平尾防冰表面溢流冰生成规律试验研究

以带电加热防除冰系统的平尾后掠翼型为研究对象,在风速 90 m/s、温度 -4~-9 ℃、液态水含量（Liquid water content, LWC）0.45~1.5 g/m³以及水滴直径（Median volumetric diameter, MVD）20.1~36 μm条件下,在0.6 m结冰风洞中开展溢流冰生成规律研究,包含溢流冰起始位置、覆盖范围和类型。试验结果表明,翼型表面溢流冰形成的起始位置受加热功率及来流温度影响较为明显,加热功率或来流温度低至一定数值时溢流冰类型从溪状冰变为冰脊,随着加热功率或来流温度的增加,溢流冰起始位置向后移动。溢流冰的溢流范围受LWC及加热功率影响较为明显,LWC越大,收集水量越多,溢流的范围随之越广;加热功率的影响类似,增大加热功率融化的溢流水增多,从而溢流范围越广。溢流冰生成的类型对MVD的变化比较敏感,当MVD从20.1 μm增加为3 μm时,溢流冰即从典型的溪状冰变为冰脊。     

临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究

临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于 CFD 方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于 Jameson 中心格式的有限体积法求解 N-S 方程;水滴撞击特性计算采用 Eulerian 方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的 Messinger 热力学模型。选取 CRM 飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用“几何外形敏感性分析方法”,即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM 飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm 时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41 mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min 待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。