混合相结冰条件下多段翼的撞击黏附与积冰的数值模拟

随着飞机结冰问题研究的深入,混合相结冰问题已经成为研究热点。本文使用了阻力模型、黏附模型和结冰热力学模型来计算混合相结冰条件下的准三维多端翼的结冰情况。首先对多段翼进行了网格划分和空气流场计算。然后进行了数值模拟计算,分析了混合相结冰条件下冰晶的撞击、黏附和积冰特征。结果表明,在本研究的条件下,冰晶的黏附质量流量很高,会对飞行安全造成威胁,并且冰晶在溢流水区域也会发生黏附。此外,随着液态水含量(Liquid water content,LWC)与总水含量(Total water content,TWC)比值的升高,冰晶更容易黏附在表面并参与表面结冰。

国外具有综合防护功能的通气系统技术现状

雷电作为一种自然现象,时刻发生在自然界。雷电因携带巨大的能量,对于被雷电击中的物体(如房屋,树木等),具有强大的破坏力。飞机/直升机作为人造飞行器,在飞行过程中同样无法避免被雷电击中,雷电袭击直接影响飞机/直升机的飞行安全。在飞行历史中,因雷电袭击而造成的飞行事故屡见不鲜,轻则机载设备受损,重则机毁人亡。

非封闭式热斗篷热防护特性

高超声速飞行器在飞行过程中产生大量气动热,高效的热防护技术对保证其正常工作具有重要意义.本文基于热超材料调控热流传播路径思想,针对高超声速飞行器头锥,采用坐标变换法设计非封闭式点变换热斗篷及简化近似的多层结构.COMSOL数值模拟研究表明,两种结构均有效实现导热和辐射热流的热绕流,使部分热量沿头锥表面传播,头锥前端温度显著降低,机体升温速率减缓.但其热防护性能的提升要求材料固相和辐射热导率低于原隔热材料.进一步设计了非封闭式域变换热斗篷,材料固相和辐射热导率均可高于原隔热材料.模拟结果表明,热绕流显著提升了域变换热斗篷的热防护能力,相比于纯隔热材料,头锥前端温度降低达100 K,机体降温达10 K,展现出重要的热防护应用潜力.

复合材料表面超疏水-电热防除冰实验研究

针对无人机复合材料蒙皮表面结冰问题,设计了一种超疏水-电加热膜-复合材料一体化结构,结合超疏水制备技术与嵌入式电加热膜一体化成形工艺制备多层复合结构。其中,环氧树脂基的超疏水涂层具有优异的疏水性能,水滴延迟结冰时间增加18倍,提高防冰效果;加热膜与复合材料的一体化结构,增强热传导方向,提高电热转化效率,从而提升除冰效果。通过自主搭建试验台,对超疏水-电加热膜-复合材料一体化构型进行防除冰实验。实验结果表明,超疏水-电加热膜-复合材料一体化方法在达到防除冰效果的同时,除冰节能35%左右,具有高效防除冰和降低能耗的可行性。

飞机气动除冰系统试验研究

气动除冰技术具有能耗低、可靠性高的优点,广泛应用于小型商用飞机以及通用航空飞机。研究不同参数对气动除冰效果的影响,是飞机气动除冰系统设计和优化的基础。本文通过对气囊膨胀高度的研究,发现充气时间3 s、充气气压0.2 MPa是实现气囊最佳膨胀高度的条件。在此基础上,先后在地面冷环境以及结冰风洞中建立气动除冰系统试验平台,开展了不同参数对气动除冰效果的试验研究。试验结果表明,充气时间、充气气压、气囊宽度及结冰温度对除冰率均有一定程度的影响。并且,要想实现最好的气动除冰效果,靠近前缘驻点的气囊需达到一定宽度。此外,相较于霜冰,明冰的除冰效果更佳。

电加热防/除冰过程中溢流水再冻结数值模拟

当飞机飞行过程中遇到结冰工况时,为保证飞机的飞行安全以及气动性能,常使用热防护方法作为飞机防除冰的重要手段。本文通过使用共轭耦合方法建立了机翼内部多层导热与水膜流动的耦合计算模型,并针对电加热防除冰过程进行了一系列数值模拟计算。研究选取了可进行非稳态计算的Myers水膜模型,电加热组件导热模型则采用有限体积法隐式离散进行计算,水膜模型与导热模型通过交换边界值的共轭传热方法实现松耦合。研究发现在电加热防除冰过程中,由于积冰融化和水膜流动会产生溢流水再冻结现象。对电加热系统开启后期的积冰外形进行了流场计算与气动分析,发现机翼上下翼面溢流水冻结部位会对流场产生扰动。通过Q准则判断积冰后侧产生了涡结构,对比未发生结冰的干净翼型,机翼前缘位置溢流水冻结导致压力系数曲线发生较大震荡,因此溢流水再冻结问题影响了机翼的气动性能,未能使电加热防除冰系统达到理想的防护效果。

除冰气囊以及简化模型对气动特性影响研究

除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明:随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。

基于改进蛇优化算法的无人机路径规划研究

为提高无人机在复杂山区环境中飞行的可靠性和安全性,提出了一种改进蛇优化算法的无人机路径规划方法。首先,结合数字高程信息和复杂地形威胁构建了无人机环境模型和山峰威胁模型;其次,提出改进蛇优化算法,将传统蛇优化算法与元胞自动机进行融合用于无人机路径规划,并引入小生境技术和最优局部抖动,避免算法陷入局部最优,提高全局搜索能力;最后,在3种场景下进行仿真实验验证所提方法的有效性。实验结果表明,所提方法在3种复杂场景下平均路径长度分别为2.201、1.801和2.187 km,平均收敛时间为14.8、13.9和14.9 s,与其他路径规划算法相比具有良好的优越性,且所生成的路径对真实无人机运行具有良好的实际效果。

客机火灾条件下下降角度对舱内烟气温度分布规律的影响

为探究飞机客舱火灾紧急下降过程中,不同下降角度对火灾烟气运移的影响,运用FDS模拟软件建立波音737-400型飞机客舱全尺寸模型,分析7种飞行角度下客舱火源前、后部区域顶棚最高温度、客舱内部纵向温度场分布以及烟气蔓延过程。结果表明,飞机由巡航改为紧急下降状态会导致客舱内部出现烟囱效应,客舱不同区域烟气温度分布规律受下降角度影响表现不同,随着下降角度的增加,客舱前部烟气运移受阻明显,同一位置顶棚最高温度逐渐降低,温升速率与下降角度呈反比关系;客舱后部烟气在烟囱效应下迅速聚集、下沉,下降角度对其顶棚最高温度及温度分布的影响逐渐弱化。

某航空发动机短舱防冰腔流动与换热仿真

本文以发动机唇口的热气防冰为研究对象,建立了三维模型,通过对不同引气速度、引气温度下防冰腔内流动及传热的计算,定量分析了上述参数对防冰有效性的影响。通过研究发现,引气速度从10 m/s增加至40 m/s,防冰表面最低温度由266.4 K升至286.2 K;而当引气温度从100℃增加到130℃时,防冰表面最低温度则由286.2 K升至307.1 K。因此当引气速度不低于15 m/s、来流温度不低于380 K时,可以实现短舱唇口的有效防冰。

ADS-B航空监视系统设计及应用

为应对通用航空行业规模持续增长带来的安全与发展平衡挑战,稳步提升低空通信监视能力,基于广播式自动相关监视(automatic dependent surveillance-broadcast,ADS-B)技术,分析ADS-B的3种数据链特点及优势,阐述ADS-B航空监视系统的架构、业务流程及监视服务,并针对ADS-B数据清洗、数据处理及可视呈现等关键技术给出了技术实现解决方案。ADS-B航空监视系统已在航空态势监视及航迹分析方面得到应用,具有较好的高并发性能及可视化效果,在推动ADS-B技术在航空监视及空中交通管理方面的应用发展具有实用价值。

飞机结冰中水滴撞击特性欧拉法的网格影响分析

过冷水滴撞击特性计算研究是飞机结冰预测与防除冰系统性能分析的基础,欧拉法是过冷水滴运动及撞击特性计算的常用方法之一,分析欧拉法在计算复杂表面水滴运动撞击时的准确性具有重要意义。以NACA 0012翼型、冰风洞风道、S形进气道及三段翼为研究对象,利用欧拉法采用不同网格计算获得了水滴运动及局部水收集系数,结果表明:当水滴运动没有受到上游部件的导流或者遮挡时,欧拉法计算结果具有网格无关性;当水滴运动受到上游部件影响发生轨迹偏转时,欧拉法计算结果具有网格相关性,不同网格计算得到的液态水含量及局部水收集系数不一致,需要进一步考虑水滴运动受到上游效应影响时网格对欧拉法计算结果的影响。

飞机结冰中水滴撞击特性的欧拉法准确性分析

过冷水滴撞击特性计算是飞机结冰冰形预测与防除冰系统性能分析的基础,常用方法为欧拉法与拉格朗日法,2种方法的结果通常是一致的,但在某些部件上会出现差异。通过对欧拉法与拉格朗日法进行比较,分析2种方法结果的异同,进而讨论欧拉法对于飞机结冰中水滴撞击特性计算的准确性。以NACA 0012翼型、冰风洞风道、S形进气道与发动机气膜帽罩为对象,采用欧拉法与拉格朗日法计算获得水滴运动及局部水收集系数。结果表明:当水滴运动未受到上游效应影响时,欧拉法与拉格朗日法的结果一致;当水滴发生偏转后,欧拉法速度的单一性使水滴流线不能相交,而拉格朗日法能捕捉水滴轨迹的交叉,导致2种方法的预测产生差异,且欧拉法结果与水滴不碰撞及聚并的假设存在冲突;水滴在上游部件空气绕流或气流吹袭作用下都会发生偏转,使得欧拉法与拉格朗日法得到的下游表面水收集系数不相符,欧拉法对于S形进气道与发动机气膜帽罩的水滴运动及撞击特性计算存在误差。研究成果对飞机结冰冰形的准确预测及防除冰系统的设计有重要参考价值。

航空电磁超材料雷电冲击放电特性

随着航空电磁超材料在飞行器雷达天线罩的推广使用,其雷电防护问题亟待解决。针对方框型电磁超材料,使用冲击电压发生器、高速摄像机、普通摄像机,针对电磁超材料板的U50%冲击电压及放电路径开展试验,研究不同接地方式、不同电压极性的组合间隙及沿面放电特性。试验结果表明:方框型超材料沿面放电形貌受正、负极性电压的影响不大,表现为不规则的折线形放电路径,放电主通道并不唯一,同时存在流向另一接地位置的次级放电通道,越靠近放电附着点区域,次级放电通道越多,整个沿面放电形貌呈网状分布;雷电冲击电压下存在多条沿面主放电通路,组合间隙击穿前电磁超材料表面会产生沿面自放电通路,其沿面自放电通路为最终沿面主放电通路之一;组合间隙冲击放电流注发展过程的放电特性主要与电压极性相关,正极性冲击电压下由高压棒电极产生向下发展的下行流注,电磁超材料表面只有较弱的起晕;负极性冲击电压下分别产生对向发展的上、下行流注;雷电冲击电压下电磁超材料表面大量金属微结构单元阵列会产生上行流注和沿面自放电通路,其容易将雷电主放电通道引向超材料天线罩,导致分流条屏蔽失效。

基于AMESim的热气防冰系统笛形管设计与仿真

笛形管是飞机热气防冰系统的重要组成部分,笛形管上的孔径、孔间距以及笛形管的引气入口参数决定了防冰供气流量的大小及分配,从而影响防冰性能。本文基于多学科系统建模仿真平台AMESim,建立了笛形管流量分配仿真分析模型,对机翼热气防冰系统笛形管结构参数进行迭代设计。设计参数包括笛形管管径、喷孔孔径及孔间距等参数,最终获得了能够平衡设计状态点防冰热载荷的结构参数和引气流量分配,得到了防冰系统的引气压力制度。本文提出的基于AMESim的笛形管迭代设计方法可为热气防冰系统中笛形管的设计与优化提供参考。

主被动耦合防/除冰技术及能耗控制研究进展

随着航空工业的不断发展,对于飞机表面防/除冰技术提出了更高效、更低能耗、更大面积的需求。从现有主动防/除冰技术和被动防/除冰技术出发,主要具体介绍了电热除冰、压电除冰、超疏水表面和低界面韧性涂层等技术。简要介绍了不同技术的除冰机理,总结了各项技术的研究现状,并对比分析了各类防/除冰技术的优势与不足。虽然各项技术均有良好的防/除冰效果,但仍然受到能耗高、效率低、除冰不彻底等问题的限制。而主被动耦合除冰技术能有效地综合各自的技术优势,同时补足各自的劣势,表现出更加优异的除冰效果,近年来相关研究受到广泛关注,其中重点介绍了超疏水表面耦合电热除冰技术。面对飞机大面积、高效、快速、低能的表面防除冰需求,考虑到压电除冰的低能耗和低界面韧性涂层在大面积积冰条件下的优势,提出低界面韧性涂层耦合压电材料除冰技术具有重要的研究意义。

灭火剂浓度机载测试系统时间同步性试验研究

实时准确的灭火剂浓度测试数据直接影响到飞机防火系统的评估。针对灭火剂浓度机载测试系统测试过程中各采样管通道测试数据之间存在时间延迟的问题,本文从测试原理出发,识别影响各采样管通道时间延迟的关键因素,开展各影响因素的时间同步性试验;得到了采样管长度、采样管材质、采样管弯曲度等因素对各采样管通道测试数据时间同步性的影响规律。试验结果表明,采样管长度、采样管材质、采样管弯曲度等因素均会对测试系统的时间同步性产生较大影响,飞行试验数据处理过程中不能忽略。在此基础上开展了互换性试验和模拟装机条件下的时间同步性试验,并提出了飞行试验数据处理方法,为后续灭火剂浓度测试试验和机载灭火剂浓度测试设备小型化研发提供技术支撑。

考虑织布弹性的软着陆气囊缓冲特性研究

对缓冲气囊模型进行合理简化,从能量守恒和热力学基本方程出发,计入气囊织布弹性势能的影响,建立了缓冲气囊的物理解析分析模型,同时采用LS-DYNA对其有效性进行了验证。并基于该模型,进行了水平圆柱式气囊缓冲特性的研究。研究结果表明对于带固定排气口的水平圆柱式气囊,忽略织布弹性,得到的最大冲击过载值要比弹性织布气囊低,若织布的弹性模量小于0.2 GPa时,织布弹性对缓冲性能的影响更加突出。初始充气压力以及排气口面积对此类气囊缓冲特性同样有显著的影响。增加初始充气压力可以降低气囊缓冲过程中的最大冲击过载,但是有效载荷触地速度有所提高。排气口面积过小,释能不充分,气囊将发生反弹,排气口面积过大,能量转化不够,有效载荷触地速度较高。

软着陆气囊缓冲特性与参数设置的理论研究

将软着陆气囊的缓冲过程分解为绝热压缩和排气释能两个过程,从热力学和刚体动力学的基本方程出发,建立了软着陆缓冲过程的理论分析模型,并给出了缓冲响应的数值计算方法。针对立式软着陆气囊的参数设置和缓冲响应估计问题,给出了固定排气口型气囊和可控排气口型气囊相关参数的设计方法,同时以一个无人机模型的软着陆回收为例进行了缓冲响应仿真。基于简化模型及缓冲过程状态参数-时间特性曲线,分析研究了未设置排气口、固定型排气口与可控型排气口气囊的缓冲特性及其应用优劣,为工程与研究人员提供了气囊尺寸估算、缓冲系统性能预测、排气口面积选择与主动控制律设计的理论依据,研究结果具有明确的工程参考价值。

重装空投着陆缓冲稳定性分析

将重装空投软着陆过程分解为两个阶段分别考虑:气囊压缩缓冲阶段以及货台与地面接触碰撞阶段。在第一阶段,基于热力学方程及能量守恒原理,建立了气囊的缓冲模型,分析其缓冲特性,并得到货台与地面接触前的速度及姿态;在第二阶段,基于刚体动力学和接触动力学的方法,建立了货台与地面的碰撞模型,通过对具有水平速度的货台与地面的接触碰撞分析,得到货台碰撞后的速度和转角。通过典型算例分析计算了重装空投的着陆稳定性,并与试验结果进行了对比。