水滴结冰结霜及合成双射流除霜除冰实验研究

对水滴结冰结霜过程及合成双射流除霜除冰过程进行了实验研究。实验中利用半导体制冷片作为实验板将温度从室温降低到-30℃,在水滴凝固结冰结霜后启动合成双射流激励器。采用电子显微镜观测水滴凝固结冰结霜过程及合成双射流除霜除冰过程。结果显示:在合成双射流的作用下,霜的结构迅速由细长针叶状变为短粗的柱状冰晶,霜的厚度变薄;随后,由于合成双射流强迫对流换热作用,凝固水滴上的冰晶及锥形冰尖发生融化,凝固水滴上冰晶高度缓慢下降,锥形冰尖变平滑,融化的液态水在沿凝固水滴向下流动时遇冷再冻结,与下游冰晶结为更加质密的小颗粒状白霜,凝固水滴变矮,与冷平面接触面积增大。     

某型运输机高寒环境地面除冰程序方法研究与验证

围绕某型运输机高寒地区试飞任务,对飞机在高寒环境下的地面除冰关键程序方法进行了预先研究,包括除冰时机的确定、防/除冰液的选配、除冰关键表面的识别、除冰喷洒顺序及路线的确定、除冰作业及防冰保持时间的计算等,并经试飞过程多次验证优化,确保了该程序方法的合理和可操作,保障了飞行安全和任务完成,可规范指导飞机地面除冰工作。     

直升机防除冰系统人工结冰试验

为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律，在不同液态水含量和大气温度下，开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验，研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现:受旋翼旋转影响，右发进气道较左发更容易结冰；发动机低功率状态下，防冰性能较差，状态升高后，防冰性能改善；旋翼结冰导致发动机状态升高，使进气道表面温度较无结冰时仍有上升。同时，旋翼上周期性的"结冰-脱除"，导致发动机参数振荡，振荡周期受环境条件影响不大，而振幅与液态水含量近似呈线性关系。     

容错式飞机自动除冰系统

 提出一种高可靠性节能型飞机自动除冰系统,采用节能型电分离式除冰方法,并配有最优能量控制策略,使除冰系统所需的除冰能量大大降低；用容错式系统结构,使整个自动除冰系统的可靠性大大增加。实验结果表明系统可靠性高,并且节能效果显著。     

直升机旋翼桨叶电加热除冰设计

本文介绍了国外直升机结冰保护研究现状,结冰保护设计气象条件情况及旋翼桨叶的主要除冰方法,并根据国外型号设计经验概括性地描述了直升机旋翼桨叶电加热除冰系统的组成、研制过程及相关试验,最后就桨叶迎面水滴撞击特性计算、热力计算和除冰组件疲劳及结构相容性设计等旋翼桨叶除冰研究应解决的关键设计技术作了一些说明.     

过冷水滴撞击结冰表面的数值模拟

为了计算过冷水滴撞击结冰表面,本文应用雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε两方程紊流模型计算结冰表面外的空气流场。用欧拉法建立了空气中过冷水滴的运动方程,并采用有限控制容积法对方程进行了数值计算。为了提高计算精度,方程中的对流—扩散项采用MUSCL格式进行了离散。计算结果表明过冷水滴的大小和机翼攻角的变化对结冰区的大小和水收集系数的影响很大。      

飞机机翼结冰过程的数值模拟

提出了一种适用于各种结冰气象条件下飞机机翼结冰过程的数值模拟方法。结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,对不同气象条件下飞机机翼的结冰过程进行了数值模拟,得到了4°攻角NACA-0012翼型表面霜状冰、混合冰及瘤状冰3种冰形。所得冰形与文献中的试验数据和计算结果吻合良好,表明本文方法有效。另外还计算了不同的冰形对机翼升、阻力的影响,结果表明瘤状冰对机翼气动特性的影响最大。      

翼型曲面的压电振动除冰方法研究

以缩比后的翼型前缘曲面为研究对象,对压电振动除冰的方法进行了理论和实验研究。针对翼型曲面的特殊性,以有限元模型导出的翼型截面离散点为基础,设计了针对翼型曲面和不同压电元件尺寸下的压电元件可贴区域的求解算法,并通过五点共圆法和四点共圆法的理论思想得出翼型曲面各点切法向矢量的求解算法。针对翼型曲面研究了压电元件的布局规律。结果表明,翼型曲面结构下,压电元件的激励效果随着间距的增大而减弱,压电元件布置在振型波峰位置附近有最佳的激励效果。在粘贴接触面积一定的前提下,激励效果随着相对贴片数量的增加而减弱,而压电元件的贴片集中度越高,激励效果越好。实验得到了较好的除冰效果,验证了布局方式的可行性,同时除冰功率最大为69.77W·m-2,低于电热除冰系统所需功耗。     

电脉冲除冰(EIDI)系统电动力学模型分析

总结了电脉冲除冰(EIDI)系统电动力学模型的研究现状,针对几种常见的计算模型进行了分析,以Bernhart-Schrag模型为例,重点阐述了电动力学模型的理论基础、等效模型的建立以及状态方程的求解,分析了模型的正确性.针对由环状平绕线圈及金属平板构成的EIDI简化系统,Bernhart-Schrag模型可以预测通电线...