微细切削刀具发展现状

本文对微细切削刀具在微细切削加工中的作用进行了阐述。根据微细切削刀具的工作环境,分析了其应当具备的特点;从微细切削刀具的加工机理、设计方法和制备技术三个方面概述了与微细切削刀具相关的研究成果;针对该研究方向上目前存在的瓶颈问题进行了总结。     

微细切削刀具发展现状

本文对微细切削刀具在微细切削加工中的作用进行了阐述.根据微细切削刀具的工作环境,分析了其应当具备的特点;从微细切削刀具的加工机理、设计方法和制备技术三个方面概述了与微细切削刀具相关的研究成果;针对该研究方向上目前存在的瓶颈问题进行了总结.     

薄壁抛物面天线数控镜面加工技术研究

摸索了大直径薄壁抛物面零件数控加工工艺和镜面效果获得方法,通过设计工艺加强筋,设置半精加工和精加工切削参数,研究了不同切削状态对零件表面质量的影响。仿真和加工验证表明,按曲面曲率分层加工结合抛光的加工工艺能获得较高的表面质量和加工精度,满足抛物面天线的加工要求。     

SiCp/Al复合材料超声振动复合切削加工技术研究

SiCp/Al复合材料是具有优良物理、机械性能的难加工材料,常规切削加工存在加工精度及表面质量差的问题。为解决此类材料精密加工问题,采用超声振动复合切削加工方法,设计了专用的超声振动复合切削加工装置,并进行切削加工试验研究。试验结果表明,超声振动切削加工可显著提高SiCp/Al复合材料加工精度及表面质量。     

GH4133A材料高精球面加工技术

对GH4133A材料高精球面加工研究结果进行了讨论,论述了该材料精车加工中刀具材料、刀具角度、冷却液及切削速度、切削深度、进给量的选择,介绍了所设计的球面加工装置,并介绍了研究结果应用于实际生产所达到的效果。     

浅谈金属零件的设计、切削加工及热处理的关系

文章从生产实践应用出发,谈了零件设计与切削加工、热处理工艺三者的关系,阐述了设计人员懂得一些切削加工工艺和热处理工艺方面的知识,对设计出质优价廉产品的重要性;同时,切削加工工艺与热处理工艺有着密切关系,在产品的设计和制造中,只有处理好三者相互的密切关系,才能使产品的设计和制造水平得到提高。     

微切削摩擦磨损特性研究

在微切削领域中,以简单的常系数库伦摩擦模型作为金属切削过程为有限元仿真的摩擦模型仿真计算,与实际切削情况相差甚远;通过利用分子动力学仿真,研究了微切削过程中的摩擦现象,并基于最新微观摩擦学的研究成果,从理论上阐述了微切削与宏观切削摩擦过程中的不同,并应用到微切削加工中的微切削摩擦机理研究,有力的指导去深入地研究微切削加工机理。     

微切削摩擦磨损特性研究

在微切削领域中,以简单的常系数库伦摩擦模型作为金属切削过程为有限元仿真的摩擦模型仿真计算,与实际切削情况相差甚远;通过利用分子动力学仿真,研究了微切削过程中的摩擦现象,并基于最新微观摩擦学的研究成果,从理论上阐述了微切削与宏观切削摩擦过程中的不同,并应用到微切削加工中的微切削摩擦机理研究,有力的指导去深入地研究微切削加工机理。     

激光加热辅助切削氮化硅陶瓷实验研究

针对航空航天领域广泛应用的氮化硅陶瓷材料,采用激光加热辅助的方法进行了切削 实验研究。分析了激光能量、切削深度、切削速度、进给量等加工参数对切削力及比切削能 的影响规律;采用SEM对加工过程中产生的连续切屑进行观测分析,探讨了加热辅助切削的 材料塑性去除及切屑形成机理;分析了不同切削状态的刀具磨损形式及磨损原因;测试了加 工后的表面粗糙度与表面形貌,表明激光加热辅助切削氮化硅陶瓷可以在保证加工效率的同 时得到良好的加工质量,并且不产生亚表面裂纹。
     

碳纤维复合材料车削加工技术研究

碳纤维复合材料硬度高,耐磨性强,属于典型的难加工材料,易产生分层、毛刺、开裂等加工缺陷。研究了车削工艺参数:切削深度ap、主轴转速n、切削进给量f对碳纤维复合材料构件加工表面质量的影响。结果表明,按以下工艺参数选取时,可获取最高生产效率和最佳加工表观质量;精加工时,选取切削深度ap=0.3 mm、切削进给量f=0.1～0.2 mm/r、主轴转速v=100～120 r/min;粗加工时,选取切削深度ap=3 mm、切削进给量f=0.3～0.8 mm/r、主轴转速v=60～80 r/min。     

冲压发动机点火前内流场数值仿真研究

冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低,内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此,在发动机设计时,必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N-S方程进行空间离散,对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟,结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要,稳定器的布局对点火状态有很大影响。     

姿控用再生冷却推力室传热特性研究

对采用MON-25／MMH推进剂的姿控用再生冷却推力室的传热特性进行了研究。首先使用二维传热计算程序,对推力室壁及再生冷却剂MMH的传热特性进行了初步评估,然后运用CFD软件对该问题进行了三维数值模拟,最后将两种方法的计算结果与常温300K和低温243K入口条件下的MON-25／MMH再生冷却推力室热试车状态进行对比,发现三者基本一致。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。     

小推力推进系统起动过程的分析

本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型，并对此系统进行了数值计算。计算结果表明，在燃烧时滞较大时，该系统响应较慢，发动机参数的超调量较大，达到稳态所需的时间较长；轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时，姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段，高室压推进系统比低室压推进系统响应快，高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来，但其超调量较大；高室压姿控发动机虽然响应快，但其超调量大，达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。     

燃烧室内壁数字化加工技术研究

针对火箭发动机燃烧室内壁型槽复杂、加工效率低和质量不稳定的难题,利用加工中心数字仿真技术,对加工中心整体装配建模,进行数字化加工工艺过程整体仿真,研究五轴棒铣刀加工技术,革新了原有的螺旋槽片铣刀加工工艺方案,提出薄壁螺旋槽燃烧室内壁零件加工中心高效加工工艺技术方案,加工质量显著提高,加工效率提高近3倍,工艺改进后的零件经过装配热试车考核满足要求.     

30kN上面级液氧甲烷发动机方案

上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道.上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键.长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备比冲高、空间可长期贮存和高可靠性等能力.针对此技术需求,对比分析了上面级发动机的系统方案;设计了采用...     

The study of high pressure expander cycle engine with advanced concept combustion chamber

This paper discusses the feasibility of the high pressure LOX/LH2 expander cycle engine which delivers 147 kN of thrust at 9.8 MPa of chamber pressure with a new concept combustion chamber.The expander cycle has the advantages of high performance and system simplicity, but it has not been applied for high pressure engine due to the existence of an upper limit in the chamber pressure to be achieved.In the expander cycle engine, the maximum chamber pressure is dominated by the amount of heat absorbed by the regenerative coolant. The larger amount of heat exchange requires the longer combustion chamber under the usual idea, which causes a decrease of performance because of reducing expansion ratio under the given engine envelope or increasing vehicle length. In order to achieve the higher chamber pressure without any decrease in performance, higher heat exchangability in the chamber is necessary.We propose the new concept combustion chamber in which higher heat exchangeability is realized by having the additional heat exchanger installed within it.Preliminary tests for the internal heat exchanger and for the expander cycle engine will by carried out in 1985 by ISAS.     

双推力室起动同步性研究

我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况.以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究.建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台.通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析：指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa.     

铣槽结构液体火箭发动机推力室壳体热应力分析

介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。