摘要：建立了航空发动机吞冰进气及冰轨迹CFD虚拟试验验证模型。研究发动机进气吞冰进气条件下,冰块六自由度运动姿态和轨迹的流场快速模拟方法,基于吞冰流场计算方法建立了一套规范化的快速分析方法和流程,并基于Fluent求解器,开发工程化评估软件。基于该方法和软件系统可以为航空发动机进气条件下的冰轨迹,预测提供可靠的数值评估手段,可以有效节约试验成本、提升研发效率。

摘要：文中建立了航空发动机吞冰进气损伤虚拟试验验证模型。系统研究了冰体的本构模型及叶片损伤模型,基于冰撞击过程计算过程建立了一套叶片吞冰损伤规范化分析方法和专业化软件系统。基于该方法可以为航空发动机进气条件下的吞冰损伤物理试验提供多方案快速优化的数值参考,可有效节约试验成本、提升试验效率。

摘要：根据国内外航空发动机吞水试验装置发展情况,结合小型航空涡喷发动机结构特点,采用三维流场计算与试验相结合的方式,确定了喷水装置距离发动机进口截面的位置和在进气道径向上的安装尺寸。通过喷水装置的喷雾特性试验,获得了不同吹风流量和喷水流量条件下的喷雾特性;通过静态条件下的流量分布试验,获取了不同喷水流量下的水雾分布特性。整机吞水试验验证表明,所设计的吞水试验装置的功能和性能满足试验要求。

摘要：为了提高发动机高温涡轮叶片的冷却效率,延长使用时间,通过增强换热技术,采用数值仿真计算方法,在Realizable k-ε湍流模型上对球形凸包壁面的光滑矩形通道进行了换热特性研究,分析了凸包区域流场特性以及导致凸包区域换热增强的机理。在Re=20000～60000的范围内比较了三种不同凸包深度的换热性能,研究了凸包深度对换热和流阻的影响,计算结果表明随着凸包深度增加,换热增强因子和流阻增大因子增加,平均综合换热性能也有所增强。计算数据显示Re数对凸包壁面的换热增强因子和阻力增大因子的影响相对较小,对平均综合传热性能的影响也相对较小。仿真结果验证了仿真模型可为增强换热性能设计提供依据。

摘要：介绍了硅片加工过程中3种划片方法及划片机国内外发展趋势。对金刚石砂轮刀片进行力学分析,应用有限元分析软件建立砂轮刀片回转模型,得到刀片的应力图。通过仿真得到:砂轮刀片切向应力总是大于径向应力,切向应力的最大值发生在砂轮刀片孔壁处。并且,应用基于特征的实体造型系统Pro/Engineer,建立了划片机划切过程模拟模型。为进一步进行参数化设计打下基础。

摘要：针对流量平衡阀的设计和制造过程的实际需要,应用Opto 22组态开发软件,研究开发了一种流量平衡阀试验平台。该试验平台能够完成国家标准下的不同口径流量平衡阀的动态性能分析,同时具有良好的人机交互界面,操作简单易学。试验结果表明,该试验平台完全能够满足各类不同用户的实际使用要求。详细介绍了试验平台的硬件模块、软件平台和实验运用。