摘要：吸波结构设计已经成为飞行器隐身设计的重要发展方向。利用标准平板件，通过与其雷达散射截面理论解的对比，可以验证电磁仿真分析流程与方法的可行性与准确性。通过对平板件结构电磁参数的变参分析，可得到电磁参数对平板RCS(Radar Cross Section)的影响。结合工程实际，对比全金属翼面前缘结构和透波蒙皮与吸波泡沫组合的翼面隐身前缘的RCS值。结果表明，由透波蒙皮、吸波泡沫和反射层组合的翼面前缘隐身功能件可以大幅提高结构的隐身能力。

摘要：针对飞机翼面前缘的防/除冰问题设计开发了一种轻质、高效、低能耗、共形的飞机翼面前缘石墨烯复合材料电热除冰功能结构并开展了除冰性能实验验证。采用将石墨烯加热膜与复合材料层合结构集成的设计方案,使用自研开发的热压成型设备在飞机翼面前缘原位胶接固化了0.75 mm厚的石墨烯复合材料电热除冰共形加热器功能结构;通过实验比较常温和低温环境下相同功率密度时共形加热器的温升情况,验证了共形加热器的加热均匀性和稳定性;采用一种原位共形结冰技术在飞机翼面前缘表面制备了厚度可控的冰层并进行了加热器除冰性能测试,获得了不同功率密度情况下共形加热器的除冰效果,并将其与传统翼面前缘金属丝共形电热除冰结构进行对比分析。结果表明:共形加热器与翼面前缘共形胶接质量良好,面密度为0.0827 g/cm^(2),热响应迅速,加热性能稳定,加热区域温度均匀;随加热器功率密度不断增加,除冰时间缩短,除冰效果变好;功率密度为15 kW/m^(2)时可在40 s内完全融化底部界面冰层;在达到相同除冰效果的前提下,与传统翼面前缘金属丝共形电热除冰结构相比,新型电热除冰结构所需功率密度明显更低。因此开发的飞机翼面前缘石墨烯复合材料共形加热器可真正实现结构功能一体化,在不改变飞机翼面前缘气动外形和重量增加极小的情况下获得优良的电热除冰效果。

摘要：针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5～8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%～31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。

摘要：文中建立了圆柱面前缘翼面结构的有限元模型,针对翼面不同的飞行迎角和翼面的不同后掠角,应用LS-DYNA对该结构鸟撞击过程进行了数值模拟,得到鸟撞圆柱面前缘翼面结构的动态响应计算结果。分析了鸟撞前缘结构冲击载荷的动态时程曲线,讨论了引起前缘结构破坏的主要因素。数值计算结果与鸟撞穿透速度公式变化趋势吻合较好,表明所建立的有限元计算模型可靠,计算数据有效。

摘要：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。