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。

不同云微物理方案对飞机结冰气象条件预测评估分析

飞行安全在复杂气象条件下易受结冰影响而受到威胁。能够结合地形特征并准确预测结冰气象条件是保障飞行安全的重要因素。本文利用中尺度天气预报模型模式,以4种不同的云微物理方案组合对美国华盛顿山地区的两次结冰事件进行了数值模拟。结果表明:预测的液态水含量和温度与现有文献匹配较好,而Morrison方案组合在误差分析中表现最佳。此外,讨论了水平分辨率和云微物理方案对液态水含量和云中液滴平均有效直径预测的敏感性。由于地形所引起的垂直运动是产生云水的主要动因,较高的水平分辨率能够做出更为准确的预测。最后利用IC指数对结冰强度进行了分析,表明结冰严重程度具有明显的时空多变特性,以及对云微物理方案的敏感性。本文工作有望加强对云微物理方案的理解和认识,并为选择适合的云微物理方案进行结冰天气预测提供了依据。

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。

飞机结冰特性及防除冰技术研究

了解结冰对飞行的危害、预测结冰的特性和发展防除冰方法,对于保证飞行安全极为重要。阐述结冰的形成及其严重程度度量方法,分析结冰对飞机气动、操稳及起降特性的影响,总结现有的飞机防冰与除冰技术,并对飞机防冰试验进行综述。考虑到带冰飞行是不可避免的,强调容冰技术对于保障安全飞行的重要性,并给出结冰条件下的操纵建议。研究表明,影响飞机结冰的因素不同导致结冰严重程度上存在差异,结冰对飞机特性影响较大,导致飞行性能下降,而防除冰技术的使用及容冰能力的提高对于确保结冰条件下的飞行安全意义重大。

民用飞机结冰研究相关技术及进展

飞机结冰是影响飞行安全的重要因素之一,结冰研究对分析民机安全性、适航性等具有重要意义。简述了飞机结冰形成机理以及对飞行特性的影响,描述了按结冰部件、结冰物理过程和几何形状的结冰分类形式,介绍了结冰研究的三种主要方法,分析了与结冰相关的应用研究,包括防/除冰方法和适航验证技术,最后对飞机结冰研究进行了讨论和展望。

飞机结冰引起的飞行动力学问题探讨

飞机在结冰后,飞行性能、稳定性、操纵性都受到不同程度的影响,对这些问题进行了阐述,并分析了其原因。为定性地说明问题,给出了一些算例和试飞数据。最后,概要性地分析了结冰后的飞行动力学问题,并展望了以后的研究方向。

谐振式飞机结冰探测传感器仿真及实验研究

为实现飞机表面积冰厚度非接触式高精度测量,建立压电传感器、铝板及冰层组成的有限元仿真模型,通过机电阻抗分析法研究了飞机结冰厚度对系统谐振频率及阻抗的影响规律,获得压电传感器设计参数;搭建地面冷环境实验平台,采用阻抗分析仪测量不同结冰温度和积冰厚度作用下的系统谐振频率。结果表明:基于压电传感器的谐振探测法能够有效测量基体表面0.2~5 mm厚度的冰层,可有效测量不同温度下积冰厚度;系统谐振频率与结冰温度及基体表面结冰厚度成反比关系,而系统电阻抗与结冰厚度成正比关系。

飞机结冰风洞试验模拟研究

论述了飞机结冰风洞试验的必要性;阐述了结冰风洞试验方法;给出了相似准则和模拟参数计算结果及分析;讨论了飞行高度和大尺度水滴模拟问题。

飞机结冰传感器安装位置确定方法

结冰传感器的安装直接决定了冰的探测效果,在飞机设计阶段往往要耗费巨大的工作量来确定合适结冰传感器安装的位置。本文提出了一种高效确定结冰传感器安装位置的方法,其基本思路是采用数值计算的手段,获得不安装结冰传感器飞机流场的水滴容积分数分布;再根据水滴收集率的定义,得到传感器拟安装区域不同位置的水滴收集率,并与机翼表面的水滴收集率对比;从保证传感器可以起到预警作用的角度出发,进而给出传感器的安装位置。采用该方法对某型民航客机进行了分析,给出了该型飞机适合安装传感器的区域。在此基础上,将传感器加载到对应位置进行数值仿真验证。仿真结果显示:传感器探头处的水滴收集率与不加载传感器时该位置的水滴收集率基本一致,均大于同等条件机翼上的最大水滴收集率,符合飞机的结冰防护需求。本文方法可普遍应用于运输类飞机设计,有效提高结冰防护系统设计的效率。

基于声表面波技术的飞机结冰预警系统研究

飞机结冰严重影响飞行安全,现有结冰传感器都只在飞机结冰后才进行告警。利用声表面波结冰传感器及声表面波温度传感器设计了飞机结冰预先告警系统。研究了声表面波结冰传感器的原理,并设计了传感器信号的告警逻辑关系,通过等效电路对无线声表面波冰传感器进行仿真。仿真结果表明,声表面波飞机结冰预警系统可用以降低结冰信号的虚警率。

飞机结冰包线保护对开环飞行性能影响与仿真

在所有的飞机失事事故中,由于飞机结冰造成的灾难是很重要的因素之一。为了解决飞机结冰后造成的飞机失速迎角减小以及飞行包线萎缩等安全隐患,通过引入结冰参数等,采用一种简化的飞机结冰模型的方法来仿真。仿真计算各种输入或者扰动下,结冰飞机纵向各项性能响应。通过在线计算结冰失速迎角,建立开环状态下飞机包线保护系统,实时反馈失速迎角告警信息以提醒飞行员操作,从而保证飞机飞行的安全。仿真计算表明,该方法行之有效,而且概念清晰,计算简便,可以在实验条件不足的情况下,为仿真研究提供一种良好的方法。

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要。研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正。研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应。仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑。

飞机结冰数值仿真软件开发

飞机结冰识别精度问题,针对结冰软件在模块集成和面向用户方面的特点,为了改善结冰性能的仿真计算,提高计算效率,研究了适用于结冰软件的开发方法,引入动态链接库思想和混合语言编程技术,将整个结冰计算过程实现模块化编程,并将各个模块转化为单独的动态链接库文件。根据MFC框架编写了控制模块计算的仿真平台,在平台中实现了数据存储、模块通信、结果显示等功能,同时引入了两种执行方式以适应多步长冰层增长的仿真。选取了NACA 0012翼型为计算模型,测试了所开发软件的计算能力,发现软件能够稳定地反复自动执行各个模块。研究发现,改进方法不仅提高了计算效率,而且各个模块程序也便于独立更新,同时很好地验证了结冰预测冰层增长的有效性和识别精度。

飞机结冰在线辨识方法研究

开展飞机结冰气动特性在线辨识研究,不仅可以用于分析结冰对飞机气动特性的影响,而且对于飞机结冰在线识别具有重要的意义。近年来卡尔曼滤波和H_∞算法在飞机结冰在线辨识中应用较多,二者均具有可靠性高、收敛快等特点,但对于噪声环境下算法的可靠性和精度评估还不够充分。本文针对飞机结冰在线辨识需求,探讨了扩展卡尔曼滤波和H_∞算法作为结冰在线辨识算法的应用。首先通过NASA双水獭结冰研究飞机算例,利用扩展卡尔曼滤波和H_∞算法,辨识双水獭飞机结冰后的俯仰方向导数,通过考虑阵风扰动和测量噪声后的仿真数据快速估计该飞机俯仰方向上的三个稳定和控制导数,并将辨识结果与参考值对比,发现两种算法均能在2s之内快速收敛到参考值附近,且滤波得到的状态量与仿真数据吻合较好,说明算法可靠性高且收敛快,具备飞机结冰在线探测的能力。在此基础上利用不同测量噪声统计特性的仿真数据,评估测量噪声对两种算法辨识精度的影响,经分析发现随着测量噪声标准差取值增大,扩展卡尔曼滤波辨识结果精度明显降低,而H_∞算法的辨识精度变化较小,说明扩展卡尔曼滤波辨识精度依赖于噪声先验信息的准确性,而H_∞算法不依赖于噪声先验信息,即使数据质量较差,H_∞算法也能得到精度相当的辨识结果。

飞机结冰气动参数综合检测方法研究

飞机在飞行过程中会遭遇结冰问题,对飞机安全造成严重危害。通过检测飞机结冰参数,改变飞机控制律的方法,将成为解决飞机结冰问题的重要手段之一。通过引入飞机结冰参数模型,并定义两种不同严重程度的结冰情况下的结冰严重因子随时间变化曲线。分别介绍了利用H∞参数识别方法检测"时不变"与"时变"结冰气动参数,并将两种方法综合起来仿真计算。从而利用两者的优点,可以解决飞机结冰参数在线识别困难的问题。仿真计算结果达到满意的效果,对于减少检测方法的延时问题十分有效。

飞机结冰时不变参数识别技术

随着飞机结冰问题受到的关注程度的提高,飞机结冰问题研究向智能结冰检测与控制综合的方向发展。而其中的首先需要解决的问题是飞机结冰参数检测技术。通过引入飞机六自由度仿真模型以及飞机结冰参数模型,然后利用H∞参数识别方法定量检测的飞机气动导数,从而可以定量描述飞机结冰后气动导数变化。将飞机气动倒导数作为检测对象,进行了仿真计算。仿真计算结果达到满意的效果,该识别方法对外界扰动有一定的鲁棒性。

基于特征提取的飞机结冰严重程度识别

飞机结冰会影响飞机飞行的各项性能指标,严重威胁飞行安全,但是飞机的结冰信息难以全面获取,因此提出一种基于特征和支持向量机的飞机结冰严重状态分类的算法。获取多个结冰传感器的信息构成测量向量并提取其特征,采用主要飞行参数构造飞机结冰严重状态特征空间,并建立多个支持向量机进行飞机结冰状况分类。该方法建立测量向量与飞机结冰严重状态之间的联系,能对飞机空中结冰严重程度作出较好的识别。

飞机结冰对飞行安全的影响

飞机结冰是飞行中普遍存在的一种现象,也是造成飞行安全事故的主要隐患之一。本文简述了飞机在飞行中结冰的形成机理,描述了按结冰部位、结冰物理过程和几何形状的结冰分类形式,分析了飞机结冰对飞行性能的影响,最后对飞机防冰、除冰的方法进行了讨论。

飞机结冰对于飞行安全的重大危害分析

飞机在飞行过程中穿云时某些气象条件下容易在机体结冰,飞机结冰后飞机的飞行性能会受到巨大影响进而威胁到飞行安全。本文就对飞机在飞行中的结冰条件,结冰类型以及结冰对飞机气动性能的影响和对飞机防冰除冰进行了分析讨论。

美国SAE飞机结冰研究标准综述

美国国际自动机工程师协会(SAE International)编制了一系列飞机结冰研究成果标准。本文简述美国飞机结冰研究发展历程;分析美国飞机结冰研究标准体系现状;重点梳理和介绍10个SAE飞机结冰试验研究技术成果标准。目的是为规划我国结冰试验研究工作和标准制定提供参考。