铝合金热冲压过程数值模拟分析

铝合金热冲压工艺可用于一次性成形形状复杂的零件.本文以热冲压某铝合金大尺寸板件为例,利用数值模拟软件研究了热冲压过程中的应力、应变和厚度分布变化情况.冲压过程中,极限应力应变值由凸模圆角处转移到零件侧壁区.冲压成形后,厚度最小值也在侧壁区附件,与应力应变分布具有较高的一致性.从而对铝合金热冲压工艺有更深入的了解,为该工艺的研究和应用提供一定的理论参考.     

单晶涡轮叶片热机械疲劳试验技术

针对单晶空心气冷涡轮转子叶片的热机械疲劳(TMF)试验要求,建立了涡轮叶片热机械疲劳试验系统,包括加载、加热、气冷、水冷和控制等5个子系统.试验结果表明:该系统能够同时模拟服役条件下单晶涡轮叶片考核截面的应力场、温度场、气冷过程以及应力/温度谱等.利用该试验系统进行了单晶涡轮叶片考核截面的热机械疲劳试验,试验结果再现了涡轮叶片在服役状态下的失效模式.基于上述试验结果可以进行涡轮叶片的寿命预测和失效分析.      

地空导弹厚壁气动加热温度计算

导弹在飞行中,弹体周围的气流温度会升高,弹体表面被加热;飞行速度越高,加热越严重。介绍了地空导弹厚壁气动加热的工程计算方法,包括空气绕流参数、热交换系数与弹体头部的表面温度计算公式。     

直升机旋翼除冰系统加热垫试验研究

直升机旋翼桨叶结冰会导致其气动外形的破坏,严重影响飞行品质。为了提高直升机旋翼防除冰系统的柔韧性和抗疲劳性,以镍铬合金细丝编织的金属网作为加热元件,并将其以展向布置的方式设置于桨叶中;通过设计,确定金属丝的直径、网格的尺寸,结合现有的复合材料成型工艺,制备出电加热试验件;对所制备的加热垫分别进行电热性能测试、力学性能测试和实验室模拟除冰试验。结果表明:所制备的加热垫温升速度可达2.5℃/s,面内温度均匀性小于2℃,实验室模拟除冰效果良好。     

钛合金板料热压弯过程数值模拟

采用有限元软件ABAQUS对Ti-6Al-4V合金板料热压弯成形过程进行了模拟,分析了应力应变分布规律和工艺参数对成形过程的影响。研究表明,压弯过程的变形主要集中在大厚度区域中间位置;当板料表面与模具多点接触后,板料由自由弯曲变为校正弯曲,成形力急剧增大;保压600s时板料最大回弹量和上模成形力分别降低84%和94%。在相同工艺条件下的试验结果验证了有限元模拟的准确性。     

燃油液体推进剂水分含量测定的不确定度评定

燃油液体推进剂属于轻质石油产品,燃油中含有水分,会使其冰点升高,引起过滤器或输油管堵塞,甚至中断供油,酿成事故。因此,水分含量成为燃油质量检测的一项重要性能指标。以测定某型导弹燃油液体推进剂中水分含量为例,详细分析以卡尔费休库仑滴定法测定水分含量过程中的不确定度来源,加强实验操作,提高实验准确度,完成不确定度评定。测定结果为:水分质量分数46.16μg/g。当置信水平为95%时,计算出水分含量的扩展不确定度约为1.754μg/g。为保证燃油质量可靠,对燃油中的水分含量测定进行不确定度评定,可为准确评估燃油质量提供有效的参考依据和数据支撑。     

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。     

高超声速多体分离过程气动加热计算技术

发展了无粘外流解与气动热工程方法相结合的用于全机外形复杂流动气动加热计算技术,并将其与动态多体分离过程流场解相结合,提出了一种高超声速飞行器多体分离过程气动加热特性计算技术,然后耦合结构传热,实现了飞行器热防护系统中结构材料温度分布特性的数值模拟。采用本文方法,针对假定高超声速多体分离布局及飞行条件开展了分离过程中的结构温度分布特性与热流密度分布特性计算,分析并给出了组合体分离过程中部件干扰对气动热的影响特性。结果表明本文发展的计算技术可为高超声速飞行器的防热方案设计、气动热特性定性分析及热防护系统设计等提供技术支持。     

旋转封严篦齿风阻温升的试验研究与数值分析

选取具有典型封严结构的真实尺寸台阶型封严篦齿,通过高速旋转条件下的风阻温升特性试验,进行了进出口压比(1.05~2.8)、封严间隙与齿尖厚度比(相对封严间隙)(2.4~4.0)、雷诺数(1900~28000)及转速(0~12000r/min)等参数对篦齿泄漏流风阻温升的影响研究.并基于试验条件,采用renormalization group(RNG)k-ε湍流模型,对同一篦齿的风阻温升特性进行了数值计算.结果表明:篦齿泄漏流温升随进出口压比、雷诺数、封严间隙与齿尖厚度比的增加而减小,但随转速的增加而增大.数值计算结果与试验数据吻合 良好,台阶型封严篦齿第1道和第2道封严齿内的风阻温升最为显著,前两道封严齿内的温升占总温升的60%. 根据试验结果,提出了计算台阶型篦齿泄漏流温升的经验公式,其计算结果与试验数据具有较好的符合性.      

激波抛撒水膜成雾参数实验研究

使用激光相位多普勒粒子测速系统对激波抛撒水膜形成的云团进行了观测,得到激波抛撒水膜形成的云雾中液滴速率和尺寸参数。结果表明：不同厚度水膜在同等强度激波的作用下抛撒,破碎产生的液滴轴向速率和尺寸以及形成云团的高度都随水膜厚度的增加呈“W”形变化。不同厚度水膜其破碎液滴轴向运动速率存在显著差异。而径向运动速率差距不大。结果说明,在激波作用初期,激波驱动力起着关键作用．随着抛撒距离的增加．液滴的蘑力及在气流中所受摩擦阻力的影响越大。液膜厚度越小,透射激波越强,液膜被抛撒的范围越大。形成云团的直径随着液滴的径向速率增加而变大。