飞机热气防冰系统与冰脊预测的数值模拟

基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的.      

飞机机翼表面霜冰的三维数值模拟

基于欧拉两相流理论对三维情况下飞机机翼表面的霜冰进行了数值模拟.根据水滴拟流体模型建立三维水滴控制方程;提出一套水滴控制方程的数值求解方法;由三维水滴流场的求解结果计算机翼表面的水滴收集特性,提出一种三维积冰外形的生成方法,完成了对飞机机翼表面霜冰的三维数值模拟.对ONERA M6机翼在不同迎角下霜冰的积冰情况进行了数值预测,并分析了结冰条件对积冰的影响.      

机翼结霜和薄冰的危险性分析

近年来随着飞机的使用越来越广泛,机翼积冰现象已经成为飞机起飞及运行阶段需要着重解决的问题,虽然霜和薄冰也属于积冰,但机翼结霜和薄冰往往容易被人们忽略.首先列举了机翼积冰所导致的飞行事故的案例,总结了机翼积冰现象的研究背景、国内外研究现状,讨论了积冰的影响因素,分析了积冰对飞行的影响,根据CCAR-25部对起飞速度的适航规定,利用公式推导,运用风洞实验数据从理论上分析了CRJ-200机翼积冰是如何导致飞机失速的.针对机翼结霜和薄冰的现象,列举了一些防/除冰方法,并对飞机在不同状态下积冰时应采取的措施提了几点建议.     

基于CFD的机翼结冰过程分析

采用一种适用于分析机翼结冰过程的数值模拟方法,该方法在飞机结冰气象条件下采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）对机翼流场进行计算,获得流场中二维机翼翼型的水滴撞击特性,并遵循质量和能量守恒方程,计算出机翼表面的结冰量,预测出机翼的积冰形状。所得冰形与文献中的试验数据吻合良好,表明数值模拟方法有效。另外还分析了结冰对机翼升力、阻力和压力系数的影响,其结果可以指导飞机机翼防／除冰系统的设计研究     

积冰密度对机翼除冰过程影响的数值研究

针对不同类型的积冰,采用数值方法研究了不同冰密度对于电加热除冰过程中热传导及冰融化过程的影响。选取了典型结冰条件下所生成的两种霜冰及明冰作为分析对象,以标准的三维电加热除冰模型作为数值模拟研究模型,设置温度监测点,取金属蒙皮与冰的交界面作为监测面,在电加热除冰过程中记录监测点及监测面的温度变化情况。通过比较不同密度积冰融化过程中监测点与监测面的温度变化情况,分析积冰密度对冰融化过程的影响。计算结果表明,冰密度对电热除冰过程具有明显的影响,积冰密度降低会提高积冰温度升高的速度,使得积冰初始融化的时刻提前,整个融化过程缩短。     

CJ828机翼防除冰系统设计方案研究

对目前客机机翼防冰主要方式进行了研究、对比和分析,针对新一代300座级双通道干线客机CJ828,根据其性能参数及技术标准,进行了机翼防除冰系统的设计,并提出一种新型机翼周期性引气的热气防冰方案.该设计方案在满足机翼防冰技术要求的同时,提高了飞机发动机效率及其经济性,增加了CJ828的市场竞争力.     

移动式冰风洞试验方法研究和应用

为了探索掌握移动式冰风洞校测、结冰和防/除冰试验的一般方法,使其可用于飞机进气系统地面防冰试验,开展了对移动式冰风洞模拟云雾参数的校测。通过金属圆柱管结冰对比确定水滴过冷距离,采用格栅测量云雾均匀性,利用机载雾滴组合探测器测量水滴直径与液态水含量,并对发动机短舱唇口模型、NACA23012翼型模型进行了结冰和防/除冰研究试验。研究表明虽然户外模拟结冰条件受环境因素影响较大,但移动式冰风洞喷雾性能良好,试验能够反映在各因素影响下的一般结冰规律,可以满足飞机进气系统防/除冰试验要求。     

机翼结冰分析与防除冰系统设计验证

飞机在结冰条件下飞行时可能发生结冰,飞机一旦结冰,会对安全飞行带来较大的隐患,如何降低飞机结冰带来的危害已成为飞机设计研究的重点内容.通过FENSAP-ICE对机翼进行数值模拟,并通过改进Messinger结冰热力学模型模拟更加真实的飞行情况;分析不同飞行环境下,飞机结冰前后机翼气动特性的变化,同时针对机翼设计一套防除冰系统并验证其可行性.结果表明:飞行速度越大,机翼表面的局部水收集系数越大;环境温度会影响机翼结冰的类型和结冰厚度,机翼发生结冰时,其升力系数减小、阻力系数增大,机翼的气动特性受到严重的影响;设计的电热防冰系统可以有效地预防机翼表面结冰,也可以进行周期性除冰.     

基于水膜流动与耦合传热的翼型防/除冰计算

针对飞行器防/除冰过程中翼面上空气-水膜-冰层-机翼之间的耦合传质传热现象,建立了一种基于水膜流动与耦合传热模型的翼型防/除冰数值模拟方法。基于Myers水膜流动模型建立了防/除冰热载荷作用下翼面溢流水流动、积冰及内部温度分布的数值计算理论。对于翼型及冰层内的传热现象,利用焓理论及有限体积法建立了复杂多层结构传热的数值模拟方法,对于冰层相变过程,提出了一种基于焓理论的相变修正方法以考虑相变潜热对温度变化的影响。最终实现了翼型防/除冰过程的耦合计算,结果表明:通过结合不同界面处的传热边界条件和考虑了相变潜热效应的焓理论对水膜流动与翼型/冰层传热模型进行耦合求解,能够对翼型/冰层内温度分布进行准确计算,可实现对翼型防/除冰过程中溢流水流动及积冰特性的有效预测与分析。      

基于数值模拟的NSDBD等离子体激励器防冰特性

飞行器表面在一定气象条件下会产生积冰,积冰会使飞行器气动性能下降,是危害飞行安全的重要因素之一。常见的气热及电热防冰系统已经广泛运用于现有飞行器上。近些年,在纳秒脉冲阻挡介质放电（NSDBD）等离子体激励器的相关研究中发现NSDBD等离子体激励器可对周围流场进行快速加热,考虑到这种热效应可能作为飞机防冰的一种新方式。本文用数值方法对NSDBD等离子体激励器防冰特性开展了研究。首先,建立了基于Messinger模型的积冰模型,对典型积冰条件进行了验证计算;其次,耦合唯象学等离子体模型与非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,计算等离子体对空气流场的影响;最后,将NSDBD等离子体激励器布置在NACA0012翼型前缘防冰区,结合积冰模型与唯象学等离子模型,对其防冰特性进行了研究。计算结果表明等离子体加热的热气流会覆盖在翼型表面防冰区。在相同的霜冰条件下,开启等离子体激励器时机翼前缘没有出现积冰,说明等离体子激励器应用于机翼防冰是有效的。针对不同的激励器参数对防冰特性的影响规律进行了研究,总体上防冰效果与峰值电压、激励器频率有关,从防冰效果和能耗方面考量,在给定计算条件下,存在最优电压值和最优激励器频率值。激励器分布方式对防冰特性的影响与其具体流场有关,需要具体分析。