Hastelloy C-276合金应力松弛试验及蠕变本构方程

对Hastelloy C-276合金分别在不同的温度(750、800、850和900℃)和相应的初始应力(250、250、250和200 MPa)条件下进行了多组应力松弛试验。利用试验测得的应力松弛曲线推导出应力松弛过程中蠕变应变速率与应力之间的关系,建立用于描述Hastelloy C-276合金应力松弛行为的蠕变本构方程,通过对蠕变应变速率—应力曲线进行拟合,得到各温度下蠕变本构方程中的材料常数。将蠕变本构方程带入有限元软件MSC.Marc对Hastelloy C-276合金的应力松弛过程进行模拟,模拟得到的应力松弛曲线与试验测得的应力松弛曲线符合得很好,验证蠕变本构方程的可靠性。

TC11钛合金与5CrMnMo模具钢间接触换热实验研究

基于稳态热流法,利用自制的接触换热系数测量装置对TC11钛合金与5CrMnMo模具钢间的接触换热进行测试,探讨了界面荷载、界面温度、接触面粗糙度和玻璃润滑剂对接触换热系数的影响.实验结果表明:接触换热系数随界面荷载的增加而增大,且与界面荷载的幂指数函数近似成正比关系;接触换热系数随界面温度的升高总体上呈增大趋势;在相对较小的粗糙度范围内,产生接触换热系数随接触面粗糙度增加而增大的反常现象;玻璃润滑剂的存在使接触换热系数降低了1～2个数量级,厚度的影响尤其明显.

基于有限元数值模拟的宽厚板热轧过程宽度控制ANN模型

利用商业有限元分析软件DEFORM-3D,建立宽厚板热轧过程中立辊侧压和随后平轧过程的三维热力耦合刚塑性有限元模型.模拟了不同板坯厚度、板坯宽度、立辊压下量和平辊压下率条件下320种立辊侧压和随后平轧过程,探讨了不同工艺参数对调宽效率的影响规律.模拟结果表明,调宽效率随着板坯宽度和立辊压下量的增加而升高,随着板坯厚度和平辊压下率的增加而降低.基于上述有限元数值模拟结果,借助BP人工神经网络,建立了热轧宽厚板立轧-平轧宽度控制模型,经测试,模型预测的调控效率与有限元数值模拟结果符合很好.将宽度控制模型用于宽厚板实际热轧过程的有限元数值模拟,模拟轧件宽度与实测宽度吻合很好.

Hastelloy C-276合金与硅钢间的瞬态接触换热实验研究

利用自制的瞬态接触换热系数测量装置对HastelloyC-276合金与硅钢间的瞬态接触换热进行测试,通过对比校核点温度的实测值和计算值来验证测量装置和方法的可靠性,探讨试样初始温度和接触载荷对接触换热系数的影响。研究结果表明:校核点温度的实测值和计算值基本吻合,表明测量装置和方法可靠;当接触发生后,接触换热系数在很短的时间内快速增大,并随时间的增长,逐渐趋于稳定。接触换热系数随着HastelloyC-276合金试样初始温度的升高而增大,随接触载荷的增大而增大,且接触换热系数与接触载荷近似呈指数关系。

工艺参数对棒材粗轧过程晶粒尺寸影响模拟

利用商业有限元分析软件MSC．Marc，建立了轴承钢GCr15棒材六道次粗轧过程的三维有限元模型．借助MSC．Marc的二次开发功能，将轴承钢GCr15的微观组织演变模型与棒材粗轧过程的热力耦合有限元模型相结合，模拟了不同工艺参数下奥氏体晶粒尺寸的演变过程．模拟结果表明，粗轧过程中轧件中心奥氏体的晶粒尺寸随着轧制温度的升高而增大；轧制速度对晶粒尺寸的演交基本没有影响；初始晶粒尺寸和轧辊辊缝的大小对奥氏体晶粒尺寸的演变过程有一定影响，但对六道次粗轧后的晶粒尺寸影响不大．实际工艺参数下模拟得到的轧件内部晶粒尺寸与实测值吻合较好．

卫星低温压力容器贮供技术研究进展与关键技术分析(二)

针对航天卫星、飞船等航天器推进系统对于高密度、低压力贮存、在轨可加注低温推进剂应用需求,提出了卫星低温压力容器主要关键技术,包括材料与结构技术、流体供给管理技术、被动绝热防护技术、主动制冷热耦合技术、质量监测技术、液气转化技术、压力调节技术、流量控制技术和在轨加注技术。分析了国外在该研究方面的技术进展和发展趋势,对国内研究进展进行了概括论述,并提出了技术发展建议。综合研究表明,卫星低温压力容器贮供技术是空间领域未来核心关键技术,可为航天器电推进系统发展提供强有力支撑。

卫星低温压力容器贮供技术研究进展与关键技术分析(一)

针对航天卫星、飞船等航天器推进系统对于高密度、低压力贮存、在轨可加注低温推进剂应用需求,本文提出了卫星低温压力容器主要关键技术,包括材料与结构技术、流体供给管理技术、被动绝热防护技术、主动制冷热耦合技术、质量监测技术、液气转化技术、压力调节技术、流量控制技术和在轨加注技术。分析了国外在该研究方面的技术进展和发展趋势,对国内研究进展进行了概括论述,并提出了技术发展建议。综合研究表明,卫星低温压力容器贮供技术是空间领域未来核心关键技术,可为航天器电推进系统发展提供强有力支撑。

摩擦系数对宽厚板轧制宽展影响的数值模拟

采用有限元软件MSC.MARC,建立了宽厚板轧制过程三维热-力耦合有限元模型。利用上述模型对实际宽厚板轧制过程进行模拟,对比模拟宽展和实测宽展,证明了模型的可靠性。通过对4种典型尺寸轧件轧制过程的模拟,得到了摩擦力和摩擦系数在接触弧上的分布规律,以及摩擦系数与轧件边部形状和平均宽展对应的变化规律。结果表明,轧件自由表面处宽展量随摩擦系数的增大而减小,厚度对称面处宽展量随摩擦系数的增大而增大,而轧件的平均宽展量随摩擦系数的增大而减小。当板坯宽度减小、压下量增大时,随摩擦系数增大,平均宽展量减小的趋势更明显。基于以上模拟结果,将摩擦系数对宽展的影响规律引入芝原宽展计算公式,修正后公式计算结果与模拟结果符合较好。

Nimonic 80A镍基高温合金静态再结晶行为

采用Gleeble-1500热模拟实验机对Nimonic 80A高温合金进行了双道次热压缩实验,研究了该合金在变形温度1050～1150℃,应变速率0.01～2.5 s-1,预应变0.08～0.14,不同间隙时间（0.5～5 s）下的静态再结晶行为。得到了Nimonic 80A高温合金不同变形条件下的真应力-应变曲线及变形后奥氏体晶粒组织,分析了变形温度、应变速率和预应变对该合金静态再结晶行为的影响。结果表明：变形温度、应变速率和预应变对Nimonic 80A高温合金的静态再结晶行为有着显著的影响。Nimonic 80A高温合金静态软化分数随着变形温度、应变速率和预应变的增大而增大,且静态再结晶晶粒尺寸随着温度的升高或应变速率的降低而增大。根据实验结果,建立了Nimonic 80A高温合金静态再结晶动力学模型。将静态再结晶动力学模型预测结果和实验结果进行比较,二者吻合良好,表明本文提出的模型可以较为准确的预测Nimonic 80A高温合金静态软化行为。

38MnVS6非调质钢大尺寸棒材往复热轧过程微观组织演化数值模拟

以热压缩实验所得38MnVS6非调质钢微观组织演化数学模型为基础,利用非线性有限元软件MSC.Marc,建立了38MnVS6非调质钢Φ90mm棒材往复热轧过程三维热-力-组织多场耦合有限元模型。微观组织演化数学模型通过MSC.Marc子程序与轧制热-力耦合有限元模型相耦合。计算并分析了38MnVS6非调质钢棒材10道次往复热轧过程中轧件的温度、再结晶分数以及奥氏体晶粒尺寸的分布和演化。结果表明,由于截面尺寸较大,轧件的温度场具有不均匀性,进而导致微观组织场的不均匀性。轧制过程轧件表面温度及轧制后奥氏体晶粒尺寸的实验值和模拟值吻合较好,验证了模型的准确性。

空间液氪气液分离装置流阻特性及数值模拟

为满足低温推进剂在空间微重力环境中的气液分离要求,针对液氪低温推进剂在轨管理与传输问题,建立筛网式气液分离装置单通道流动压力损失的理论预测模型,获取120 K饱和状态液氪在325×2300荷兰斜纹编织网中流动的泡破点压力。对比分析了不同低温流体、通道宽度、质量流量对过网压降的影响规律,获得了液氪在通道中流动的压降分布,并通过国外液氢过网压降实验数据对模型进行了验证。通过建立液氪单通道流动数值仿真模型,较好地预测了过网压力损失。

塑性工作内衬复合材料气瓶结构设计研究

为提高航天复合材料压力容器(COPV)性能因子,COPV壳体常采用超薄壁塑性工作金属内衬和高强碳纤维缠绕的双层壳体结构。通过对传统的网格理论进行优化,提出了塑性工作内衬COPV结构静力学计算的算法,联立求解各内压载荷阶段的静力学平衡方程和应变协调方程,对COPV纤维与内衬应力应变进行计算和分析。利用ANSYS有限元软件,根据复合材料层合板理论和内衬弹塑性理论完成了COPV的有限元建模和分析计算,有限元应力分析结果和本算法解析解法计算结果一致。根据本算法对卫星推进系统用COPV进行了结构设计和工程研制,COPV工作压力和爆破压力分别为30MPa和60MPa,COPV鉴定试验结果满足技术要求。结果表明:本算法能够得到塑性工作内衬COPV准确的应力应变解析解,可用于塑性工作内衬COPV的结构设计。

超薄钛内衬复合材料高压气瓶力学特性分析

以卫星用超薄钛内衬T1000碳纤维增强复合材料高压气瓶为研究对象,基于各向同性材料弹塑性理论及复合材料层合板理论,建立三维有限元分析模型。通过对比分析金属内衬和复合材料层在不同内压下的位移、应力和应变分布规律,得到了这种气瓶在各承压工况下的力学特性,最后通过压力试验结果验证了有限元模型的准确性。研究结果表明:当内压超过气瓶的工作压力时,复合材料气瓶主要发生轴向变形,且内衬既有弹性变形又有塑性变形,复合材料层始终处于弹性变形。此外,气瓶爆破失效薄弱点在筒体与封头的过渡区域,在不均匀应变的作用下易沿环向发生撕裂而爆破。本文的研究成果可为超薄内衬复合材料高压气瓶的设计、试验等提供参考依据。

卫星用复合材料压力容器力学特性研究

为了研究航天复合材料压力容器内衬与复合材料双层壳体的力学特性,通过优化复合材料网格理论算法,针对钛合金内衬(TC4)/碳纤维(T1000GB)缠绕柱形复合材料压力容器进行了应力应变特性分析。以纤维预紧应力为自变量,研究其对内衬/纤维双层壳体在预紧压力、工作压力、验证压力和爆破压力下应力的影响,提出了优化设计的解析解法,指出内衬与复合层力学特性对容器性能的影响机理,为结构设计和同类产品设计提供了计算方法和理论指导。

航天低温贮箱主动制冷热耦合技术研究进展

航天器推进系统对于低温推进剂高密度、低压力贮存和在轨可重复利用贮箱提出了迫切需求,低温贮箱主动制冷高效热耦合技术成为影响低温推进剂在轨应用的主要因素。总结低温贮箱的主要技术难点,分析低温贮箱研制的关键技术。通过研判国内外研究机构的技术进展和技术水平,对主动制冷系统热耦合技术进行了分类梳理。主要从主动制冷系统静态热传导耦合技术、主动制冷与液体混合组合技术、主动制冷系统冷却屏技术等三个方面,阐述了当前国外的技术进展,说明了相关技术的特点和适用性。最后基于我国航天器对低温推进剂贮供技术的实际需求,提出了技术发展设想。

一种碘工质电推进贮供系统工作特性研究

本文以碘工质电推进贮供系统为研究对象。比较了以往设计方案的优缺点,提出了一种碘贮罐粗调压,Bang-Bang控制器精调压,热节流管精确限流的设计方案。采用AMESim软件对该方案进行了仿真分析,对比了实验数据和模拟结果。研究了热节流管入口压力和热节流管内气态碘温度对输出气态碘流量的影响。分析了Bang-Bang控制器和热节流管的工作特性以及碘贮罐温度对输出气态碘流量的影响。结果表明:在0.2 mg/s-3mg/s的气态碘流量范围内,为实现±10%的控制精度,热节流管入口压力误差需≤±50 Pa或气态碘温度误差需≤±15 K;通过改变Bang-Bang控制器的压力控制上下限能够有效控制热节流管的输出流量,实现气态碘流量在0.2 mg/s-3mg/s的非连续变化,且大部分流量波动在±10%之间。碘贮罐温度变化±5 K时,输出气态碘质量流量误差仍小于±10%。研究结果说明该设计方案可明显降低碘贮罐温度控制难度,提高输出气态碘流量精度。

航天器用大型复合材料贮箱研制技术

推进剂贮箱是卫星、飞船推进分系统,用于贮存推进剂的关键平台载荷,为提高航天推进系统与单机整体性能,追踪国外发展趋势,进行了国内外文献调研与分析。针对航天大型复合材料贮箱研制技术,分别从材料选择、结构设计、可靠性设计、制造工艺、鉴定试验与产品标准等方面阐述了技术重点内容。推进剂贮箱技术是设计、材料、工艺、试验等技术的集成技术,随着技术水平提升,推进剂贮箱综合性能也在不断提高。航天推进剂贮箱向复合材料结构、低温贮存、轻重量、高强度、高可靠性、高安全性、长寿命、环境适应性强等方向发展。

长寿命复合材料环形气瓶内衬设计与试验验证

为了提高复合材料环形气瓶的循环使用寿命,提出了气瓶钛内衬的结构设计方法。基于复合材料压力容器承载变形特点,提出了长寿命复合材料环形气瓶内衬的设计思路,并初步设计内衬的各部分结构形式;利用ANSYS建立内衬承压过程有限元分析模型,分析了内衬在各承压工况下的力学特性,通过压力试验结果验证了有限元模型的正确性。研究结果表明:当内衬各部分壁厚达到一定程度时,在工作压力下内衬只发生弹性变形,最大应力位于最小径内壁处,内衬的轴向应变远大于环向应变;内衬模拟结果和试验结果吻合较好。

电推进系统液氪低温推进剂贮箱关键技术分析

为满足空间大轨道转移任务要求,基于电推进系统液氪低温推进剂在轨长期贮存的应用需求,从低温推进剂贮箱壳体材料、贮箱热防护技术、微重力环境下贮箱内气液分离和流体管理等四方面入手,聚焦国内外相关研究进展,总结了关键技术的发展现状,结合氪工质贮存要求进行了分析,旨在为电推进系统液氪贮箱设计提供参考。

低温推进剂贮箱内自增压过程仿真分析研究

为研究低温推进剂贮箱漏热造成贮箱内压力升高和低温推进剂液相热分层现象,利用用户自定义函数(User-Defined Functions,UDF)对低温贮箱内工质的能量源项、气液相的质量源项以及相变饱和温度等变量进行了解释。结合VOF(Volume of Fluid)模型,以及在Fluent软件所建立的低温工质材料模型,实现了低温液氮和液氪贮箱内自增压过程的仿真。重点分析了不同的气体模型和液相密度模型组合对自增压预测曲线的影响。对比仿真值和理论值发现:使用实际气体模型(Redlich-Kwong-Soave model,R-K-S model)和Boussinesq近似液相密度模型得到的压力值更接近理论压力值。此外,对不同重力环境和不同充注率的实验工况进行了仿真,得到了环境重力和充注率对低温液氪贮箱自增压过程的影响规律。