一种飞机机翼表面结冰过程仿真方法

提出了一种适用于各种结冰气象条件下飞机机翼结冰过程的数值模拟方法。在对水滴撞击区内的机翼表面划分微元控制体进行传热传质分析的基础上,通过合理的冰生长方式,利用流场计算软件FLUENT的动网格模型和用户自定义函数(UDF)对机翼表面的结冰过程进行了模拟;将计算得到的局部收集系数和冰型与国外文献计算结果进行了对比,验证了该方法的正确性和通用性;比较了两种冰生长方式得到的局部收集系数和冰型,结果表明使用冰层沿结冰表面法向的冰生长方式更合理;比较了完全冻结和存在溢流情况的冰型,结果表明不考虑局部收集系数的变化得到的两者的冰型基本一致。

周期电加热控制律对除冰表面温度的影响

研究周期性电热除冰系统加热控制律对表面温度的影响是进行系统设计和优化的前提.在采用焓法模型对二维电热除冰系统矩形单元的瞬态传热模型进行建模的基础上,采用控制容积法全隐格式求解控制微分方程,对周期性电热除冰表面的温度进行了计算.分析了影响表面温度的主要因素,得到表面温度与加热控制律的关系,结果表明:供电热流密度的大小和供电周期对系统除冰效果有重要影响,需要合理匹配.

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7 km时防冰系统工作都是有效的,7 km时表面部分位置湿表面温度低于0℃.

飞机发动机进气道防冰系统的设计计算

针对某型具有分流隔板的发动机进气道进行热气防冰腔和管路系统的设计,在进气道的水滴撞击特性计算的基础上,对防冰系统进行热力计算,包括防冰表面的温度分布和系统压降及系统管路的流量分配,由此验证防冰系统正常工作时能否满足对表面温度的要求.此外,还分析了供气温度、供气压力、供气流量以及限流环孔径对防冰表面温度分布的影响.分析发现表面温度随供气温度、供气流量的增加而升高,限流环孔径的变化对前缘表面温度几乎没有影响,分流隔板的表面温度随孔径的增大而升高.

改进的电热除冰系统仿真

建立了电热除冰系统矩形微段的二维简化物理模型,采用焓法模型建立相变导热问题的微分控制方程,用控制容积法对该模型的控制方程及其边界、初始条件进行离散,使用块修正技术对原有的离散方程组的求解方法进行了改进,得到各个时刻的温度分布及冰的融解情况.计算结果与文献实验结果吻合,验证了改进的算法和程序的正确性.并计算分析了时间步长的选择、网格的划分对计算结果的影响.

直升机旋翼桨叶防/除冰系统防护范围研究

直升机主旋翼桨叶在结冰气象条件下有结冰的危险，为了满足直升机全天候仪表飞行的要求，必须对桨叶采取结冰防护．本文针对某翼型直升机桨叶，通过分析表面各项热流，计算表面温度为零时极限结冰状态的临界速度，确定了桨叶展向结冰防护范围为沿展向从翼根到翼尖0～95％；采用分析水滴在气流场中运动的拉格朗日法计算水滴撞击特性，确定桨叶弦向结冰防护范围为上表面12％，下表面33％．在此基础上对桨叶表面加热形式和结构进行设计，可为直升机旋翼桨叶防／除冰系统设计奠定基础，此研究具有重要的实用价值．

飞机机载综合热管理系统稳态仿真

建立机载综合热管理系统的稳态仿真数学模型,在MATLAB软件平台上搭建仿真模块,针对同一高度不同飞行速度以及同一马赫数不同高度进行系统稳态仿真,得到系统中关键部件的进出口温度和流量,并分析了马赫数以及高度对各状态点温度的影响.分析得出,飞机在同一高度、亚音速区以不同的马赫数飞行时,在燃油子系统中,除个别状态点外,其它各点的温度都随马赫数的增加而增加;在空气循环子系统中,各状态点的温度随马赫数的增加而先减后增.飞机以同一马赫数在不同高度飞行时,在燃油子系统中,除个别状态点外,其它各点的温度都随飞行高度的增加而减小;在空气循环子系统中,各状态点的温度都随飞行高度的增加而减小.

吸附式制冷系统传热传质过程的数值模拟

建立了沸石水吸附式制冷系统吸附床在非第一类边界条件时的二维传热传质模型。考虑了工质对的吸附特性对脱附过程的影响，讨论了肋片数量、肋片物性参数、吸附床的有效导热系数、接触热阻等参数对脱附时间的影响。结果表明，增加肋片可以改善吸附床的性能，其中肋片的数量和接触热阻的影响较大，肋片的物性参数影响不大。

结冰表面粗糙度预测与分析

通过对结冰表面液态水的受力分析,确定了水膜、水珠和细流特征粗糙度的大小及其之间的界限划分,发展和完善了结冰表面的粗糙度模型,开发了耦合该粗糙度模型的多步结冰计算程序;利用该程序计算结冰表面的粗糙度大小和分布特征,并对粗糙度影响下的流动和换热特性进行了计算分析;研究发现,结冰表面的粗糙度在分布是不均匀的,且随着结冰温度的降低,局部粗糙度的最大值降低,但在整个结冰过程中,局部粗糙度的最大值表现出增加的趋势;粗糙度的存在增强了结冰表面的对流换热。

翼型表面结冰准定常数值模拟

对翼型表面的结冰过程进行了准定常数值模拟。在每个时间步长内完成网格随着壁面边界的移动而更新、周围流场和水滴撞击特性重新计算、冰形计算及壁面边界的重构工作,如此循环直至所需的结冰计算时间。采用拉格朗日轨迹追踪法获得水滴撞击特性,应用考虑壁面粗糙度影响的边界层积分法计算壁面的对流换热系数,在此基础上求解Messinger结冰热力学模型,冰层始终沿壁面外法线方向生长。对NACA0012翼型在不同环境下生成的三种典型冰形进行了预测,并与实验结果进行了比较,表明本文所述方法的有效性。

飞机发动机进气道前缘热气防冰器性能分析

飞机发动机防冰对飞行安全具有十分重要的意义，对于热气防冰系统，前缘防冰器的结构型式对防冰的效果影响很大．本文针对常见的周向及双蒙皮波纹板型弦向飞机发动机进气道热气防冰器进行了热分析，在此基础上对其传热性能及防冰表面温度场进行了比较，结果表明双蒙皮弦向防冰器的防冰效率较高；在通常情况下，周向防冰器也可达到防冰的目的，并且结构简单，因而更为实用．

结冰模拟与AEDC方法有效性的验证

介绍了AEDC(Arnold Engineering Development Center)结冰缩比方法,并对其有效性问题,用数值仿真方法进行了验证.利用结冰仿真计算软件对NACA0012翼型及其1/2和1/3缩比模型、圆柱及其1/2缩比模型进行了结冰数值模拟,内容涉及流场、水滴撞击特性和冰生长计算等.缩比部件的结冰条件由AEDC方法确定.结果表明,翼型、圆柱与其缩比模型的结冰过程具有较好的相似性.说明AEDC方法科学合理,其确定的结冰缩比试验参数有效,同时也说明结冰模拟技术可用于结冰缩比相似性研究.

近室温磁制冷工质选择的热力学准则

对近年来在制冷界研究相当活跃的磁制冷的工质，尤其是近室温磁制冷的工质——铁磁材料，在外加磁场中的热力学特性进行了分析、讨论，并在此基础上总结了选取近室温磁制冷工质的理论依据和原则，使实际中的选择工作有了针对性，减少了盲目性．

飞机天线罩结冰情况研究

针对某型电子侦察机天线罩，计算得出飞机在飞行过程中天线罩的结冰区、结冰量及其在结冰区内的分布，并利用冰风洞进行了模拟实验，为天线罩有效防冰提供了可靠的理论依据。

基于Mie散射理论的水滴平均直径测量

冰风洞实验时,为了更精确地模拟实验环境,需要精确测量喷头喷出水滴的直径,为此,开发了一套激光束发射装置并基于Mie散射理论编制了水滴直径计算程序.在水滴流场的环境中,激光束发生散射,间隔Δt的时间反复实验获得多个时刻的散射光强分布图.应用自行开发的计算程序对已获得的多组散射光强分布图进行计算处理,得到同一截面不同时刻的多组水滴平均直径.利用Newton插值法对上述多组水滴平均直径进行插值,拟合出不同时刻水滴直径的连续变化曲线,对该曲线求积分平均值,获得该截面水滴的平均直径.为检验实验装置和计算程序的准确性,对某加湿器喷水系统进行实验测量,测量结果与产品说明中提供的数据吻合良好,表明该测量装置和计算程序可行.

飞机风挡防(除)雾系统安全性能分析

飞机的风挡防（除）雾对飞行安全具有十分重要的意义。为此，重点研究飞机风挡内表面热气防（除）雾系统的性能，针对自由射流热空气防（除）雾系统，建立了其稳态安全性能评判模型，并以某型飞机风挡为例，在两种供气条件下，分析和计算了系统的结雾情况。

新型机房专用空调机组的设计

随着计算机使用量的不断增大 ,计算机机房专用空调的需求量也大大提高了。本文对机房专用空调机组进行了设计研究 ,包括机组设计参数与总体方案的确定 ,对蒸发器、冷凝器以及机组整体结构的设计 。

水滴撞击特性的数值计算方法研究

对水滴撞击特性的数值计算方法进行了研究。在对防冰部件流场进行计算的基础上 ,通过对水滴所在单元的判断和单元内流场速度的插值求解以及水滴运动轨迹计算边界的判断 ,采用差分法对水滴运动方程进行了数值求解 ,得到了水滴运动轨迹 ,从而确定了水滴的撞击极限、总收集系数和局部水收集系数等水滴撞击特性参数 ,为飞机防冰系统的设计奠定了基础 ;此外 ,以发动机进气道的水滴撞击特性的计算为算例 ,研究了飞行高度、飞行速度及水滴半径对水滴撞击特性的影响。

机翼防冰过程中冰脊问题的数值分析

对机翼防冰过程中冰脊的形成特点及冰脊对机翼气动特性的影响进行了计算分析.基于经典的Messinger结冰模型开发了多步结冰程序,对不同条件下过冷水滴的撞击结冰进行了热质耦合计算,计算结果和文献试验结果吻合较好,表明该热质耦合算法的正确性.在此基础上对不同环境温度、飞行速度和不同加热功率等条件下冰脊的生长特点和机翼的气动特性进行了计算分析.结果表明:在非霜冰条件下,冰脊主要在热防护极限外并紧挨着热防护极限的位置处形成和发展,而在霜冰条件下,冰脊主要在机翼下表面形成,但是在热防护区域内有显著的结冰出现,该条件下的结冰对机翼的气动特性具有较大的破坏性.

发动机进气道水滴撞击特性分析

针对某发动机进气道的防冰系统设计 ,对进气道的水滴撞击特性进行了研究 .在对进气道流场进行计算的基础上 ,采用差分法对水滴运动方程进行了数值求解 ,得到了水滴运动轨迹 ,从而确定了水滴的撞击极限、总收集系数和局部水收集系数等水滴撞击特性参数 ;此外 ,还研究了飞行高度、飞行速度及水滴半径对水滴撞击特性的影响 ;研究发现水滴撞击极限、总收集系数和局部水收集系数随飞行速度的减小、飞行高度的增加或者水滴半径的增加而增大 .