摘要：结冰探测是飞机结冰防护系统运行的前提和依据,是结冰防护面临的首要问题。目前,针对探针结冰过程的研究缺乏实测数据,相关规律尚待验证。为更准确地模拟飞机遭遇的真实结冰环境,利用大型结冰风洞开展传感器结冰特性试验研究。采用探针阵列分布和冰形可重复性验证相结合的试验方法,通过在线实拍图像、实测结冰外形与结冰质量等数据,直观、定量地揭示探针表面水滴撞击的细节特征及变化规律。结果表明:探针圆柱表面的水收集系数沿轴向先增大后减小,存在极值点,且该点高度会随壁面边界层的发展逐步上升,变化量级处于2~30 mm之间;此外,各探针位置面对来流参数变化的敏感程度不同,结冰质量较大且对迎角变化敏感度较低的点,将具备更好的探测效果。实测数据与分析结果可为传感器探针的精确设计提供依据。

摘要：防除冰/隐身一体化材料在航空航天、特别是无人机领域具有重要的研究价值和应用潜力。采用硅氧烷偶联反应制备了石墨/硅基凝胶复合材料,研究了石墨添加量对凝胶疏水性、导热性及吸波性能的影响。试验结果表明:当石墨添加量为40%时,硅基凝胶的疏水角为109.3°±2.3°,样品中央的温度为69.6℃(100℃加热60 s),最大拉伸强度为0.5121 MPa,有效吸收带宽6.83 GHz@1.61 mm(9.70~16.53 GHz)。通过对凝胶电导率和缺陷等微观因素的表征,阐明了硅基凝胶疏水、导热、吸波性能内在的耦合机制。该研究为同时实现飞行器的隐身和防除冰功能提供了一种工艺简单的材料设计策略。

摘要：在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统,建立了试验流程与方法,构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术,并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证,试验结果表明:热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气,具备多路热气供气试验能力,温度控制精度可达±1℃,流量控制精度可达±1%,性能指标优异,为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

摘要：为满足国产航空发动机小流量进气防冰试验的需求,基于结冰风洞的发动机进气模拟系统,分析了典型小流量发动机进气部件的进气特征,开展了小流量发动机进气模拟方法研究。提出采用水环真空泵解决了大流阻进气导致吸气管道压力大幅度降低问题,在此基础上,优化了发动机进气模拟系统,建立了在结冰风洞开展小流量发动机进气部件防冰试验的流程,并应用于某型号小流量发动机进气部件防冰试验。结果表明:发动机进气模拟系统满足小流量发动机进气部件防冰试验要求,进气流量控制精度达到±0.05 kg/s(±0.33%FS),试验过程中的流量变化可用于辨别防冰效果。相关研究为发动机进气模拟系统设计、优化和小流量发动机进气部件的防冰特性考核提供了参考依据。

摘要：飞机在飞越含有过冷水滴的云层时,机翼、发动机进气道表面容易发生结冰,危害飞行安全。热气防冰是应用最为广泛的结冰防护手段之一,为了保证在较低的引气量下仍能满足防冰要求,提出了基于引气控制的热气防冰优化设计方法。基于本征正交分解和径向基函数神经网络建立热气防冰性能快速预测方法,实现对防冰优化设计空间内结构参数变化后对应表面温度、溢流水质量流量分布等的快速评估。基于差分进化算法、快速非支配排序遗传算法开展热气防冰系统的单目标优化设计和多目标优化设计,并使用热气防冰性能快速预测方法评估种群个体的目标函数和约束函数。在满足优化问题约束条件的前提下,单目标优化设计所得热气防冰结构较基础设计所需引气量下降了23.41%;多目标优化设计可以得到一系列优化的防冰结构,设计人员可以通过评估减小引气量和增强防冰性能两方面目标的权重来选择最为合适的热气防冰结构设计方案。

摘要：冰晶的运动、相变、黏附现象广泛存在于航空发动机内部结冰过程中,开展相应的计算方法研究,系统分析冰晶运动相变与黏附特性是研究发动机内部结冰、保证飞行安全的迫切需求。针对冰晶运动相变及黏附特性计算,建立了拉格朗日框架下冰晶运动-传热传质耦合的数值计算方法,分析了基于Monte Carlo方法的冰晶撞击与黏附收集系数计算方法,基于NNWICE平台开发了相应的计算程序。以NACA0012翼型为对象,计算研究了扁椭球状、六角平板状和长椭球状3种非球状冰晶颗粒与球状冰晶的运动、传热传质过程,系统分析了来流温度等参数对冰晶黏附特性的影响,得到了冰晶形状对冰晶运动轨迹和融化过程的影响规律及来流总温与液态水含量/总水含量(LWC/TWC)对冰晶黏附特性的影响规律。相关工作为进一步分析混合相结冰数值模拟计算奠定了工作基础。

摘要：为在飞机热气防冰系统设计过程中准确计算防护表面的防冰热载荷,以某飞机翼段模型为例,对防冰热载荷计算开展了研究,给出了计算流程,研究了来流速度、高度、温度、液态水含量和水滴直径等环境参数变化对翼段表面热载荷分布规律的影响。研究结果表明:(1)热载荷主要分布在机翼前缘,且越靠近翼尖部分热载荷数值越大,热载荷曲线呈现中间低两边高的分布;(2)表面热载荷分布范围和量级与来流速度和水滴直径呈正相关关系;飞行高度的变化对表面热载荷分布的影响较小;来流温度降低或液态水含量增加,热载荷数值增大但分布范围不变;水滴直径增加10μm,上翼面热载荷分布范围增加约50%。

摘要：基于欧拉-拉格朗日数值模拟框架,发展了一套适合求解三维多体模型水滴撞击特性的计算方法。采用粒子统计与面积比率计算相结合的方式,实现了水滴收集率的高效精确预测。在常规粒径条件下,该方法计算结果与国外标模试验数据吻合良好。应用上述算法,开展了某大型商用运输机增升构型的水滴撞击特性数值模拟研究,计算结果显示:水滴在缝翼背面缝道处出现聚集和轨迹交汇现象,聚集的水滴撞击在缝翼背面后缘,致使当地的水滴收集率出现了严重的激增,这一现象对飞机防冰系统设计提出了新的要求;另外,三维效应对增升构型的撞击特性影响显著,其中主翼下翼面水滴收集率沿展向分布存在较大差异。

摘要：航空发动机结冰和防冰过程复杂,数值计算无法对其进行准确模拟,因此试验研究是发动机研究过程中必不可少的手段。我国首座大型结冰风洞已具备开展飞机翼段结冰试验的能力,有必要进一步发展航空发动机结冰与防冰试验技术,以满足下一步我国航空发动机型号设计与适航取证的需求。依托3 m×2 m大型结冰风洞,发展了进气模拟技术和热气供气技术,提出了一套结冰风洞试验流程及方法,并针对某型航空发动机进气部件开展了结冰风洞验证试验。结果表明:试验可真实模拟发动机内外流耦合和压气机引气防冰状态,且提出的结冰风洞试验流程及方法合理可行,实现了试验动态过程监测及进气道内流场压力测量,为下一步我国航空发动机结冰防护系统设计与安全适航符合性验证提供了技术支撑。

摘要：防冰热载荷分布预测是螺旋桨飞机防冰系统设计的关键,目前对螺旋桨飞机防冰热载荷的研究却十分匮乏。基于多参考系和Messinger热力学模型对三维螺旋桨进行了模拟,分析了防冰热载荷的影响。结果表明:防冰热载荷主要集中在叶片前缘,沿叶片展向先增大后减小;随着来流速度的增加,防冰功率及范围均先增大后减小。由于旋转效应的影响,迎角的影响可以忽略不计。此外,随着环境温度的降低,防冰功率呈线性增加。基于CCAR-25附录C规定的严重结冰条件,转速为660 r/min时,叶片的防冰范围在弦向上极限为2.1%,在弦向下极限为6.7%;防冰最大功率为9.5 kW/m2。单台螺旋桨防冰功率超过1.96 kW。本研究为螺旋桨飞机的表面防冰提供了科学的解释,为螺旋桨飞机防冰系统的安装提供了理论依据。