气动除冰类飞机结冰风洞试验适航审定技术

民用飞机为获得型号合格证,应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证,如何解读适航条款要求并制定有效的符合性验证流程,是进行适航合格审定的关键。本文以Y12F气动除冰飞机结冰风洞试验的实际工程为例,以相关结冰适航文件为基础,结合国际最新的飞机结冰研究成果,研究并总结了目标试验状态设定、设备选择、试验状态的等效转换、模型研制、风洞试验等适航审定要求和技术。构建的结冰风洞试验适航审定方法,有效地指导完成了Y12F飞机除冰系统的适航验证工作,完成中国民用航空局（CAAC）和美国联邦航空管理局（FAA）同时审查,为获得CAAC和FAA型号合格证奠定良好基础。     

气动除冰飞机结冰风洞试验技术

民用飞机为获得型号合格证,应按照有关结冰适航规章条款进行结冰适航验证,结冰风洞试验是获取临界冰形的有效途径。本文以Y12F飞机结冰风洞试验实际工程过程为例,总结与分析了气动除冰飞机结冰风洞试验的模型设计、气动除冰套模拟、试验状态转换、试验流程、冰形测量等关键技术,并给出代表性试验结果。试验结果表明:在典型最大结冰条件下,除冰套工作正常,除冰套循环工作期间正常除冰;除冰套工作间歇,机翼前缘结冰表现为前缘形成较为光滑、厚度约为5~6mm的冰帽,上翼面产生1道高度为3~4mm的冰脊,下翼面形成3道2~4mm的冰脊。     

航空发动机中冰晶结冰的研究进展

一般认为经过风扇压缩后空气温度高于冰点,压气机内不会发生结冰。然而近年来,国外研究者对若干起发动机推力损失故障的研究表明冰晶能够引起压气机内部结冰,并在试验室中再现了温度高于冰点时压气机内结冰这一现象。我国在航空发动机冰晶结冰研究方面刚刚起步,为准确掌握国内外研究现状,从数值和试验两方面对国内外已开展的压气机内结冰研究进行了分析与总结,讨论了当前冰晶结冰的主要研究成果和存在的局限,提出了开展冰晶结冰研究需重点关注的方向,为我国航空发动机冰晶摄入结冰研究和适航审定研究提供一定参考。     

滑动放电等离子体控制细长体头部背风区非对称涡实验研究

飞行器在大迎角飞行状态下,细长体头部背风区流场演变复杂,会出现非对称旋涡,产生随机侧向力,对飞行器的机动性和敏捷性影响很大。针对细长体大迎角非对称涡控制问题,采用顺流向布局的滑动放电等离子体激励器,结合测压和粒子图像测速（PIV）等手段,对细长体模型开展了风洞实验研究。研究结果表明:激励电压10 kV是流动控制开始生效的阈值电压;当来流速度10 m/s（雷诺数0.8×105）、迎角45°时（激励电压16 kV,归一化脉冲频率1.96）,获得最佳流动控制效果,侧向力系数最高可降低83.48%;随着来流速度继续增大,流动控制效果逐渐减弱,预测在来流速度26 m/s时将完全失效。     

结冰风洞喷嘴雾化特性研究

结冰风洞试验段中的云雾通常由安装在稳定段的喷雾系统产生。喷雾系统雾化喷嘴的性能直接关系到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。在喷嘴试验台上分别使用PDI(相位多普勒干涉仪)及微流量计对小粒径雾化喷嘴的平均水滴直径(MVD)及水流量进行测量,得到了结冰风洞空气辅助雾化喷嘴的流量-粒径性能包线,同时,对喷嘴的供水、供气压力及其配比和水路节流管尺寸对喷嘴雾化性能的影响进行了研究。研究结果表明:喷嘴水、气压力差的大小和范围决定了喷嘴的粒径及调节比的范围。压差越大,粒径和水流量越大,压力差范围越大,调节比越大。减小喷嘴水路节流管的直径,可以增加喷嘴工作的水、气压力差范围,扩展喷嘴的流量-粒径包络线。最终的测试结果表明,结冰风洞所使用喷嘴 MVD 范围为7~70μm,水流量调节比为11.5,其参数调节范围优于国外同类风洞所使用雾化喷嘴。     

冰形表面激光光带中心线快速提取方法

在风洞结冰模型3D冰形测量中,激光三角测量法相对传统测量方法检测速度快、精确度高,具有极高研究价值。然而由于冰体对激光透射严重,影响激光中心线提取精度从而影响测量精度。针对此问题,提出一种冰形表面激光光带中心线快速提取方法。该算法具体实现步骤为:首先,采用基于三维块匹配去噪算法对图像进行降噪,并对图像进行视觉显著性计算,分割出光带区域;其次,求取梯度图并转换至频域空间,根据图像频谱特征求取能量中心区域;最后,对区域采用灰度重心法求取中心线亚像素级位置。采用冰箱冻结的半径已知圆柱冰块评估该算法,测得算法处理时效为28.57FPS,使用该算法的冰形轮廓重建精度达到0.017mm。实验证明算法满足冰形在线测量技术要求,为开展结冰实验中结冰生长过程在线三维检测技术奠定技术基础。     

基于遗传算法优化神经网络的结冰环境中MVD和LWC预测

水滴平均体积直径（Mean volumetric diameter,MVD）和液态水含量（Liquid water content,LWC）是两个影响飞机结冰的重要气象参数,但在实际中难以准确测得,如果能够实时、准确地获取这两个参数可以为积冰预测和飞机适航认证标准的建立提供一些指导。文中提出了一种基于遗传算法优化神经网络的结冰气象参数预测模型。以不同测点组合的冰厚和结冰速率、环境温度、飞行速度和机翼迎角为输入参数,结冰气象参数MVD和LWC为输出参数,构建遗传算法优化的结冰气象参数预测模型,并通过预测模型对数值计算测试组数据和结冰风洞实验数据的结冰气象参数进行预测。结果表明,基于遗传算法优化Elman神经网络的预测模型对结冰气象参数的测试组预测相对误差在10%以内,实验数据相对误差在20%以内,该方法具有一定的可行性。     

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。     

三维非对称斜劈高速流动计算方法研究

交叉激波是高超声速进气道发展的关键气动问题之一。为实现对此类高速流动的准确数值模拟,基于RANS方程的自研多块结构网格计算软件,对经典三维非对称斜劈构型的斜激波交叉干扰流动特征开展了计算研究。通过对比分析,系统评估了计算网格、湍流模型及高精度格式对空间流场、底板摩擦力流线、压强分布、绝热壁温分布等的影响,获得了适用于三维非对称高速流动问题的网格生成准则和计算策略,同时验证了自研软件的模拟能力。     

Y12─Ⅱ型飞机结冰对其飞行特性影响的试飞研究

以Ｙ１２─Ⅱ型飞机防冰系统适航验证试飞为例，就确定飞机结冰部位与防护方法，结冰对飞机飞行性能和操稳特性的影响，带冰着陆的可能性及其安全措施等问题进行了分析和讨论。通过飞行试验，初步检查出飞机结冰造成飞机飞行性能的损失和操稳特性的降低。仅在新机研制中，为防冰系统适航性验证工作提供参考。