某种热气射流式飞机防冰腔试验

某型飞机发动机进气道前缘利用引自发动机的热气进行防冰,防冰腔采用冲击射流加双蒙皮通道的结构.为验证该结构防冰腔是否满足要求,利用试验室现有条件,搭建小型直流式冰风洞,选取局部典型全尺寸防冰腔试验件进行冰风洞试验,在不同外部气流条件下和不同内部热气参数条件下,对防冰腔外蒙皮表面的温度分布进行测量,并根据试验结果对防冰腔的...     

热气防冰腔结构参数对其热性能影响研究

采用数值模拟方法,开展了热气防冰系统结构参数对其热性能影响的研究。首先建立了不同管壁距、喷孔排数、喷口喷射角度的防冰腔结构,运用计算流体力学方法对其内部热气流动与换热进行了模拟,得到了防冰腔热效率以及热气喷射蒙皮内表面的对流传热系数的分布。结果表明:管壁距在4mm至36mm范围内增大,将降低防冰腔的热效率,并且弱化射流正对冲击表面传热性能;流量一致时,喷孔排数由3排减至2排,提高了防冰腔热效率;3排喷孔射流角度朝上表面方向旋转15°,将会提升防冰腔热效率,表明曲面曲率影响射流表面传热性能。     

基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究

以机翼热气防冰系统为研究对象,建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型,对整个计算区域生成混合网格,边界条件为第三类边界条件,采用计算流体力学方法以 FLUENT 软件为工具,对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解,获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果,并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著,温度分布较均匀,防冰引气温度为200℃时,防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃,最低温度为21℃,3 mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃,防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果,能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。     

某型飞机发动机短舱热气防冰系统性能数值模拟

使用三维内外强固传热耦合方法计算校核发动机短舱热气防冰系统的性能,并分析发动机进气流量对蒙皮表面温度的影响.内、外部表面传热系数计算均采用纯三维的CFD方法,在内、外部网格数据交互时使用了距离加权反比插值法.通过计算获得发动机短舱的局部水收集系数、蒙皮表面温度的分布情况、各处溢流水量,并由此判定此防冰系统性能是否达到要求.分析表明此发动机短舱热气防冰系统符合防冰性能要求;当发动机进气流量增大时,蒙皮表面温度下降,且溢流水量增加.     

飞机热气防冰系统与冰脊预测的数值模拟

基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的.      

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

基于内外传热耦合原理,建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型,研究热气防冰系统在不同引气状态下,管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法,计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性,将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明:管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%,验证了该仿真模型的正确性.在此基础上,对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真,分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.      

基于POD和代理模型的热气防冰性能预测方法

大型客机机翼、短舱多采用热气防冰作为主要防冰策略。为了缩短热气防冰系统优化设计周期，提出了基于本征正交分解和代理模型的防冰性能快速预测方法。采用本征正交分解对数值仿真积累的温度和溢流水快照进行特征分析，选取包含绝大部分样本特征的基模态线性拟合所有快照；基于支持向量机回归方法建立笛形管结构参数与线性拟合系数间的代理模型，实现对热气防冰蒙皮外表面温度分布和溢流水分布的快速预测。针对三维缝翼笛形管热气防冰系统开展的验证表明：该方法对防冰表面温度分布的预测效果较好，并能够较为准确地预测水滴撞击区域内的溢流水分布；建立的预测方法计算成本较数值计算方法大幅降低，对于热气防冰系统优化设计工作具有重要意义。     

非结冰气象条件下机翼热气防冰系统数值模拟

为了在自然结冰飞行前预估飞机防冰系统的性能,减少飞行风险,开展了非结冰气象条件下飞机机翼热气防冰系统的数值模拟研究。数值模拟采用了计算流体力学方法;外部对流传热系数的计算采用附面层积分方法。机翼热气防冰系统表面温度的计算是将蒙皮外部散热热流、内部热气加热热流以及蒙皮导热三者进行热耦合,并进行了改进,改进的方法不要求防冰腔内、外两套网格在重合面网格处一致,是通过双向线性插值将一方面网格信息插值传递到另一方表面网格上,提高了计算效率。     

三维内外热耦合计算热气防冰系统表面温度

提出了一种三维内外强固传热耦合计算热气防冰系统表面温度的方法并进行算例计算.外部表面传热系数计算采用附面层积分方法,内部热气流动与换热采用CFD(计算流体动力学)方法,利用FLU-ENT的用户自定义函数UDFs(user-defined functions)实现蒙皮外表面热载荷计算及热流边界条件的自动加载,使迭代自动推进.对表面温度及外部热载荷进行亚松弛来稳定迭代计算,用强固传热耦合迭代来加快计算速度.所研究的三维热气防冰系统表面温度计算新方法可应用于防冰系统的热性能验证及系统优化.      

复合材料热气防冰系统试验研究

为了进行复合材料热气防冰性能的研究,结合冲击射流和微通道强化换热,针对复合材料导向叶片提出了一种热气防冰系统。对给出的复合材料热气防冰系统进行了简易的冰风洞试验,在同一气流速度、防冰热气流量、平均水滴有效直径条件下,对不同防冰热气温度、外流冷气温度和液态水含量状态下的蒙皮外表面温度进行了测量。结果表明：给出的复合材料热气防冰系统性能正常,能够满足防冰要求;比较了液态水含量、防冰热气温度和冷气温度对蒙皮外表面温度的影响,说明在本实验范围内液态水含量是影响蒙皮外表面温度的最大因素。     

Effects of flow parameters on thermal performance of an inner-liner anti-icing system with jets impingement heat transfer

The multiple jets impingement heat transfer is widely applied in the wing anti-icing system. It is challenging to apply the similarity criterion to carry out the anti-icing experiments due to the complex flow and heat transfer behavior. In the present study, the full-scale slat model is used to carry out anti-icing experimental researches in a 2 m × 3 m icing wind tunnel of China Aerodynamics Research and Development Center. The effects of icing parameters Liquid Water Content (LWC) and Median Volume Diameter (MVD) and hot air parameters (mass flow rate and temperature) on the thermal performance of an inner-liner anti-icing system with jets impingement heat transfer are studied. The effects of the experimental parameters are analyzed in detail by combining impingement and evaporation heat transfer mechanisms. The impingement hot air mass flow rate dramatically affects the heat transfer performance of the impingement stagnation region within the range of the experimental parameters. The temperature of impingement hot air and that of wing skin are approximately linear correlated. The experimental results show the effects of LWC and MVD on water film formation and runback ice accretion. The formation of water film is analyzed by an analytical method based on the wing skin temperature difference of dry and wet air conditions.     

来流速度对防冰表面溢流水流动换热的影响

为研究来流速度对防冰表面溢流水流动形态及换热的影响,基于空气-水两层相互作用的质量、动量和能量守恒,建立防冰表面溢流水水膜流动换热及破裂的数学模型,分析了防冰表面溢流水在不同来流条件下的流动形态和表面换热情况.计算分析表明:来流速度增加时,防冰表面相同位置处的连续水膜厚度减小,水膜破裂位置随之延后;较高来流速度条件下,破裂处水膜厚度稍有增加,使得破裂后形成的溪流厚度和宽度增大;作为主要的表面散热项,连续水膜表面蒸发及对流换热热流均随来流速度的增加而增大.此外,由水膜破裂引起的表面溢流水流态变化对防冰表面蒸发热流有一定影响.     

二维机翼防冰表面溢流水膜破裂数值模拟

为了准确地预测机翼防冰系统热载荷,对二维机翼防冰表面溢流水流动状态进行了仿真计算.依据剪切力驱动模型,分别推导了水膜破裂前后的速度分布;引入能量最低原理,推导了溪状流模型,运用数值方法对水膜破裂的临界厚度进行了求解;使用基于Fluent软件的用户自定义函数方法编程并加载计算模块,分别以水膜模型和溪状流模型计算得到了溢流水的流动特性.结果表明:在一定结冰条件下,引入溪状流模型后,溢流水的溢流范围在两个不同算例中分别增大了33%和17%,这会很大程度影响防冰系统热载荷的分布.      

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...     

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。     

机翼电加热防冰表面内外传热的耦合计算

分析了机翼防冰表面的传热传质现象,对电加热防冰表面内外传热耦合计算进行了研究.采用附面层积分法对机翼表面传热系数进行计算.根据传热传质比拟得到了防冰表面蒸发量.建立表面微元的能量与质量守恒差分方程组,利用高斯-赛德尔迭代法求解,将外部防冰载荷、蒙皮弦向导热和内部加热热流三者耦合,采用亚松弛系数稳定迭代过程,最后得到平衡表面温度、溢流水和溢流结冰的范围.计算结果和文献中试验以及其他数值仿真结果比较,吻合较好,表明了模型及计算方法的正确性.      

某型飞机机翼防冰系统计算分析

主要针对某型飞机机翼的热气防冰系统计算分析,得到水滴直径变化对撞击极限的影响,飞行马赫数变化对机翼表面换热系数的影响,分析了不同飞行高度湿表面和干表面的温度分布.结果表明水滴撞击区随着水滴直径增加而增大;机翼表面的换热系数随飞行马赫数的增加而增加;在相同计算条件下,干表面温度比湿表面温度要高.对多个典型截面以及其在不同飞行状态的计算结果表明,在给定的计算条件下,4km及7km时防冰系统工作都是有效的,7km时表面部分位置湿表面温度低于0℃.