通过结合液压成形柔性介质优势和高速成形高应变速率优势,提出了一种新型高能率冲击液压成形技术和装备,该技术能够提高材料的塑性成形能力,同时具有回弹小,无需密封,良好的表面质量,非常好的小特征填充能力等特点,能够解决传统落压成形技术制造铝合金复杂航空钣金零件过程中存在的起皱、开裂和需要大量人工辅助的问题。首先对单冲击体和双冲击体2种冲击形式的冲击传载特性进行了深入研究。研究发现,大质量单冲击体液室压力保持效果好、液固界面压力倍增系数高、能量利用率高。在此基础上研制了新型冲击液压成形设备,通过采用气液组合驱动方法实现了高压高速驱动,设备冲击能量为225 kJ,液室直径250 mm,液室峰值压力可达1000 MPa以上。不同于以往设备主要用于实验研究,该设备能够实现高能率冲击液压成形技术的工业化生产。最后进行了...

为研究不同舵偏角对某弹道修正火箭弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,采用FLUENT软件对弹丸在不同舵偏角、不同马赫数、不同攻角下进行气动仿真计算,得到不同舵偏角下弹丸的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:舵偏角越大,平衡攻角越大,升力系数越大,稳定储备量呈先减小后增大的趋势。

根据展开式超音速气动减速器的结构设计方案,建立了三维几何模型;利用有限元软件ANSYS对气动减速器的模态特性进行了有限元分析,得到了结构的前6阶固有频率和振型,分析了固有频率的变化规律及振型特点;结果表明:减速器的固有频率设计合理,结构设计方案可有效地避免共振,该分析方法为展开式气动减速器的动力学研究与结构的优化设计提供了理论参考。

为了有效评估高超声速火箭弹在飞行过程中边界层状态,准确计算弹体表面的气动加热情况,基于流线追踪法确定弹体表面流线长度和当地雷诺数,通过对二维平板和三维钝锥算例分析,确定了与实验拟合较好的转捩准则。利用该转捩准则将弹体划分为层流段、转捩过渡段和湍流段,分段计算了弹体表面气动热。结果表明:弹头驻点区域和舵片前缘气动加热最为严重,转捩分段计算可更加真实地预测弹体表面的气动热情况,3层防护涂层的布置方案合理。

为保证管式发射折叠固定翼飞机出筒过程的可靠飞行,采用数值仿真方法分析研究了飞机在弹机分离阶段的气动特性。研究了飞机在不同机翼折叠角和出筒速度下的升力、阻力、压心位置和出筒速度动态变化对飞机气动特性的影响。结果表明飞机在出筒过程前半段迎风面积少导致飞机升力小,应尽量缩短机翼展开时间。出筒过程中,飞机升阻比在飞机出筒前半段随着机翼折叠角的增大而增加,在后半段飞机升阻比逐渐趋于8。本文所研究串列式折叠固定翼飞机在出筒过程压心位置变化较小,压心位置最大波动量不超过5.62%。

为了研究扑翼飞行器柔性翅的气动特性,参照典型鸽子翅翼的参数特征,构建刚性翅与两类柔性翅模型。借助Workbench平台,采用流固耦合技术,对扑翅过程中的流场状态进行数值计算,得到了来流为11 m/s,攻角为8°条件下翅翼扑动中的升力、阻力变化特点。通过对不同翅翼升阻力特性进行对比,发现了扑翼柔性翅的波动时域特征,并进一步对波动时域的成因进行了分析。使用高速摄影对鸽子的扑动过程进行实验研究,将实验结果与数值计算的结果进行了比对,验证了波动时域存在的合理性。

气垫登陆艇推进螺旋桨的性能研究对于此类船舶的总体设计和动力装置选型具有重要意义,共轴对转螺旋桨较普通单桨而言,可以实现扭矩配平、推力系数增大、提高螺旋桨效率等优点;除此之外,桨叶数相同的前后桨之间不同的初始安装角位置也会对气动力性能产生显著影响,这是由于前桨随边与后桨导边的瞬时相对位置的不同使得前后桨之间流场的相互约束有所差异,能量的耗损程度不同,使得对转桨的推进效率明显不同。STAR-CCM+和Fluent两种计算平台数值模拟结果均和试验值基本吻合,进一步验证了CFD方法对气垫登陆艇共轴对转螺旋桨性能预报的可靠性。

研究了载机与航弹分离的非定常流场,分析了航弹发射过程中机弹气动干扰力以及分离过程中弹的气动特性及气动干扰机理。采用动网格技术和三维非定常数值模拟方法,对内埋式航弹与载机分离的非定常过程进行了数值模拟,研究了不同初始下抛速度对机弹分离的影响,分析了载机内埋弹舱和航弹之间的气动干扰及分离过程中航弹的空气动力特性。

在不改变迫击炮弹弹丸引信气动外形的基础上考虑了一种兼顾稳定性和修正能力的气动布局方案。研究对象是由可动舵修正引信和低旋迫击炮弹弹体构成的双旋体结构,引信体不跟随弹丸旋转,修正机构采用两对外形相同的可动鸭舵。通过计算流体力学分析,发现当舵片与弹身距离较近时产生的气流扰动在高马赫数下可以提高弹丸的静稳定性,在过弹道顶点后的低马赫数飞行条件下也能提供足够升力满足修正需要。通过6D弹道仿真求得该弹道修正引信的修正能力。

采用计算流体力学方法对超音速条件下不同马赫数的船尾外形模型进行数值分析。对比弹箭船尾部流场、船尾表面以及弹底的压力系数分布结果表明,弹箭尾阻随尾锥角增加线性增大;弹箭底阻受弹底面积和尾锥角影响,并且随着收缩比增大线性增大;弹箭整体阻力系数与底阻和尾阻有关,尾部长度一定时,存在使阻力系数最小的尾锥角,其大小与弹箭飞行速度有关。