大型结冰风洞云雾场适航应用符合性验证

结冰风洞云雾场符合性是大型结冰风洞适航应用的基础。为验证3 m×2 m结冰风洞云雾场符合性，发展了基于SAE ARP5905的结冰风洞云雾场符合性验证方法，针对主试验段构型，开展了结冰云雾场符合性验证试验，获得了试验段内液滴尺寸和液态水含量拟合关系，考察了喷嘴水压、液滴尺寸、试验段气流速度和喷嘴数量对试验段液态水含量的影响，形成了主试验段结冰云雾控制包线。结果表明：主试验段内液滴尺寸分布具有显著的单峰分布特征，体积中值直径（MVD）模拟范围近似在10~75 μm之间；试验段中心处液态水含量随着喷嘴水压和MVD的增大而增大，同时近似与试验段气流速度成反比，与喷嘴数量成正比；增大喷嘴水压和喷嘴数量会提高试验段内云雾液态水含量空间均匀性，但是增大气流速度却会减弱试验段内云雾空间均匀性；3 m×2 m结冰风洞主试验段结冰云雾控制包线可以覆盖大部分适航条例25部附录C结冰气象条件，但对低液态水含量结冰条件的模拟仍存在局限。     

大型结冰风洞中冰晶热/力平衡特性数值研究

为明晰大型结冰风洞中冰晶热/力平衡特性,发展了基于欧拉法的冰晶运动和传热传质耦合计算方法,模拟了典型大型结冰风洞构型内冰晶运动和传热过程,从沉降收缩、动量平衡和热平衡三个方面,考察了颗粒形状和体积密度的影响.结果表明:颗粒形状和体积密度对小尺寸冰晶的热/力平衡特性无显著影响.降低颗粒球形度和体积密度会抑制大尺寸冰晶沉降...     

机翼防冰过程中冰脊问题的数值分析

对机翼防冰过程中冰脊的形成特点及冰脊对机翼气动特性的影响进行了计算分析.基于经典的Messinger结冰模型开发了多步结冰程序,对不同条件下过冷水滴的撞击结冰进行了热质耦合计算,计算结果和文献试验结果吻合较好,表明该热质耦合算法的正确性.在此基础上对不同环境温度、飞行速度和不同加热功率等条件下冰脊的生长特点和机翼的气动特性进行了计算分析.结果表明:在非霜冰条件下,冰脊主要在热防护极限外并紧挨着热防护极限的位置处形成和发展,而在霜冰条件下,冰脊主要在机翼下表面形成,但是在热防护区域内有显著的结冰出现,该条件下的结冰对机翼的气动特性具有较大的破坏性.     

飞机机翼结冰计算方法与风洞试验研究概况

介绍了飞机结冰的数值计算方法,包括绕流流场计算、过冷水滴轨迹方程计算和结冰量计算,并给出冰层增长的两种模型;针对结冰风洞试验,指出液滴粒径和液态水含量的测量是试验的难点和重点,并总结上述两个结冰参数的测量方法;给出两种常规结冰缩比方法,并简单介绍混合缩比模型的设计方法。     

粗糙壁面表面传热数值计算比较

为了计算冰形模拟中的表面传热系数,给出了三种粗糙壁面表面传热系数计算方法,即传统的边界层积分法、基于k-ε湍流模型及标准壁面函数的计算方法(k-ε法)和基于Spalart-Allmaras湍流模型在粗糙壁面扩展的计算法(S-A扩展法).计算了直径为15cm、表面等效沙粒粗糙高度为1.35mm的圆柱,在Re分别为8.8×...     

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...     

Experimental study of ice accretion effects on aerodynamic performance of an NACA 23012 airfoil

In this paper,the effects of icing on an NACA 23012 airfoil have been studied.Experiments were applied on the clean airfoil,runback ice,horn ice,and spanwise ridge ice at a Reynolds number of 0.6 106 over angles of attack from 8° to 20°,and then results are compared.Generally,it is found that ice accretion on the airfoil can contribute to formation of a flow separation bubble on the upper surface downstream from the leading edge.In addition,it is made clear that spanwise ridge ice provides the greatest negative effect on the aerodynamic performance of the airfoil.In this case,the stall angle drops about 10° and the maximum lift coefficient reduces about50% which is hazardous for an airplane.While horn ice leads to a stall angle drop of about 4° and a maximum lift coefficient reduction to 21%,runback ice has the least effect on the flow pattern around the airfoil and the aerodynamic coefficients so as the stall angle decreases 2° and the maximum lift reduces about 8%.     

平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响

建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证.以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响.结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15％,升降舵效率可降低20％,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁.     

复合材料部件电加热防冰性能试验

在基于涡轮组和制冷机组联合制冷及气/液两流体喷嘴产生雾化水滴的小型直流式冰风洞中,进行了复合材料部件电加热防冰系统的性能试验.通过改变来流风速、模拟的结冰气象条件、电加热功率及加热方式,得到了不同防冰方式下试验件内的温度分布.结果表明:在本文研究范围内,相同防冰方式下电防冰加热功率随来流风速单调增加;空气温度和液态水含量对电加热功率的影响相互耦合;电加热功率与防护区内的温度及温度梯度成正比;相同防冰负荷下,采用分(多)区加热可以使防护区内的温度及温度梯度分布更合理.     

基于神经网络自适应动态逆的结冰飞机飞行安全边界保护方法

考虑到飞机带冰飞行的安全问题，对结冰飞机进行安全边界保护成为一种有效的解决手段。基于神经网络自适应动态逆跟踪性能好、鲁棒性强的优点，提出了以安全关键飞行参数限制值作为神经网络自适应动态逆的输入，获取可用舵面偏转角的边界保护方法。建立了飞机本体动力学模型，采用高精度的数值模拟方法获得结冰数据库。设计了神经网络自适应动态逆控制律，通过在动态逆环节引入单隐层神经网络，对不确定性逆误差进行自适应补偿，增强了控制系统的鲁棒性。以俯仰姿态保持模式为例设计了结冰飞行闭环安全边界保护系统。以结冰飞机最小平飞速度的估算值作为飞机最低飞行速度，设计自动油门控制系统，实现对飞行速度的保护。通过仿真验证了设计的控制律具有较强的鲁棒性。对结冰严重程度线性增加情形下飞机状态参数的动态响应进行了分析。仿真结果表明，所设计的结冰边界保护系统，能够实现飞机在容冰飞行过程中对安全关键参数如迎角、飞行速度的实时保护。