我國(guó)航天事業(yè)迅猛發(fā)展,對(duì)中大型零部件的需求飛速上升,掌握自主研發(fā)生產(chǎn)能力迫在眉睫。對(duì)于航天中大型零部件,大多是通過(guò)鍛造成形,選擇合適的鍛造方案尤為重要。本文針對(duì)某飛機(jī)梁接頭進(jìn)行錘上模鍛和液壓模鍛兩種鍛造方案設(shè)計(jì),并對(duì)兩種方案的成形性、對(duì)模具的影響、穩(wěn)定性、技術(shù)經(jīng)濟(jì)性進(jìn)行研究分析。本文的主要研究?jī)?nèi)容及成果如下:(1)設(shè)計(jì)梁接頭錘上模鍛和液壓模鍛方案。首先根據(jù)錘鍛特性和液壓模鍛特性,分別設(shè)計(jì)了錘上模鍛和液壓模鍛的鍛件、工藝流程、模具,并選擇相應(yīng)的設(shè)備和下料規(guī)格。然后建立有限元模型,進(jìn)行模鍛成形模擬。最后得到填充完好、飛邊均勻的錘鍛件和液壓模鍛件。另外還揭示了錘上模鍛和液壓模鍛的典型截面在預(yù)鍛過(guò)程溫度以及等效應(yīng)變隨時(shí)間變化規(guī)律,錘上模鍛過(guò)程出現(xiàn)階梯式變化,液壓模鍛則為曲線(xiàn)式變化。(2)分析兩種鍛造方案的填充性,兩種方案各有優(yōu)缺點(diǎn),錘上模鍛在預(yù)鍛填充不滿(mǎn),但是終鍛填充滿(mǎn),且飛邊均勻,而液壓模鍛都填充滿(mǎn),但飛邊不如錘上模鍛均勻;計(jì)算出各個(gè)過(guò)程的等效應(yīng)變方差。錘上模鍛方案的預(yù)鍛和終鍛的等效應(yīng)變方差分別為0.286896和0.10784,液壓模鍛方案的預(yù)鍛和終鍛的等效應(yīng)變方差分別為0.15911和0...

【文章頁(yè)數(shù)】：78 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.2飛機(jī)梁接頭零件二維Fig.1.2Two-dimensionalandlocalpro

重慶大學(xué)碩士學(xué)位論文8性能。如圖1.1為某飛機(jī)鈦合金梁接頭，為板筋結(jié)構(gòu)，有兩條較高的筋條，多個(gè)凸臺(tái)，輪廓形狀較為復(fù)雜。圖1.2為零件二維局部圖及局部剖面圖，零件最大輪廓尺寸為601×555×102mm，筋條最高尺寸為76.51mm，最大高寬比為6.52。零件體積為7×106mm3....

圖1.2飛機(jī)梁接頭零件二維局部圖及局部剖面圖

重慶大學(xué)碩士學(xué)位論文8性能。如圖1.1為某飛機(jī)鈦合金梁接頭，為板筋結(jié)構(gòu)，有兩條較高的筋條，多個(gè)凸臺(tái)，輪廓形狀較為復(fù)雜。圖1.2為零件二維局部圖及局部剖面圖，零件最大輪廓尺寸為601×555×102mm，筋條最高尺寸為76.51mm，最大高寬比為6.52。零件體積為7×106mm3....

圖2.1鍛錘過(guò)程的載荷-行程曲線(xiàn)

重慶大學(xué)碩士學(xué)位論文12式中為鍛錘的總名義能量；為塑性變形能；k為打擊恢復(fù)系數(shù)；1為包括上半模在內(nèi)的錘頭重量；2為包括下半模在內(nèi)的砧座重量；從式2.4可以看出，打擊效率η與錘頭重量和砧座重量的比重有關(guān)。錘頭重量越孝砧座重量越大，打擊效率就越高。因此，有砧座鍛錘的12一般取值為20....

圖2.3錘上終鍛飛邊槽Fig.2.3Finalforgingflashgrooveonhammer

2錘上模鍛工藝設(shè)計(jì)及數(shù)值模擬17多用于鍛件形狀復(fù)雜、難以充滿(mǎn)的部位，如高肋、叉口與枝芽等處。梁接頭錘鍛件屬于中小型鍛件，并且并無(wú)深腔，故本章選用標(biāo)準(zhǔn)形式的飛邊槽即可。飛邊槽的關(guān)鍵尺寸主要是橋部的高度和寬度，它對(duì)金屬的流動(dòng)情況及模具應(yīng)力具有較大的影響。增加橋部高度，減小了金屬流向飛....

本文編號(hào)：3894593