结冰风洞过冷大水滴试验中混合翼设计

开展结冰风洞过冷大水滴结冰试验验证了现有混合翼设计准则。结冰风洞过冷大水滴结冰试验条件采用大、小水滴两种喷嘴组合喷雾实现了与冻毛毛雨水滴质量“双峰”分布曲线非常符合的过冷大水滴结冰环境模拟。以0.50 m弦长的NACA0012翼型为原始翼型，基于面向工程、面向适航的混合翼设计准则通过求解Navier-Stokes(NS)方程计算翼面压力分布，以混合翼与原始翼型驻点位置和前缘吸力峰值尽可能重合为目标，在保证前缘附近与原始翼型相同的基础上混合翼的设计弦长缩短50%。在结冰风洞中开展冻毛毛雨环境下的结冰试验验证混合翼设计效果，结果显示混合翼型与原始翼型模型前缘表面的冰形特征基本一致，局部冰形存在少量差异，混合翼型模型表面冰形冰高略偏大。所得结论表明现有混合翼设计准则在冻毛毛雨环境下依旧适用，可供后续开展相关民机型号的过冷大水滴结冰风洞试验参考。     

水滴撞击冻结过程的数值模拟研究（英文）

利用发展起来的数值算法模拟了微尺度水滴在冷表面上的撞击冻结过程，采用格子玻尔兹曼通量求解器计算流场，应用相场方法追踪水气界面，基于焓模型确定冰水界面。通过与实验对比水滴在表面上撞击冻结过程中的外形，验证了数值方法的准确性与可靠性。本文研究水滴动态冻结过程时考虑了水滴尺度、撞击速度及冷板温度3个因素的影响。结果表明，水滴底部冻结限制了水滴在表面上铺展后的弹跳过程，可能形成帽子状的形态。水滴撞击速度增加，冰层在水滴径向上发展更快，水滴与表面间的传热增强。另外，温度控制着水滴中心的动力学过程，当表面温度更低，水滴可能会在中心出形成凹坑。通过对水滴内部温度分布情况分析可知，热流密度随着离冷表面距离的增加而降低。随着结冰增长，水滴轴线上逐渐降低的温度与冷表面温度呈非线性关系，表面温度越低，由于温差增加，冰层内部的无量纲温度变得越低。     

二元翼型结冰数值模拟研究

对二元翼型前缘结冰数值模拟进行了研究。采用中心有限体积法求解N—S方程；四阶龙格一库塔法求解水滴运动轨迹方程；逐次二分法寻找水滴撞击极限，然后计算局部水滴收集率；分析翼型表面的传质、传热项，建立相应质量、能量方程并迭代求解，得到翼型表面结冰质量；根据角度二分法生成结冰冰形。预测的NACA0012结冰冰形与实验及Lewice模拟结果吻合很好，结冰过程中的特征参数与冰型及相应冰形特征吻合。     

S弯进气道吞水过程仿真分析

针对配装S弯进气道的发动机在开展台架吞水试验方案设计中缺少输入条件的问题，模拟重建了F-35飞机的S弯进气 道模型，采用数值仿真手段获取了S弯进气道吞水后进气道出口水滴分布图谱。根据工作包线相近的某全尺寸进气道/发动机地 面联合试验结果对所采用的仿真方法进行了可靠性验证，仿真与试验获得的进气道总压恢复系数具有较好的一致性，证明仿真方 法可靠。开展了吞入喷射装置产生的液态水、吞入雨天空气中的液态水2种条件下的进气道吞水仿真，结果表明：S弯进气道吞水 后，在进气道出口形成的水滴分布不同于之前开展的发动机台架吞水试验中所采用的喷水方案，水滴粒子在进气道出口左上角区 域较为集中而不是正下方，在进气道入口前喷水产生的水滴分布图谱比真实雨天工作条件更为恶劣。建议在开展发动机台架吞 水试验前，通过数值仿真或试验测量获取配装进气道后发动机进口的真实水滴分布，以此为输入条件开展喷水方案设计，以便更 好地考核发动机吞水能力。