容限型TC21钛合金的沉积态组织。结果表明:TC21沉积态有着粗大的沿沉积高度方向外延生长的原始β柱状晶,仅最后一层熔覆层顶部为较细小的β等轴晶。宏观上存在明暗两个组织区域,明区为针状马氏体区,位于最后十几层熔覆层,暗区为网篮组织区。结合成形过程传热和组织转变理论分析认为,网篮组织是由明区的初始快冷凝固的马氏体在成形过程中,经受再热循环的固溶时效作用转变而来。随着激光功率的增大,原始β柱状晶将粗化,暗区网篮组织中片状α亦将长大;明区硬度基本不变,暗区硬度略有下降。

基于Web和加工特征的切削参数数据库系统设计

针对结构件切削加工常用的车、铣、钻工艺,根据需求构建了基于Web和加工特征的切削参数数据库系统,实现了切削参数数据的企业级网络化管理和查询。

温差对镁合金压铸模寿命的影响

热交变应力引起的热疲劳失效是镁合金压铸模具失效的主要形式。采用pro/e建立了压铸模具模型,用ABAQUS分析了预热温度与浇注温度之间的温差对其寿命的影响。结果表明:在相同的浇注温度下,随模具预热温度的升高,由热交变应力引起的模具膨胀(或收缩)量会明显减小,即浇注温度和预热温度的差值越小对模具寿命越有利。分析认为,镁合金压铸模具的预热温度应控制在240～280℃之间。

标准作业指导书在航天制造企业中的应用与实践

针对当前航天型号产品工艺文件存在的编制工作量大、展示性不友好、可指导性差导致产品质量不稳定等问题,应用精益生产管理工具,在现有工艺管理的基础上,探索标准作业指导书在生产过程中的应用,提出了"卡片+SOP"的工艺编辑整体思路;并结合工艺专业和产品特点,完成SOP模板制定和编辑器开发,以及SOP专业目录构建和管理标准制定,为工艺编制模式的变革提供了一种新思路。

FGH96合金盘件等温锻造温度的优化设计

FGH96合金属于难变形材料,采用等温锻造成形是其最佳成形工艺。等温锻造时模具长时间处于高温状态,由于模具十分昂贵,最佳的成形温度必须综合考虑温度对材料的成形性能和模具强度及寿命的影响。通过对等温成形过程坯料和模具的热力耦合有限元模拟,获得了FGH96合金等温锻造温度范围内模具型腔表面等效应力峰值、模具材料屈服极限、强度极限随温度的变化规律。根据模腔上的等效应力峰值最大程度地小于模具材料的屈服极限的原则,确定出FGH96合金最佳等温成形温度为1050℃左右。应用于实际生产,取得了良好的效果。

保温时间对Ti-28Ni钎料钎焊连接Ti60/高铌TiAl合金接头的影响研究

在钎焊温度1 080℃、保温时间0~15min条件下,用Ti-28Ni钎料对Ti60与高铌TiAl合金钎焊连接进行了研究。用SEM,EDS等方法对接头微观组织进行分析,并研究了保温时间对接头连接界面微观组织和力学性能的影响。结果表明:获得的接头无气孔和热裂纹,接头的典型界面结构为Ti60/α+(α+β)/Ti_2Ni+(α+B2)/α+Ti_3Al/Ti_3Al/B2/高铌TiAl合金;当保温时间较短时,断裂发生在钎缝处,钎缝区含大量Ti_2Ni相,随着保温时间的延长,Ti_2Ni相逐渐消失,α+Ti_3Al网状区面积不断增大且向Ti60合金侧偏移,保温时间过长时,接头断裂位置由钎缝区向高铌TiAl合金母材侧偏移,断裂形式为脆性断裂。保温时间10min时,接头平均剪切强度达到最大值139 MPa。

树脂板多点热成形本构模型研究

介绍了树脂板多点热成形装置和成形原理,进行了聚碳酸酯（PC）板鞍面件多点热成形实验,获得了形状轮廓较好、厚度分布均匀的实验件。测试了PC板的玻璃态转变温度和其在不同拉伸温度和速度条件下的真实应力-应变曲线,获得了广义Maxwell模型和PC-DSGZ模型的参数。建立了树脂板多点热成形有限元模型,开展了两种本构模型下PC板多点热成形数值模拟。结果表明两种本构模型鞍面件均实现贴模成形,PC-DSGZ模型可以获得更加均匀的应变和厚度分布。数值模拟与成形实验件的厚度对比结果显示PC-DSGZ模型模拟得到的鞍面件厚度与实验结果更接近。

超高强度钢30Cr3SiNiMoVA高速铣削加工性能分析

作为航空航天工业中广泛使用的低合金超高强度钢,30Cr3Si Ni Mo VA具有优异的综合性能,但材料的切削加工性能差,是一种典型的难加工材料。为了解决传统磨削加工表面硬化和效率低下等问题,采用高速硬铣削来实现超高强度钢的精切代磨。为此,本文对热处理后的超高强度钢开展了高速铣削加工试验,对不同试验参数下的切削力、切削振动和加工表面质量结果以及变化规律进行了分析,同时还分析了切屑的形态转变趋势。试验结果表明,随着切削速度和径向切宽的增加,径向切削力有所增大,同时切削速度和径向切宽对切削振动的影响也最明显。通过合理选择切削参数,高速铣削加工超高强度钢能够获得较好的加工表面质量。

关于数控机床定位精度检验标准的比较分析

对目前主流数控机床生产厂商所执行的各类定位精度的检验标准进行了详细的比较分析,并按各检验标准对具体检验实例进行了计算、比较和分析,为机加工企业正确采购满足需要的数控机床提供了参考。

激光熔注制备纳米团聚颗粒增强ZrO_2/Ti6Al4V复合材料层的微观组织

采用激光熔注技术在Ti6Al4V表面制备了纳米团聚ZrO_2陶瓷颗粒增强ZrO_2/Ti6Al4V功能复合材料层,采用金相显微镜以及扫描电镜对激光熔注层的微观组织以及纳米结构ZrO_2陶瓷颗粒的形态演变进行了观察与分析。结果表明,在合适的工艺参数条件下,可获得成形良好的激光熔注层,ZrO_2颗粒分布于整个熔注层中并达到熔池底部。熔注层的平均深度为0.5mm。在熔注层顶部ZrO_2陶瓷颗粒基本保持原始形态。随着进入深度的增加,纳米团聚ZrO_2颗粒逐步发生离散分解。熔注层中ZrO_2陶瓷颗粒与金属基体之间形成了良好的冶金结合。

航天产品标准操作规范(SOP)体系建设探索与实践

本文面向航天产品研制生产特点,开展标准操作规范(SOP)文件体系及工作模式研究,通过航天产品特点及生产流程梳理,研究确定航天产品标准操作规范体系建设的原则和方法。结合航天企业特点及工艺工作现状,理清SOP编制和使用工作流程及管理模式,明确SOP、工艺规范、工艺规程的相互关系和应用场景。介绍SOP编制管理平台,通过知识推送、资源调用、系统集成等实现SOP文件在工艺设计及生产现场的有效应用。介绍了本单位在试点专业和产品开展SOP体系建设的方法和经验供读者参考借鉴。

基于标准操作规范(SOP)的精益工艺设计研究及实践

针对航天产品研制生产特点开展标准操作规范(Standard Operation Procedure, SOP)文件体系及工作模式研究,理清SOP编制和使用的工作流程和管理模式,明确SOP、工艺规范、工艺规程的相互关系和应用场景。介绍了典型核心专业和产品开展SOP体系建设的方法和经验,以及基于结构化工艺设计平台的SOP编制管理平台开发情况,供读者参考借鉴。

基于不同数控系统的固定轴加工手动编程方法

根据多年的数控加工编程经验,给出了多轴加工中常用的固定轴加工方法的重要性和广阔的应用前景,并对固定轴加工进行了准确定义,阐述了固定轴加工的原理,结合实例介绍了三种常用数控系统中涉及的固定轴加工高级编程指令的编程方法。

退火工艺对激光选区熔化成形Ti6Al4V合金组织及室温力学性能的影响

以Ti6Al4V球形粉末为原料,利用激光选区熔化成形方法制备了Ti6Al4V合金试样,采用光学显微镜、扫描电镜及力学性能测试等手段,研究了退火工艺对Ti6Al4V合金室温力学性能及组织的影响规律。结果表明:SLM成形沉积态Ti6Al4V合金室温抗拉强度超过1200 MPa,而平均断后伸长率仅为4.0%;在650℃下进行真空退火处理,合金的抗拉强度仍保持在1200 MPa左右,规定塑性延伸强度Rp0.2高于1150 MPa,但试样的断后伸长率<10%;而在750及800℃下进行真空退火处理,合金试样的抗拉强度降至1100 MPa左右,规定塑性延伸强度高于1050 MPa,伸长率达到甚至超过10%,材料的综合强韧性得到明显提升。随着真空退火加热温度和保温时间的增加,SLM成形Ti6Al4V合金原始β晶界逐渐变模糊,晶粒趋向于等轴化。与此同时,快速冷却转变的α’针状马氏体未出现明显地粗化。

聚碳酸酯板多点热成形起皱的影响因素

为了研究聚碳酸酯(PC)板多点热成形起皱的影响因素,介绍了PC板多点热成形的原理,测试了PC板的玻璃态转变温度,获得了不同温度下PC板的应力松弛曲线,建立了球面件多点热成形有限元模型,并得到了球形面多点热成形起皱的模拟结果。同时,研究了板厚、半径和成形温度对起皱的影响。数值模拟结果表明:板料越厚、半径越大、成形温度越低,均导致球面件起皱越轻微。此外,获得了不同板厚、半径和成形温度条件下PC板的无皱曲成形极限,并开展了PC板多点热成形试验,结果验证了数值模拟的准确性和无皱曲成形极限图的实用性。