粉末近净成形在航天发动机领域的应用

粉末近净成形(Powder metallurgy near net shaping,PM-NNS)技术能够制备出具有优异综合力学性能的粉末合金复杂部件。介绍了粉末热等静压(Hot isostatic pressing,HIP)近净成形技术原理及优势,综述了近年来国内外粉末近净成形在航天发动机领域的研究现状,从工艺路线和构件研制两方面展开,简述了构件制备过程的影响因素及缺陷控制,结合中国科学院金属研究所粉末近净成形技术在航天发动机领域的研究及应用情况,总结了粉末近净成形技术当前存在的主要问题及发展方向,以期进一步拓宽该技术的应用范围。

7075–O铝合金搅拌摩擦焊接头微观组织与力学性能

时效硬化态7075铝合金搅拌摩擦焊接头塑性较低,给进一步变形加工带来困难。本文采用3 mm厚的7075–O铝合金板进行搅拌摩擦对接焊,研究焊接速度对接头组织和强塑性的影响,为获得高塑性的搅拌摩擦接头提供解决方案。结果表明,7075–O铝合金接头焊核区为细小的等轴晶粒,随焊接速度的增加,焊核区平均晶粒尺寸呈先减小后缓慢增加的趋势,当焊接速度为40 mm/min时,焊核区晶粒尺寸最小,约为1.96μm。不同焊接速度下接头横截面显微硬度呈“凸”形分布,接头区域发生明显硬化,其中焊核区硬度最高,约为145HV。7075–O铝合金搅拌摩擦焊工艺窗口较宽,焊接速度在20~80 mm/min范围内接头强度均高于母材强度,焊接件伸长率达母材的82%,采用7075–O铝合金不仅能够克服时效硬化态7075铝合金搅拌摩擦焊接头的软化问题,而且能够获得更高的伸长率。接头弯曲试验结果表明,7075–O铝合金搅拌摩擦焊接头能够承受更大的弯曲角度,极限弯曲角达105°,具备更加出色的塑性变形能力。

铝/钢异种金属旋转摩擦焊接技术研究进展

铝/钢异种金属结构以其质量轻、设计柔性大的特点在航空航天领域尤其是大推力液体运载火箭输送管路中有着重要应用。相比于熔焊、钎焊等其他焊接方法,旋转摩擦焊可以实现铝/钢异种金属高质、高强、高可靠连接。本文基于对铝/钢异种金属焊接性分析,从工艺参数优化、界面显微组织分析、界面不均匀性调控和添加中间层金属冶金调控等方面综述了铝/钢异种金属旋转摩擦焊接技术研究进展,并对铝/钢异种金属旋转摩擦焊接技术发展趋势及亟须解决的科学问题进行了总结。

不锈钢板热沉焊接及充压胀形加工过程应力变形数值分析

【目的】在不锈钢热沉的加工过程中,激光焊接和充压胀形是其中的关键工艺,这两种工艺的加工质量将直接影响到不锈钢热沉的成形和使用性能。因此,对不锈钢热沉的焊接工艺和充压胀形工艺进行了研究,以保证热沉加工工艺的可靠性。【方法】通过有限元仿真模拟的手段,分析了不锈钢板热沉不同焊接顺序下的应力变形。以焊后状态为初始条件进行了对应顺序下充压胀形过程的应力变形仿真模拟。【结果】结果表明,采用焊接顺序二,即按照先进行不锈钢板内部圆形焊道的焊接,再进行外围长直边焊道的焊接,其中内部圆形焊道采用沿矩形板的长边方向依次焊接的焊接顺序,可有效控制焊接过程的应力变形,使不锈钢板工件在较高的充压载荷条件下仍能保持较小的变形。【结论】得到了最优的焊接顺序和充压胀形工艺规范,可为航天器不锈钢板热沉的研制和生产制造提供理论指导。

航天用氟塑料/金属密封件模压工艺的数值模拟

氟塑料/金属密封件在航天系统中应用广泛,氟塑料与金属间的连接质量决定了其密封效果,影响系统运行的可靠性。文中基于航天液氧阀密封件,分别简化得到氟塑料/金属密封件的压力场和温度场数值计算模型。对氟塑料填充燕尾槽过程中氟塑料的中心压力、燕尾槽周边压力及温度场进行分析,得到不同熔体温度时氟塑料的压力变化及不同初始熔体温度时氟塑料与金属模具的温度场变化。结果表明,氟塑料优先填充远离中心区域的燕尾槽外侧区域,最后填充靠近中心的燕尾槽内侧区域,导致燕尾槽区域的熔体压力场分布不均;各区域填充压力随熔体温度升高均有不同程度下降,结合实际加工情况,文中基于数值模拟方法对现有模压工艺进行完善,得到了模具压力从初始的2.2 MPa逐步提升至12.5 MPa的施压曲线。

小型高效气动立式预混装置异形桨叶工作特性研究

为解决某交联剂在预混时溶解慢、易挥发、对操作人员危害大等问题,开发了一套采用单轴异形桨叶的可远程控制的小型高效立式气动预混装置。通过有限元方法计算了四种搅拌叶片的流场特性,分析了异形桨叶和其他三种常用桨叶的总体流型、速度流线分布。结果表明,在预混转速为45 rpm时,异形叶片可实现交联剂径向流动,使旋转中心的交联剂充分混合,有效防止中心死区的出现,展现出良好的预混性能,预混时间由人工预混的6 h缩短为2 h,乙腈溶液挥发量减少了60.8%,有效解决了交联剂挥发和挂壁析出问题,提高了交联剂的预混效率。

6082–T6/7075–T6异种铝合金搅拌摩擦焊接接头应力腐蚀行为

为提高航空、航天运载工具异种高强度铝合金零部件搅拌摩擦焊接接头在腐蚀环境下的服役可靠性,采用金相分析、电子显微分析和四点弯曲应力腐蚀法,对经过T6处理的6 mm厚6082–T6/7075–T6异种铝合金搅拌摩擦焊接接头应力腐蚀行为进行了研究。结果表明,搅拌头转速1200 r/min、焊接速度80 mm/min条件下,6082–T6/7075–T6母材获得了具有“洋葱环”结构的致密、成形良好的搅拌摩擦焊接接头组织。6082–T6和7075–T6母材搅拌摩擦焊接接头四点弯曲应力腐蚀主要发生在后退侧的7075–T6铝合金一侧,而前进侧6082–T6铝合金一侧表现出较好的耐蚀性。这主要是由于异种铝合金母材电极电位差异导致焊接接头发生应力作用下的电偶腐蚀所致。此外,α–Al基体与第二相形成微区电偶对,以及焊接接头热机械影响区(TMAZ)、热影响区(HAZ)和母材区(BM)存在的大角度晶界也是造成应力腐蚀的重要原因。

基于组合基元法的非理想模型装配偏差预测算法研究

基于模型定义(model-based definition,MBD)体系的装配偏差算法适用于赛博空间中理想数模的装配场景,但不适用于物理空间中非理想状态的装配场景,导致现场产生大量修配工作。针对这一问题,文章模拟真实的装配场景,基于零件的非理想状态,并将配合特征之间的拓扑关系考虑在内,对装配偏差的传递与累积过程展开研究,给出一种装配偏差预测算法。首先,针对孔轴配合与槽轴配合,将装配约束转化为定位点约束,依据最大实体原则,构造柱面点云的最小包围圆,确定接触状态,给出串行装配偏差算法,并将以上两种配合定义为两种基元,对应的装配偏差算法定义为两种独立基元算法。其次,基于平面贴合、孔轴配合与槽轴配合给出并行装配偏差算法,并将其定义为组合基元算法。最后,基于非理想模拟数据进行实例验证,达到了准确预测装配偏差的目标,为后续在赛博空间基于实测数据的装配偏差计算提供理论依据,以促进高精度装配。

热处理对2219铝合金薄壁旋压管组织与性能的影响

本文对2219铝合金薄壁旋压管进行了退火、固溶及时效热处理,研究了热处理工艺对微观组织、拉伸性能和液压胀形性能的影响。结果表明:2219铝合金旋压管在400℃以下退火时以回复为主,温度高于450℃时发生再结晶。随退火温度升高,基体组织逐渐由形变组织向再结晶组织转变。固溶处理时随固溶时间延长,再结晶程度逐渐增加,位错密度降低。经退火和固溶处理后,管材的硬化率和延伸率显著提高,抗拉强度随着退火和固溶温度升高而逐渐增大,固溶处理后抗拉强度达到340 MPa,延伸率提高到25%。时效处理后管材的抗拉强度进一步提高到435.2 MPa。管材液压胀形极限随热处理温度升高而升高,固溶态2219铝合金旋压管具有较好的液压胀形能力,适合进行液压成形。

空间管件自由弯曲成形工艺策略研究

基于空间管件自由弯曲成形原理,将成形管件划分为稳定段和过渡段部分,并分别对两部分进行成形工艺分析,以获得空间管件自由弯曲成形工艺策略。针对稳定段,分析了空间螺旋管的底圆半径和螺距与弯曲模偏移量和夹钳扭转速度之间的映射关系,并使用BP神经网络对空间螺旋管的成形工艺参数进行了预测,通过测试发现弯曲模偏移量的预测值与数值仿真试验的最大相对误差为1.08%,夹钳扭转速度的预测值与数值仿真试验的最大相对误差为3.4%;针对过渡段,采用正交设计试验研究了空间管件成形过渡时的弯曲模偏移量和夹钳扭转的加载模式对管件成形的影响,得到过渡段弯曲模和夹钳扭转的加载时间为0.9s。结合以上分析,建立了基于一次等效逼近、二次优化的管件自由弯曲成形工艺获取策略,并通过实例成形验证其可行性和有效性。

航天用镍基高温合金粉末床熔融技术研究进展

采用激光粉末床熔融技术(LPBF)制造镍基高温合金具有较大的生产潜力,在航空航天领域有着广泛的应用,因此这一技术受到了高度关注。近年来,为了更好地了解LPBF-镍基高温合金的性能和使用极限,相关学者对其开展了大量的研究工作。本文基于近年来多项LPBF-镍基高温合金的研究,阐述了该领域的研究目标和重要发现,并列举了LPBF镍基高温合金在航天工业中的具体应用。总体分析了工艺参数和热处理对镍基高温合金及其复合材料增材构件组织及力学性能的影响,以及LPBF过程中常用的建模方法及研究进展。最后,对LPBF-镍基高温合金的未来发展方向提出了展望。

Ni/Al叠层薄壁筒形构件热态气压成形工艺

NiAl基合金性能优异,具有成为下一代高温结构材料的潜力。然而,难变形NiAl基合金薄壁筒形构件的成形是阻碍其应用的主要难题。本文基于叠层材料的成形-反应制备工艺,以Ni、Al箔材为原料,首先制备了Ni/Al叠层圆柱筒坯,而后完成了Ni/Al叠层圆柱筒坯两端扩口密封,获得了质量良好、微观组织优异的扩口叠层圆柱筒坯。最终采用热态气压成形方法,制备了Ni/Al叠层圆-方变截面薄壁构件,为Ni/Al叠层薄壁复杂异形构件的成形提供了参考。

猎鹰-9火箭二子级故障情况分析

2li024年7月12日,美国太空探索技术公司(Space X)利用一枚猎鹰-9(Facon-9)火箭执行星链9-3(StarnkGroup9-3)发射任务时,由于火箭二子级li压力传感器传感管线出现裂缝,导致二子级在工作过程中发生液氧泄漏,二子级真空型灰背隼-1D(Mern-1D)发动机在第二次点火期间发生快速意外解体,未能按飞行时序抬升卫星的近地点,致使卫星进入较低轨道。这是猎鹰-9火箭自2016年9月飞行前静点火试车期间意外爆炸以来的首次任务失利,使其从2017年1月14日开始保持的连续成功纪录(324次)止步于此。发射失利后火箭停飞并接受故障调查。事故15天后,猎鹰-9于7月27日实现复飞,成功将23颗“星链”卫星发射至预定轨道,创下火箭发射失利后最快的复飞纪录。

元器件检测平台典型检测设备集成方案设计与应用

元器件检测平台(下文简称“平台”)用于实现元器件自委托书接收至报告、合格证交付的质量检测全流程数字化、自动化、智能化及高效协同,确保业务活动和管理活动按照中国合格评定国家认可委员会(CNAS)及国防工业认可委员会(DIAC)实验室管理体系要求运行。经过4年建设及3年应用,平台大幅提升了中国运载火箭技术研究院物资中心检测效率和检测工作质量,减少了人工参与,有效支撑了检测业务的稳步提升。

基于点云数据的大曲率工件表面法向计算方法研究

航空航天构件装配制孔时对垂直度有严格要求,采用机器人等自动设备制孔时,为保证垂直度需要对每一个制孔位置的法向进行在位测量。现有的工件表面法向测量方式难以适应大曲率工件表面的测量需求。通过线激光扫描,可以获得反映工件局部表面详细信息的点云数据,在此基础上提出一种大曲率工件表面法向计算方法。首先研究了通过主成分分析(PCA)对局部点云数据进行平面拟合获得曲面法向的方法,然后选取了若干典型曲率,通过仿真生成点云数据,并分析了法向拟合误差的变化规律。通过试验验证了上述方法的有效性,结果表明,当点云选择范围在12mm以下时,直径为50mm的圆柱试验件的法向拟合误差可以保证在0.219°以下。

弱刚性构件双机器人协同加工振动抑制方法

针对弱刚性航天器舱体壁板多任务并行加工的振动抑制需求,研究了弱刚性构件在切削激励作用下的振动产生、传播与耦合机理,提出了基于双加工激励相位差控制的弱刚性构件双机器人协同加工振动抑制方法,并以薄壁舱体壁板为对象进行了仿真与试验研究。结果表明,该方法能够有效实现振动抑制,验证了其正确性与有效性,为多机器人协同原位加工的复杂振动抑制难题提供了一种新思路。

型号机加产品检验效能提升方法研究

习近平总书记指出:“发展航天事业,建设航天强国,是我们不懈追求的航天梦”。随着综合国力的提升,我国利用太空、探索太空的步伐不断加快,每年火箭发射次数不断增多,逐步形成密集、快速的发射节奏。

国外星座卫星的规模化制造能力浅析

近年来,全球低轨卫星星座加速组网,应用场景不断拓展,显示出极高的商业和军事价值,逐渐上升为国家战略,成为全球新一轮科技革命的主战场。特别是2020年以来,美国“星链”(Starlink)卫星呈现出高强密度部署态势,展现出极强的卫星规模化制造能力,引领了全世界卫星星座制造的发展。

基于数字孪生的空间电源产品测试系统建设与应用

数字孪生技术以数字化描述物理实体,通过物理世界与信息化虚拟世界的交互与融合,为打通测试试验现场与管理层间的数据壁垒提供有力的支撑。上海空间电源研究所结合五维数字孪生理论,以空间电源产品为对象进行开发与实践,实现测试试验委托与排产、产品测试试验数据采集、场景建模、测试试验过程实时监控以及数据分析等功能,提高测试试验管理效率,并探索虚拟试验的可行性,为降低型号试验成本和试验精细化管理升级奠定坚实基础。

TIG电弧增材制造AZ31镁合金成形尺寸控制研究

镁合金作为航天装备结构件轻量化和一体化制造的关键轻质结构金属材料,电弧增材制造镁合金过程中成形尺寸精确控制一直是研究的重点。基于二次回归通用旋转组合试验设计法,建立了电弧增材关键工艺参数(基值电流、送丝速度、运动速度)与成形尺寸特征参数间的回归模型,采用响应面法深入分析了单一参数及耦合作用对增材成形尺寸的影响规律。结果表明:在试验设计参数范围内,基值电流的增大对成形高度起抑制作用,对成形宽度起促进作用;随着送丝速度的增大,成形宽度略微减小,层高呈现增大趋势;运动速度的增大使得沉积层的层高和层宽均减小。各工艺参数对成形高度影响最大的是送丝速度,其次是基值电流,影响最小的是运动速度;基值电流对成形宽度影响最大,其次是运动速度,对成形宽度影响最小的是送丝速度。