气动除冰类飞机结冰风洞试验适航审定技术

民用飞机为获得型号合格证，应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证，如何解读适航条款要求并制定有效的符合性验证流程，是进行适航合格审定的关键。本文以Y12F气动除冰飞机结冰风洞试验的实际工程为例，以相关结冰适航文件为基础，结合国际最新的飞机结冰研究成果，研究并总结了目标试验状态设定、设备选择、试验状态的等效转换、模型研制、风洞试验等适航审定要求和技术。构建的结冰风洞试验适航审定方法，有效地指导完成了Y12F飞机除冰系统的适航验证工作，完成中国民用航空局（CAAC）和美国联邦航空管理局（FAA）同时审查，为获得CAAC和FAA型号合格证奠定良好基础。     

民用飞机适航用临界冰形的确定及验证

对民用飞机结冰适航取证用临界冰形确定及验证进行研究。在民用飞机结冰适航取证过程中,首先需要确定临界冰形,为结冰后的性能和操稳评估提供冰形输入。首先确定临界冰形的判断标准,制定临界冰形确定的工作思路;然后采用SADRICE结冰数值软件开展结冰冰形参数的敏感性分析,获取临界结冰条件;最后通过冰风洞试验对参数敏感性结论进行验证。结果表明数值模拟参数敏感性分析结论与冰风洞试验结果一致,数值模拟所得临界冰形上冰角与冰风洞试验一致,下冰角存在一定差异,但不影响冰形临界性判断结论。参数敏感性分析所得临界结冰条件以及冰风洞试验所得临界冰形正确,可作为结冰适航取证临界结冰条件及临界冰形。临界冰形确定思路、方法可为其他民用飞机结冰适航取证提供参考。     

基于分形理论的翼面复杂冰形表面粗糙度分析（英文）

模型表面的结冰外形是结冰风洞试验关注的核心信息，现有研究一般采用冰角高度、冰角角度、驻点冰厚等几何参数对二维冰形进行表征，忽略了冰形表面粗糙程度这一重要特征。针对此问题，提出将分形理论应用于结冰冰形的粗糙度表征，建立了基于分形理论的结冰表面粗糙度表征方法。首先在大型结冰风洞开展翼型结冰试验，采用激光线扫描在线测量系统对结冰生长过程中不同时刻翼面结冰的表面轮廓进行测量，获得翼面结冰的三维数值外形；然后结合分形理论对冰形进行分析，提取翼面不同位置冰的截面轮廓曲线，计算截面曲线的分形维数和粗糙度表征参数，以此归纳出分形维数的线性回归公式，并从截面曲线中提取数据点进行分形插值模拟实测冰形。研究结果表明，翼面结冰冰形粗糙表面具有分形特征；分形维数与粗糙度表征参数呈正相关，可作为冰形表面粗糙度的评定参数；分形插值模拟冰形曲线，逼近程度优异；冰形粗糙度的分形表达法为科学量化三维冰形特征提供了新思路。     

基于BP神经网络的冰形特征参数预测

机翼结冰影响了飞机飞行的气动特性，严重时将会引起事故，对冰形特征参数进行预测对翼型气动特性研究以及后续防除冰措施具有重要的意义。本文利用BP神经网络，建立翼型冰形特征参数预测模型，并采用k折交叉验证进行网络结构选择，以气象与飞行条件作为输入，结冰极限、冰角高度和角度等冰形特征参数作为输出。结果表明:预测的冰形特征参数（除下冰角高度外）与数值结果相对误差低于5%，证明该方法具有较好的预测效果。     

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性影响研究

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性的影响规律是机翼防除冰系统设计需要考虑的重要因素之一。通过风洞试验方法,将机翼不同部位的模拟冰型加装在飞机模型上进行常规测力试验,研究巡航构型、着陆构型下的机翼展向不同部位结冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的变化规律。同时通过数值计算的手段,分析机翼不同部位结冰的流场细节特征。研究结果表明,机翼中段结冰对飞机气动力特性影响最为严重,翼根和翼尖结冰影响较小,研究结果为制定高效合理的防除冰系统提供技术依据。     

3m×2m结冰风洞试验技术研究进展

3 m×2 m结冰风洞于2013年建成，近年来该风洞的试验技术研究取得了一系列的进展。首先对风洞概况和相关试验技术进行了介绍，包括总体情况、性能指标、试验能力等，重点阐述了该结冰风洞已形成的云雾场参数校测、冰形特征捕获、热气防冰和电热除冰等试验技术。其次，对发动机、直升机结冰与防除冰、过冷大水滴和冰晶雨雾模拟等结冰风洞试验技术新的发展方向进行了分析和探讨，提出了发展思路。可为结冰风洞建设与试验技术的研究提供参考。     

叶片数对垂直轴风力机结冰分布影响风洞试验

风力机叶片表面结冰会降低其气动性能和发电效率。本文研究了旋转状态下叶片数对垂直轴风力机叶片表面结冰分布的影响;搭建了利用自然低温的结冰风洞试验系统;测试了3种叶片数（1、2、4）、3种尖速比（0.2、0.6、1.0）条件下的叶片结冰分布情况。结果表明:在不同尖速比下,叶片数对垂直轴风力机叶片表面结冰分布规律影响显著,叶片内外表面的结冰总体呈现非对称分布特点;随着叶片数增加,叶片表面冰层厚度呈先增后减的变化趋势;在叶片前缘弦长10%区域内,冰层厚度增幅显著大于叶片其他部位;随尖速比增大,叶片前缘冰层厚度显著大于叶片其他部位,叶片前缘内外表面的冰层厚度差值呈递增的变化趋势。研究结果可为风力机叶片防/除冰技术提供参考。     

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

在非线性迎角范围内，雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限，在这一范围内，使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题，本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数，并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数，从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。     

3m×2m结冰风洞总压探针和皮托管研制

针对国内首座大型结冰风洞的调试和运行，设计了具有防除冰功能的总压探针和皮托管。采用了新的制造工艺在内腔狭小的管内盘绕布置加热器，并通过合理分配加热器密度，解决了新工艺带来的加热器易受损和局部过热问题；使用电源可调压技术，在不同试验状态下调节加热功率，避免整体过热或防除冰能力不足。静态测试、校准和风洞试验数据表明，研制的总压探针和皮托管可有效用于结冰风洞特殊环境。     

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。     

结冰风洞过冷大水滴结冰条件模拟能力综述

结冰风洞是进行飞行器等结冰现象及防/除冰装置研究的重要地面模拟设备。随着过冷大水滴结冰现象对飞行性能及防除冰装置设计影响的重要性日益显现，以及过冷大水滴结冰条件适航标准的提出，亟需在结冰风洞中发展SLD结冰条件的模拟能力。本文分析了CFR14-25部附录O中所确定的SLD结冰条件及其对结冰风洞的相关模拟能力所提出的要求；介绍了目前国外几座具有典型代表意义的结冰风洞及气动中心的结冰风洞在发展SLD结冰条件模拟能力方面所取得的成果及所面临的问题。本文认为过冷大水滴的产生及其与云雾颗粒在风洞内的湍流混合、超大尺度的水滴在气流中的过冷以及宽滴谱范围的颗粒度分布测量等问题，是在发展SLD结冰条件模拟能力方面所面临的关键技术问题，提出了中国空气动力研究与发展中心在发展结冰风洞SLD模拟能力方面所采取的技术路线及关键技术解决方法。     

大型季节性可移动式结冰风洞及其试验方法研究

利用冬季自然低温进行结冰试验是飞机大尺寸部件和整机结冰试验的有效方法.文章总结了法国、加拿大、美国、俄罗斯等国家季节性结冰风洞的主要参数,分析了季节性结冰风洞在大尺寸机翼、螺旋桨和飞机等方面的试验能力.基于中国航空工业空气动力研究院季节性可移动式结冰风洞开展了螺旋桨结冰和机上地面结冰试验方法研究,分析了螺旋桨结冰和冰脱...     

直升机旋翼模型结冰风洞试验技术

为满足我国直升机旋翼结冰风洞试验需求，中国空气动力研究与发展中心在大型多功能结冰风洞研制了直升机旋翼模型结冰试验系统，发展了旋翼模型结冰风洞试验方法和数据采集与处理方法，规范了结冰试验的流程，能够安全可靠地开展旋翼模型结冰试验研究。通过开展国内首次直升机旋翼模型结冰风洞试验，研究了典型工况下旋翼模型的结冰特性，获得了结冰过程中旋翼模型气动载荷和振动载荷变化特性。试验结果表明:随着结冰时间增加，旋翼拉力急剧下降，功率急剧增大；伴随着桨叶表面“冰脱落—生成—再脱落—再生成”过程，旋翼性能出现较大波动；旋翼桨叶表面出现冰脱落之前，试验数据重复性良好可靠。     

一种改进的积冰试验相似准则及其评估

从影响飞机积冰的基本物理过程出发,基于对AEDC和ONERA准则的分析,给出了一种改进的积冰试验相似准则.利用数值方法对改进的相似准则进行了有效性评估,数值评估的结果表明,用这种相似准则所确定的参数进行数值模拟,可以在圆柱及其1/2缩比模型上的对应区域得到相似的积冰,初步表明笔者所提出的相似准则是有效的,可以应用于冰风洞试验,作为试验的理论指导和参数选取依据.     

基于云雾参数误差的结冰外形修正方法

结冰风洞云雾参数控制和测量2方面的技术瓶颈,导致结冰试验中的云雾条件存在较大误差,这会降低实验结果的精度。针对这一问题,从空气动力学的角度分析了冰形修正的关键要素,建立了采用人工神经网络技术对云雾参数与冰形典型几何特征量之间复杂非线性关系进行近似模拟的方法,并基于无限插值方法建立了一种冰形修正方法。以 NACA0012翼型为例,对液态水含量和水滴粒径这2个云雾参数所带来的冰形误差进行了修正,修正后的冰形与目标冰形的吻合度有明显的改进,验证结果表明该方法可以应用于结冰风洞试验,能为实验结果的修正提供依据。