2195铝锂合金大尺寸薄壁曲面件热变形-淬火复合成形规律

来源 :大连理工大学 | 被引量 : 0次 | 上传用户:qiujunzhang
下载到本地 , 更方便阅读
声明 : 本文档内容版权归属内容提供方 , 如果您对本文有版权争议 , 可与客服联系进行内容授权或下架
论文部分内容阅读
随着我国航空航天事业的发展,新一代运载火箭对轻量化制造的要求日益迫切。铝合金以质量轻、耐腐蚀等优点在航空工业材料中占据着较大的比重。燃料贮箱的铝合金箱底是影响运载火箭可靠性的关键构件,采用2195铝锂合金替代常规的2A14、2219等铝合金,可大大减小贮箱结构的重量,提高运载火箭的运载能力。但传统成形方法存在常温成形易开裂、尺寸精度差和材料利用率低的问题,故迫切需要开发一种新工艺来解决火箭贮箱箱底的成形问题。本文以新一代的2195铝锂合金材料为主要研究对象,研究铝合金薄板在不同加热方式下的加热速率与平面热畸变问题;模拟2195铝锂合金瓜瓣类曲面件的成形过程,分析瓜瓣类曲面件复合成形下的宏观变形行为与回弹规律;使用6061铝合金与2195铝锂合金两种材料,研究瓜瓣类曲面件热变形-淬火复合成形规律,并完成对φ3350mm的火箭贮箱箱底瓜瓣的研制。通过对不同尺寸条件下铝合金薄板的加热实验,探究不同加热方式下的加热速率与平面热畸变分布规律。结果表明:铝合金薄板使用刚性热模板进行接触加热远快于加热炉进行辐射加热,加热速率最快可以达到404.3℃/min,约为辐射加热的4.7倍;250×350×0.5mm的铝合金薄板辐射加热后面畸变在-9.29~5.35mm,而同等尺寸的铝合金薄板接触加热后板坯贴靠模板,未见明显热变形;针对大尺寸不同厚度的铝合金薄板进行辐射加热实验发现,壁厚10mm的铝合金薄板未见明显变形。通过有限元模拟瓜瓣类曲面件的热变形-淬火复合成形过程,探究瓜瓣类曲面件在不同温度、分瓣数、初始壁厚以及不同材料条件下的宏观变形行为以及回弹规律。2195铝锂合金瓜瓣曲面件在520℃的成形温度下,将箱底划分为8瓣,成形出的壁厚10mm瓜瓣曲面件回弹变形在±0.6mm以内,最大减薄率只有1%;相同成形条件下,6061的瓜瓣零件回弹变形在±2.5mm以内,最大减薄率也只有1%。建立了瓜瓣类曲面件热变形-淬火复合成形平台,使用6061铝合金与2195铝锂合金两种材料,进行了复合成形规律的实验探索,完成了φ3350mm的2195铝锂合金瓜瓣曲面样件的试制。结果表明:壁厚5mm的6061铝合金瓜瓣曲面件大端区域出现大端起皱现象,壁厚10mm的6061铝合金与2195铝锂合金瓜瓣曲面件未见起皱;壁厚10mm的2195铝锂合金瓜瓣曲面件的最大减薄率为2.1%,贴模度为0.1mm,样件产品时效处理后的抗拉强度为525~558MPa。
其他文献
喷丸成形作为机翼壁板首选加工方法具有无模成形、成形精度高、提高疲劳性能等诸多优点,但其在表面产生的弹坑过大则容易造成应力集中和粗糙度增加,恶化表面性能。超声强化可以对喷丸成形壁板进行精密校形,喷丸强化后进行超声强化可以进一步提高疲劳性能且对粗糙度的影响相对较小。如何量化这些喷丸工艺对于疲劳性能的影响并得出复合工艺中的最优参数成了飞机壁板喷丸加工处理中亟需解决的问题。本文采用喷丸成形、喷丸强化、超声
随着我国航空航天事业的发展,对舱体类设备的可靠性提出了更高的要求。舱体设备内部多余物颗粒的存在导致系统故障频发,造成了严重的航天事故和经济损失。因此本文借鉴基于颗粒碰撞噪声检测(PIND)的密封电子设备多余物检测方法,针对舱体设备内部多余物检测问题展开研究,旨在确定多余物PIND检测的试验条件和各因素影响规律,实现不同材质和粒径多余物的识别分类。针对形状尺寸更大的舱体设备,传统沿轴线转动舱体的人工
以深空探测、空间站为代表的航天任务对大型航天器具有迫切需求。大型航天器舱体作为其关键构件,可为一系列舱外关键载荷提供支撑结构。因此,舱外载荷支架的制造精度将直接影响航天器的服役性能。为保证支架加工精度,需在整舱状态下对大尺寸航天器舱体支架安装形面及位置特征进行精准测量。而大型航天器几何尺寸大,载荷支架数量多、几何结构复杂、且分布跨尺度,实现载荷支架安装面的高精、高效、高可靠测量极具难度。本文提出一
气速测量在化工、航空航天等各个领域都起着重要的作用,在高校与科研院所的实验中,气流速度也是需要关注与研究的重要参数。因此,对气流速度的准确测量有着重要意义。目前,五孔探针技术与总温探针技术都有一定的发展,但将两者结合而成的复合探针并没有深入研究,且关于五孔探针的研究主要集中在亚声速理想气体范围内。因此为了更准确、方便地对流场情况进行测量,本文利用五孔探针与总温探针结合的复合探针,通过实验测量与三维
TC17钛合金因其具有高强度、高韧性以及高淬透性被称为“三高钛合金”,广泛应用于制造航空发动机压气机叶片和叶盘等部件,进一步提高抗疲劳性能将有力促进其在航空航天领域的应用与发展。表面喷丸强化处理能够有效地提升零部件的表面完整性,被广泛应用于提高金属零部件的抗疲劳性能。本文采用激光共聚焦显微镜、扫描电镜、X射线衍射仪、维氏硬度仪和旋弯疲劳试验机等仪器设备,针对经干、湿喷丸强化处理后的TC17钛合金板
钛合金具有比强度高、热强性好等优点,随着飞机发展的轻量化要求,钛合金型材弯曲零件越来越多地应用于飞机中,然而钛合金在室温条件下塑性较差,成形困难,因此多采用热拉弯工艺。伴随飞机装配精度越来越高,对型材零部件的成形精度提出了更高的要求。近年来,热拉弯蠕变成形工艺成为实现钛合金型材高精确成形的重要技术。本文利用有限元软件针对钛合金L型材建立高温弯曲蠕变模型、热拉弯有限元模型及热拉弯蠕变模型,为钛合金热
目前运载火箭技术有效载荷偏低,在火箭发动机功率无法大幅提高的现状下,航天运载器减重迫在眉睫。推进器系统占运载火箭总重的60%-70%,液氧贮箱是推进剂系统的必备贮箱,通用性强,其结构减重意义重大。碳纤维增强树脂基复合材料由于具有高的比强度、比模量,成为火箭减重的首选材料。本文针对复合材料液氧贮箱应用中面临的低温渗透失效和液氧不相容两大致命问题,立足本征高韧、阻燃的杂萘联苯聚芳醚热塑性树脂,开发航天
航空航天、电子信息以及国防工业等领域的高端装备中,存在一类具有特定电磁性能的透波构件。此类构件可以保证雷达天线的通讯、制导等正常工作,一般具有复杂的廓形。插入相位移(insert phase delay,IPD)是评价复杂型面透波构件生产是否满足要求的综合评判指标之一,现阶段主要受限于材料成型和加工工艺水平,多采用修磨的方式调整几何厚度来修正补偿构件IPD误差。一方面,透波构件IPD逐点精密测量可
碳纤维增强树脂基复合材料(Carbon Fiber Reinforced Plastic,CFRP)具有高比强度、高比模量、耐腐蚀、耐疲劳等优点,在航空航天等领域广泛应用。由于服役环境普遍存在湿、热影响,材料易发生湿热老化,成为结构性能退化的主要形式之一。目前关于CFRP湿热老化评价多限于实验室有损方法,主流标准ASTM D5229、HB 7401-1996等均以小试样质量变化为评价指标,对结构件
Al2O3陶瓷材料具有高熔点、低密度、抗氧化和耐腐蚀等特点,在大推重比航空发动机热端部件制造等方面具有广阔的应用前景。直接激光沉积成形技术是一种基于同步送料的直接能量沉积增材制造技术,可实现近净尺寸陶瓷结构件的快速制备,具有工艺简单、生产周期短等优点。但由于凝固缺陷的存在,直接激光沉积Al2O3陶瓷目前存在弯曲强度低的问题,限制了其在更多领域的进一步应用和发展。针对这一问题,本课题提出通过后续高温