摘要：航空发动机进口帽罩作为发动机重要的进口部件,防冰能力关乎发动机性能甚至影响飞行安全。为了研究航空发动机进口帽罩防冰性能,通过冰风洞对进口帽罩进行结/防冰试验,得到了进口帽罩表面结冰状况随热气流量、来流温度、来流风速的影响规律。试验结果表明:进口帽罩防冰能力从尖锥头部到帽罩后端逐渐增强;帽罩防冰能力随热气流量增加而提升;帽罩表面冰型随来流温度、来流风速变化而发生改变;帽罩表面结冰区域随风速增加而扩大。研究成果可以为进口帽罩防冰系统设计和验证提供重要指导。

摘要：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。

摘要：为获取结冰环境下风洞内各状态参数,在PXI总线平台上应用LabVIEW开发了冰风洞流场环境参数测试系统。通过部署在冰风洞各部件段的传感器测得了总压、静压、总温、静温、湿度等重要参数,应用一阶RC滤波和均值滤波对频域噪声进行了滤除,在PXI系统平台上进行了多通道同步实时数据采集,采用压力落差法对气流参数进行测试计算。实验结果表明,系统对低速及亚声速状态流场环境参数测试全面,通过FSSP、OAP和J-W热线仪测得了液滴平均体积直径(MVD)和液态水含量(LWC),获得了适宜结冰测试的流场特性参数,为翼型部件的结冰性能分析提供了依据。

摘要：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)20.1~36μm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20.1μm增加为3μm时,溢流冰即从典型的溪状冰变为冰脊。

摘要：通过设计导向叶片热气防冰试验方案,开展了针对不同的外部结冰来流参数条件下导向叶片的防冰试验研究.得到了不同防冰热气引气流量下导向叶片表面温度的变化情况,通过摄像记录了整个试验过程.了解了防冰热气引气流量不足情况下导向叶片前缘以及叶盆的结冰情况.试验结果对于分析叶片结冰状态下表面流动换热机理,优化设计叶片内部热气流道,提高进口导向叶片的防冰能力有重要参考价值.

摘要：在冰风洞中开展了结冰条件下NACA0012机翼模型的等离子体射流防冰性能实验研究.设计加工了等离子体射流激励器并粘接于机翼表面,热电偶巧妙埋设于激励器下方以检测防冰效果.实验验证了激励器掩埋电极上方等离子体射流的防冰性能,考察了防冰性能随激励电压和激励频率等参数变化的规律.

摘要：在冰风洞内开展了结冰条件下涡轴发动机进气支板的热滑油防冰系统的防冰性能试验研究。试验设计加工了滑油电加热系统,采用可编程逻辑控制器(PLC)监控滑油的温度和流量。在冰风洞中采用全尺寸模型开展滑油防冰性能试验,所开展的涡轴发动机支板热滑油防冰试验参数包括:来流温度为-10,-5℃,来流速度为40m/s,液态水含量为0.5,1.0g/m3,过冷水滴平均体积直径为20μm。试验开展了不同结冰气候条件下、不同滑油通道位置滑油防冰进气支板防冰效果的研究,记录了支板表面温度的变化和结冰情况。试验同时得到了支板防冰能力不足时支板表面的结冰冰型和结冰环境下发动机支板热滑油防冰的特点。

摘要：在冰风洞中开展了结冰条件下NACA0012翼型的流向和展向分布等离子体射流防冰性能对比实验.设计加工了基于介质阻挡放电技术的流向和展向分布等离子体射流激励器并粘接于翼型表面,热电偶巧妙埋设于激励器下方以检测防冰效果.结果表明,展向分布等离子体射流激励器在裸露电极上方无法生成等离子体射流,故而会有明冰生成,防冰效果较差,而流向分布激励器在来流的作用下能够部分弥补这一缺陷,具有更好的防冰效果.

摘要：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。

摘要：介绍了直升机结冰的基本情况和国内外防、除冰技术研究的现状,明确了电热防、除冰方法目前依然是解决直升机结冰问题最好也是最成熟的方法。对直升机电热防、除冰系统研发所涉及到的结冰理论计算、冰风洞结冰试验、加热元件设计与布置、加热控制率和系统综合评估几方面进行阐述,指出了防、除冰系统研发的大致过程及应注意的问题,为实际系统的研究开发提供有益的参考。