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.     

关于飞机结冰的多重安全边界问题

边界保护是保障飞机安全性的重要方面,对目前国内外飞机结冰安全边界问题的研究现状及进展进行了综述,对飞机结冰致灾物理链路的影响因素及规律进行了分析,指出目前从飞行力学角度出发的安全边界尚未全面考虑飞机结冰致灾复杂物理现象的相关因素,并提出了飞机结冰多重安全边界的概念,将飞机结冰的安全边界分为气象边界、冰形边界和飞行安全边界。结合相应的物理规律和实际应用,按照飞机结冰导致性能恶化的影响程度、飞行操纵影响程度等对边界又进行了多重属性划分。进一步梳理了多重安全边界研究需解决的主要关键问题,提出了下一步的相关研究方向,可为飞机设计、适航认证、飞行操纵、航路规划、分级优化保护等方面的应用提供支撑和参考。     

基于正规形法的结冰飞机着陆阶段非线性稳定域

结冰导致飞机飞行包线缩小、对飞行安全产生严重威胁,研究结冰后飞机非线性稳定域对边界保护系统的设计和飞行安全的提高极其重要。以某型运输机为研究对象,考虑飞机非线性气动特性建立飞机纵向非线性模型并进行增稳控制补偿设计;然后通过流形和正规形理论刻画结冰飞机纵向非线性稳定边界并得到稳定边界的解析表达式,通过仿真的手段验证了正规形理论确定的稳定边界和解析表达式的有效性和准确性。最后,分析了飞机着陆过程中,结冰因子对结冰飞机稳定域的影响以及结冰飞机发生事故的机理。研究结果表明,轻度结冰使飞机非线性稳定域缩小;重度结冰导致飞机稳定性发生改变;在未察觉飞机结冰的情况下,飞行员的常规操纵会使飞行状态超出结冰飞机的非线性稳定域、导致飞行事故。研究结果可为飞机结冰后的边界保护提供一定的参考。     

基于复杂动力学仿真的结冰情形下飞行安全窗构建方法

目前针对结冰情形下增强驾驶员情景感知的研究比较有限,现有的手段一般为通过评估部分飞行安全关键参数是否超出其极限值来对风险事件是否发生进行预测。建立了驾驶员操纵-飞机本体-积冰影响的动力学模型,通过对单个飞行情形预测时间段内飞行参数风险度的叠加得到该情形下的飞行安全谱,并在此基础上得到该情形下的风险值。基于建立的并行飞行仿真平台,获取飞机在整个操纵范围内的风险拓扑图,即安全窗。分析了飞机在对称结冰情形和非对称结冰情形下飞行安全窗的变化,并对结冰的致灾机理进行了分析。仿真结果表明结冰导致安全飞行范围缩减,对于非对称结冰还会出现安全窗不对称的现象。安全谱的提出可以为事故的演化分析提供一种全面直观的分析方法,安全窗的构建可为飞机遭遇各种不利情形下的驾驶员操纵提供指示,也可为飞机设计人员优化飞机性能提供一定的参考。     

结冰云雾参数对冰与固壁间剪切强度影响的初步研究

基于结冰风洞实验段,建立了冰与固壁间黏附界面剪切强度测量实验装置,获得了合理的剪切强度范围。在0.3 m×0.2 m结冰风洞实验段内开展了冰与固壁间黏附界面剪切强度的测量实验。掌握了结冰环境温度、平均水滴直径等结冰云雾参数对冰与固壁间黏附剪切强度的影响规律。研究表明:结冰环境温度为-15~-10 ℃间出现了剪切强度极大值。来流速度越大,水滴的惯性力越大,水滴间的间隙越容易被填充,冰与固壁间剪切强度也就越大。平均水滴直径(MVD)为35 μm附近出现了剪切强度极小值,水滴直径越小,水滴之间的间隙就越小,结冰就越致密。水滴直径越大,水滴越容易发生平铺,水滴之间的间隙就容易被填充,反而造成剪切强度增大。      

基于量纲分析法分析民用飞机燃油系统管路结冰特性

飞机在飞行的各阶段,燃油与大气中混入的水分会进入燃油系统。由于外界温度降低,系统管路的管壁会发生结冰现象,从而影响管路供油压力及供油量。燃油系统管路结冰会影响飞机发动机的运行安全,从而威胁飞行安全。因此,研究燃油系统管路结冰特性对于优化燃油系统设计具有重要作用。为分析民用飞机燃油系统管路结冰特性,本文基于试验数据,采用量纲分析法建立了可以初步用于计算管路结冰试验的压降计算模型。通过对比计算结果和试验结果,结果表明：在所选试验范围内,管路结冰试验的压降模型计算结果与试验变化趋势一致,平均相对误差10.35%;管路直径越小,管路结冰造成的压降损失越大;温度越低,管路结冰造成的管路压降越大,当温度低于-11℃后,压降增大的速率变小。     

飞机结冰冰形测量方法研究进展

不同气象环境下飞机部件的结冰外形是飞机结冰研究不可缺少的内容,它对开展结冰气动分析、结冰防护设计、结冰飞行操作和结冰适航取证等研究具有重要意义。结合国内外冰形测量技术发展现状,从接触测量方法和非接触测量方法两个方面分别介绍了现有冰形测量技术的操作流程及测量原理,系统分析总结了各自存在的优缺点。在此基础上,结合飞机结冰和结冰风洞试验的特点,归纳了冰形测量技术下一步发展面临的挑战,包括全类型结冰的精确测量、结冰全貌三维测量和结冰生长过程实时测量等,同时,从基础测量手段与数值计算融合发展的角度,展望了冰形测量方法未来的发展趋势。     

过冷大水滴规章对结冰探测系统设计的影响

过冷大水滴规章提高了飞机在结冰条件下飞行的安全等级,将会对结冰探测系统的设计产生一定影响.本文概述了附录O过冷大水滴结冰条件,并对附录O第Ⅰ部分大气结冰条件进行了浅析;分析了FAR25.1420过冷大水滴结冰条件对结冰探测系统设计的影响,并提出符合相关要求的结冰探测方式;指出了对于目前申请在结冰条件下飞行的合格审定的最大起飞重量小于60 000磅或具有可逆飞行控制系统的飞机,按照FAR25.1420 (a)(1)的要求进行审定是一个较为合适的选择.此外,还给出了一种符合FAR25.1420要求的结冰探测系统方案.     

过冷大水滴规章对结冰探测系统设计的影响分析

过冷大水滴规章提高了飞机在结冰条件下飞行的安全等级,将会对结冰探测系统的设计产生一定影响。本文概述了附录0过冷大水滴结冰条件,并对附录O第1部分大气结冰条件进行了浅析;分析了FAR25．1420过冷大水滴结冰条件对结冰探测系统设计的影响,并提出符合相关要求的结冰探测方式;指出了对于目前申请在结冰条件下飞行的合格审定的最大起飞重量小于60000磅或具有可逆飞行控制系统的飞机,按照FAR25．1420（a）（1）的要求进行审定是一个较为合适的选择。此外,还给出了一种符合FAR25．1420要求的结冰探测系统方案。     

运输机结冰条件下飞行的适航性批准

飞机在结冰条件的适航性批准，对于飞机制造商和取证当局来说，都是一项艰巨而紧迫的任务，尽管在设计上作了一些改进，其重要原因为飞机结冰的飞行事故仍不断发生，本文评述飞机在结冰条件下飞行取证的过程，包括讨论适航性要求和现有的适航取证指导性材料，飞机设计特点，以及结冰条件下飞行适航性批准所需的飞行试验，文中介绍了飞行试验中一般情况下所遇到的问题，及其对飞机设计和使用的影响，还讨论了在使用Ⅱ类防冰液的情况下     

A spongy icing model for aircraft icing

Researches have indicated that impinging droplets can be entrapped as liquid in the ice matrix and the temperature of accreting ice surface is below the freezing point. When liquid entrapment by ice matrix happens, this kind of ice is called spongy ice. A new spongy icing model for the ice accretion problem on airfoil or aircraft has been developed to account for entrapped liquid within accreted ice and to improve the determination of the surface temperature when enter- ing clouds with supercooled droplets. Different with conventional icing model, this model identifies icing conditions in four regimes： rime, spongy without water film, spongy with water film and glaze. By using the Eulerian method based on two-phase flow theory, the impinging droplet flow was investigated numerically. The accuracy of the Eulerian method for computing the water collection efficiency was assessed, and icing shapes and surface temperature distributions predicted with this spongy icing model agree with experimental results well.     

混合相态冰晶积冰的数值研究

在发动机内流的高温作用下,所吸入冰晶会部分融化为液态水,冰水混合相态条件下发动机内部表面会形成积冰,冰晶积冰会导致发动机喘振、熄火,甚至会由于冰脱落而造成内部结构损伤。为了对混合相态条件下冰晶积冰问题进行深入研究,以NACA0012翼型为对象,通过数值计算分析研究了环境温度、马赫数等参数对积冰形态、收集系数以及积冰生长率的影响,并分析了融化率对积冰过程的作用机制。结果表明:混合相结冰条件下若达到最大结冰厚度,需满足有足够的冰晶和液态水含量条件;环境温度直接影响了湿球温度变化,而随环境温度升高,液膜的厚度和润湿范围也随之增大。此外降低环境温度或增大马赫数,翼型前缘驻点处结冰量和积冰速率均有明显增加。     

热/力耦合作用下基于应力分析的冰破坏准则

根据飞机热除冰的物理过程,考虑外部空气动力和蒙皮表面加热的作用,建立了NACA 0012翼型前缘冰层应力计算模型。采用有限元方法和平面三角形单元对控制方程组进行了求解,获得了外部空气动力和蒙皮表面加热对冰层黏附界面应力的影响规律。研究表明:蒙皮表面不加热时,来流速度影响了黏附界面应力的强度,来流攻角影响了黏附界面应力的分布,冰-蒙皮间黏附界面切应力最大值随来流速度呈近似线性增大趋势,但外部空气动力很难造成冰层破坏。蒙皮表面加热时,冰-蒙皮间黏附界面的耦合应力和冰层内部的主应力随着热流密度的增大而增大,很容易超过剪切强度,这是造成冰破坏的关键因素。耦合冰-蒙皮剪切强度随界面温度的变化关系,初步建立了基于应力分析和热/力耦合作用的冰破坏判断准则。外部空气动力产生的界面应力和蒙皮表面加热产生的界面热应力之和,必须大于与蒙皮表面温度相关的剪切强度,则冰层发生破坏,破坏位置是耦合应力超过剪切强度的区域。      

表面粗糙度对冰冻黏强度影响试验研究

为改进飞机防冰技术和科学合理除冰,对冰和材料表面的冻黏强度进行研究。通过分析冻黏形成机理的和界面受力状态发现,冻黏强度受结冰环境和材料特性2大类因素影响,其中环境温度和材料表面粗糙度变化可引起冻黏界面状态改变,对冻黏强度的影响是非线性或非单调变化的,对此尚难以建立合适的理论预测模型。通过试验测试研究和分析了在不同温度和不同表面粗糙度下冰与常用金属铝、铜之间的冻黏强度。试验研究结果有助于认识冻黏机理和改进防/除冰技术,对于采取合适的表面加工技术以降低表面冻黏强度具有指导意义。     

过冷水滴凝固机理及凝固组织特征

针对飞机过冷水滴结冰的精细化预测需求,基于相变热力学与相变动力学相关理论,采用示差扫描量热法（DSC）、结冰风洞试验及微结构测试相结合的方法,研究了过冷水滴凝固过程的热力学机理及凝固组织特征。基于示差扫描量热法,研究了冷却速率及形核条件对结晶凝固特性的影响规律;基于结冰风洞试验开展了不同温度条件下冰相的宏观形貌及微结构特征研究。结果表明,过冷条件及冷却速率是影响过冷水滴结晶速率及结晶完善程度的重要因素。降温速率越大,结晶速率常数增大、结晶速率相应提高。同时,结晶峰变宽,结晶初始温度向低温方向移动,过冷效应相对显著;反之亦然。过冷度及冷却速率对冰相的宏观及微观形貌均有着重要影响。过冷度越大则相同时间内冷却速率越大,晶体生长过程越不充分,晶体不规则程度相对较高,同时晶粒密度变大、尺度变小,冰相表观透明度相对降低;反之,过冷度越小,则晶粒密度变小、尺度变大,冰相表观透明度相对较高。异相形核条件对加速结晶过程有重要促进作用,晶种的存在可有效加速二次结晶的触发,使过冷效应显著减弱。相关研究可为飞机结冰速率、冰相物理特征及冰形宏观形貌的精细化预测提供参考。     

涡扇发动机短舱结冰试验相似方法

通过分析短舱表面结冰缩比试验相似要求,在保证绕流流场、水滴撞击特性和结冰冰型相似的基础上,分别采用基于气流雷诺数,气流韦伯数和水滴韦伯数3种速度选取方法建立了试验相似准则。利用该准则获得了明冰和霜冰条件下涡扇发动机短舱1/2缩比模型的结冰试验参数,开展了短舱进气道表面结冰冰型预测,对参考模型和缩比模型表面过冷水滴撞击特性、结冰特性、溢流水分布特性进行了分析。结果表明:采用基于气流韦伯数和水滴韦伯数速度选取方法的相似准则,在明冰和霜冰条件下均能保证缩比模型与参考模型表面水滴撞击特性相似,且相似性不受结冰温度影响;溢流水变化趋势与参考模型相似,流动极限相近;缩比模型表面冰型均与参考模型相似,该方法能够为短舱结冰试验参数选取提供依据。      

民用飞机结冰研究相关技术及进展

飞机结冰是影响飞行安全的重要因素之一,结冰研究对分析民机安全性、适航性等具有重要意义。简述了飞机结冰形成机理以及对飞行特性的影响,描述了按结冰部件、结冰物理过程和几何形状的结冰分类形式,介绍了结冰研究的三种主要方法,分析了与结冰相关的应用研究,包括防/除冰方法和适航验证技术,最后对飞机结冰研究进行了讨论和展望。     

民用飞机临界冰型确定策略浅析

分析了适航规章第25部121修正案中关于民机临界冰型的修订内容,提出大型客机结冰适航验证所用临界冰型的确定策略。针对飞机不同飞行阶段分析飞机结冰特征,对飞机不同部件开展结冰参数临界性分析,确定临界结冰条件,结合结冰数值预测和冰风洞试验手段提出相应的临界冰型确定方法;同时提出适航验证所需失效冰型、延迟冰型等特殊冰型的确定方法。根据性能、操稳和动力专业对于结冰临界性的不同要求,对比评估各种冰型对飞机影响的严重程度,最终确定飞机用于适航验证的临界冰型。本文可为大型客机的结冰适航验证工作提供参考。     

电加热过程的冰脊形成实验研究

利用结冰风洞设备和电加热装置,采用实验的方法研究了不同来流速度、环境温度和加热功率对冰脊形成的影响。研究表明：随着来流速度、加热功率的增加,冰防护区长度增加,冰脊往下游推后,而随着环境温度的降低,冰防护区长度减小,冰脊往上游靠近。冰脊的生长规律是从冰防护区外下游某位置开始冻结,逐步往冰防护区发展,从而为电热除冰系统加热模式的选取和传热特性的优化提供了实验依据。