三维笛卡尔网格的结冰数值模拟

<正>飞机结冰现象会对飞机安全飞行带来严重威胁,因此对飞机结冰现象研究的开展具有必要性。目前研究结冰的方法主要有两种:试验法和数值模拟法。数值模拟法,则是利用计算机建立机翼几何模型、划分计算网格,计算水滴撞击特性,进行机翼表面的传热、传质计算得到冰形。数值模拟不需要在现实中去模拟真实的飞机飞行情况,仅仅需要在数学上构建相关模型,这在成本上相对低廉,同时也无需承担试验风险,目前在结冰研究中成为了不可或缺的重要方法。国外三维结冰数值模拟研究开     

大型运输机结冰试验技术研究

在简要介绍结冰研究手段、结冰试验设备类型的基础上.探讨了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的影响问题.研究了数值模拟技术在运输机结冰研究中的应用.     

翼身融合布局与传统布局飞机结冰特性对比分析

翼身融合（BWB）布局是提升未来民机综合性能的重要布局方式，其结冰飞行安全问题逐渐受到人们重视。针对翼身融合布局飞机与常规布局飞机的结冰问题，本文通过数值模拟的方法来开展结冰特性研究。本文提出基于Navier-Stokes方程对空气流场进行求解，并应用欧拉法计算水滴撞击特性，之后采用Shallow-Water结冰热力学模型的结冰计算方法。首先，通过将翼身融合布局飞机和传统布局飞机的计算结果与风洞试验数据进行对比，验证空气流场计算的正确性，并将两者进行对比分析；其次，数值预测飞机表面冰形的特征，将两种布局飞机结冰特性进行对比，结果表明，结冰对两种布局飞机气动外形的破坏程度从后掠翼翼根至翼尖逐渐变大，但传统布局飞机结冰只发生在机翼前缘和机头处，而翼身融合布局飞机前部几乎都发生了结冰，可为相关的结冰特性研究及防除冰设计提供技术参考。     

民用飞机翼面冰形的工程修正

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。     

航空发动机燃油结冰试验标准研究

燃油结冰问题严重影响飞机的飞行安全,严重时会导致发动机丧失推力,而国内缺少针对发动机燃油系统结冰相关的试验标准,通过对国内外燃油结冰试验标准研究,结合对燃油结冰问题认知不断的加深,提出了开展发动机燃油结冰试验的试验项目、对冰的模拟方法,并说明了相对于飞机燃油结冰试验应注意相关事项,为后续发动机燃油系统结冰试验方法的制定提供参考。     

飞机结冰风洞试验模拟研究

本文主要论述了飞机结冰风洞试验的必要性；阐述了结冰风洞试验方法；给出了相似准则和模拟参数计算结果及分析；讨论了飞行高度和大尺度水滴模拟问题。     

电加热防冰系统负荷优化的数值分析

<正>飞机在大气中飞行时,其部件表面上积聚了冰层,称这种现象为飞机结冰。翼面上所结成的不规则冰层会改变前缘外形,严重影响飞机的气动特性,使得阻力增大,临界攻角降低,升力减小,影响飞机的稳定性和操纵性,对飞行安全构成严重威胁,甚至会导致空难发生。20世纪50年代,国外就开始对飞机防冰、结冰问题进行研究,对飞机结冰、防冰进行了大量的试验和数值模拟研究,形成了许多比较成熟的数值分析软件和完备的冰     

飞机燃油系统结冰飞行试验技术

国外曾发生过多起军用运输机失事事件,最终经调查是因燃油系统结冰所导致的。低温和燃油中的水分是燃油系统结冰的两大因素。飞机的某些飞行剖面趋向于低温的形成和水分在燃油中聚集,更容易形成结冰条件。适航当局认可通过实验室台架试验和飞行试验进行验证。由于飞行试验成本高、组织实施条件复杂,西方国家也鲜有燃油系统飞行试验的相关记录。但是飞行试验仍然可以提供最接近真实的试验条件,对研究结冰现象背后的机理有演示验证作用。以相关适航标准和航标的条款为基础,分析确定燃油结冰试验的主要影响因素,制定和研究相应的飞行试验方法和试验技术,这些对今后同类型飞机具有适应性。     

基于六自由度方程的飞机结冰问题仿真

基于六自由度方程对飞机的结冰飞行动力学问题进行了仿真研究。首先针对飞机遭遇结冰时的结冰飞行过程进行仿真,开发了一种结冰过程中飞机结冰严重程度及气动参数的计算方法。通过在各仿真时刻对飞机气动参数进行结冰影响修正以实现对飞机结冰飞行过程的模拟,同时分析了结冰过程对飞行特性的影响。进而对飞机结冰后带冰飞行时不同结冰严重程度下的操纵面阶跃响应进行了仿真,并对仿真结果进行了分析。     

层流机翼飞行验证平台雷诺数效应分析及修正

在飞机设计阶段,获得真实准确的气动特性数据对设计方案的改进和定型都十分重要。然而,当前在设计初期所采用的缩比模型风洞试验存在一定的局限性,预测的气动数据也难以同真实飞行情况下完全一致,雷诺数效应便是导致这种差异的最主要原因之一。采用CFD数值模拟方法针对特殊布局形式的层流机翼飞行验证平台低速起降和高速巡航构型分别在试验和飞行雷诺数下进行数值模拟分析。通过计算所得全机气动力系数与风洞试验数据的对比分析,验证了本文数值模拟结果的可靠性和准确性,同时也佐证了风洞试验数据的有效性。通过计算所得高、低速力系数,流场结果和高速层流区长度的对比,分析总结得到雷诺数效应对验证平台高低速气动特性、低速失速分离特性以及高速层流转捩特性的具体影响规律,并据此对低速和高速试验数据进行修正,为后期飞行试验的设计提供数据支撑。     

Y7-200A飞机自然结冰飞行试验

介绍了Ｙ７－２００Ａ飞机防冰除冰系统,自然结冰飞行试验所需气象专用设备和机场气象条件的选择以及自然结冰的飞行安全。同时还介绍了飞行试验的内容、试验方法及试验结果,并对试验结果进行了分析,试飞结果表明,带自然积冰飞机性能比带模拟冰型的好,自然结冰试验与模拟冰型试验之间的飞机操纵特性没有不可接受的差异,飞机飞行品质良好。可供运输类飞机自然结冰飞行试验时参考。     

飞机结冰的不确定性量化研究进展

为深入认识影响飞机结冰的不确定性及其研究方法,从自然条件结冰、冰风洞试验、数值模拟等方面,介绍了飞机结冰不确定性来源,以蒙特卡洛法、多项式混沌法和随机配置法等为例,系统分析了各种不确定性量化方法在计算能力、求解精度等方面的优劣。考虑飞机结冰不确定性量化处于起步时期,重点综述了数值模拟中结冰条件不确定性对冰形和气动特性的影响。从结合单步法和多步法确定最佳结冰时间步长来提升结冰计算精度和效率、对其他关键部件进行结冰不确定性量化从而为更精细化的防/除冰系统的设计提供支撑,以及通过建立高精度的代理模型来代替原本复杂的数值模拟系统以应对考虑多个不确定性因素共同作用所带来的计算挑战等多个方面,全面展望不确定性量化方法及其在飞机结冰应用中的发展方向。     

冰风洞试验研究

冰风洞试验是开展飞机结冰以及防冰系统性能试验研究的最基本手段。在了解国内外冰风洞试验研究发展情况和冰风洞试验相似准则的基础上,对基于压缩空气源的小型直流式冰风洞进行了总体设计。主要对风洞洞体结构、供气系统和结冰气象参数模拟系统进行了设计和研制,为该风洞的调试打下了基础。     

自然结冰和模拟结冰飞行试验研究

本文介绍了飞机和发动机自然结冰飞行试验和模拟结冰飞行试验的试验方法，着重分析了它们的试验特点，并对我国结冰试验的现状进行了简要的分析。     

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。     

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。     

非对称结冰条件下的飞机飞行动力学仿真

飞机结冰是威胁飞行安全的重要因素之一,因此对结冰问题的研究显得尤为重要。基于非对称结冰模型,对飞机在结冰条件下的飞行动力学特性进行了仿真研究。提出了一种精确的结冰程度计算模型,建立了飞机非对称结冰模型,模拟了飞机在非对称结冰状态、不同结冰严重程度以及不同飞行阶段对结冰引起的滚转及偏航力矩的动态响应特性,并探讨了结冰对飞机飞行性能的影响。仿真结果表明,非对称结冰使飞机飞行性能恶化,而且飞机在非对称结冰状态下极易偏离正常飞行状态,对飞行安全造成巨大威胁。     

结冰风洞试验水滴直径选取方法

结冰风洞是开展飞机结冰研究的主要设备,确定合理的试验水滴大小,是选取结冰风洞试验条件的重要内容。为了研究结冰风洞试验水滴直径的选取原则,针对结冰风洞试验水滴的大小主要取决于试验速度的大小,在推导结冰风洞试验水滴直径选取公式的基础上,用数值方法预测并对比了不同试验速度对水滴大小选取效果及试验结果的影响。采用欧拉法数值计算了不同试验速度及相应试验水滴条件下,试验模型表面的水滴收集率,并与全尺寸物体表面的水滴收集率进行了对比。研究发现:对于小水滴,当参考速度较低时,试验速度与参考速度的比值不能取得太低,参考速度升高到一定程度之后,试验速度与参考速度的比值又不能取得太高;对于大水滴,当参考速度较低时,试验速度与参考速度的比值也不能取得太低,当参考速度升高到一定程度之后,试验速度和相应试验水滴直径的改变对模型表面的水滴收集率影响较小,试验速度与参考速度的比值在0.3～1.0之间变动,均可以在模型和全尺寸物体上得到一致的水滴收集率。     

飞机过冷大水滴结冰气象条件运行设计挑战

过冷大水滴（SLD）环境是一种普遍存在的危险气象,已造成多起空难事故。因其结冰特征异常、导致失事快而受到广泛重视。20余年来,国内外在过冷大水滴结冰机理、模拟方法、试验技术等方面开展了大量研究,但结冰保护和适航取证研究一直进步缓慢。国际最新SLD结冰适航条款的取证是目前中国大型民机面临的一大挑战。更重要的是在严厉的SLD结冰条款要求下飞机结冰条件的运行能力是否提高,这是一直以来缺乏探讨的问题。按基础研究到工程应用的逻辑,依次介绍了过冷大水滴结冰机理、模拟技术、结冰风险评估和防冰方法等方面的研究进展,并对飞机结冰保护设计及运营策略进行了探讨。综述认为飞机SLD结/防冰设计中多个环节技术仍不成熟,包括数值/试验模拟、结冰环境探测和高效防除冰技术,导致SLD结冰安全设计技术风险大、成本高。单纯提升防除冰能力的综合收益低,飞机应重点提升冰环境感知、结冰探测、防除冰精确性和容冰能力。为此需突破精准结冰保护、结冰准确感知和过冷大水滴试验模拟技术,而这有赖于过冷大水滴环境产生方法和溢流结冰机理等基础问题研究的进步。     

基于神经网络自适应动态逆的结冰飞机飞行安全边界保护方法

考虑到飞机带冰飞行的安全问题，对结冰飞机进行安全边界保护成为一种有效的解决手段。基于神经网络自适应动态逆跟踪性能好、鲁棒性强的优点，提出了以安全关键飞行参数限制值作为神经网络自适应动态逆的输入，获取可用舵面偏转角的边界保护方法。建立了飞机本体动力学模型，采用高精度的数值模拟方法获得结冰数据库。设计了神经网络自适应动态逆控制律，通过在动态逆环节引入单隐层神经网络，对不确定性逆误差进行自适应补偿，增强了控制系统的鲁棒性。以俯仰姿态保持模式为例设计了结冰飞行闭环安全边界保护系统。以结冰飞机最小平飞速度的估算值作为飞机最低飞行速度，设计自动油门控制系统，实现对飞行速度的保护。通过仿真验证了设计的控制律具有较强的鲁棒性。对结冰严重程度线性增加情形下飞机状态参数的动态响应进行了分析。仿真结果表明，所设计的结冰边界保护系统，能够实现飞机在容冰飞行过程中对安全关键参数如迎角、飞行速度的实时保护。