一种航空发动机防冰传感器测温特性试验研究

为了研究热气防冰传感器的测温特性,对一种航空发动机热气防冰传感器开展了冰风洞试验研究,获得了传感器测温特性随来流总温、热气流量、热气温度及水滴参数的变化结果。试验结果表明,热气参数对传感器的测温特性影响较大,随着热气温度和流量的升高,传感器测量偏差度增大;传感器使用环境受航空发动机工作状态的影响,在一定条件内,传感器测量偏差度在合理范围内波动;热气防冰传感器在过冷水滴结冰环境下存在结冰现象,结冰会影响传感器测温腔入口气流,导致传感器测温偏差增大,降低传感器测温性能;当结冰量过多时,传感器失真失效。     

直升机旋翼结冰后的飞行品质

研究了旋翼结冰后直升机飞行品质分析模型的建立方法,该方法通过引入结冰参数,计算结冰后桨叶翼型升阻力系教增量,建立旋翼结冰模型.并以系数增量形式计入结冰对旋翼力、力矩和旋翼挥舞模型的影响,建立结冰后飞行动力学模型.基于线性小扰动理论,进一步建立结冰后直升机飞行品质分析模型.根据军用旋翼飞行器驾驶品质要求(ADS-33E-PRF),研究了旋翼结冰对直升机开环状态下飞行品质的影响.按照品质规范要求,主要分析了结冰时间、环境温度、液态水含量和平均水滴直径的变化对直升机姿态敏捷性、轴间耦合特性、垂直轴操纵功效和横向突风扰动的影响.计算结果的对比分析显示,直升机旋翼结冰后的飞行品质模型合理,可以用来进行工程应用上的定性分析.     

基于大型结冰风洞的航空发动机结冰与防冰试验技术

航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。     

利用自然低温的风力机结冰风洞实验系统设计

为研究风力机叶片的结冰特性与防除冰方法,设计了一种简便、低成本的结冰风洞实验系统。利用北方冬季的自然低温条件,将常规的开口射流风洞加以改造,安装水雾喷射系统和结冰测试段以提供结冰环境条件。在冬季进行了结冰验证实验,对结冰风洞的3个主要参数:温度稳定性、液态水含量和过冷水滴平均直径进行了测试和标定。结果表明,在环境温度相对稳定的冬季时间段内,主要指标可在一定程度上满足风力机结冰实验要求。     

3m×2m结冰风洞试验技术研究进展

3 m×2 m结冰风洞于2013年建成,近年来该风洞的试验技术研究取得了一系列的进展。首先对风洞概况和相关试验技术进行了介绍,包括总体情况、性能指标、试验能力等,重点阐述了该结冰风洞已形成的云雾场参数校测、冰形特征捕获、热气防冰和电热除冰等试验技术。其次,对发动机、直升机结冰与防除冰、过冷大水滴和冰晶雨雾模拟等结冰风洞试验技术新的发展方向进行了分析和探讨,提出了发展思路。可为结冰风洞建设与试验技术的研究提供参考。     

直升机旋翼模型结冰风洞试验技术

为满足我国直升机旋翼结冰风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心在大型多功能结冰风洞研制了直升机旋翼模型结冰试验系统,发展了旋翼模型结冰风洞试验方法和数据采集与处理方法,规范了结冰试验的流程,能够安全可靠地开展旋翼模型结冰试验研究.通过开展国内首次直升机旋翼模型结冰风洞试验,研究了典型工况下旋翼模型的结冰特性,获得了结...     

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。     

水雾粒径对冰附着力影响的实验研究

冰附着力是冰与基底表面之间的作用力,研究环境参数对冰附着力的影响对认识冰附着力机理、开发防除冰方法以及分析融冰和脱冰特性具有重要的意义。在基底不变的条件下,实验研究了静态结冰以及相同水含量、不同平均粒径（40、80、250μm）的水雾在不同温度（-25~0℃）下的动态结冰的冰附着力（剪切力）的变化情况。相对于静态结冰,动态结冰的冰附着力随温度的变化存在一个转折点,可称该转折点所对应的温度为临界温度。在临界温度以上,冰附着力随温度的降低而增加,成冰方式对冰附着力影响不大;而在临界温度以下,动态结冰所成冰的冰附着力相对于静态结冰明显要小,所成冰从明冰向混合冰或者霜冰转变。水雾平均粒径不同,临界温度随之变化,动态结冰的冰附着力随温度的变化趋势也随之变化。     

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性影响研究

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性的影响规律是机翼防除冰系统设计需要考虑的重要因素之一。通过风洞试验方法,将机翼不同部位的模拟冰型加装在飞机模型上进行常规测力试验,研究巡航构型、着陆构型下的机翼展向不同部位结冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的变化规律。同时通过数值计算的手段,分析机翼不同部位结冰的流场细节特征。研究结果表明,机翼中段结冰对飞机气动力特性影响最为严重,翼根和翼尖结冰影响较小,研究结果为制定高效合理的防除冰系统提供技术依据。     

结冰风洞研究综述

结冰风洞是飞行器结冰和防冰研究的主要地面试验设备.在介绍世界结冰地面试验设备类型的基础上,提出了当今世界有代表性的3座结冰风洞;归纳总结了结冰风洞校准中平均粒子直径和液态水含量两个重要参数的测量方法;探讨了国外对结冰风洞试验相似准则和缩尺模型试验相似参数对结冰试验结果的影响.     

Numerical Study on Ridge Ice Accretion and Its Effect Under Thermal Ice Protection

Under the condition of thermal anti-icing,the liquid water on the leading edge of the airfoil that would flow to the downstream non-protective zone will produce ridge ice,thus endangering flight safety.Based on the existing three-dimensional(3 D)icing model which considers the water film flow on the ice layer,an icing model with thermal boundary condition is introduced.With the boundary conditions of none anti-icing and thermal anti-icing,glaze ice accretion and ridge ice accretion are simulated on a simplified airfoil of unmanned aerial vehicle(UAV),and then the lift coefficient and drag coefficient are calculated and compared with the smooth airfoil under the same conditions.The results show that the lift-drag ratio obviously decreases after glaze ice occurred on the leading edge under the condition of none anti-icing;and that after setting the condition of anti-icing heat flux in the impingement area,the glaze ice on the leading edge becomes thinner and the ridge ice occurs in the non-protective zone,so the airfoil with this icing characteristic gets a lower lift-drag ratio.     

探针支杆尾迹对压气机转子叶片振动特性的影响研究

针对某轴流压气机试验中出现的第一级转子叶片振动应变信号突增现象,开展了不同构型探针支杆尺寸对压气机转子叶片振动特性影响的对比试验.通过对比不同构型探针支杆尺寸、不同安装布局下转子叶片振动信号的变化,证实了进口探针支杆尺寸是诱发转子叶片异常振动的主要原因.同时采用流固耦合数值模拟方法,分析了探针支杆尾迹诱发转子叶片共振的...     

结冰风洞环境对喷嘴雾化特性的影响初步研究

喷雾系统是结冰风洞中进行云雾参数模拟的核心设备,其雾化喷嘴的性能直接影响结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。结冰风洞运行过程中的压力、温度、风速以及雾化水滴的温度、初始粒径等均会对进入试验段的云雾参数的最终状态产生影响。在0.3m×0.2m 结冰风洞和喷嘴低压试验台上,针对不同风洞运行环境对喷嘴雾化性能的影响进行研究,测量了风洞运行的压力、气流速度、雾化水滴的温度、初始粒径等对粒子蒸发速率及喷嘴性能包线的影响。研究结果表明:风洞的气流环境对云雾粒子的 MVD值影响较大;风洞的气流速度及粒子的初始温度越高,云雾粒子的雷诺数越大,其蒸发速率越大;环境压力对喷嘴的粒径和包络线影响较大,随着环境压力的降低,喷嘴的流量-粒径包络线整体收窄,但对喷嘴的流量影响不大。     

吹气式旋转帽罩防冰特性

为研究吹气式旋转帽罩防冰特性,采用三维模拟技术对其进行数值分析,从流场、水撞击和积冰特性3个方面分析了吹气式旋转帽罩的防冰机理和效果,并利用防冰试验器开展了试验研究,从 帽罩表面积冰厚度和范围两方面分析防冰情况,验证了在结冰环境下吹气式旋转帽罩的防冰效果。结果表明,吹气式旋转帽罩防冰结构具有良好的防冰效果。     

直升机动力舱冷却系统冷却孔进气优化设计

对某型民用直升机动力舱冷却系统冷却孔的进气性能开展优化研究,参考飞机辅助动力单元(Applicant power unit,APU)进气系统形式设计了两类收风装置。采用数值仿真手段,对比分析在多个速度的前飞状态和不同爬升率的爬升状态下3处冷却孔的进气性能。结果显示基于Scoop型设计的收风装置在直升机大速度前飞状态收风效果最好,但在小速度前飞状态进气性能没有得到改善。基于Flush型设计的收风装置同样具有改善进气性能的作用,其最显著优点是在所有飞行状态均保证较高的冷却进气量。为后续的优化设计研究工作指明了方向。     

民用飞机适航用临界冰形的确定及验证

对民用飞机结冰适航取证用临界冰形确定及验证进行研究。在民用飞机结冰适航取证过程中,首先需要确定临界冰形,为结冰后的性能和操稳评估提供冰形输入。首先确定临界冰形的判断标准,制定临界冰形确定的工作思路;然后采用SADRICE结冰数值软件开展结冰冰形参数的敏感性分析,获取临界结冰条件;最后通过冰风洞试验对参数敏感性结论进行验证。结果表明数值模拟参数敏感性分析结论与冰风洞试验结果一致,数值模拟所得临界冰形上冰角与冰风洞试验一致,下冰角存在一定差异,但不影响冰形临界性判断结论。参数敏感性分析所得临界结冰条件以及冰风洞试验所得临界冰形正确,可作为结冰适航取证临界结冰条件及临界冰形。临界冰形确定思路、方法可为其他民用飞机结冰适航取证提供参考。     

波转子对小型燃气涡轮发动机性能的影响

波转子是一种自冷却动压交换设备,具有提高各种发动机和机械的性能与运行特性的特有优势。本文建立基于波转子技术的小型燃气涡轮发动机热力循环分析模型。研究了压气机、涡轮压比、燃烧工作条件变化等5种热力循环方案情况下波转子技术对小型燃气涡轮发动机性能的影响。探讨波转子嵌入燃气涡轮发动机后导致燃烧室工作环境的变化规律。在相同压气机压比、相同涡轮进口温度热力循环方案情况下,波转子技术提高燃气涡轮发动机性能最高,获得了基于波转子技术小型燃气涡轮发动机最佳性能优化区和燃烧室工作环境变化规律。     

马赫5一级定几何二元混压式进气道反压特性试验研究

对一种设计马赫数为5一级的定几何二元混压式亚燃冲压发动机进气道进行了风洞试验研究,得到了该进气道的反压特性,结果表明：设计状态时,随节流锥堵塞度的增加,进气道出口反压比不断增加,马赫数逐渐下降,总压恢复系数先下降后上升,通道内气流脉动的功率谱密度无明显峰值;节流锥堵塞比为72%时,发生喘振,喘振基频约为48 Hz;随节流锥堵塞比的降低,进气道喘振基频逐渐降低,进气道结束喘振后结尾激波先到达进气道进口处,然后稳定在进气道内收缩段内,随着节流锥堵塞比的进一步降低,结尾激波逐渐进入进气道扩张段。