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351.
采用置氢钛合金粉末热等静压成形与钛合金热氢处理技术相结合的新工艺路线制备合金,研究了置氢量及热等静压工艺参数对置氢TC4合金粉末热等静压制件组织性能的影响规律。结果表明:随着置氢量的增加,置氢TC4合金粉末热等静压后制件的密度呈逐渐增高的趋势;热等静压制件的片层状组织尺寸变薄、针状的组织变细,等轴颗粒组织愈来愈多;退火后制件的显微组织中等轴状的颗粒增多,压缩屈服强度和抗压强度均逐渐增大;热等静压制件与粉末原料的氢含量及相组成基本相近,真空退火除氢后氢含量则达到了安全使用水平,置氢量0.42%TC4合金粉末热等静压制件致密效果好、综合力学性能高。 相似文献
352.
先进循环是燃气轮机发展的重要方向,1套通用先进循环工质热物性计算方法对先进循环研究具有重要意义.以工质最为复杂的化学回热循环为例,建立了1套通用的工质热物性计算方法,并论证了该方法也适用于其他先进循环.基于面向对象方法建立了1套计算系统并采用C++语言编制其计算程序,验证了空气和水蒸气的热物性计算精度,最大误差为0.00852%.采用该热物性计算方法计算了1个化学回热循环的热力过程;在给定的条件下其效率比简单循环效率提升32%,达到47.32%.结果表明:所提出的热物性计算方法计算准确,通用性强,为先进循环研究提供了基础. 相似文献
353.
基于比拟理论计算圆柱/翼型的气动噪声 总被引:1,自引:0,他引:1
采用计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过两个步骤模拟流动的声学远场。第一步,在包含所有声源的近场区域内,通过求解URANS方程获得控制面处的非定常流场参数;第二步,采用基于可穿透数据面的FW-H方法模拟声学远场。该方法与传统的半经验方法相比,计算精确,易于工程实现,并且可以计算非线性噪声。根据气动声学计算积分公式,构造了高阶的时间离散格式,采用高斯积分公式计算圆柱/翼型的气动噪声。在时域和频域上计算了观测点处的声压及声压级随时间步数的变化情况,其结果与国外实验结果对比取得了较好的一致性,此外研究了翼型尾流部分界面对计算精度的影响。 相似文献
354.
355.
运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。 相似文献
356.
发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法。该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管(Ludwiegtube),提供瞬态热喷流气源。本研究包括以下内容:不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响。本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求。 相似文献
357.
在高隐身布局设计研究中,为追求隐身特性,往往会损失部分气动效率。为更好地兼顾隐身特性和气动特性,通过对融合式布局的前缘进行修型,提出一种低阻高隐身前缘布局。对三种不同机身布局进行雷达散射特性和气动特性建模计算,得出修型后布局雷达散射截面降低,且波峰波瓣很窄,同时在气动上提高了升阻比,减小了配平损失,从而较大地提高了气动效率。 相似文献
358.
359.
针对叶型转折角为108.1°的涡轮直叶栅,利用低速风洞,实验研究了带围带和无围带情况下叶栅出口截面的流场结构和叶栅气动性能.研究了不同围带上腔间隙、不同来流冲角情况下叶栅出口截面二次流结构、气流角分布及总压损失系数变化情况.结果表明:相对无围带叶栅,围带能够有效控制叶顶间隙泄漏,降低叶栅气动损失;随着围带与上端壁之间高度的增大,泄漏流体增多,导致泄漏流体与主流掺混的气动损失增大.对于所研究的叶栅,围带与端壁间的间隙高度不应大于1%叶展.冲角变化影响叶栅中的三维涡系结构及其强度,对叶片吸力面静压分布影响较为明显.适当的正冲角能够改善流动状况,进而提高大转折角叶栅的气动性能. 相似文献
360.
声爆精确预测及低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一.将改进后的SGD(Seebass-George-Darden)反设计方法、声爆预测算法与遗传算法相结合,形成低声爆布局混合优化方法,利用遗传算法对SGD参数进行优化,得到具有较低声爆超压值和较大有效容积的等效截面积分布,进而得到低声爆布局方案.构建了低声爆混合优化设计环境,可以对方案的声爆水平、感觉噪声级、机体有效容积以及等效截面积分布等进行计算分析,在总体设计阶段具有较高的工程实用价值.优化后的方案采用连翼布局,钝形机头设计,优化后方案的声爆超压值降低了14.51%,机体有效容积增加了15.08%.由于尾部激波强度的不同,地面声爆感觉噪声级随滚转角的变化呈现先变小、后变大、再变小的趋势,对于尾部声爆波形还需进一步优化研究,以降低感觉噪声级. 相似文献