基于热管技术的飞机电作动机构散热特性

针对飞机电作动机构在工作过程中发热严重的情况,开展了相关散热技术研究。利用试验数据拟合出电作动机构产热量的经验关系式,提出基于热管-燃油系统的飞机电作动机构冷却方法,建立描述电作动机构散热系统流动与传热过程的数值模型,并验证了其可靠性。通过数值模拟研究不同因素对散热系统散热性能的影响规律,结果表明:数值模拟与试验误差在14.6%以内;与自然对流散热相比,热管-燃油散热方式可使电作动器温升降低12.61%,对于驱动器,风扇冷却效果优于热管-燃油散热方式;当热管等效导热系数达到7 000 W/(m·K),电作动机构已达到较好的散热状态,继续增大热管等效导热系数对提高散热系统散热性能效果不明显。研究可为电作动机构高效散热系统的设计提供参考。     

热管散热模组在机载电子设备热设计中的应用

针对机载电子设备的高热流密度和关键器件的高功耗,采用相变传热的微热管散热技术,在保持原受限空间和模块安装方式的前提下,研制出不同结构形式的热管散热模组。其结果证明,在满足机载使用要求和工作条件下,热管散热模组能有效解决高功耗器件的散热问题,实现电子模块的控温和均温,突破了机载电子设备结构热设计的瓶颈。本文结合实例从微热管结构对传热性能的影响研究、热管散热模组研制、数值模拟等方面介绍热管散热模组在机载电子设备热设计中的应用,为微热管散热技术在机载电子产品领域的工程应用提供了重要的参考价值。     

一种微小型平板式热管的传热性能分析

对一种微小型平板式热管的传热特性在自然对流和强制对流冷却条件下进行了试验研究.并与同尺寸实心铝板的传热性能进行了试验对比.分析了加热功率、冷却强度的变化对平板热管传热性能的影响规律.结果表明:该微小型平板式热管具有良好的启动特性和均温特性.该平板热管的当量导热系数可达到其管壳材料导热系数的12.7倍,强化传热能力的效果相当明显,又克服了传统平板热管抗压能力较差、无法加工较大散热面积的弱点,在电子设备的散热冷却领域具有良好的应用前景.      

平板热管式锂离子电池热管理系统仿真分析研究

锂离子电池是航空混合电推进系统的关键子系统,本文针对基于平板热管的航空锂离子电池热管理方案进行设计与性能评估。针对一款锂离子电池模组进行建模与验证,初步设计平板热管方案并进行仿真分析;在原方案基础上,对平板热管散热翅片进行结构优化设计并开展了实验验证,结果表明：优化后的方案可提高系统对流换热量。以优化后的平板热管为基础,结合航空器高空巡航工况的环境温度,平板热管换热性能将得到进一步提升：电池平均温度可降低10.6℃,降幅达18.83%。与水冷方案相比,平板热管优化方案散热能力与之相当,系统减重30%、能耗降低约63%。     

机载热管的可行性研究和优化设计

针对热管用于机载设备散热的可行性和实际性能进行了分析计算,并对机载热管进行了优化设计,结果表明:有效长度为0.12m的微槽道平板热管沿轴向抗反向加速度能力达-1.2g,完全可以克服大型飞机机动飞行时加速度和方位角变化对热管工作的不利影响,经过优化,此时热管的传热能力达10W/cm2,传热温差仅15.303K,完全可以满...     

航空电子设备冷却用环路热管冷凝器热沉分析

为确定环路热管用于机载电子设备散热的适用性,讨论了应用于航空电子设备冷却的环路热管冷凝器可用热沉,提出将机翼蒙皮作为环路热管冷凝器的热沉.通过机翼蒙皮的传热分析,计算了飞行任务包线下机翼蒙皮内表面温度,以确定环路热管冷凝器热沉温度范围.理论计算表明,利用环路热管将机载电子设备的热量耗散于飞机蒙皮是一种可行的热管理技术.      

热管在机械装置上的应用

热管是一种高效的传热元件,并且具有无需附加动力装置的优越性。在机械装置上,常常出现非均匀热场和热集中现象,从而影响其总体性能,使用热管可以有效地进行散热和均温。对热管在机械装置上应用进行分析总结,基于能源紧张和节约精神状况下,对其应用前景充满期待。     

高温热管性能分析与试验

设计并制备了钠工质、高温合金管壳的丝网型高温热管,测试并分析了在辐射和自然对流散热条件下不同加热功率和不同倾角对热管启动特性和稳态工作后等温性能的影响。结果表明,钠高温热管在不同倾角下都可顺利启动,而且随着加热功率的增加,钠高温热管启动时间越短,但倾角对启动时间影响不大。在倒置45°和倒置90°倾角时,在较大功率下热管的蒸发段出现温度激增现象,分析认为是由于丝网吸液芯毛细力不足导致蒸发段出现工质干涸造成的,说明已经达到了热管的毛细极限。     

倾斜微槽道热管中纳米流体的应用

为了研究热管倾斜角度和压力对热管蒸发段、冷凝段传热系数以及最大换热功率的影响,对使用水基CuO纳米流体为工质的倾斜微槽道热管强化换热特性进行实验研究.实验装置主要由带角度调节功能的微槽道热管和加热、冷却系统组成.实验结果发现,用水基纳米流体替代去离子水为工质时,热管整体换热特性得到明显增强,蒸发段、冷凝段传热系数以及最大功率都能大幅度提高,总热阻明显降低.倾斜水热管的蒸发段和冷凝段传热系数比水平水热管的有大幅提高,但最大功率变化不大.而倾斜纳米流体热管不但蒸发段和冷凝段传热系数比水平纳米流体热管有大幅提高,而且最大功率更有接近一倍的增加.对水和纳米流体两种工质,对应于最佳换热特性的倾斜角都是75°.因此,纳米流体对倾斜热管有良好的应用前景.      

热管砂轮缓进给深切磨削钛合金试验

分析了热管砂轮在磨削过程中的强化换热原理并研制出可用于磨削加工的热管砂轮,实现了对热管砂轮的抽真空检漏、精确注液以及真空封尾。最后,开展了热管砂轮缓进给深切磨削TC4钛合金的试验研究。试验结果表明,热管砂轮能将磨削弧区积聚的热量通过砂轮内部热管的换热作用快速疏导出去,从而有效降低磨削温度,避免工件烧伤。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

翼间干涉效应对蜻蜓悬停气动性能的影响

蜻蜓在悬停飞行过程中,通过控制翅膀的运动规律,进行前后翅相位差为180°的扑翼运动。为了分析两对翅膀之间的干涉效应对悬停气动性能的影响,利用计算流体力学手段对蜻蜓悬停状态的串列扑翼和单对翅扑翼进行模拟。通过对两种模式下的流场进行分析,并计算对比了悬停效率、气动力及气动功率的数据,发现了悬停状态下翼间干涉的气动效应：尾迹集中效应和来流偏折效应。尾迹集中效应可以减少翅膀附近的涡耗散和尾迹耗散,提高悬停效率;来流偏折效应可以通过减小后翅在下拍过程中的来流攻角,从而降低前缘涡的尺寸和强度,降低悬停功率。数值结果表明：在运动规律相同的情况下,与单独拍动的前翅和后翅进行的悬停相比,串列双翅悬停的效率分别提高了18.6%和25.5%,功率分别降低了4.8%和14.0%。     

飞机拦阻钩碰撞动力学和拦阻钩纵向阻尼器性能

 在考虑舰载机降落平台纵摇和横摇的基础上,建立了飞机拦阻钩六自由度碰撞反弹模型,得到了拦阻钩接触道面后反弹的动力学性能。分析了航母纵摇和横摇下拦阻钩碰撞反弹成因,并分别考虑了纵摇角和横摇角对拦阻钩反弹角速度及机身与道面给予拦阻钩碰撞冲量的影响;研究了拦阻钩碰撞后的反弹位移,在考虑拦阻索能顺利上钩的前提下,分析了拦阻钩纵向阻尼器的缓冲阻尼特性。结果表明：因航母横摇,碰撞后拦阻钩出现了左右的反转角速度及碰撞冲量;拦阻钩反弹后在自身重力作用下不能使拦阻索顺利上钩,在加入纵向阻尼器情况下,拦阻钩第1次反弹高度及回落时间均满足拦阻索上钩的条件。     

航天器电缆网快速协同设计方法及关键技术

以航天器电缆网传统研制模式的局限性为出发点,提出了电缆网全息模型的概念及其通用模型体系,实现了包含全要素设计信息的完整产品数字化定义;基于先"修路"后布线的设计理念,系统地提出了导航式电缆网快速协同设计方法及其相关算法,建立了航天器整器级统一的电缆网络通道"地图",有效增强了电缆网的顶层设计,减少了每束电缆并行设计时路径统筹规划不够和走向不优化的问题;构建了电缆网机电一体化协同模式和面向研制全周期的一体化业务流程,建立了跨型号跨专业的通用模型库、参数库、算法与规则库,完善了电缆网系统级设计和底层数据模型,实现了不同专业间的并行协同;开发了导航式电缆网快速协同设计系统,实现了基于参数驱动的复杂电缆网快速三维布线,提升了设计效率效益,并在以空间站为代表的载人航天型号中开展了应用,为复杂电缆网的研制提供了一种有效方法和手段。     

数据加密中OFB-DES算法模式的研究

随着计算机技术和通信技术的发展，对数据传输的要求越来越高，而数据的保密和安全是十分必要的。文中设计的OFB算法操作模式是DES加密标准通用的四种模式之一。其中主要介绍了OFB算法操作模式加密与解密的原理及操作过程。利用LFSR寄存器产生MI，将MI进行DES运算后与明文相异或产生密文，解密为其逆过程。为了加强密码的安全性，本文采用了64位OFB的模型，在没有错误扩散的基础上，更适合数字化音频或视频的加密。     

新型硅微机械谐振器的设计

从理论上分析谐振器的静电制动特性和机械力学特性,给出了活动梳齿的谐振频率和谐振振幅的解析解,提供谐振器结构设计的依据.设计了四种结构形式的谐振器,充分考虑不同静电激励方式对谐振器的影响,合理选取结构参数,有效提高了谐振器抑制侧向失稳和粘附效应的能力.借助有限元软件在考虑硅微加工特性和可行性的基础上对谐振器模态和固有频率的仿真和计算,优化了谐振器结构参数,使工作模态远离其他高阶模态,具有良好的频率特性.     

整体叶盘抛光技术的研究现状及发展趋势

整体叶盘的表面质量和型面精度对航空发动机的气流动力性和使用性能影响巨大,而抛光是保证整体叶盘最终表面质量及型面精度的关键技术。针对目前国外对整体叶盘抛光技术及装备的严格保密、国内整体叶盘的抛光仍然广泛采用人工打磨的现状,对整体叶盘的抛光技术研究现状及发展趋势进行归纳总结,为整体叶盘的抛光及其自动化的发展提供参考。首先,概述了整体叶盘抛光加工的必要性及其重要性,分别从整体叶盘结构特性、材料特性和曲面特性等方面分析了整体叶盘的抛光工艺,并介绍了整体叶盘抛光工艺要求。然后,就整体叶盘磨料流加工、电解加工、砂带抛光等方面概述了国内外整体叶盘抛光技术及装备的研究现状,在此基础上提出了制约整体叶盘型面抛光技术发展的关键问题及其研究内容和解决方案。最后,根据整体叶盘的技术现状及核心关键问题指出了整体叶盘抛光技术的发展趋势。     

舰载运输类飞机副翼飞行载荷设计

舰载运输类飞机布局紧凑，副翼兼备增加升力（襟副翼）、提供滚转力矩等作用。根据CCAR-25增升装置和滚转情况的设计准则，并考虑机舰适配性要求，研究了某舰载运输类螺旋桨飞机的襟副翼和副翼飞行载荷设计方法。通过机动仿真获得襟副翼、副翼典型载荷情况，通过面元法获得不同动力影响下的气动特性数据和压力分布数据，结合理论方法与工程需要，计算、筛选出襟副翼和副翼的载荷边界作为其设计载荷。研究结果表明，算例飞机的襟副翼和副翼飞行载荷受滑流影响较小；襟副翼在各个设计空速的迎面突风情况下获得设计载荷；副翼在设计俯冲速度的最大可用偏度情况下获得设计载荷。     

量化六自由度并联机构工作空间的六维超椭球体计算方法及其应用

基于头盔伺服系统执行机构的结构优化设计需求,提出了一种量化六自由度并联机构工作空间的六维空间超椭球体的计算方法,该方法的计算过程包括二维包络椭圆的求解和六维超椭球体的计算两部分。首先,重新总结和归纳了包络椭圆的定义,提出了包络椭圆的计算方法,在计算过程中提出了椭圆中心坐标修正步长、包络椭圆的两半轴长修正因子以及纵轴半轴长修正步长等概念,实现了对椭圆中心和半轴长的动态修正,提高了包络椭圆计算的准确性和智能化水平,采用调整系数来实时修改修正步长,保证了计算过程的收敛性;其次,给出了判定包络椭圆的条件和方法,方便了对计算方法有效性的验证;再次,提出了根据投影面内包络椭圆几何信息求解六维超椭球体的方法;最后,对包络超椭球体的计算方法进行了实例计算与验证,并通过实例计算对该方法用于六自由度并联机构工作空间优化的可行性和实用性进行了验证。结果表明:各投影面的包络椭圆均符合判定条件,即本文对包络椭圆与超椭球体的计算是准确的;优化结果对应的工作空间内接六维超椭球体能完全包含目标工作空间的包络超椭球体,即采用超椭球体来量化和优化六自由度并联机构工作空间是可行的,且具有较好的实用性。     

基于电解扫掠成形原理的整体叶盘叶根加工方法

采用片状或管状阴极电解加工(ECM)后的整体叶盘由于加工运动、阴极形状等原因在叶根处会形成一定的加工残留,影响整体叶盘的加工精度。针对叶片电解加工后形成的叶根残留,开展去除叶根残留电解加工方法的研究,解决叶根电解加工的阴极结构、加工路径设计等难题。首先,分析了叶根的残留分布情况以及叶间通道的结构,采用了电解扫掠成形加工方案。其次,设计了阴极结构与加工路径,在阴极结构上采用了扇形流道并分析了电解液流速分布,通过增加引流槽、改变倾角等措施改善了流场;对阴极的运动路径进行了规划,利用专用仿真软件对阴极运动干涉与加工程序进行了检验;通过附加叶盘转动补偿了由于不同截面内叶间通道宽度与阴极刃口尺寸不一致给加工带来的不足。最后,制作了电解加工装置并通过试验对叶根电解加工方法进行了验证。试验结果表明,该加工方法有效去除了叶根残留,加工表面质量好,加工精度达到了要求。