航空金属块体材料电子散射与纳米碳管相关力学问题的计算模拟

作者： 陈裕   来源： 南京航空航天大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 碰撞   镁   单壁   碳纳米管   纳米豆荚   Monte   多壁   Ne分子   铁合金块体   电子散射   能量损失   分子动力学   钛   铝   Carlo方法  

描述： 本次硕士论文的工作包括两大部分,即,第一部分:航空金属块体材料电子散射的Monte Carlo模拟,第二部分:纳米碳管、碳纳米豆荚相关力学问题的分子动力学模拟。第一部分:航空金属块体材料电子散射

航空合金板电子散射模拟与碳富勒烯及其聚合体力学特性

作者： 穆先才   来源： 南京航空航天大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： C_（60）的二维聚合层/链   J势   电子散射   富勒烯   REBO势   Monte   L   Carlo方法  

描述： 本文研究内容分为两个部分,第一部分:航空铝、钛合金板材电子散射性能模拟;第二部分:研究碳富勒烯及其聚合体的力学特性。第一部分:航空铝、钛合金板材电子散射性能模拟由于辐射带、太阳能量粒子事件、银河

某型航空发动机燃烧室火焰筒掺混区的数值模拟

作者： 吕文菊   来源： 沈阳航空工业学院 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 航空发动机   燃烧室   掺混区   数值模拟   三维两相湍流燃烧  

描述： 本文深入调研了国内外航空发动机燃烧室掺混区的研究概况，概述了掺混区研究的主要方法、现状及其发展趋势，详细论述了燃烧室掺混区的基本问题和燃烧室中三维两相燃烧模拟的理论基础、数值计算方法。采用

航空发动机热端部件模拟环境下3D C/SiC的微结构演变和失效机制

作者： 李建章   来源： 西北工业大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 跨尺度表征   微结构演变   失效机制   C/SiC   复合材料   环境   仿生  

描述： 演变规律，获得了3D C／SiC的失效机制和微结构控制单元与要素。在此基础上，综合归纳出材料的失效本质，成功地分析了3D C／SiC在各种模拟环境中的失效模式与机理。主要研究内容与结果如下：1．发现

航空整体结构件切削加工过程的数值模拟与实验研究

作者： 成群林   来源： 浙江大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 材料模型   加工变形预测   正交切削   斜角切削   分析步   热力耦合   有限元模拟   切削载荷   航空整体结构件   接力计算  

描述： 航空铝合金材料7050-T7451静、动态力学性能进行了研究，得到了材料的弹性模量、屈服极限、强度极限，建立了材料本构关系模型。 通过研究金属切削加工模拟的若干关键技术，建立了铝合金

航空发动机动态模拟试验台改造及其测控系统设计

作者： 李晓松   来源： 西北工业大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 数学模型   航空发动机   动态模拟试验台   测控系统   CAT   多线程   数据库   虚拟仪器  

描述： 根据学校教学和科研的需要,为了恢复涡喷6发动机机械液压调节器(包括主燃油调节器、加力燃油调节器)半物理仿真试验功能,并将其功能进一步扩充到涡喷7和涡喷13发动机,论文针对本专业在七十年代建造的"航空发动机转速控制系统数模混合式动态模拟试验台"进行了恢复和改?

两种航空材料焊后电子束局部热处理应力场数值模拟

作者： 张可荣   来源： 内蒙古工业大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 高温合金   电子束焊接   TC4钛合金   热处理   数值模拟   航空材料   应力场  

描述： 电子束焊接具有显著的小孔效应，这一特点决定着电子束焊接过程和普通熔化焊不同，并对其焊接应力和变形产生重要影响。电子束局部热处理又是一种新型的热处理方式。因此，利用有限元方法对电子束焊接及其焊后局部热处理的残余应力进行预测，这为完善电子束加工技术热

航空发动机叶片铸造缺陷激光熔覆修复与熔覆过程的温度场数值模拟

作者： 李绍杰   来源： 贵州大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 激光熔覆   原位析出   温度场   开裂敏感性   叶片铸造缺陷  

描述： 有限元软件ANSYS对激光熔覆过程的温度场进行了数值模拟。 结果表明，当P=1.5kW，V=180、190mm／min，d=3～4mm，Y_2O_3含量为1.5wt.％时，激光熔覆修复铸造缺陷

航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统传热问题的数值模拟

作者： 周序   来源： 南京航空航天大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 叶尖间隙   航空发动机   射流   低压涡轮机匣   冲击冷却   主动控制技术  

描述： 该文围绕与涡轮叶尖间隙主动控制技术有关的传热问题进行了数值模拟研究.文中通过对主动间隙控制系统在民机上的应用和冲击冷却技术分析,抽象出该文研究的物理模型,使用Fluent软件分析了圆截面和方截面冲击管、平面和曲面靶板、单股和多股射流等情况下对流体的速度与?

AMS-02航空电子设备的系统级热设计和模拟

作者： 曲燕   来源： 山东大学 年份： 2016 文献类型 ： 学位论文 关键词： 02   热控系统   AMS   航空电子箱   热管   加热片  

描述： 本文对阿尔法磁谱仪AMS-02的航空电子设备进行了系统级的热设计、分析和优化,旨在为其建立一个可靠高效的热控制系统。研究来源于山东省科学技术发展计划重大项目“AMS-02热系统研究与设计” (2004GG1104006)。AMS-02 是一个将在国际空间站 (ISS)上进行的高能粒子实验，在标准工况下将产生2.4KW的内部热负荷，其中超过60%的热负荷由电子系统产生。电子系统热设计的主要目标就是确保各探测器的电子箱满足AMS-02所有环境工况下的非运行和运行温度要求。文中首先对近30年来国内外航天器在热设计、热分析、热控制方法和技术上的发展进行了综述。找出AMS-02实验整体热控制的出发点，即最小程度的向真空舱散热，减小超流体氦的消耗，从而延长AMS-02的运行寿命。根据AMS-02 最大的内部热负荷----电子系统的分布特点和性能要求，确定电子系统热设计的两个着眼点：即最冷工况下的加热片系统设计和最热工况下内嵌热管散热板系统的设计，这也是本文的主要研究内容。其次，根据电子系统的组成制定初步的热控制方案。AMS-02各探测器的电子箱集中放置在正对真空仓WAKE和RAM侧的两个散热板上，按照功能不同可分为3类，即标准电子箱Crates，标准电源分配箱XPDs，电源分配系统PDS。另外，飞行时间探测器的4个高压电子箱也安装在散热板上。根据外部空间热负荷和电子系统内部热负荷的分布，以及各电子箱的温度范围要求，采用被动热控方式为主、主动热控方式为辅，热控件由主散热板、内嵌热管、自动控温加热系统、多层隔热材料和导热涂层构成的热控系统。第三，将热控系统中的关键部件看作一个相对独立的子系统，分别对其建立物理模型和热数学模型，通过SINDA节点网络法进行各子系统间的导热计算，各子系统之间及与空间环境的辐射换热采用Monte Carlo算法,利用Thermal Desktop的RadCAD模块计算，各子系统的热边界条件通过各自的详细热模型与AMS-02 系统模型和国际空间站 ISS系统模型交互迭代产生，环境数据包括轨道平均温度，辐射传热系数，轨道平均热流量， 以数组的形式，通过假想的平均有效辐射温度节点 （MERAT）传递给各子系统。这种方法极大地简化了复杂航天器各子系统之间热数据的生成和传递。同时，本章给出了本文的关键分析工况----AMS-02在ISS上的最热和最冷极限工况的确定过程。第四，研究设计一套加热系统，完成所有电子设备在最冷工况下的生存、启动和运行温度要求。根据PDS双路电源分配模式（BusA & BusB）和电子系统特定的启动顺序，分别设计了三路可以自动控温的加热系统-------WAKE散热板加热系统，RAM 散热板加热系统，PDS加热系统。这三个加热系统设有专门的温度控制器，主要利用两个功能设置---上限开启(Open on Rise) 和上限关闭（Close on Rise），在设定的温度点通过打开和关闭所控制的加热线路，调节加热片总功率达到控温目的。最后，对温度控制器在5个冷工况下的设计目标和加热片在ISS上最冷工况不同运行模式下的响应特性进行了分析和校验，结果表明加热系统完全满足设计目标，温度控制器控温准确，不同冷工况下的功率分配合理。 第五，对散热板内嵌热管的分布进行了优化布置，目标是解决电源分配系统PDS的过热问题。通过方案比较，综合温度指标和热硬件质量指标，最终确定以合理配置散热板内嵌热管的方案取代在PDS基板中加设热管的方案。另外，分别采用WAKE/RAM散热板的极限运行工况，对最终分布方式下的所有内嵌热管进行了最大传热能力计算。将热管视为具有高导热系数的热控元件，建立系统级热管传热模型，采用传热因子表示热管的最大传热能力，利用HEATPIPE应用程序求解。计算结果与西班牙IberEspacio公司的热管实验数据进行了比较，结果表明所有热管在最冷和最热工况下都能在极限范围内可靠运行。最后，在加热系统和内嵌热管散热板系统设计的基础上，对电子系统的整体热设计进行系统级调整，分别考虑了电子箱与散热板之间连接件的导热和多层隔热材料的布置更新对热系统的影响。最后，对电子系统内所有电子箱的暂态温度响应进行了分析验证，工况包括最冷工况，最热工况和最小推进角工况，典型的运行模式包括电子箱的启动过程，断电8小时内的冷却过程和正常运行过程。结果表明所有电子箱都可以满足各自在AMS-02极限工况各典型运行模式下的温度要求, 整套热控制系统可确保AMS-02电子系统的在轨安全运行。