一维和二维电热除冰相变传热特性的参数影响分析

基于飞机电热除冰过程冰层融化的特征,开展了一维和二维电热除冰相变传热特性数值计算研究和参数影响分析,重点考虑了加热模式、冷却时间、加热功率和加热单元间隔等参数对冰层相变传热的影响。采用了基于焓-多孔介质方法的热焓模型,将计算区域看作是包括多层材料和冰、水及其混合区的多孔介质,采用了结构化网格拓扑结构对计算区域进行划分,采用了有限体积方法对控制方程组进行离散,采用线性插值的方法获得混合区的物性参数,耦合能量方程和液态水体积分数公式,迭代求解了计算域的温度分布,获得了不同材料间界面温度的变化,重点分析了冰-保护层界面的温度变化。基于二维电热除冰模型的冰-保护层界面温度不均匀特征,提出了耦合考虑冰-保护层界面热点和冷点温度的冰脱落温度判断准则。研究表明:高功率的周期性加热模式要优于低功率的连续性加热模式,采用合理的冷却时间和加热功率,可获得更低的能量消耗和更好的除冰效果。合理设置加热单元间隔可以提高周期性的除冰效率,但也会形成冷点和热点,造成冰-保护层界面温度分布的不均匀。冰-保护层界面的冷点类似于锚点,即使此刻热点的冰已经融化,整个冰层也无法脱落和剥离。因此,冰脱落的判断要耦合考虑界面热点和冷点的温度特征。      

电热除冰传热特性的结冰风洞实验研究

利用结冰风洞设备和电加热除冰装置,采用实验的方法研究了不同加热模式、冷却时间、加热功率和冰脱落对传热特性的影响。研究表明：设置合理的冷却时间和加热功率,采用高功率的周期性加热模式比采用低功率的连续性加热模式更优越,不仅除冰时间更少,而且能量消耗也更少,从而为电热除冰系统加热模式的选取和传热特性的优化提供了实验依据。     

周期电加热控制律对除冰表面温度的影响

研究周期性电热除冰系统加热控制律对表面温度的影响是进行系统设计和优化的前提.在采用焓法模型对二维电热除冰系统矩形单元的瞬态传热模型进行建模的基础上, 采用控制容积法全隐格式求解控制微分方程, 对周期性电热除冰表面的温度进行了计算.分析了影响表面温度的主要因素, 得到表面温度与加热控制律的关系, 结果表明:供电热流密度的大小和供电周期对系统除冰效果有重要影响, 需要合理匹配.      

电加热过程的冰脊形成实验研究

利用结冰风洞设备和电加热装置,采用实验的方法研究了不同来流速度、环境温度和加热功率对冰脊形成的影响。研究表明：随着来流速度、加热功率的增加,冰防护区长度增加,冰脊往下游推后,而随着环境温度的降低,冰防护区长度减小,冰脊往上游靠近。冰脊的生长规律是从冰防护区外下游某位置开始冻结,逐步往冰防护区发展,从而为电热除冰系统加热模式的选取和传热特性的优化提供了实验依据。     

CJ818客机尾翼周期电热除冰系统计算分析

针对CJ818客机尾翼的周期电热除冰系统进行计算分析,内容涉及尾翼的周期电热除冰系统的初步设计、加热条布置方式、外流场CFD计算、水滴撞击特性计算、防护范围以及加热条功率的确定等。计算了最佳加热功率时尾翼蒙皮在加热条中心上方和间隙上方的温度分布以及随时间的变化情况,并由此判断一定周期之后该周期电热除冰系统是否达到系统设计的要求。     

热/力耦合作用下基于应力分析的冰破坏准则

根据飞机热除冰的物理过程,考虑外部空气动力和蒙皮表面加热的作用,建立了NACA 0012翼型前缘冰层应力计算模型。采用有限元方法和平面三角形单元对控制方程组进行了求解,获得了外部空气动力和蒙皮表面加热对冰层黏附界面应力的影响规律。研究表明:蒙皮表面不加热时,来流速度影响了黏附界面应力的强度,来流攻角影响了黏附界面应力的分布,冰-蒙皮间黏附界面切应力最大值随来流速度呈近似线性增大趋势,但外部空气动力很难造成冰层破坏。蒙皮表面加热时,冰-蒙皮间黏附界面的耦合应力和冰层内部的主应力随着热流密度的增大而增大,很容易超过剪切强度,这是造成冰破坏的关键因素。耦合冰-蒙皮剪切强度随界面温度的变化关系,初步建立了基于应力分析和热/力耦合作用的冰破坏判断准则。外部空气动力产生的界面应力和蒙皮表面加热产生的界面热应力之和，必须大于与蒙皮表面温度相关的剪切强度，则冰层发生破坏，破坏位置是耦合应力超过剪切强度的区域。      

积冰密度对机翼除冰过程影响的数值研究

针对不同类型的积冰,采用数值方法研究了不同冰密度对于电加热除冰过程中热传导及冰融化过程的影响。选取了典型结冰条件下所生成的两种霜冰及明冰作为分析对象,以标准的三维电加热除冰模型作为数值模拟研究模型,设置温度监测点,取金属蒙皮与冰的交界面作为监测面,在电加热除冰过程中记录监测点及监测面的温度变化情况。通过比较不同密度积冰融化过程中监测点与监测面的温度变化情况,分析积冰密度对冰融化过程的影响。计算结果表明,冰密度对电热除冰过程具有明显的影响,积冰密度降低会提高积冰温度升高的速度,使得积冰初始融化的时刻提前,整个融化过程缩短。     

等离子体激励与电加热式防冰性能对比

飞机结冰威胁飞行安全，针对这一问题，通过记录结冰动态过程及测量表面温度变化对比研究了布置在NACA0012翼型上的等离子体激励、电阻丝电热及石墨烯电热在结冰风洞中的防冰性能。结果表明：在输入功率相同的情况下，等离子体激励和石墨烯电热均能有效地实现防冰，而电阻丝电热在无热源区域无法完全预防结冰。红外测量结果表明：石墨烯电热膜加热后表面最高温度低于其他2种方法。然而，由于其均匀的加热特性，整个加热表面的最低温度保持在0℃以上，足以防止结冰。对于等离子体激励和电阻丝电热，二者表面的温度分布具有不均匀性，通过散热性能对比，等离子体激励要高于电阻丝电热。等离子体激励通过在近壁面气体放电直接加热激励器周围的来流冷空气与过冷水滴，而电阻丝加热对绝缘介质的热传导性能差，无法有效增加周围热量致使容易在无热源区域结冰。     

飞机热气防冰系统与冰脊预测的数值模拟

基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的.      

结冰翼型表面明冰的压力分布和应力计算

在不同来流速度和攻角下,比较分析了冰型外部压力分布的变化规律,计算分析了外部压力分布对表面冰型的力学特性影响规律,研究了冰型和蒙皮界面间最大剪切应力的变化规律,并结合剪切强度随界面温度变化的实验曲线,分析了最大剪切应力对冰层脱落的贡献.计算结果表明:最大剪切应力是剪切强度的5.48%,因此气动力对冰层的脱落贡献不大;当开启热除冰装置后,由于蒙皮表面温度的不断上升,冰型和蒙皮界面间剪切强度的下降,当表面温度为-2℃时,最大剪切应力超过剪切强度的10%,此位置可能率先产生破裂,从而加速冰层的脱落.      

电热除冰的热力耦合特性及其对冰层的影响研究

采用计算和实验相结合的方法,初步研究了电热除冰过程中的热力耦合特性及其对冰层的影响。在电加热条件下,耦合外部气动力载荷的作用,采用有限元方法计算了不同热流密度下表面冰层和蒙皮间界面法向和切向应力的分布,比较了加热/不加热条件下界面法向和切向应力分布的差别,研究了冰层最大主应力随热流密度的变化规律。研究发现,电加热条件下,在表面冰层融化前,热力耦合特性将造成冰层内部应力的显著增加,从而造成冰层局部区域的破裂,加速冰层的破坏。同时,设计的原理性实验结果验证了热力耦合特性对冰层的破坏影响。研究结果对于电热除冰理论和除冰技术的发展有现实意义。     

用于碳纤维复合材料的电热除冰技术实验研究

 针对碳纤维复合材料机翼的电热除冰技术研究现状,提出了采用多层材料结构的电热除冰垫技术方案.该电热除冰垫各层均由具有不同热功能的材料构成,其中部分材料为根据性能需要自行制备得到的.采用有限容积法(FVM)对除冰垫的性能进行了数值模拟,确定了隔热层厚度,验证了加热回路的均匀性.根据所确定的方案制备了电热除冰垫,并利用自行搭建的除冰验证装置对该电热除冰垫的性能进行了实验研究,得到了加热热流密度、来流风速、来流与除冰表面间夹角对除冰性能的影响规律.研究表明,该电热除冰垫具有良好的除冰性能,除冰方案可行.     

基于水膜流动与耦合传热的翼型防/除冰计算

针对飞行器防/除冰过程中翼面上空气-水膜-冰层-机翼之间的耦合传质传热现象,建立了一种基于水膜流动与耦合传热模型的翼型防/除冰数值模拟方法。基于Myers水膜流动模型建立了防/除冰热载荷作用下翼面溢流水流动、积冰及内部温度分布的数值计算理论。对于翼型及冰层内的传热现象,利用焓理论及有限体积法建立了复杂多层结构传热的数值模拟方法,对于冰层相变过程,提出了一种基于焓理论的相变修正方法以考虑相变潜热对温度变化的影响。最终实现了翼型防/除冰过程的耦合计算,结果表明:通过结合不同界面处的传热边界条件和考虑了相变潜热效应的焓理论对水膜流动与翼型/冰层传热模型进行耦合求解,能够对翼型/冰层内温度分布进行准确计算,可实现对翼型防/除冰过程中溢流水流动及积冰特性的有效预测与分析。      

旋转帽罩电加热防冰瞬态过程研究

基于欧拉两相流理论,对旋转帽罩水滴撞击特性进行了数值模拟,提出了旋转部件表面对流换热计算方法,并基于改进Messinger结冰模型开发了旋转帽罩电热防冰计算程序,对旋转帽罩瞬态防冰过程进行了数值模拟研究.结果表明:旋转运动对旋转帽罩表面对流换热起到增强作用,且在供给相同加热热流密度时转速越大,防冰表面温度越低;防冰系统启动阶段,旋转帽罩表面会发生结冰和冰脱落现象,考虑结冰过程后系统的响应时间缩短;当电加热功率相同时,周期电加热防冰方式更为节能;当电加热能耗相同时,周期电加热方式系统响应更快.     

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

基于内外传热耦合原理,建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型,研究热气防冰系统在不同引气状态下,管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法,计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性,将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明:管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%,验证了该仿真模型的正确性.在此基础上,对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真,分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.