某壳体断裂原因分析

目的分析某产品壳体在靶场试验中出现断裂疵病的原因,并提出预防和改进措施。方法通过对断口进行宏微观观察、金相组织检查和化学成分分析检测、力学性能试验、验证试验及强度计算等,初步确定了壳体断裂性质和原因。结果对改进结构的壳体进行了结构强度的验证试验,经对射击试验后回收的壳体进行拆分检测,原发生断裂现象的位置无破坏、裂纹现象,变形量满足产品图定要求,改进结构的壳体结构强度满足要求。结论通过验证试验再次确定了断裂原因:壳体密封圈槽处壁厚差超差;壳体材质C元素含量偏高,材料的脆性较大;断口处材料偏析严重;结构设计强度裕度不足。根据壳体断裂原因,提出了相应的预防措施。     

双钴1-а推进剂作用下钼喉衬烧蚀性能研究

固体火箭发动机喷管在工作过程中其内部要承受高温、高压以及高速燃气所携带的固体颗粒冲刷,这些因素会引起喷管内部的烧蚀,进而直接影响其弹道性能,因此喷管喉衬材料的烧蚀性能是固体火箭发动机研究的主要方向之一。金属钼具有抗烧蚀、力学性能好等一系列优良的性能,同时钼喉衬的制备工艺简单,是低温推进剂难熔金属喉衬的首选材料。采用小型固体火箭发动机静态实验台研究钼喉衬在双钴1-a推进剂下沿轴向方向上的平均线烧蚀率,利用扫描电镜(SEM)及其所配置的能谱(EDX)分析钼喉衬的烧蚀特征及其机制。结果表明:在双钴1-a推进剂下钼喉衬烧蚀程度沿轴向方向不断变化,喉衬各部位烧蚀形貌存在明显差别。在收敛段末段区域及整个喉部区域烧蚀最为严重,其主要为热化学烧蚀和粒子剧烈冲蚀,平均最大线烧蚀率为0.1475 mm·s-1;收敛段大部分主要为热化学烧蚀和粒子轻微冲蚀;扩散段主要为热化学烧蚀。钼喉衬5 s后的平均烧蚀量约为喉径面积的4.92%,未超过喉径面积的5%,可满足在试验工况下固体火箭发动机的工作要求。     

存在动不平衡的旋转弹丸外弹道绕质心运动过程中引信惯性力分析

为了给引信安全性和可靠性设计提供准确的外弹道力学环境,应用刚体动力学理论,建立了存在动不平衡角且引信轴线与弹丸旋转轴线不平行的旋转弹丸在外弹道上绕质心运动时引信所受惯性力数学模型,得到了引信零部件因弹丸绕质心运动产生的惯性加速度在轴向、径向和切向分量的计算公式。应用ADAMS软件仿真验证了理论分析的可信性。由受力分析可知,当引信轴向运动零部件质心、弹丸质心与各轴线在同一平面内,且引信轴向运动零部件质心与弹丸惯性主轴的距离最大时,引信轴向惯性力和径向惯性力均比传统计算结果大幅度增加（算例155 mm口径火炮达到数倍）。通过仿真引信轴向运动零部件的运动过程可知,在周期性波动且波动幅度较大的各向惯性力作用下,即使径向惯性力与切向惯性力远远大于轴向惯性力,也不能阻止引信轴向运动零部件在轴向惯性力作用下向前运动。     

武器装备型号研制中标准化工作

为促进技术进步,提高武器装备效能,针对型号研制中如何开展标准化工作进行探讨.论述在型号研制过程中系统地开展标准化的意义和重要性,阐述标准化与质量管理的关系,提出标准化与质量管理相结合是型号研制生产质量的重要保证和手段.结果证明:装备要发展,标准需先行,标准化只有为型号服务才会更具有生命力.     

电火花沉积AlCoCrFeNi高熵合金涂层的高速摩擦磨损性能

通过与传统电镀硬Cr涂层比较,研究了电火花沉积AlCoCrFeNi涂层的高速摩擦磨损性能。采用纳米压痕仪和摩擦磨损试验机测试涂层的纳米力学性能和摩擦系数,采用SEM、TEM、EDS和XRD分析涂层的微观结构、成分及相组成。结果表明,AlCoCrFeNi涂层晶粒细小,组织致密无裂纹,由BCC和FCC两相构成; AlCoCrFeNi涂层的硬度较硬Cr涂层的硬度提高了约10%,弹性模量降低了约8%,并具有更高的H/E与H3/E2值;与淬火GCr15钢球对磨时,当加载载荷为10 N、往复行程为10 mm、往复速率为800 r/min,AlCoCrFeNi涂层在稳定摩擦阶段的摩擦系数仅为0.25～0.33,而硬Cr涂层为0.65～0.73,AlCoCrFeNi涂层的磨损率较硬Cr涂层的磨损率减小了约41%;硬Cr涂层的磨损机制主要为粘着磨损,失效方式为因脆性裂纹扩展而产生的剥落,而AlCoCrFeNi涂层的磨损机制主要为微切削的磨粒磨损和氧化磨损,摩擦磨损过程中形成的氧化物层提高了涂层的耐磨性能。综上,AlCoCrFeNi涂层较硬Cr涂层具有更好的高速摩擦磨损性能。     

弹提高热冲模具使用寿命的方法

目的 提高热冲模具的使用寿命,降低能源消耗,提高生产效率。方法 对热冲模具使用寿命的影响因素进行分析,采取表面复合渗技术进行工艺改进,并进行工艺试验。结果 热冲模具的使用寿命由原来的每件150发提高到600发以上。结论 提高了生产效率,降低了能源、工时消耗,减轻了工人更换热冲模具的劳动强度。