Invar36合金端面铣削力研究

为了研究Invar36端铣过程中切削参数对切削力的影响规律,进行了切削力的单因素实验。对比分析了Invar36与0Cr18Ni9的切削力,研究了切削过程中切削力信号的产生及特征,并对加工过程中的动态切削力进行了频谱分析。分析了切削速度、每齿进给量和轴向切深对切削力的影响规律,建立了切削参数与切削力之间的数学模型。结果表明:刀具坐标系内的径向分力Fr表征了工件对刀具后刀面的挤压作用,单个切削周期内的切向铣削力Ft的峰值超前径向铣削力Fr的峰值。回归模型中的相关系数表明,切削参数对切削力影响的显著性依次为轴向切深、每齿进给量、切削速度。随着轴向切削力的增大,试件表层的Invar36晶粒扭曲程度更加明显,晶粒扭曲深度也随之加深。     

小型固体火箭发动机药柱连续浇注工艺技术研究

对Φ50～Φ300mm小型固体发动机药柱连续浇注工艺技术进行了研究。采用无缸浇注技术,突破了密封、下料速度控制、料位控制、自动对中定位等关键技术,设计出旋转式连续浇注装置和自控操作系统,用于BSFΦ127mm发动机装药连续浇注成型。发动机药柱解剖和发动机地面热试车结果表明,连续浇注发动机药柱符合质量要求。     

An improved procedure for manufacture of 3D tubes with springback concerned in flexible bending process

Three dimensional (3D) tubes, which possess the characteristics of space saving, lightweight and high strength, are widely used in many high-end industries such as aviation, aerospace, automobile and shipbuilding. However, when manufacturing a 3D tube in flexible bending process, springback is a big obstacle for improving the forming quality. In this paper, a new comprehensive strategy for springback control of 3D tubes is proposed. The strategy can be described as follows: (1) define the desired shape and manufacture shape; (2) optimize the manufacture shape using two tooling design methods (e.g. DA (displacement adjustment) method and B&T (bending and twisting) method presented in this paper); (3) make a discretization of the manufacture shape to acquire the optimized forming parameters. Additionally, experiment is implemented to validate the effectiveness of the new strategy. Results show that forming parameters acquired by the new strategy are partially effective. The new strategy also demonstrates that, during 3D tubes forming, the deviation caused by over-bent elements can be counteracted by the deficient-bent elements. This principle is helpful to reduce the difficulty of parameter determination in future.     

固体火箭发动机含裂纹药柱应力场有限元模拟的新方法

针对研究固体火箭发动机药柱出现裂纹前、后药柱内应力/应变场的需要,提出利用奇异单元和生死单元技术模拟含三维裂纹药柱的新方法,并利用该方法对固体火箭发动机三维非贯穿裂纹进行模拟,分析药柱裂纹附近区域应力分布的规律。结果表明,该方法便捷有效,尤其适用于对比研究裂纹、脱粘等药柱缺陷引起的应力释放和应力分布的变化。     

高压氧气黄铜管路连接件设计与应用

根据高压氧气特殊的化学性质和高压氧气供应系统使用要求,参考航天QJ2889系列37。导管连接件标准,设计了DN4,DN10和DN20的黄铜球头、焊接直通等连接件,并进行了强度校核、强度及密封性试验。系统建设后经正式应用验证,确认黄铜连接件设计满足了高压氧气系统使用要求,解决了黄铜管路与不锈钢管路互连的技术难题。     

GH4169晶粒尺寸的双目标超声评价方法

针对仅以评价准确性为目标的多超声评价方法易失去单调可评价性这一问题,同时以准确性、单调性为优化目标,提出一种面向GH4169晶粒尺寸的双目标多超声参数评价方法。根据相关性准则选取多超声参数,并构建二次多项式评价关系模型;以平均绝对误差为准确性评价目标,以斯皮尔曼相关系数为单调性评价目标,构建以评价模型待定参数为决策变量的双目标优化问题,并利用多目标优化算法求解获得最终的超声评价模型。结果表明:该方法所确定的模型的偏差与相对误差分别为3.05%与10.69%,这表明其准确度及稳定性均显著优于其他模型。     

利用微加工工艺提高空间行波管收集极效率

针对二次电子发射系数对空间行波管收集极效率的影响,通过降低二次电子发射系数的方法,提高收集极的效率。并以无氧铜为例,使用化学刻蚀的方法对无氧铜样片进行表面处理,得到规则微孔阵列结构。使用二次电子发射测试平台对有无表面处理的无氧铜样片进行测量。测量结果显示,经化学刻蚀处理后的样片的最大二次电子发射系数由1.33减小到0.96,二次电子发射抑制效果明显。将测得的两个二次电子发射系数曲线用于空间行波管收集极的模拟设计中。选用已有的3个收集极结构模型,使用模拟软件进行仿真并计算收集极效率。结果表明,3个收集极结构模型的效率分别由原来的80.1%、57.5%、42.1%提高到82.55%、62.6%、59.2%。该结果对于空间行波管收集极的设计具有重要参考价值。     

直流式喷嘴开口率声学抑制能力影响

根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学影响规律。结果表明:在标准长度和最佳长度2种条件下,开口率对喷嘴抑制能力的影响差别很大。合理选择开口率和喷嘴长度能够有效提高喷嘴抑制能力。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。     

S型管内超临界航空煤油的裂解与结焦研究

再生主动冷却是超燃冲压发动机热防护的关键技术之一。为了探究冷却通道中弯管结构产生的二次流对碳氢燃料裂解与结焦特性的影响,使用S型圆管实验段进行了RP-3航空煤油超临界裂解结焦实验。重点考察了沿程壁温、产气率、气相产物分布以及S型管结焦沿程分布特征。实验结果表明：由于S型管的结构特点,沿程壁温和结焦分布均呈现出与直管相迥异的特征。在两个弯道区域,离心力产生的二次流加剧湍流混合,强化了局部换热,导致壁温下降。结焦率在弯道结构处出现小幅度局部峰值,在出口温度为700℃时,第二个弯道处平均结焦率比中间直管段提高了101%~170%。这可能与弯道处对应的局部高温、输运作用增强和局部摩擦阻力的增大三者综合作用有关。此外,还发现S型管产气率比直管更高,在出口温度为700℃时提高了10.2%~14.9%。可能是弯管处内侧壁面附近的燃料受局部高温影响,裂解反应加剧,产气率增加。而S型管的特殊结构对裂解的反应路径无明显影响,因此气相产物分布与直管并无明显差异。     

临近空间固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化

针对临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的高效设计方法。为了准确计算发动机的性能特性,对发动机进行了几何参数化建模,并针对复杂装药的燃面计算,提出了基于移动四面体的燃面计算算法。为了准确评估飞行器的最大航程能力,采用自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法获得给定发动机设计方案下的最大航程。为了提高发动机与轨迹一体化设计优化效率,提出了基于Kriging代理模型的多采样点高效全局代理优化算法,并进行了数值验证。计算结果表明：该优化方法收敛速度快,相比传统参数优化算法可以显著减少耗时目标函数和约束函数的计算次数,并能够有效地实现临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化。