某型飞机平尾前缘电阻元件改进技术研究与应用

某型飞机平尾前缘采用电热式防(除)冰系统,有效解决了结冰问题。但飞机停放及飞行环境影响易使平尾前缘电阻元件的绝缘电阻值超标。为了解决这个问题,对平尾前缘电阻元件开展研究,通过测试、分析、试验,确定了更换绝缘材料、加温元件材料并改进了制造工艺,对电阻元件进行再制造,有效解决了这个问题,并在某型飞机上进行了使用验证,可为同类飞机尾翼前缘防(除)冰设计、改进提供参考。     

平尾结冰对飞机动力学特性影响的仿真研究

针对某型飞机平尾结冰后的动态响应问题,利用结冰参数建立的平尾结冰参量模型,仿真分析了无操纵情况下平尾结冰对巡航特性的影响,以及平尾结冰后升降舵单位阶跃的纵向操纵响应,并研究了不同平尾结冰严重程度下飞机在进近与着陆过程中的动态响应及平尾失速特性,获得了平尾结冰对飞机动力学特性的影响规律.     

砂纸冰对民机平尾气动特性的影响

平尾结冰严重影响飞机的纵向操纵性及稳定性。为研究结砂纸冰对平尾气动特性的影响,采用基于某民机平尾设计的大、小模型,在低速增压风洞中开展了带砂纸冰的测力试验,分析了砂纸冰粗糙度、雷诺数、角冰粗糙度对带冰平尾气动特性的影响规律,同时总结了砂纸冰的缩比方法。结果表明：砂纸冰粗糙度增加会导致平尾气动特性逐步恶化,在飞行雷诺数条件下,当冰型粗糙度相对高度为0.2×10^-3～0.6×10^-3时,相比于无冰条件,最大升力系数降低0.3～0.4;雷诺数对带砂纸冰平尾气动特性的影响超过对带角冰平尾的影响,但远小于对干净平尾的影响,当带砂纸冰平尾雷诺数由3.29×10⁶提高至13.1×10⁶后,其最大升力系数提高0.02～0.04;角冰表面粗糙度的变化对平尾气动特性的影响较小,由粗糙度带来的升力损失远小于角冰本身所带来的影响;当砂纸冰高度远超过当地边界层厚度时,风洞试验可根据模型比例对砂纸冰粗糙度进行几何缩比,而当砂纸颗粒较小时,采用几何缩比方式获得的砂纸冰对平尾气动力影响相对较小。提出了基于边界层厚度的砂纸冰粗糙度缩...     

Y7-200A的防冰除冰试飞

Y7-200A飞机按照CCAR-25部进行了我国首次模拟冰型和自然结冰的飞行试验.试飞的目的是评定飞机在结冰环境中使用时,其性能和操作稳定品质下降的情况及剩余的性能水平是否可以接受.Y7-200A在机翼、平尾、垂尾前缘等部位采用了美国进口的气动式除冰系统,在螺旋桨桨叶、风挡玻璃、空速管和迎角传感器等部位采用电加温防冰系统.Y7-100及其选装型飞机各翼面上采用的是发动机热空气防冰,     

飞机结冰的危害和解除

飞机在空中飞行时,在翼面前缘和发动机进气道内易发生结冰,致使飞机操稳特性恶化,甚至造成机毁人亡,因此了解结冰对飞行的危害、预测结冰的特性和发展消冰防冰方法,对于保证飞行全安极为重要     

Y-8飞机平尾积冰导致的飞行事故分析

平尾积冰对飞行安全影响重大.通过介绍连续两起平尾积冰导致的Y-8飞机飞行事故,分析了飞机结冰的气象条件,平尾积冰和放襟翼对平尾气动特性的影响,以及平尾积冰失速的改出方法和预防措施.     

前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性计算

结冰将改变飞机空气动力表面形状,不仅使飞机空气动力性能下降,还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响,采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分,采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算,采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数,获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明,0°或小攻角时,靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高;较大攻角时,靠近后缘的区域发生流动分离,使后缘的表面声功率增加,进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型气动噪声增加的主要原因。     

不同来流条件对机翼结冰及气动特性影响研究

针对三维机翼结冰问题,基于Navier-Stoke控制方程,采用多时间步长的计算方法,通过求解气液两相流的Eluer法得到空气中水滴的轨迹,再根据Messinger模型计算结冰冰形来实现对机翼结冰的数值模拟。首先以三维NACA0012机翼为研究对象,进行结冰数值模拟方法验证,随后计算不同迎角和不同来流速度对三维ONERA M6机翼结冰冰形的影响,最后分析了机翼结冰对气动特性的影响规律。结果表明,结冰后机翼的阻力系数增大,升阻比减小;来流速度对机翼前缘的结冰类型影响较大,当机翼前缘的结冰类型由霜冰变为混合冰时,将使机翼的气动特性恶化。     

电加热防冰系统负荷优化的数值分析

<正>飞机在大气中飞行时,其部件表面上积聚了冰层,称这种现象为飞机结冰。翼面上所结成的不规则冰层会改变前缘外形,严重影响飞机的气动特性,使得阻力增大,临界攻角降低,升力减小,影响飞机的稳定性和操纵性,对飞行安全构成严重威胁,甚至会导致空难发生。20世纪50年代,国外就开始对飞机防冰、结冰问题进行研究,对飞机结冰、防冰进行了大量的试验和数值模拟研究,形成了许多比较成熟的数值分析软件和完备的冰     

某型飞机平尾前缘再制造重量分析

针对某型飞机平尾前缘再制造过程中出现的重量超差问题,根据平尾前缘的结构形式对其结构强度和重心、飞机重量重心、飞机尾翼颤振特性等因素进行分析计算,并结合工艺优化情况给出了可装机使用的结论及重量控制指标。     

一种飞机尾翼前缘除冰套安装方式

某型飞机平尾前缘除冰系统采用气动机械式除冰方式,在平尾前缘的防护区域敷设除冰套。平尾前缘采用双层金属蒙皮和玻璃纤维复合材料层压板密肋结构形式。通过某型机平尾前缘除冰套安装方式的改进和平尾前缘结构布置的确定,介绍了一种新型的机尾翼除冰套安装方式,平尾前缘结构形式简单,工艺性好,既能满足平尾前缘维修互换性要求,又能满足前缘除冰套安装和维护要求。     

基于合成射流的机翼溢流冰防护实验

为了解决电加热防/除过程中,机翼前缘溢流水流至防护区后侧形成冰脊影响飞行安全的问题,提出一种电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘,通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度,防止过冷水滴在机翼前缘冻结,合成射流出口位于电加热系统防护区下游,通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹,防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。在结冰风洞中,通过实验研究了液态水含量、环境温度和合成射流速度对电加热与合成射流复合式防冰性能的影响。实验结果表明:电加热与合成射流复合式防冰系统在设计的结冰气象条件下,不仅能够保持机翼前缘不结冰,还能消除机翼后表面的冰脊。     

涡扇发动机短舱结冰试验相似方法

通过分析短舱表面结冰缩比试验相似要求,在保证绕流流场、水滴撞击特性和结冰冰型相似的基础上,分别采用基于气流雷诺数,气流韦伯数和水滴韦伯数3种速度选取方法建立了试验相似准则。利用该准则获得了明冰和霜冰条件下涡扇发动机短舱1/2缩比模型的结冰试验参数,开展了短舱进气道表面结冰冰型预测,对参考模型和缩比模型表面过冷水滴撞击特性、结冰特性、溢流水分布特性进行了分析。结果表明:采用基于气流韦伯数和水滴韦伯数速度选取方法的相似准则,在明冰和霜冰条件下均能保证缩比模型与参考模型表面水滴撞击特性相似,且相似性不受结冰温度影响；溢流水变化趋势与参考模型相似,流动极限相近；缩比模型表面冰型均与参考模型相似,该方法能够为短舱结冰试验参数选取提供依据。      

航空发动机进口支板结冰和防冰试验

为了掌握航空发动机进口支板结冰规律和热气防冰规律,利用冰风洞对进口支板进行了热气防冰试验、融冰试验和结冰试验.试验研究结果表明:进口支板所需热气流量随来流风速增加而增大,随来流总温增加而降低;结冰主要出现在在进口支板前缘区域并且滞止点附近的结冰最厚;进口支板表面初始温度较高,下降速度较慢,容易出现透明冰;来流温度低,进口支板表面温度下降较快,容易出现霜冰.试验结果为进口支板防冰设计计算提供了依据并为航空发动机防冰系统设计提供了一定的参考和借鉴.      

翼型结冰过程数值模拟验算与分析

应用FENSAP-ICE结冰计算软件,对NACA0012翼型进行了流动特性、水滴撞击特性以及冰型生成过程的计算;同时,对结冰前后的翼型进行气动力特性计算对比分析,其中包括升力特性对比、阻力特性对比、流场细节分析以及压力系数分布对比。计算结果表明：翼型前缘结冰后,导致翼型前缘气流提前分离,最大升力系数、失速攻角大幅减小,...     

飞机结冰冰型微结构特征的分形研究

基于分形几何的基本理论,采用结冰风洞实验与金相显微实验相结合的方法,对飞机结冰冰型的微结构特征进行了研究.采用计盒维数法对冰型微结构的分形维数进行了计算,获得了不同条件下前缘结冰及溢流结冰冰型的分形维数,并建立了冰型分形维数与结冰条件之间的关系.研究表明,来流温度和速度对冰型的微结构特征及其分形维数有着重要影响.来流速...     

Y12—Ⅱ型飞机结冰对其飞行特性影响的试飞研究

以Ｙ１２－Ⅱ型飞机防冰系统适航验证试飞为例，就确定飞机结冰部位与防护方法，结冰对飞机飞行性能和操稳特性的影响，带冰着陆的可能性及其安全措施等问题进行了分析和讨论。通过飞行试验，初步检查出飞机结冰造成飞机飞行性能的损失和稳特性的降低。仅在新机研制中，为防冰系统适航性验证工作提供参考。     

Y12─Ⅱ型飞机结冰对其飞行特性影响的试飞研究

以Ｙ１２─Ⅱ型飞机防冰系统适航验证试飞为例，就确定飞机结冰部位与防护方法，结冰对飞机飞行性能和操稳特性的影响，带冰着陆的可能性及其安全措施等问题进行了分析和讨论。通过飞行试验，初步检查出飞机结冰造成飞机飞行性能的损失和操稳特性的降低。仅在新机研制中，为防冰系统适航性验证工作提供参考。     

基于极值理论的平尾结冰飞行风险评估

提出了结合极值理论与Copula模型来量化评估平尾结冰条件下飞行风险概率的方法。通过建立人-机-环复杂系统模型,对平尾在进近与着陆过程中的结冰情形进行仿真,采用蒙特卡罗法提取平尾结冰极值参数,验证了所提取极值参数符合一维广义极值（GEV）分布,根据飞行风险的定义和相关安全性准则,建立了平尾结冰飞行风险发生的判定条件,计算得出一维极值飞行风险概率;在此基础上选取Copula模型来描述二维极值参数的相关性,对多种Copula模型的未知参数进行辨识,通过拟合优度检验对精度进行验证,得出Joe Copula模型对二维极值分布的描述最为准确,运用Joe Copula模型计算出二维极值飞行风险概率,有效解决了一维极值具有的局限性。所提方法对飞行安全评估等理论有一定参考价值,能为平尾结冰飞行事故的预防提供分析和检验依据。     

某型飞机平尾前缘抗鸟撞优化设计

进行了某型飞机部分平尾前缘结构的抗鸟撞优化设计。通过有限元分析对比研究了蒙皮厚度、翼肋个数、隔板对平尾前缘抗鸟撞性能的影响。从分析结果可以看出,增加隔板的方案对结构抗鸟撞性能的提高最明显。然后,进行了增加隔板的平尾前缘结构鸟撞试验,试验结果与模拟结果吻合良好,满足结构的抗鸟撞要求。