复合相变热沉在电子设备热管理中的应用

某些特殊电子设备的短时高功耗运行往往会引起急剧温升,进而导致设备失效。文章采用膨胀石墨/高碳醇复合相变材料(PCM)作为热沉,针对某高功耗模块进行了散热仿真,并与传统铝热沉进行了对比,结果表明无主动散热平台下PCM热沉显著优于铝热沉。同工况温箱实验进一步验证相变热沉散热特性,并与仿真结果进行对比,结果表明实验结果与仿真结果具有一致的温度变化趋势,但由于相变温度范围的差异导致不同时间段温升速率不同。分析了二者的差异及原因,为严酷条件下应用相变材料进行热设计和热管理提供参考。     

多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验

本文设计了一种尾缘(TE)上游多孔渗透结构,通过在全消声低速射流风洞,利用远场麦克风测量研究了不同工况和材料物性下尾缘辐射噪声的影响。结果表明:所设计的多孔渗透结构产生了额外的方腔噪声特征,相对密度4.7%的泡沫金属所产生的附加噪声最小,颗粒状多孔材料比泡沫金属产生的附加噪声小。对称流动条件下多孔平板尾缘噪声中出现的方腔单音噪声特征,在人工非对称流动条件干涉下消失,表明压差推动渗流穿过表面是这种设计的关键。缩小人工非对称流动与非对称曲面翼型产生的压力条件之间的差异以及避免过大面积多孔设计是改进的方向。     

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

基于增材制造的30CrMnSiA高速风洞试验模型设计及流固耦合分析研究

增材制造技术可针对任意复杂形状的零件进行加工,制造周期和成本较低,具有传统机械切削加工所不具备的独特优势,在风洞试验模型制造中具有广泛的应用前景。针对高速风洞模型加工中常用的30CrMnSiA材料,开展了金属粉末制备、检测及材料试件的制造研究,在此基础上,利用测试件数据作为材料性能输入参数,结合增材制造工艺,设计了机翼为中空结构的AgardB模型,利用Ansys有限元分析软件,进行了该模型流固耦合仿真分析,并开展了优化设计,结果表明,中空机翼的模型结构能够满足高速风洞试验要求。     

超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验

采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度,气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高,高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响,当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η₀分离进入"自由飞行"阶段后,两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制;弹体飞行迎角α=0°时,上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称,弹体飞行迎角α=-5°时,上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性,弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。     

基于变分分割模型的结冰冰形测量方法

结冰冰形是结冰风洞试验中关注的要素之一,针对其冰形测量问题,提出了一种基于变分图像分割技术的非接触测量方法。基本思路是对翼型结冰俯视图像进行图像分割,将获得的曲线标定后与翼型数模结合,得到最终结冰冰形。为了排除结冰图像中不相干物体和因素的干扰,更精确获取结冰冰形,提出了选择分割的思想,构造了区域特征函数,建立了新的能量函数。采用所提基于变分分割模型的测量方法,对结冰风洞试验冰形进行了测量,并定量分析了方法的误差,测试了方法的抗噪声能力。结果表明该方法对结冰冰形的测量是准确可行的,且具有较高的精度,另外,其对噪声具有鲁棒性。所提方法可推广至其他与物体形状相关的测量中。     

压气机静叶栅层流分离泡转捩与角区分离数值模拟与实验

采用γ-Reθ转捩模型对某可控扩散叶型(CDA)平面叶栅全攻角范围进行了三维数值计算,通过对比数值计算结果与叶栅实验吻合较好。在此基础上,分析了进口来流湍流度和雷诺数变化对叶栅表面层流分离、转捩以及角区分离的影响。结果表明:进口湍流度低于5%时,吸力面存在层流分离,当进口湍流度大于5%后,层流分离移除,但转捩会一直存在;随着进口湍流度或雷诺数增加,吸力面和压力面转捩位置均会前移;随着进口湍流度增加,吸力面角区分离会有所减小,雷诺数增加对角区分离的影响不大。      

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。      

大型民用飞机尾旋运动的系统辨识研究

为了研究某常规布局大型民用飞机的尾旋特性,首次利用一个满足动力相似的缩比模型在Ф5m尾旋风洞中进行研究试验,利用机载传感器所采集的模型运动参数来研判飞机模型的尾旋特性。目前,对于此类飞机模型尾旋运动中所承受的气动力矩研究还十分缺乏,以飞机模型尾旋试验结果为基础,采用飞机六自由度运动学方程来还原模型在尾旋运动中所承受的气动力矩系数,同时利用常规风洞测力试验结果来检验所还原的气动力矩系数的可靠性。进一步采用多元高次方程对模型尾旋运动进行了系统辨识研究,建立了能辨识飞机在尾旋运动条件下的气动力矩系数的数学模型,成功的辨识了重要的气动力系数的导数(Cmα,Cmδe,Cmq,Cnβ,Cnδr,Cnr,Clβ,Clδr,Clp),与相关参考值比较显示其结果具有较高的可信度。     

跨音速自适应风洞的任意初始壁方案

提出一种新的二维柔壁自适应风洞进行跨音速三维模型实验时,基于任意初始壁状态的洞壁调整方案,讨论了在较高跨音速实验Ma数的实验条件下,采用洞壁预调效应处理的洞壁自适应方案的实验结果。