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飞机机翼结冰过程的数值模拟 总被引:10,自引:8,他引:2
提出了一种适用于各种结冰气象条件下飞机机翼结冰过程的数值模拟方法。结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,对不同气象条件下飞机机翼的结冰过程进行了数值模拟,得到了4°攻角NACA-0012翼型表面霜状冰、混合冰及瘤状冰3种冰形。所得冰形与文献中的试验数据和计算结果吻合良好,表明本文方法有效。另外还计算了不同的冰形对机翼升、阻力的影响,结果表明瘤状冰对机翼气动特性的影响最大。 相似文献
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飞机机翼表面霜状冰结冰过程的数值模拟 总被引:13,自引:6,他引:13
提出了一种处理结冰后结冰表面固壁区域移动的移动边界技术,结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,对霜状冰的结冰过程进行了数值模拟,得到了NACA0012机翼在0°和4°攻角下机翼表面结冰后形成的冰形,与文献中的实验数据对比,表明本文的方法是可行和有效的。 相似文献
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民用飞机机翼结冰试验与数值预测 总被引:3,自引:2,他引:1
描述了某民用飞机在意大利IWT(icing wind tunnel)冰风洞的机翼结冰试验结果.根据冰风洞试验状态点,开展了基于拉格朗日方法和Messinger模型的冰形数值预测,并对试验冰形和数值预测冰形进行了对比分析.霜冰的数值预测结果与试验结果一致性良好,对于明冰,数值结果和试验结果存在一定的差异,原因在于:①明冰结冰过程中较强的绕流变化增大了冰积聚非定常效应对数值预测的影响;②采用的结冰热力学模型对明冰的模拟存在一定局限性;③明冰对于冰风洞设备工况和试验模型表面粗糙度的影响更为敏感. 相似文献
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机翼热气防冰数值模拟中,根据N-S方程求解流场,用Euler法获得水滴撞击特性,通过蒙皮导热将求解得到的内外流场进行耦合传热并达到稳定后,开始模拟结冰,来进行机翼热气防冰及形成溢流结冰的数值计算。计算结果表明,热空气防冰数值模拟是可行和合理的。采用数值模拟方法对机翼热空气防冰过程进行了模拟,得到了由于引气温度不足或机翼热空气保护面积不同而导致的不同溢冰高度和位置。分析了供气温度、防冰区域对翼面溢流冰形成的影响。结果表明:供气温度直接正向影响热交换后蒙皮表面温度。供气温度越低,溢流冰形高度越高,对气动特性影响也越大;热防护区域范围对溢流结冰结果也会产生影响,热防护区域越大,冻结位置距离驻点越远,而且冰形高度越低,对气动特性影响也越弱。 相似文献
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旋转帽罩电加热防冰瞬态过程研究 总被引:2,自引:0,他引:2
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. 相似文献
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赵宾宾黎先平张淼周峰 《民用飞机设计与研究》2013,(4):52-55
翼面结冰是威胁飞行安全的重要因素之一。以数值模拟结冰为基础,进行了翼型结冰的工程修正方面的研究。运用结冰分析软件Sadrice,对不同状态下的不同翼型进行表面冰形数值模拟。结合结冰风洞试验结果,对影响冰形的参数进行了变参研究,得到了最有效的修正方法。对现有对流换热系数经验公式进行线性修正,使修正对流换热系数经验公式后的预测冰形和冰风洞试验结果之间能够较好地吻合,最终总结出了一套工程修正数值模拟冰形的方法。 相似文献
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针对混合相/冰晶结冰问题,阐述了与过冷水结冰的差异及其危害。从混合相/冰晶结冰地面模拟试验设备、试验现象以及数值模拟3个方面详细论述了混合相/冰晶结冰的研究进展。其中,地面模拟试验设备以Cox冰风洞、NRC高空试验设备、NASA推进系统试验室、德国布伦瑞克冰风洞为例,总结了各自的冰晶生成方法和试验能力;分别介绍了以上4个地面模拟设备中开展的混合相/冰晶试验,分析了其试验现象的异同和产生的原因;针对混合相/冰晶结冰数值模拟中面临的4个关键问题:冰晶运动融化相变、冰晶黏附、侵蚀、结冰过程模拟,总结了现有模型和模拟方法,提出了不足之处。最后,对混合相/冰晶结冰有待进一步重点关注的研究方向进行了展望。 相似文献
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模拟飞机迎风面三维积冰的数学模型 总被引:2,自引:2,他引:2
针对飞机迎风面的积冰建立了三维积冰模型,给出了模型的求解方法和求解步骤.该模型不但可以模拟明冰积冰、霜冰积冰和不结冰三种情况下的冰层生长,还可以模拟未凝结水膜在冰层表面的流动,而且在求解过程中可以自动判断过冷水滴撞击到迎风面以后的积冰形态.利用该模型数值模拟了翼型与平板相正交而形成的简单三维结构上的积冰过程,并将所得结果中翼型上三维冰形的二维截面与美国航空航天局(NASA)的冰形进行了对比,获得了较好的一致性,证实了所建立的积冰模型是合理的. 相似文献
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三维结冰表面上的水膜流动和结冰增长是结冰计算模型应考虑的核心内容,其中广泛应用的是Myers模型。Myers模型考虑了空气剪切力和空气压力对结冰表面水膜流动的影响,以及冰层、水膜和空气之间的导热与对流传热对结冰速率的影响。本文在使用Myers模型进行结冰预测时,发现Myers模型对霜冰转化为明冰的判断标准存在缺陷,会在结冰极限处产生不合理的冰角。因此对Myers模型的结冰类型判断标准进行了修改,对机翼表面的结冰过程进行了更加准确的模拟,并应用了有效的离散算法计算水膜流动和结冰增长过程。对比了二维NACA0012翼型的单步法、多步法计算结果和实验结果。明冰结冰温度较低时,本文计算结果与实验结果吻合很好,明冰结冰温度较高时,本文对上冰角的计算与实验结果有一定差距。本文提供了三维GLC-305后掠翼的结冰计算结果和实验结果的对比,冰角厚度的计算结果略小于实验结果,但整体趋势一致。 相似文献
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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。 相似文献
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飞机三维结冰模型及其数值求解方法 总被引:11,自引:0,他引:11
对飞机结冰外形进行纯三维数值模拟,是目前飞机结冰预测中的一大难点。为了建立三维结冰数值模拟方法,基于Messinger的二维结冰模型,提出了一种考虑液态水溢流效应的三维结冰计算模型,并针对该模型建立了表面单元内溢流水流动的分配方案、发展了相应的迭代求解方法。采用本文方法对MS-317后掠翼结冰进行了计算,并与实验和Lewice3D的计算结果进行了对比。研究结果显示:本文方法具有较好的收敛性,计算的霜冰和明冰外形均与Lewice3D计算的冰形一致;对于霜冰和结冰时间较短的明冰,本文计算的冰形与实验吻合较好;对于结冰时间较长的明冰,本文计算的冰形与实验对比还有一定差异,但冰生长的总体趋势和大致体积与实验一致。同时,对比了MS-317无后掠翼与有后掠翼结明冰的外形,发现机翼后掠导致的三维溢流效应对结冰外形有明显影响,因此,对于三维结冰分析,如果用二维截面的结果来代替三维结果,其合理性还需验证。 相似文献
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迎风面三维积冰过程中水膜流动的计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
对影响迎风面三维积冰过程的冰层表面水膜流动进行分析,建立描述其流动的数学模型,引入在流动前锋下游预设薄水膜的方法处理其在表面干区的流动推进过程,提出超过临界厚度的水膜被吹除的方法处理角状冰下游局部水膜被吹离表面的现象.通过对翼型-平板结构中翼型上的冰形对比和水膜流动规律分析,验证了该水膜流动数学模型的合理性和计算方法的可行性.研究表明:与Messinger模型相比,积冰模型中引入水膜流动后,可以较好地模拟三维明冰积冰,同时明冰极限的模拟结果也更接近试验值;冰层表面的水膜厚度约为10-5m,流动速度约为10-2m/s. 相似文献
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