立式捏合机桨叶结构参数对混合釜流场影响的仿真分析

为揭示立式捏合机桨叶几何结构参数与混合釜流场之间的关系,以1 L两桨立式捏合机为研究对象,采用计算流体力学ANSYS Fluent 14.5软件对立式捏合机进行了三维模型仿真研究,分析了桨叶结构参数(桨桨间隙、桨叶螺旋角)的改变对混合物料挤压应力和剪切应力的影响。结果表明,增大桨桨间隙可减小桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨螺旋角分别为40°、45°、50°,桨桨间隙由1.0 mm增加到3.0 mm,挤压应力、剪切应力分别平均减小了82.4%、57.23%;增大桨叶螺旋角可增大桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨间隙分别为1.0、2.0 mm,桨叶螺旋角由35°增加到55°,挤压应力、剪切应力分别平均增加了92.8%、55.7%。     

立式捏合机桨叶扭矩特性的CFD仿真研究

桨叶是立式捏合机的重要部件,其直接关系到立式捏合机混合效率及混合扭矩。采用CFD方法研究了立式捏合机工艺参数(转速、转动模式)及桨叶结构参数(桨桨间隙)变化对空心桨瞬时扭矩和平均扭矩的影响。研究结果表明,桨叶瞬时扭矩与空心桨和实心桨相对位置有关,桨叶转速只影响桨叶瞬时扭矩值,桨叶平均扭矩与桨叶转速呈线性关系;混合物料为牛顿体流体时,不同转动模式(正转、反转)对桨叶平均扭矩的影响较小。     

立式捏合机搅拌桨螺旋角影响数值分析

以计算流体力学方法为工具,研究了搅拌桨螺旋角对立式捏合机混合性能的影响.建立了立式捏合机混合过程的流体运动方程,完成了混合锅内流场的数值模拟,确定了立式捏合机混合性能评价指标,详细分析了搅拌桨螺旋角的变化对评价指标的影响.分析表明,当空心桨螺旋角取43°～48°范围内的值时,立式捏合机具有较好的扭矩特性,混合同样体积的物料时单位体积功耗小,同时具有较高的轴循环能力和稳定的剪切特性,混合效率也较好.     

立式捏合机搅拌桨的设计

介绍了立式捏合机搅拌桨的设计方法和几何参数的计算方法;推导了两搅拌桨螺旋升角的关系式,根据捏合原理,建立了搅拌桨水平截面曲线的数学模型。     

立式混合机桨叶运动轨迹分析

介绍利用坐标变换原理建立双桨行星立式混合机桨叶运动轨迹数学模型的方法及利用计算机绘制桨叶运动轨迹的技术，并以该数学模型分析了空心桨叶棱边与锅壁最小间隙的分布规律，同时分析了公转和自转变比不同时，桨叶和锅壁间死区对被混物料混合效果的影响     

立式捏合机搅拌槽内混合机理

以立式捏合机桨叶为研究对象,重点研究桨叶的搅拌过程机理。结合混沌混合理论,阐述了立式捏合机桨叶偏心布置及桨叶行星运动是促使产生混沌混合的必要条件。采用UV示踪实验证实了立式捏合机搅拌槽内混沌混合的存在,对比立式捏合机桨叶正、反向转动模式,发现桨叶反向转动模式下混合物料的平均应变速率较大,更有利于物料的分散式混合和分布式混合。依据Poincaré截面判定准则,立式捏合机搅拌过程中搅拌槽内搅拌物料处于混沌状态。     

基于流场模拟的复杂形面搅拌桨叶三维设计与优化系统

为实现立式捏合机搅拌桨叶全三维设计与优化,集成搅拌桨叶几何造型、流场模拟与机械性能分析,开发了基于流场模拟的复杂形面搅拌桨叶三维设计与优化系统.分析搅拌桨叶运动特性,建立搅拌桨叶的三维参数化模型;综合搅拌桨叶的几何造型、运动方式、混合工艺条件,在虚拟环境中真实地模拟搅拌桨叶混合过程,快速分析与评价搅拌桨叶几何形状与流场特征的关系;在虚拟环境下,将流场模拟结果作为负载,添加在搅拌桨叶上,对其机械性能进行分析与优化.通过工程设计实例,对这套方法进行验证,设计结果成功地应用于生产实践.应用结果表明这套系统可以缩短设计时间20%,设计的设备能耗降低5%.     

大型固体发动机燃烧室立式贮存研究

为研究大型固体发动机对特殊立式贮存环境的适应性,开展了大型固体发动机立式贮存状态的受力分析以及立式贮存试验研究。基于大型固体发动机立式贮存环境条件的分析,综合考虑固化降温、充气内压等因素对发动机立式贮存的影响,开展了联合载荷作用下的计算分析。研究结果表明,发动机立式贮存状态相对初始状态前、后人工脱粘间隙都增大,前人工脱粘间隙增大较多,前人工脱粘开口部位轴向位移最大,中孔径向位移最大;发动机充气后药柱的变形量、前后凸环形药柱界面及药柱中孔处等效应力应变随内压提高有所提高,但前后凸环形药柱界面和药柱中孔处受力状态从三向或两向受拉变为三向受压状态,设计合适的充气内压有利于发动机的长期立式存放。燃烧室立式贮存试验实测了药柱立式贮存后的变形,实测结果与计算结果趋势一致。     

纤维缠绕圆锥壳体设计分析

以纤维缠绕结构的网格理论为基础,建立了纤维缠绕圆锥壳体在内压作用下的平衡方程。求解该方程,得到了纤维应力、纤维厚度和均衡缠绕角的解析解。对螺旋加环向缠绕,从圆锥大端到小端,纤维厚度和均衡缠绕角逐渐增大,纤维应力逐渐减小。利用最大应力强度准则,得到了单一螺旋缠绕及螺旋加环向缠绕圆锥壳体爆破压强的计算公式。为了使计算的爆破压强与实际结果相符合,纤维发挥强度的选取必须由模拟实验确定。     

TC4钛合金气浮陀螺球轴承的离子氮化工艺研究

针对TC4钛合金气浮陀螺轴承离子氮化的要求,改进离子氮化炉的阴极结构,控制阴极托盘与防辉盘、阴极柱上端圆盘与间隙套、间隙套与阴极瓷管之间的间隙尺寸,使氮化过程中的气压、电压和电流密度均可在较大范围内调整,无内弧或击穿,辉光稳定,减小了瓷柱污染,氮化温度可≥900℃,使稍低于相变点则合金将有较佳综合性能;设计辅助工装,保证零件各部件的温差＜10℃;经确定检测方法,优选离子氮化气氛、氮化温度及温度升降速度,消除污染后获得的氮化零件色泽金黄;最大氮化深度~0.5mm;表面硬度＞Hm1000;球轴变形量＜+4~7μm;球碗变形量＜-15μm;研配后可达到设计要求,耐磨性能及抗咬合性能显著提高。     

基于空基平台的激光通信技术研究和展望

深低温阀门多为常温设计，低温服役。宽温域引起的结构变形将诱发阀门导向卡滞、密封泄漏等安全问题。采用有限元分析方法获取阀门导向副配合部位变形量，提出迭代镜像补偿方法解决深低温服役的阀门导向副变形超差问题。经分析，在深低温工况下阀门配合间隙均超出设计允许值，导向行程最大时配合间隙减小17.95%至16.41 μm；补偿后导向副配合间隙变形量控制在1 μm内，满足深低温工况下阀门形状设计要求，验证了迭代镜像补偿方法的有效性。     

钻取式自动采样机构螺旋钻杆结构参数的多目标优化

分析了螺旋钻杆的输出月壤原理和输出月壤阻力（阻力矩）以及综合考虑了螺旋槽内月壤对钻杆驱动力矩的影响、螺旋升角的取值范围和钻杆的轴向钻进功率后建立了钻杆驱动力矩、轴向加载力及功耗的模型。利用该模型分析了钻杆外径、螺旋槽深、槽宽比及螺旋升角等结构参数对钻杆驱动力矩和轴向加载力的影响,获得了钻杆结构参数对钻杆驱动力矩和轴向加载力的影响规律。以钻杆质量和功耗最小为双优化目标,以钻杆外径、螺旋槽深、槽宽比及螺旋升角等结构参数为设计变量,基于遗传算法对钻杆结构参数进行了优化,优化后的功耗较优化前降低了31.8%,钻杆质量减小了23.3%。总体减少了钻探风险,可为钻取式自动采样机构的设计提供理论依据。     

螺旋离心式喷嘴雾化特性试验与仿真研究

为了研究螺旋离心式喷嘴液膜形态及锥角变化规律,运用高速摄影仪与VOF方法对该型喷嘴进行了不同喷注压降及不同背压下的雾化特性试验与数值仿真研究。试验与数值仿真结果分析表明:提高喷注压降能明显加剧液膜一次破碎,缩短破碎长度,而提高背压对二次破碎的影响更明显,更有助于改善雾化效果;随着喷注压降与背压的提高,液膜锥角均逐渐增大,但改变背压对液膜锥角的影响明显小于改变喷注压降;液膜锥角沿轴向增大且变化率逐渐减小,最后锥角基本保持定值。数值仿真所得到的液膜形态及锥角与试验结果吻合较好。     

复合材料壳体缠绕芯轴设计分析

讨论了空心芯轴的优越性,得到了芯轴内、外直径的确定方法,给出了芯轴强度和结构稳定性校核方法。当芯轴外直径一定时,空心轴与实心轴相比,芯轴挠度和芯模质量都减小了。算例表明,文中给出的计算方法可用于空心芯轴的设计。     

考虑法兰变形的U-E金属密封结构匹配优化设计

针对液体火箭发动机大直径高温高压轻量化法兰变形量大导致密封泄漏的问题,采用Walters法结合三维仿真实验对法兰变形进行分析,阐明了法兰变形量及U-E金属主/副密封面密封比压变化,通过法兰变形量对U-E主/副密封之间的高度进行匹配设计;对于U-E密封复杂横截面多结构参数,设计正交实验,结合法兰变形量,系统开展了U-E金属主/副密封设计。结果表明:法兰变形导致压缩量减小,密封回弹量增大,可导致U-E结构的密封比压不足;通过增加压缩量,增加U-E主/副密封高度差,U-E密封正交试验的结构优化,有效地解决了法兰变形下的密封比压不足问题。对优化后的结构进行重复充泄压试验,试验结果均满足要求。     

可压缩流涡流冷壁发动机数值模拟

为深入探索入射倾角、入射压降、发动机圆柱段长度等参数与涡流冷壁发动机内双向涡流结构特征量之间的内在关系,以三维物理模型为基础,进行了可压缩流涡流冷壁发动机冷流数值模拟。在前期湍流模型选择中,比较了RSM模型、带旋流修正RNG k-ε模型、RNG k-ε模型3种模型的可信度,从准确度和经济性两方面综合考虑选择带旋流修正RNG k-ε模型作为计算模型。研究发现,切向速度及最大切向速度均随入射倾角的增大而减小,随入射压降增大而增大,随长径比的增大而减小。不同入射倾角、不同入射压降、不同长径比下,整个发动机内最大切向速度的无量纲径向位置均恒定在0.19附近。对于不同长径比工况,长径比为1.0时,最大切向速度从发动机顶端到入射口附近逐渐增大,长径比为1.5时,最大切向速度从发动机顶端到入射口附近先增大、后减小。切向速度及最大切向速度的轴向衰减率维持在3%以内。无量纲涡幔半径从发动机顶端开始线性增大到入射口附近,变化范围为0.71~0.82。入射倾角相同时,随入射压降的增大,燃烧室长径比对最大切向速度大小的影响将随之增大。     

固体推进剂裂纹内点火过程流固耦合数值仿真

利用CFX和ANSYS模拟了固体推进剂裂纹内点火阶段的流固耦合过程.流场边界添加源项模拟装药燃烧的质量添加,CFX计算得出的压强值和ANSYS计算得出的边界位移在2个软件之间传递,实现流固耦合仿真过程.仿真结果表明,裂纹内部燃气压强随时间先增大后减小,之后逐渐稳定;药柱最大应力随时间变化呈波动状态,最大变形量随时间持续...     

基于导叶端弯的小展弦比燃气涡轮优化设计

以某型火箭发动机用亚声速小展弦比燃气涡轮为研究对象,为进一步改善涡轮内部流场,提高了涡轮效率,通过调整导叶子午端壁型线曲率、采用导叶端弯的设计方法对涡轮进行了优化设计,其作用在于减小叶片通道二次流损失,并将导叶出口压力分布进行调整,从而减小叶顶泄漏损失。基于六面体网格,采用CFX流场分析软件对优化前后结构进行了数值计算,结果表明:优化后单通道无叶顶间隙模型涡轮效率提高1.4%;采用正弯设计后,轮毂和叶顶处绝对和相对气流角显著增大,叶片中部气流角有所减小,整体分布更加均匀,消除了原型结构动叶轮毂区的流动分离;优化后全通道模型围带间隙前后压差明显降低,泄漏量从7%降低至4.75%,涡轮效率提高5.9%。     

提高卷弧翼火箭弹圆锥运动渐近稳定性的几个方法

定量分析了火箭弹外弹道参数、标志量和几何参数对平衡转速及临界转速的影响趋势,指出在降低火箭弹飞行速度、将火箭弹质心位置前移、保持尾翼等效面积不变的情况下,减小尾翼展长、增大其弦长及减小尾翼安装角等均有利于提高其圆锥运动的渐近稳定性。探讨了圆锥运动稳定性判别与弹道仿真一体化的分析方法,指出只需判断速度最大点的圆锥运动稳定性态即可评估整个飞行过程中的圆锥运动稳定性态;最后,说明了该分析方法的不足,并讨论了进一步研究的方向。     

偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析

为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律.结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1％,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28％和10...