科学统筹 确保实效 认真做好军代表会议工作

随着军事斗争准备工作的不断深入，我军武器装备研制生产进入了一个新的发展时期。作为驻厂军事代表，每天要面临大量的工作：军检验收、机动检查、了解质量动态、参加质量问题的分析会议、处理超差呈报、参加各类评审、政治学习、业务学习、填写各类表格、材料等等，特别是参加代表室和企业组织的各种会议，占据了军代表大量的工作时间。

适应形势任务变化 不断提高军代表质量工作

随着武器装备建设的快速发展,军代表质量监督工作面临着许多新情况和新问题。为适应新形势任务变化,保质保量地完成武器装备研制生产交付任务,本文就新形势下军代表质量工作面临的现状以及如何加强和改进质量监督工作进行了深入研究,提出了对策和建议。

航空发动机主轴球轴承失效分析

对失效轴承进行宏观和硬度检查,对首断件进行断口分析和金相检查,并对收集的金属屑进行能谱分析,认为轴承失效与材料性能无关,轴承在工作过程中受到了非正常应力的作用。还对可能影响轴承正常工作的发动机装配形位公差K11和K12进行了理论分析,结果表明,发动机装配后的轴承偏斜是导致轴承失效的主要原因。

IC10合金TLP扩散焊技术

航空科学技术的发展,促使航空发动机性能不断提高,具体体现在航空发动机朝高温、轻量化方向发展.目前用于制造航空发动机热端部件的高温合金无法满足高推比发动机耐温性能的要求,于是开展了Ni3Al基金属间化合物材料等新型高温材料的研究.由于Ni3Al金属间化合物原子的长程有序结构和原子间金属键及共价键共存[1],使其具有熔点高、密度小、抗氧化性好和耐温强度高等特性,在高性能航空发动机中有很好的应用前景.

发动机作动筒裂纹分析

发动机作动筒末端件孔边是裂纹故障多发部位,严重影响使用安全。对作动筒典型失效结构件进行断口观察、能谱分析,结果表明:断口上有明显的腐蚀产物和沿晶断裂特征;在裂纹源区、扩展区和裂纹尖端都出现了Na、K和Cl等杂质元素,具有典型的腐蚀特征;进一步对作动筒结构的力学分析表明,在使用过程中故障部位存在一定的拉应力,综合判断孔边裂纹失效模式为应力腐蚀开裂,腐蚀介质主要来自含Cl元素较多的潮湿使用环境。该研究结果对此类作动筒的使用和故障预防提供了借鉴。

基于快速成型技术的电机壳体金属模具制造

分析了快速成形(RapidPrototypingRP)技术的离散堆积成形原理,并采用非线性有限元算法对凝固过程中铸件的尺寸精度进行数值模拟,且详细给出了直接制模铸造工艺机理及流程,对解决当前我国模具制造业中成本高、周期长、性能差等问题具有一定的现实意义。

真空密封造型工艺方法的研究

详细介绍了真空密封造型工艺方法的原理、特点及生产设备,分析了制作中应注意的工艺问题并提出防止办法,这对解决当前我国铸造制造业中成本高、周期长、性能差等问题具有一定的现实意义。

某型伸缩臂叉装车伸缩臂应力分析

以北京金轮特种机械有限公司TH2506型伸缩臂叉装车伸缩臂为研究对象,结合设计经验和实际工作条件确定了6个研究工况,采用工程力学知识建立伸缩臂的力学模型,通过分析约束和外载条件确定了伸缩臂结构的危险截面,计算出危险截面上盖板和下底板处切应力、弯曲应力和局部集中应力,最后采用第四强度理论进行强度计算,为伸缩臂叉装车伸缩臂的结构设计提供了强度计算方法。

TC25钛合金四级压气机盘失效分析

某型涡扇发动机在进行压气机转子低循环性能考核试验过程中四级压气机盘破裂,在设计和制造质量复查未见异常的基础上,围绕材料性能、组织、化学成份和失效件断口展开分析,除因零件的最终热处理状态与该材料的标准热处理制度不同,导致失效件在室温及500℃的断裂强度略低于技术条件要求外,其余均未见异常。综合分析认为:在振动应力、离心力等复杂应力状态下,在相同圆周上同时形成多处疲劳源,并向着五级盘方向疲劳扩展,制件失效与以节圆振动为主节径振动为辅的复合振动有关。

Co-Cr-W/Mo与K4208合金高温磨损性能对比研究

以K417为基材,通过氩弧焊堆焊Co-Cr-W、Co-Cr-Mo和K4208合金制备3种试件,采用GW-MS500型高温微动试验台,测试其在不同温度和载荷下的高温磨损性能,并对静试样表面进行SEM观察及能谱分析,检查动试样表面及内部组织。结果表明:堆焊K4208的高温耐磨性总体最优,堆焊Co-Cr-W在相同载荷及温度条件下的磨损量均最大,这是因为Co-Cr-Mo与K4208合金含有Mo元素,高温下可生成一定量具有与MoS2相似高温润滑性能的MoO2,能够较大程度地降低摩擦因数,提高高温耐磨性能。

红外测温系统在航空发动机轮盘试验中的应用

该文论述了红外测温基本理论和红外测温仪工作原理,设计开发了适用于航空发动机轮盘试验的非接触红外测温系统,分析影响红外测温系统测量准确度的主要因素,研究发射率的确定方法,在轮盘静止和旋转状态下进行了试验验证。其结果表明:影响红外测温系统测量准确度最重要的因素是发射率;用热电偶对发射率进行确定的方法是可行的;轮盘在静止和旋转状态下的发射率相同,静止状态下确定的发射率可用于旋转状态下的温度测量。

FGH95粉末高温合金的拉削研究

FGH95粉末高温合金作为一种高强度、高耐热性的镍基高温合金,在先进航空发动机的涡轮盘中应用日趋普遍,而涡轮盘的榫槽拉削是涡轮盘加工的关键工序。根据FGH95粉末高温合金的特点,从力学分析入手,强调FGH95粉末高温合金涡轮盘拉削过程控制的重要性,并提出了对FGH95粉末高温合金拉削过程中出现问题的解决措施。

发动机用12Cr2Ni4A钢齿轮线型缺陷分析

某航空发动机用12Cr2Ni4A钢齿轮试车后,进行磁粉探伤检查时发现在齿轮一端面上有两条线型缺陷,通过对缺陷进行宏观检查、电镜观察、金相检验、化学成分分析,并用一件齿轮进行缺陷再现,确定了线型缺陷的性质及产生原因,并给出了改进措施。结果表明:一条缺陷为划痕,另一条缺陷为热应力裂纹;由于齿轮在磨削过程中存在较大的残余应力,在试车工作应力的诱发下,产生了裂纹;通过控制机加工进刀量及缩短磨削后回火的时间间隔可有效减小热应力裂纹发生的概率。

基于MINITAB的主成分分析法研究发动机装配参数与整机振动关系

运用基于MINITAB的主成分分析法研究装配参数对整机振动的影响,并从大量的装配参数中提取出对整机振动影响较大的关键装配参数,进而找到与之相对应的关键零部件及关键装配环节。

发动机1Cr11Ni2W2MoV叶片激光冲击强化的应用研究

激光冲击强化是一种新型表面处理技术,利用高功率激光束冲击金属零件表面,在零件表面形成较大的残余压应力,可有效改善零件的疲劳性能。以发动机1Cr11Ni2W2MoV叶片为研究对象,对其进行了激光冲击强化处理,研究强化处理对材料的微观组织和疲劳性能的影响。研究结果表明:相比未处理试样,激光冲击强化在1Cr11Ni2W2MoV叶片材料表层形成较大的残余压应力,表层晶粒更为细化,叶片的疲劳寿命提高1.7倍。

粒子飞行速度对热障涂层结构和性能影响

采用常规等离子喷涂(APS)和超音速等离子喷涂(SAPS)两种工艺制备了热障涂层,研究表明:两种等离子射流中粒子表面温度相近,SAPS工艺中粒子飞行速度达到430m/s,比APS工艺(200m/s)粒子飞行速度提高1倍。由于SAPS工艺中等离子射流速度高,熔融粒子在等离子射流中产生雾化形成尺寸较小粒子,伴随粒子撞击基体的速度提高,增加了熔融粒子撞击基体能量,在基体上形成厚度薄和飞溅少的"板条",加强了"板条"与基体或"板条"与"板条"间结合,消除了APS工艺制备的热障涂层中典型层状结构,使热障涂层结合强度和抗热震性能分别提高40%和1倍。

航空发动机叶片箍段开裂原因分析

通过力学性能检测、外观及痕迹分析、断口分析及金相检验等方法对某航空发动机试车后涡轮叶片的开裂箍段进行分析。结果表明:箍段材料性能指标正常,晶粒度满足使用要求,箍段开裂与材质、工作环境无关;进一步进行室温故障模拟试验,发现在大应力条件下,箍段的断口形态与失效箍段一致,均呈现沿晶断裂特征;表明箍段失效是装配不当引起的异常应力导致的过载开裂,GH4049合金的材料特性决定了其在室温下过载断口呈现沿晶断裂特征。

航空发动机涡轮叶片疲劳性能检验方法研究

为保证批量生产的关键重要零件的可靠性,选取铸造K417合金制成的航空发动机用Ⅱ级涡轮叶片为研究对象,通过随机抽取不同批次的叶片进行疲劳强度试验,在借鉴国外叶片疲劳性能控制方法及相关标准的基础上,经统计分析,探索出叶片疲劳性能检验方法及验收标准,达到监控叶片制造综合质量的目的。

六西格玛方法对改善叶片电火花微孔加工质量的应用研究

针对某型发动机高压涡轮导向叶片长期以来存在的电火花微孔加工质量问题,探索性地运用六西格玛过程方法DMAIC——定义(Define)、测量(Measure)、分析(Analyze)、改进(Improve)、控制(Control),全面深入地对电火花微孔加工质量问题进行了研究分析,确定电极和导套为影响电火花微孔加工质量的关键因素,通过不断改善使该问题得以圆满解决。

无损检测及质量控制

本文介绍了无损检测技术的科学性,应用无损检测技术的重要性,实施无损检测质量控制的必要性,以及军事代表对特种检测监督的程序,并对其他各个领域实施全面质量控制具有一定的指导和借鉴作用。