TC18在固体火箭发动机壳体领域的应用探索
多级固体火箭发动机中的末级发动机要严格控制冗余质量,这就对固体火箭发动机金属材料的比强度提出了更高要求,受结构限制,不但要求材料有较高的抗拉强度,还必须要有良好的焊接性和热处理淬透性.TC18是一种接近临界的α+β两相钛合金,锻件热处理后强度可以达到1080～1200MPa,焊接性能和热处理淬透性良好.TC18在固体火箭发动机壳体领域还没有广泛应用.本文通过理论分析和试验验证,证明TC18满足新型固体火箭发动机壳体对材料的要求,工艺性良好.
固体火箭发动机 壳体材料 钛合金 组织结构 工艺性
李俊峰 牛警惕
西安航天动力机械厂 西安 710025
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2017-06-21（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）