带内锥冲头挤压过程中金属变形流动行为研究

针对平模挤压过程中易产生死区、缩孔等流动缺陷,设计一种带内锥冲头用以改善成形过程中金属的变形流动行为.对冲头有、无内锥两种形式挤压过程进行数值模拟,利用罗德系数、J2应力偏量不变量等特征量进行变形分区,并利用7050铝合金进行挤压试验验证.结果表明,带内锥冲头能有效改善挤压过程中速度场的分布,显著减小死区,并避免产生缩孔缺陷.因此,带内锥冲头更利于金属的挤出成形.     

CVI反应器内部气体流场的有限元模拟及优化设计

采用有限元计算方法,研究了CVI反应器内部的流场特征.对于形状简单的构件,构件的放置方式和阵列对气体的流动状态具有显著的影响.与横向阵列相比,纵向阵列能充分保证构件沿其长度方向流场均匀性,减小回流现象;在反应器中,随着纵向阵列试样数量的增加和分布均匀性的提高,气体流动速度增大,流场均匀性提高.减少反应器内部的自由空间,是提高流场品质和化学气相沉积效果的关键.基于减少反应器内部的自由空间的原则,针对杯形复杂构件,提出了通过加入与其几何形状相适应的导流板工装,有效避免了在构件内部和外部形成回流区,实现流场的优化设计.     

激光冲击残余应力场的有限元分析

建立模拟激光冲击残余应力场的非线性弹塑性有限元模型,预测AISI 304奥氏体不锈钢厚、薄靶材经激光冲击后表面以及内部的残余应力场分布.模拟过程中,考虑材料高应变率(106s-1)下的力学性能和激光诱导冲击波的精确加载,分析激光功率密度、激光光斑尺寸、激光脉宽、激光冲击次数、激光单面与双面冲击等激光冲击参数以及初始残余应力等因素对不锈钢靶材残余应力分布的影响.数值模拟结果与X射线衍射法测量值吻合较好.在有初始残余拉应力(250MPa)存在的情况下,激光冲击仍能使304奥氏体不锈钢靶材形成残余压应力层,说明激光冲击工艺可提高奥氏体不锈钢焊接构件的抗应力腐蚀开裂能力.     

超燃冲压发动机缩比燃烧室流场数值模拟

为了采用二维N-S方程来研究带有垂直喷射的三维问题,即拓展二维模型的适用范围,提出了一种针对喷射的简化模型,即采用源项加质来近似模拟喷射的质量添加。为了验证这种简化的可行性,针对文献中的实验条件进行了对比计算。结果表明,数值模拟与实验点符合得较好。运用以上简化模型,对放置在自由射流实验台上的缩比超燃冲压发动机燃烧室流场,采用五组元单步反应模型进行了数值模拟,得到了各主要气动参数及组分质量分数的分布,表明,根据数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好。      

冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差.     

航空发动机主燃烧室稳定工作范围研究

应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-ε模型、EBU-Arrhen ius模型、颗粒群轨道模型和AD INA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模拟的合理性和可行性。     

叶尖间隙对高负荷风扇转子性能影响的数值研究

在不同叶尖间隙下,对高负荷风扇转子的特性进行了研究;通过数值方法分析了叶尖间隙对转子特性的影响。结果表明:适当小的叶尖间隙可以使转子获得较好的性能;作为泄漏流的反应,外壁机匣上所形成的静压槽随着间隙的增大、反压的提高而扩大;在不同叶尖间隙下,叶尖附面层和泄漏涡的破裂对风扇转子的失速起不同作用。     

矢量喷管机构运动功能可靠性分析

针对矢量喷管机构的运动特点,将其运动过程分为2个摆动阶段和1个定位阶段,应用概率论和随机过程理论建立了对应这3个阶段的运动功能可靠性分析模型;采用有限元软件ANSYS和机构仿真分析软件ADAMS相结合的办法,得到机构目标变量的分布;根据建立的3个阶段的可靠度数学模型,计算了矢量喷管机构的可靠度。     

某型飞机起落架舱门数字可视化装配系统的设计研究

提出一种飞机数字可视化装配的设计方法和实现原理。在CATIA数字模型基础上,运用MAYA实行动画及渲染,以VisualC 为平台建立数字化装配的整体框架,用C 语言引入装配相关零件的各种信息,通过对这些信息的处理实现虚拟环境下飞机舱门的数字化装配。     

磁悬浮火箭发动机推力测试台

将电磁悬浮技术用于火箭发动机推力测试试验台是一次新的尝试。本文给出了应用电磁悬浮技术的发动机推力测试试验台的结构,推导了系统的运动方程,并对试验台进行了系统仿真。最后对整个试验台成功进行了多发现场试验,仿真结果和试验结果都表明电磁悬浮技术用于火箭发动机推力测试是成功的,提高了测试系统的性能和推力测试精度。