弯曲成形回弹研究进展

回弹是影响弯曲件成形质量的主要因素之一,是弯曲模具和弯曲工艺设计要考虑的关键问题之一。如果不充分了解弯曲回弹规律,要想获得预期精度的弯曲件,需要反复试模、修模,优化模具尺寸,或者在成形结束后还要对弯曲件进行校形,这样将会导致生产周期的延长,生产成本的提高。本文综述了前人对弯曲回弹问题的研究工作和研究成果,简述了弯曲回弹控制的方法,最后基于目前的研究现状,提出了弯曲成形回弹研究有待于进一步解决的问题。     

板料成形数值模拟中回弹问题的处理

在分析了板料成形回弹特性的基础上,列出了回弹的影响因素,提出了回弹计算方法,最后运用自主开发的三维板料成形数值模拟软件SHEET3D对盒形件回弹进行了数值模拟。     

玻璃成形数值模拟技术研究概述

玻璃成形模拟技术的研究既具有重要的理论意义又具有广阔的应用前景,经过长期的研究和探索,人们对它的认识不断加深,研究范围不断扩大。但总体来说,目前对玻璃成形模拟技术的研究还较为薄弱,不够系统和深入,还需作更进一步的研究。这里对玻璃成形模拟技术的研究现状进行了综述。     

基于一步逆成形法弯曲成形回弹的快速模拟

首先阐述了弯曲成形回弹模拟的方法及其一步逆成形法的基本原理.通过采用一步逆成形法来获得弯曲成形后的应力分布,然后利用LS-DYNA隐式求解器对卸载回弹过程进行了模拟.最后将该方法分别应用到无约束圆柱弯曲成形和卡车纵梁弯曲成形的回弹模拟中,并将模拟结果与实验结果进行了比较,比较的结果表明,该方法可以有效地预示出弯曲成形的回弹量.     

基于一步逆成形法弯曲成形回弹的快速模拟

首先阐述了弯曲成形回弹模拟的方法及其一步逆成形法的基本原理。通过采用一步逆成形法来获得弯曲成形后的应力分布,然后利用LS～DYNA隐式求解器对卸载回弹过程进行了模拟。最后将该方法分别应用到无约束圆柱弯曲成形和卡车纵梁弯曲成形的回弹模拟中,并将模拟结果与实验结果进行了比较,比较的结果表明,该方法可以有效地预示出弯曲成形的回弹量。     

板料辊弯成形数值模拟中回弹的影响因素

分析了诸因素对第一道次辊弯成形回弹的影响;利用Marc软件对其成形过程进行数值模拟,获得关于辊弯成形过程的各种信息,据此对轧辊设计及工艺方案的优化提供指导。     

负回弹及小圆角半径弯曲成形

1.负回弹弯曲成形 图1所示工件是利用负回弹弯曲成形原理来加工的。该件材料为08F,料厚δ为1.5mm,要求工件在成形后有少量的负回弹。     

硅片激光弯曲成形的数值模拟与实验

介绍了一种利用脉冲激光塑性化弯曲单晶硅片的新方法。在分析和描述光脉冲时空特性的基础上,运用有限元分析软件ANSYS对硅片弯曲过程进行建模仿真,得到了脉冲激光弯曲过程中温度场与应力应变的仿真结果。对脉冲激光作用过程中温度场与应力应变的周期性瞬间变化特征进行了描述,指出了脆性材料硅片的脉冲激光弯曲机理不属于简单意义上的温度梯度机理或屈曲机理,而是二种机理共同作用的结果。通过6次扫描试验实现了对硅片的有效弯曲,弯曲角度达6.5º,仿真结果与验证性试验相符。     

基于有限元的U形弯曲回弹分析

弯曲回弹是金属板料成形最典型的缺陷之一,对回弹变形做出准确的预测是有效控制回弹现象的前提。Dynaform是材料成形领域广泛应用的有限元分析软件,它可以准确地描述出板料弯曲成形过程及弯曲后的回弹量大小。文章利用Dynaform软件对插角连接座零件成形过程中U形弯曲成形及回弹进行数值模拟分析,计算出回弹量的大小,并通过设置不同的凹模圆角半径值来探究其对回弹的影响,验证了成形过程中材料的变形原理,也对生产实际中模具参数的优化设计具有一定的指导作用。     

弯曲成形件回弹的几种对策

我公司生产的许多弯曲零件是靠模具完成的。有些零件受其形状的影响,成形后从模具中取出时,弯曲部位残存的弹性应力会使弹性角度稍有增大。由于弹性变形的恢复,工件产生回弹,回弹后的制件不符合图样尺寸要求,需要修复后方可使     

航空发动机短舱空间温度分布数值模拟与分析

通过分析飞机发动机短舱的结构特点,发展了短舱空间温度分布的一维和三维数值计算方法.针对某型涡扇发动机的几种飞行状态,确立了其短舱流动和换热的计算模型,数值模拟了发动机短舱内的温度分布,并对计算结果进行了比较和分析.从计算结果可以看出,沿轴向短舱内的温度分布规律几乎与涡扇发动机沿轴向的温度分布规律是一致的.因此,若保证短舱内的温度不超温,必须降低涡扇发动机向短舱内的热传递,特别是涡扇发动机高温部件向短舱内的传热.     

航空发动机篦齿封严特性数值分析

为了解航空发动机空气系统中封严篦齿的流动及封严情况,采用数值模拟方法对二维蓖齿封严特性进行研究.使用商业软件FLUENT6.3对直通型蓖齿齿数N为3、5、7、9,间隙比t/c为0.5、1、2时不用工况下进行计算,得出各种情况下流量系数随压比变化关系.主要结论为:流量系数随压比的增加而增大;齿数N越多,封严效果越好;缝隙越小,间隙比t/c越大,封严效果越好.同时比较了齿数N为3时的直通型与非直通型封严效果,得出非直通型封严效果更好.     

基于快速仿真原型的飞行器半物理仿真系统

设计了基于快速仿真原型技术的大闭环半物理飞行实时仿真系统。地面半物理仿真实验由动力学仿真、视景仿真和飞行控制等分系统组成,通过光纤反射内存网络高速互连。基于层次化、模块化的建模原则在Matlab／Simulink环境下建立了飞行器数学仿真模型;在此基础上,利用相应硬件驱动模块完成了系统半物理仿真模型;最后,以某制导飞行器为背景,利用实际参数进行了数学和半物理仿真实验。与飞行实验比较,射程相对偏差为2．3％,最大高度相对偏差为0．85％,仿真结果证明了建模理论和方法的合理性和有效性。     

飞机起落架缓冲性能仿真分析

以某型飞机摇臂式主起落架为例,介绍了基于Motion和AMESim的起落架缓冲性能联合仿真研究方法.结合实际情况,首先利用LMS Virtual Lab Motion建立了多体动力学分析模型,然后根据缓冲器参数建立LMS Imagine Lab AMESim缓冲器液压模型,最后通过两个软件的联合,仿真计算了某型飞机主起落架的缓冲性能.通过对缓冲器参数的调整,优化了缓冲器设计,为起落架的落震试验奠定了理论基础.提供了一个研究起落架缓冲性能的新方法,试验结果表明,该方法是可行并有效的.     

基于快速原型的飞行器半物理仿真系统研究

设计了基于快速原型技术的大闭环半物理飞行实时仿真系统。地面半物理仿真实验由动力学仿真、视景仿真和飞行控制等分系统组成,通过光纤反射内存网络高速互连。首先基于层次化、模块化的建模原则在Matlab/Simulink环境下建立了飞行器数学仿真模型;在此基础上,利用相应硬件驱动模块完成了系统半物理仿真模型;最后以某制导飞行器为背景,利用实际参数进行了数学和半物理仿真实验,与飞行实验比较,射程相对偏差为2.3％,最大高度相对偏差为0.85％,仿真结果证明了建模理论和方法的合理性和有效性。     

飞机复合材料雷击损伤热电耦合仿真

参照国外已有的雷击实验结果,建立了复合材料层合板的三维有限元模型,通过施加电边界和热边界以及引入材料性能参数之间的相互依赖关系,运用ABAQUS仿真软件真实地模拟出复合材料在雷击过程中雷电流的传导以及损伤过程.通过仿真研究复合材料层合板在遭遇雷击时热、电之间的耦合作用,得到雷电流注入后层合板中的温度分布场,对比分析后得出了不同层的烧蚀形貌和尺寸均有所不同的结论.通过对比不同铺层层合板的雷击损伤结果发现,当顶层为0°铺层(即与结构长度方向一致)时层合板的损伤面积较大.     

航空发动机试车台排气引射器性能的数值模拟

利用数值模拟的方法,研究了地面试车间内喷管-引射器流动规律。改变引射器直径及引射器与喷管距离,得到16种尺寸组合的几何模型并分别计算了相应的压力场及引射流量,分析尺寸变化对推力测量及引射流量比的影响,对引射器直径及引射器与喷管距离的匹配关系给出了建议。仿真结果表明,最佳匹配的与成非线性关系,引射流量比与引射器直径近似成线性关系。     

飞行姿态模拟器建模及输入受限混杂控制

为进行飞行姿态仿真研究,基于dSPACE建立了地面飞行姿态半物理仿真模拟系统,运用混杂不变集原理和无源控制器设计方法对有界高阶耦合非线性系统进行鲁棒控制器设计.使用Lagrange法建立了具有控制约束的非线性Euler-Lagrange (EL)动力学模型;利用EL系统内在特性,基于非线性状态依赖动态脉冲系统的不变集原理的有关结果和混杂能量控制方法,设计了输入受限的非线性混杂控制器,并进行了数学仿真.最后,将所设计的混杂控制器应用于地面飞行姿态模拟器中进行了半物理仿真实验,得到的动态响应时间为20 s,稳态精度优于5%,超调量约为25%,在外加扰动作用时仍能实现稳定调节.结果表明,给出的饱和控制算法可靠性较强,对系统参数误差和外干扰具有鲁棒性.