二维蜂窝多孔金属夹层圆柱壳的传热性能数值模拟研究

文章以脉冲爆震发动机的爆震燃烧室为原型,分析二维蜂窝多孔金属夹层圆柱壳的传热问题。文中将二维蜂窝孔在管壁径向按放射状布置,将内表面设置成高温边界条件来模拟实际燃烧室工作情况,空气从蜂窝孔一侧流经材料与圆柱壳内表面充分换热后流出起到冷却作用;通过数值模拟分析了六边形孔、矩形孔和三角形孔按照不同的连结排布在夹层圆管中的传热性能与相对密度的关系;同时还研究了夹层层数对传热性能的影响。结果表明六边形孔排布的传热性能要优于其它拓扑构型;传热性能随单胞层数增加而增大,当层数达到一定值后,传热性能基本上保持不变。

平尾防冰表面溢流冰生成规律试验研究

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。

临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究

临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于CFD方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于Jameson中心格式的有限体积法求解N-S方程;水滴撞击特性计算采用Eulerian方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的Messinger热力学模型。选取CRM飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用'几何外形敏感性分析方法',即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。

移动式冰风洞试验方法研究和应用

为了探索掌握移动式冰风洞校测、结冰和防/除冰试验的一般方法,使其可用于飞机进气系统地面防冰试验,开展了对移动式冰风洞模拟云雾参数的校测。通过金属圆柱管结冰对比确定水滴过冷距离,采用格栅测量云雾均匀性,利用机载雾滴组合探测器测量水滴直径与液态水含量,并对发动机短舱唇口模型、NACA23012翼型模型进行了结冰和防/除冰研究试验。研究表明虽然户外模拟结冰条件受环境因素影响较大,但移动式冰风洞喷雾性能良好,试验能够反映在各因素影响下的一般结冰规律,可以满足飞机进气系统防/除冰试验要求。

超疏水表面抑制溢流冰和降低防冰功率的应用与结冰风洞试验研究

为防止溢流冰的生成,在降低能耗的同时实现干态防冰的效果,发展了一种低能耗干态防冰技术。在基于传热原理的防冰设计基础上引入促进水脱落的思想,使撞击在表面的过冷水维持在液态并保持较低的表面温度。利用超疏水表面促进水脱落作为主要防护手段,增大水脱落量的同时减小换热时间,能够降低液态水在防冰表面的溢流,减少表面换热能耗,抑制了溢流冰的生成,实现了良好的防冰效果。结冰风洞试验结果表明,与传统的热防护方法相比,低能耗干态防冰技术能够显著抑制前缘结冰和溢流冰生成,并降低防冰能耗。

FL-61结冰风洞热气防冰系统试验方法研究

以典型运输类飞机翼面热气防冰系统为研究对象,发展了热气防冰系统冰风洞试验方法。冰风洞试验在航空工业气动院FL-61结冰风洞进行,完成了热气防冰系统重复性试验、干空气防冰性能试验、湿空气防冰性能试验。试验过程中热气防冰系统处于完全蒸发状态,得到了热气防冰系统表面温度分布,干空气条件下表面温度最大重复性误差2.1℃,湿空气条件下表面温度最大重复性误差3.8℃,冰风洞试验重复性良好。与干空气条件相比,湿空气条件下前缘蒙皮表面温度均出现明显下降,最高温度相差达到18.3℃。