超疏水电热薄膜对溢流冰的抑制效果探究

溢流冰会对飞行安全与操纵品质造成重大影响。本文将电热方法与超疏水表面法二者结合,探究超疏水电热薄膜对溢流冰的抑制效果。以聚酰亚胺为基底,制备了超疏水电热薄膜,进行了润湿性能测试,证明制得的薄膜具有良好的超疏水性。对超疏水电热薄膜进行了冰风洞试验验证,证明了超疏水电热薄膜在多种结冰环境下对溢流冰均有明显抑制作用。通过分析液滴与薄膜表面的微观接触界面对液滴脱离表面能量的影响,探究了超疏水表面抑制溢流冰的原理。超疏水表面微纳结构凸起的存在,使得液滴与薄膜间的实际接触面积大大减小,从超疏水电热薄膜表面分离液滴所需的能量远远小于普通电热薄膜表面。综上,超疏水表面在防止溢流冰方面表现出显著的优势,在飞机防冰领域具有潜在应用前景。

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。

基于合成射流的机翼溢流冰防护实验

为了解决电加热防/除过程中,机翼前缘溢流水流至防护区后侧形成冰脊影响飞行安全的问题,提出一种电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘,通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度,防止过冷水滴在机翼前缘冻结,合成射流出口位于电加热系统防护区下游,通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹,防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。在结冰风洞中,通过实验研究了液态水含量、环境温度和合成射流速度对电加热与合成射流复合式防冰性能的影响。实验结果表明:电加热与合成射流复合式防冰系统在设计的结冰气象条件下,不仅能够保持机翼前缘不结冰,还能消除机翼后表面的冰脊。

大粒径过冷水溢流结冰的翼型气动影响分析

大粒径过冷水滴超出了适航条例25部附录C的范围,撞击在机翼表面后可形成溢流脊状冰,危害飞行安全,但目前对于溢流结冰的气动性能影响尚未研究清楚。采用结合雷诺应力模型的数值方法,计算了NACA23012m的溢流结冰翼型的最大升力系数和失速迎角,与Lee的实验结果符合较好,证明了该方法可用于分析溢流结冰翼型引发的流场分离。针对溢流冰脊对不同翼型影响程度差别较大的特点,对大型客机机翼超临界翼型及平尾翼型上的溢流积冰气动力进行计算,得到结论:超临界翼型在受到溢流冰脊影响时提前发生气动分离,气动性能大幅下降;平尾翼型受溢流冰脊影响较小,在大迎角下流动分离区减小。研究内容对大型客机的设计与适航审定具有一定指导意义。

民用飞机发动机防冰性能指标定义与计算

在防冰系统设计时,通常使用防冰表面温度作为性能指标。对于湿蒸发的防冰系统,表面温度衡量指标无法直观的表达防冰表面未冻结水的溢流情况。本文在使用防冰表面温度作为一般性能指标的基础上,采用溢流冰尺寸作为短舱防冰系统性能另一指标的评估方法,并根据发动机实际吞冰能力和发动机尺寸结构将结冰量等效为结冰厚度,同时给出溢流冰厚度的计算算例。