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相似文献
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1.
高强度钢内螺纹冷挤压成形技术   总被引:3,自引:0,他引:3  
本文介绍了内螺纹挤压成形新技术,并将此技术成功地应用于高强度钢内螺纹的加工;着重研究了工件底孔直径、挤压速度及冷却润滑液等工艺参数对高强度钢内螺纹冷挤压成形的影响。试验结果表明,挤压扭矩在不同的加工条件下有很大变化。  相似文献   

2.
300M超高强度钢磨削加工性的研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
本文研究了300M超高强度钢的磨削加工性.以所选用的砂轮磨削性能评定指标为依据,通过对比试验提出了合理的磨削300M钢的砂轮,并分析了磨削后的表面质量.  相似文献   

3.
4.
300M超高强度钢磨削烧伤的试验研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
从微观上研究了300M超高强度铜磨削烧伤特征及烧伤的几种类型,分析了磨削表面烧伤与表面微观形态、表面变质层的关系,提出了避免300M超高强度钢磨削烧伤的措施。  相似文献   

5.
内螺纹滚压强化对超高强度钢疲劳性能的影响   总被引:3,自引:1,他引:2  
宋德玉  高文  赵振业  张伟 《航空学报》1995,16(5):619-622
σ0 .1从 2 5 0 MPa提高到 448MPa,提高幅度达 79%。  相似文献   

6.
内螺纹低频振动冷挤压试验研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
 内螺纹低频振动冷挤压加工是通过挤压丝锥棱齿的振动挤压,将传统内螺纹冷挤压加工中的干摩擦状态转变为更有利的边界摩擦状态,从而改善传统内螺纹冷挤压加工过程中冷却润滑液不易进入挤压区的严重缺陷。通过试验可知:随着激振频率的不断增大,挤压扭矩呈不断增大趋势;随着激振力的不断增大,挤压扭矩呈现为先减小后增大的趋势;随着激振力臂长度的不断增大,挤压扭矩总体呈不断增大的趋势。在其他工艺参数相同条件下,低频振动冷挤压可以进一步提高传统内螺纹的牙高率和改善牙顶处凹陷的缺陷,从而提高冷挤压内螺纹的抗疲劳强度及获得更好的表面形貌。  相似文献   

7.
正确鉴别300M超高强度铜的磨削烧伤是磨削中的一项关键技术。本文根据300M钢磨削烧伤表面的相变特点,把磨削烧伤分为几种典型形式,并示出磨削烧伤表面的酸洗图片。研究表明,用酸洗法检查300M钢的磨削烧伤是可靠的。  相似文献   

8.
从超高强度钢深小孔冷挤压强化的工程应用出发,提出了确定超高强度钢深小孔挤压工艺参数的基本原则和有关工艺技术问题的解决办法。  相似文献   

9.
介绍了MCS-51系列的8031单片机在300M钢大直径内螺纹冷挤压成形过程监测中的应用,给出了硬件框图和软件流程,讨论了监控系统中抗干扰措施。  相似文献   

10.
利用巴氏杂讯分析法研究了磨削烧伤与巴氏杂讯的关系。并用酸洗和金相法与其进行了对比。研究结果表明,用巴氏杂讯分析法检测300M钢类铁磁材料的磨削烧伤是是可行的。  相似文献   

11.
对激光辐照的温度场进行了分析与计算。以此为依据,针对典型的航空结构钢30CrMnSiA和30CrMnSiNi2A的典型试件,采用了优化的参数和方式进行激光辐照,并进行了疲劳试验。结果表明:两种材料的疲劳寿命均有明显提高。从而证明,激光辐照强化是。一项提高航空结构钢疲劳性能的有效表面强化工艺。  相似文献   

12.
采用挤压和非挤压的中心孔试样研究了300M和30CrMnSiNi2A两种超高强度钢在随机载荷谱加载条件下的疲劳裂纹起始和扩展寿命。试验结果表明,孔冷挤压显著提高两种超高强度钢的疲劳飞行寿命。经SEM观察,挤压件的疲劳源产生于孔用处,为单疲劳源;未挤压件的疲劳源大多起始于孔壁表面,为多疲劳源。  相似文献   

13.
范引鹤 《航空动力学报》1996,11(3):317-319,335
为了研究发动机机匣的低循环疲劳寿命,本文根据机匣的实际情况,设计了焊搭接试件,进行对1Cr18Ni9Ti材料缝焊搭接接头的疲劳性能测试,并用统计分析的方法得到S-N曲线和P-S-N曲线,及其缝焊接头的疲劳强度降低系数和疲劳寿命分散系数,与该材料的光滑试件对比,其结果可以看出,缝焊接头的疲劳强度大大低于光滑试件,而其疲劳寿命分散系数比光滑试件好。  相似文献   

14.
环境效应和强化效果对300M超高强度钢疲劳性能的影响   总被引:2,自引:0,他引:2  
研究了300M超高强度钢螺纹滚压和未滚压试样在空气和3.5%NaCl的水溶液中的疲劳性能。揭示了环境效应与强化效果的关系。实验发现,在f=10Hz下,滚压件在盐水环境中和未滚压件在空气环境中的应力-寿命曲线之间存在一相交点。应力高于该相交点,强化效果起主导作用;低于该相交点,环境效应起主导作用。  相似文献   

15.
飞机起落架用钢贝氏体组织的屈强比问题   总被引:2,自引:0,他引:2  
陈大明  康沫狂 《航空学报》1993,14(8):377-382
本文根据强度设计规范要求和试验结果,指出飞机起落架用钢在满足屈强比σ_(0.2)/0_h>0.67的条件下,以适当降低该值更为行利。对40CrMnSiMoVA钢的研究证实,σ_(0.2)和σ_(0.2)/σ_h值在循环载荷作用下并非恒值。贝氏体组织较低的σ_(0.2)/σ_h值使其发生循环硬化,从而减轻钢的缺口敏感性并延长其疲劳裂纹形成寿命,同时具有更为明显的超载延寿效果。  相似文献   

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