电脉冲除冰系统的除冰实验与数值模拟

搭建了电脉冲除冰实验台,完成了脉冲放电500V时的除冰实验,获得了三次除冰激励后的除冰效果.同时,为数值模拟除冰过程,求解了除冰动力即铝板在涡流场作用下的脉冲压力分布,建立了冰-铝板三维有限元分析模型,利用ANSYS单元生死技术瞬态非线性分析了冰层的失效单元,比较了Labeas冰层失效准则与第一强度理论分析冰层失效的效果.结果表明:加载除冰激励后,利用第一强度理论数值仿真去除冰层范围的结果更符合本次除冰实验.      

除冰气囊以及简化模型对气动特性影响研究

除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD 方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明：随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。     

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...     

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。     

表面凹凸充气机翼的气动特性研究

充气机翼在变体飞机和飞艇中具有潜在的应用前景。充气机翼的结构特征与传统硬质机翼显著不同,其外形与传统机翼相比最大的差异在于表面的片条状鼓包,这种外形带来的气动特性、气弹行为等越来越受到人们的关注。以NACA0015翼型为原形,设计制作充气机翼模型,并利用CFX对传统光滑的NACA0015翼型和凹凸表面的0015F2翼型进行定常和非定常气动行为分析。结果表明:充气机翼的凹凸表面外形增加翼型的失速攻角,但其升力线斜率及升阻比都较光滑翼型要小;0015F2翼型的速度梯度过度区大于NACA0015翼型;0015F2翼型在每一个凹槽区生成驻涡,驻涡的存在使得充气机翼的附面层呈现紊流附面层的特性,驻涡的外移改变了机翼后缘的尾涡形成,推迟了分离,使得失速攻角增大。     

充气机翼承载能力和气动特性分析

应用结构力学和材料力学的相关理论分析了一种充气机翼的承载能力,基于充气机翼特性和工程要求分析,确定了充气机翼失效的条件,建立了充气机翼弯曲变形的力学模型,并通过试验验证了该模型的合理性;然后,利用FLUENT 6.3对该种充气机翼翼型进行了气动特性仿真分析,并与相应的标准翼型进行了对比.最后,将三维充气机翼的气动载荷仿真数据导入Patran,对充气机翼在飞行状态下的应力和变形进行了有限元分析.      

充气机翼保形设计与气动特性分析

充气机翼是一种典型的柔性充气结构,涉及到变形无人机前沿技术,未来可应用于折叠飞机、科学实验研究飞机、探测火星等其他行星的飞行器。依据内切圆逼近翼型方法,通过静力学进行保形证明,以NACA0018为原型翼型,设计不同内切圆数目逼近的充气机翼,利用CFD方法对所设计的充气机翼进行气动特性分析,研究不同充气机翼的气动特性和优劣性,初步掌握内切圆逼近翼型保形方法的基本性质。最后进行充气机翼的样机制作,并通过飞行试验演示验证充气机翼的飞行性能。结果表明:在低速飞行条件下,充气机翼升力系数较标准翼型有所损失,并且随内切圆数目变化不明显,基本达到标准翼型的80%左右,阻力系数变化较为明显,几乎比标准翼型增加了1.0~1.5倍。     

喷流流动控制增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了研究飞机下表面喷流流动控制增升效应,采用数值模拟方法与结构网格求解不可压Navier-Stokes方程,对NACA0012翼型和机翼进行研究。通过改变喷气口的参数来研究其对翼型和机翼气动特性的影响。对于翼型,主要研究喷气口速度和位置对翼型气动特性的影响;对于机翼,主要研究喷气口区域沿展向分布和喷气速度对机翼气动特性和能量利用率的影响。计算结果表明:采用喷气控制可以获得较好的气动特性,增升效果也比较明显,控制效果和上述几个参数均有一定关系。本次研究为机翼喷气口设计以及机翼局部喷气控制展向分布的选取提供了依据。     

带连续变弯度后缘操纵面机翼的动态失速减缓

主动偏转后缘操纵面可以减小翼型动态失速对气动特性产生的不利影响。研究连续变弯度后缘操纵面在减缓翼型动态失速方面的性能,利用CFD 结合动网格方法,计算NACA 0012 翼型在大幅度俯仰振荡时的非定常气动力;从减缓效果和能量需求两个方面,对比传统刚性操纵面和两种连续变弯度操纵面的动态失速减缓性能。结果表明：当后缘操纵面按正弦脉冲规律偏转时,可以推迟前缘涡的产生,加速后缘涡的发展,降低压力分布在后缘的峰值,进而减小动态失速时翼型的低头力矩极值;后缘操纵面的弯度构型会影响减缓效果,在相同的偏转策略下,弯度描述函数为2 阶多项式的连续变弯度操纵面的减缓效果最好,且能量需求最小。     

大型飞机铰链下垂前缘多段翼型气动优化设计与研究

随着增升装置的发展,新型商用飞机机翼内侧采用了结构简单的铰链下垂前缘,与使用最多的前缘缝翼相比,它具有减阻降噪,提高升阻比等优点。针对大型飞机铰链下垂前缘翼型进行了气动优化设计及数值研究。首先设计出铰链下垂前缘的二维翼型,然后通过iSIGHT平台对翼型进行气动优化,分析铰链下垂前缘翼型的低速气动特性,并且得出最佳翼型,最后与前缘缝翼翼型的气动性能进行对比,说明使用铰链下垂前缘的可行性。     

电脉冲除冰系统的加速度试验研究

介绍了电脉冲除冰系统的加速度试验,并以峰值加速度为脉冲效果的评判标准,研究了该系统的脉冲性能参数如储能电容器的初始放电电压、电容器的电容量、脉冲线圈与试验蒙皮之间的间距、脉冲线圈的外径以及绕制线圈导线的厚度对脉冲效果的影响。结果表明,放电电压越大,电容量越大,脉冲线圈一试验蒙皮的间距越小,导线厚度越大均会使得峰值加速度...     

电脉冲除冰系统除冰激励的简化与影响因素

首先建立了电脉冲除冰系统的电路模型,求解了有无二极管条件下的理论脉冲电流曲线,通过分析计算电流与实验电流,提出了将正弦半波电流函数用于电磁场分析以简化研究除冰激励的观点,同时求解了不同电流方式下的电磁压力分布,再用结构动力学分析了不同压力载荷下实验铝板的响应位移。其次通过比较铝板中心位移实验值与动力学求解的响应位移值,其有效的吻合程度验证了用正弦半波函数电流简化电脉冲除冰激励分析的可行性。最后,在利用正弦半波电流函数简化分析脉冲激励的基础上,研究了电流大小、电频率、铝板厚度、铝板弹性模量、铝板密度以及铝板长宽比对最大响应位移的影响。研究结果表明,最大响应位移随电流增大而增大,随铝板厚度、弹性模量与密度的增大而减小,且随电频率的改变而改变,但几乎不受铝板长宽比的影响;在研究电频率时得出,可将电频率与系统结构固有频率以1:1的比例设计,此关系式是电脉冲除冰系统电路设计的基础。     

电脉冲除冰(EIDI)技术研究

将电脉冲除冰(EIDI)系统的一个工作周期分解为四个过程,进而分析其工作原理.以冲击摆锤试验和Bernhart-Schrag模型为例,介绍了电动力学方面的研究方法和研究成果.通过蒙皮表面加速度、应变、振动位移等参数,分析了由脉冲力所产生的结构动力学特性.利用蒙皮表面的应变程度,给出了一种除冰预测准则.总结了包括飞行试验、疲劳试验以及电磁干扰试验在内的工程应用试验研究结果.在此基础上,对EIDI技术的发展方向进行了展望.      

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...     

电脉冲除冰系统的建模与计算分析

电脉冲除冰系统是上世纪80年代以来新兴的飞机用电动-机械式除冰技术,国内关于该方面的研究起步较晚,文中在阐述了电脉冲除冰研究重要性和研究方法后,首先对电容充放电电路进行了分析与设计计算,接着给出电动力学模型,并计算了系统中感兴趣的关键参数,对计算结果进行处理后得到了能够指导设计的重要参数间的关系图,结合工程实例给予了分析与评价,提出了下一步研究解决的问题。     

运输类飞机防冰除冰适航取证分析

飞机的防冰除冰能力对飞机在恶劣天气下的飞行安全有重要影响,是适航审定中十分重要的一环。通过对运输类飞机防冰除冰系统有关适航标准、相关技术性文件、咨询通报及运输类飞机防冰除冰系统适航符合性验证方法的研究,介绍了CCAR25R4（草案）中对飞机不同部件、系统的除冰防冰要求,适航性验证时对大气结冰环境参数的要求;并对几类常规的飞机防冰系统试验进行综述,对大飞机防冰除冰系统的适航取证工作提供一定的指导意义。     

结冰环境下结冰/除冰过程的气动参数测量实验技术

采用结冰风洞实验方法,在0.3m×0.2m结冰风洞第二实验段对圆柱模型的结冰/除冰过程进行了气动参数测量实验。建立了电加热圆柱模型和适合低温高湿环境的五分量外式微量天平,获得了结冰气象环境下圆柱模型结冰/除冰过程的气动力/力矩随时间的变化规律。喷雾对载荷和动压的影响可以忽略,单位时间内模型受到喷雾的最大水平力、最大动压增量分别为0.6%和0.2%。基于结冰风洞低温高湿环境的测力实验技术可以捕捉结冰/除冰过程的气动力/力矩变化。结冰过程中,圆柱模型阻力系数随时间不断增大,呈现出近似线性增长趋势,而升力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数的变化可忽略不计。除冰过程中,前缘冰壳滑动改变了姿态,会造成阻力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数等迅速变化,其对气动性能的影响难以预测。      

EESS应用于舰面舱口盖除冰的可行性分析

现有的舰面露天甲板的除冰方法往往需要消耗大量的电力,有时还要用一些人工方法来辅助除冰。而排水孔和疏水管道都极易结冰,常用的融冰方法在甲板上很可能重复结冰,难以达到除冰效果。文中,作者借鉴美国成功应用于飞机机翼前缘除冰的一种设备EESS,该设备功率消耗小,除冰更有效,可靠性更高,改装更方便,生产及维护费用低。作者在文中对EESS应用于舰面舱口盖除冰的可行性进行了分析。     

平面铝板上的压电振动除冰方法

以平面铝板为对象,对压电振动除冰方法进行了理论与实验研究。使用有限元方法(FEM)分析了压电片(PZT)长度和厚度对所激发结构模态振动强度的影响。建立了冰层的二维受力模型,分析接触面上的切应力分布,为除冰模态的选取提供指导。结果表明,理想情况下当PZT长度约为某模态半波长的奇数倍时,对该模态的激发效果最好,此外压电片长度还受到结构表面应变分布的影响。在满足强度要求的前提下,压电片厚度应尽量小。结构与冰接触面上的最大切应力出现在结冰边缘部位,大小与结构表面的应变有关,在振动节线附近的切应力最小。实验获得了较好的验证结果,除冰功率约为36.5 W/m2,比电热除冰方法的功耗低1~2个量级。