航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

尾翼防冰前缘电阻丝乱丝的处理

某机的垂直尾翼和水平尾翼的防冰前缘中装有电阻丝加热元件。当给它们通电时,能使飞机尾翼的前缘保持一定的温度,从而防止飞机尾翼结冰,保证了飞行安全。因此,电阻丝加热元件的质量对防冰能力有着重要影响。电阻丝加热元件由玻璃布和胶合在玻璃布上的汇流条和若干根并联的电阻丝组成。玻璃布为热强布-290无碱玻璃布,胶接剂为X98-4缩醛胶液、电阻丝为Φ0.15毫米     

发动机唇口电热防冰系统性能仿真

采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于273.15 K,温升响应时间小于60 s,满足防冰需要,较为严酷的防冰状态点主要为飞行速度较大、环境温度较低的状态点;修正唇口材料导热系数后,仿真与试验结果吻合良好。研究结果能有效指导工程研制,对提高防除冰仿真分析结果的准确性提供了很好的借鉴。     

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。     

并列双方柱的疏水涂层防冰效果结冰风洞实验评估

采用结冰风洞实验研究的方法,利用0.3m×0.2m结冰风洞主实验段,在不同结冰气象条件下对涂覆在并列双方柱实验模型表面的不同纳米疏水涂层结冰特性进行了实验研究,对左右并排的方柱实验模型表面的结冰外形进行了测量和比较,建立了基于9个结冰外形几何特征量的防冰效果量化评估方法,对有、无纳米疏水涂层表面的结冰外形几何特征量无量纲化偏差进行了计算和分析。研究表明:基于结冰外形几何特征量的防冰效果量化评估方法可以较好地评估纳米疏水涂层的防冰效果。与未涂覆防冰涂层的铝合金材料相比,硅橡胶及其添加颗粒的纳米涂层均具有一定的防冰性能,与硅橡胶涂层相比,有的添加颗粒的纳米涂层防冰效果略好一点,而有的略差一点,没有明显提高。在硅橡胶基底材料中添加纳米疏水颗粒,可以在涂层表面构筑一些微纳结构,从而起到防冰作用。因此,在硅橡胶涂层中添加纳米疏水颗粒是一种值得探索的防冰涂层制备研究方向,但如果仅采用物理混合搅拌的方法,纳米颗粒难以在硅橡胶涂层表面形成稳定疏水性能的微纳乳突结构。纳米疏水涂层只能降低结冰速率,无法完全杜绝材料表面的结冰现象。      

旋转帽罩电加热防冰瞬态过程研究

基于欧拉两相流理论,对旋转帽罩水滴撞击特性进行了数值模拟,提出了旋转部件表面对流换热计算方法,并基于改进Messinger结冰模型开发了旋转帽罩电热防冰计算程序,对旋转帽罩瞬态防冰过程进行了数值模拟研究.结果表明:旋转运动对旋转帽罩表面对流换热起到增强作用,且在供给相同加热热流密度时转速越大,防冰表面温度越低;防冰系统启动阶段,旋转帽罩表面会发生结冰和冰脱落现象,考虑结冰过程后系统的响应时间缩短;当电加热功率相同时,周期电加热防冰方式更为节能;当电加热能耗相同时,周期电加热方式系统响应更快.     

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。     

飞机防冰除冰技术的研究进展

结冰会影响飞机的气动性能，严重威胁飞行安全，防止或消除飞机关键部位的结冰尤为重要。首先总结了飞机结冰的主要原因以及冰的类型，对目前广泛采用的多种飞机防冰除冰技术的工作原理及优缺点进行了比较和分析，然后介绍了相关技术的国内外研究现状。在此基础上，重点阐述了两种新型防冰除冰技术——超疏水表面以及等离子体驱动器的防冰除冰机理以及探索性的研究成果。与传统的防冰除冰技术相比，两种新型防冰除冰技术更加绿色环保，能耗更低。     

基于合成射流的机翼溢流冰防护实验

为了解决电加热防/除过程中,机翼前缘溢流水流至防护区后侧形成冰脊影响飞行安全的问题,提出一种电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘,通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度,防止过冷水滴在机翼前缘冻结,合成射流出口位于电加热系统防护区下游,通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹,防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。在结冰风洞中,通过实验研究了液态水含量、环境温度和合成射流速度对电加热与合成射流复合式防冰性能的影响。实验结果表明:电加热与合成射流复合式防冰系统在设计的结冰气象条件下,不仅能够保持机翼前缘不结冰,还能消除机翼后表面的冰脊。     

飞机防冰与除冰的若干技术

阐述了飞机表面“水滴结冰”、“干结冰”、“升华结冰”等结冰现象、结冰形式及其影响因素；总结了现有的飞机液体、电热、气热防冰与气动带、电脉冲除冰技术；还对冰风洞、干空气飞行、模拟结冰飞行、结冰模拟以及自然结冰等飞机防冰试验进行了综述。     

直升机的防除冰系统

介绍了直升机结冰的基本情况和国内外防、除冰技术研究的现状,明确了电热防、除冰方法目前依然是解决直升机结冰问题最好也是最成熟的方法。对直升机电热防、除冰系统研发所涉及到的结冰理论计算、冰风洞结冰试验、加热元件设计与布置、加热控制率和系统综合评估几方面进行阐述,指出了防、除冰系统研发的大致过程及应注意的问题,为实际系统的研究开发提供有益的参考。     

直升机旋翼防除冰设计与分析

旋翼防除冰是保证直升机在中等结冰条件下安全飞行的基本功能,目前,国内旋翼防除冰技术还未应用于工程设计。本文从旋翼防除冰设计出发,分析研究电热防除冰方法和防除冰控制律,电热防除冰设计涉及的旋翼防冰范围,热力计算以及防除冰加热方法。     

民用飞机风挡防冰性能评估

民用飞机适航条款要求在结冰条件下应确保风挡外表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确保结冰条件下风挡具有足够的加热功率使其外表面温度高于冰点。根据防冰传热传质机理,利用CFD和Matlab相结合的方法建立了三维风挡热性能分析模型,对某型民用飞机风挡防冰性能进行评估。具体包括防冰热载荷确定、表面温度评估和关键参数校核三部分,并给出了典型飞行工况下风挡防冰热性能评估算例。     

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.     

一维和二维电热除冰相变传热特性的参数影响分析

基于飞机电热除冰过程冰层融化的特征,开展了一维和二维电热除冰相变传热特性数值计算研究和参数影响分析,重点考虑了加热模式、冷却时间、加热功率和加热单元间隔等参数对冰层相变传热的影响。采用了基于焓-多孔介质方法的热焓模型,将计算区域看作是包括多层材料和冰、水及其混合区的多孔介质,采用了结构化网格拓扑结构对计算区域进行划分,采用了有限体积方法对控制方程组进行离散,采用线性插值的方法获得混合区的物性参数,耦合能量方程和液态水体积分数公式,迭代求解了计算域的温度分布,获得了不同材料间界面温度的变化,重点分析了冰-保护层界面的温度变化。基于二维电热除冰模型的冰-保护层界面温度不均匀特征,提出了耦合考虑冰-保护层界面热点和冷点温度的冰脱落温度判断准则。研究表明:高功率的周期性加热模式要优于低功率的连续性加热模式,采用合理的冷却时间和加热功率,可获得更低的能量消耗和更好的除冰效果。合理设置加热单元间隔可以提高周期性的除冰效率,但也会形成冷点和热点,造成冰-保护层界面温度分布的不均匀。冰-保护层界面的冷点类似于锚点,即使此刻热点的冰已经融化,整个冰层也无法脱落和剥离。因此,冰脱落的判断要耦合考虑界面热点和冷点的温度特征。      

疏水涂层表面防冰效果的结冰风洞实验研究

采用结冰风洞实验的研究方法,对不同疏水涂层表面的防冰效果进行了研究,建立了综合考虑结冰外形、结冰速率和结冰强度等量化参数的防冰效果评估方法。实验研究表明,硅橡胶的防冰效果并不明显,但添加16烷的硅橡胶却显示出了更好的防冰效果,因此,在高分子涂层中添加小分子材料是一种值得探索的防冰涂层研究方向。疏水涂层只能降低结冰速率,无法完全杜绝材料表面的结冰现象,需要对涂层配方及其防冰机理进行更深入的研究,才能获得更好的防冰效果。研究结果对于防冰理论和技术的发展具有现实的意义。     

航空发动机支板热滑油防冰性能试验

在冰风洞内开展了结冰条件下涡轴发动机进气支板的热滑油防冰系统的防冰性能试验研究。试验设计加工了滑油电加热系统,采用可编程逻辑控制器（PLC）监控滑油的温度和流量。在冰风洞中采用全尺寸模型开展滑油防冰性能试验,所开展的涡轴发动机支板热滑油防冰试验参数包括：来流温度为-10,-5℃,来流速度为40 m/s,液态水含量为0.5,1.0 g/m³,过冷水滴平均体积直径为20 μm。试验开展了不同结冰气候条件下、不同滑油通道位置滑油防冰进气支板防冰效果的研究,记录了支板表面温度的变化和结冰情况。试验同时得到了支板防冰能力不足时支板表面的结冰冰型和结冰环境下发动机支板热滑油防冰的特点。     

航空发动机进口支板结冰和防冰试验

为了掌握航空发动机进口支板结冰规律和热气防冰规律,利用冰风洞对进口支板进行了热气防冰试验、融冰试验和结冰试验.试验研究结果表明:进口支板所需热气流量随来流风速增加而增大,随来流总温增加而降低;结冰主要出现在在进口支板前缘区域并且滞止点附近的结冰最厚;进口支板表面初始温度较高,下降速度较慢,容易出现透明冰;来流温度低,进口支板表面温度下降较快,容易出现霜冰.试验结果为进口支板防冰设计计算提供了依据并为航空发动机防冰系统设计提供了一定的参考和借鉴.      

基于疏水功能表面的飞机防覆冰机理研究进展

如何规避飞机结冰产生的飞行安全隐患一直是航空领域的重要问题。近年来,疏水材料表面被动防覆冰概念被提出并快速发展起来。首先介绍了在液滴冲击阶段防止表面结冰的机理及方法,系统综述了包括减少水滴与表面接触时间以及减少冰核形成时间的研究方案。又进一步介绍了液滴结冰后的防覆冰机理,综述了通过优化疏水表面性能及微纳结构形貌减小冰黏附力的研究进展。最后对疏水表面防覆冰的发展趋势进行了展望。     

除冰防冰的基本知识

除冰指除去飞机表面附着的霜、冰、雪的工作程序,主要采用热水,或热水与除冰液的混合物进行清洁,也可通过红外加热或热空气加热等方法除冰。防冰指在限定时间内防止飞机表面形成凝霜、结冰和积雪的预防程序。