基于AVR单片机的某型飞机防冰系统检测仪设计

在飞机的维护工作中,对飞机防冰系统各部件进行性能测试和校验,是发现飞机防冰系统各部件异常的常用手段,对及时排除故障隐患,保证复杂气象条件下的飞行安全十分重要。本文采用AVR单片机及编码技术实现了某型飞机防冰系统中各部件的原位、离位性能参数的自动检测与校验;介绍了检测仪的软硬件设计、电阻信号及毫伏电压信号的实现方法;以C语言作为软件的开发语言,软件为模块化结构,增强了检测仪软件的可维护性及可扩展性。实验室和内场的检测结果表明,该检测仪提高了检测准确度和效率,满足了维护保障工作的急需。该检测仪已用于某型飞机防冰系统的维修保障工作中,实际应用效果良好。

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。

飞机防冰腔结构参数的重要性测度

分析了常见的3种飞机防冰腔结构,应用Gambit软件建立了双蒙皮防冰腔结构网格模型。采用Spalart-Allmaras湍流模型模拟热气在防冰腔内的流动状况,采用Fluent软件进行传热效率分析,建立了防冰腔结构参数对传热效率的重要性测度模型。通过随机响应面法建立防冰腔结构参数与传热效率的函数关系,采用低分散性抽样法求解防冰腔结构参数的重要性测度,建立了防冰腔结构参数的重要性测度分析流程。分析结果表明:当笛形管中心到外蒙皮的距离从35.15mm增加到38.85mm时,传热系数由0.505减小到0.463;当双蒙皮通道高度从2.85mm增加到3.15mm时,传热系数由0.495减小到0.476;当射流孔孔径从1.90mm增加到2.10mm时,传热系数从0.505减小到0.494;当射流孔角度从14.25°增加到15.75°时,传热系数从0.476增加到0.494。防冰腔结构参数的重要性排序依次为射流孔角度、笛形管中心到外蒙皮距离、射流孔孔径、双蒙皮通道高度,在防冰腔结构加工与装配过程中,需要重点考虑射流孔角度与笛形管中心到外蒙皮距离这2个参数。

某型飞机天线罩防冰装置的性能验证

通过对某型飞机天线罩电热防冰装置的性能验证研究，找到了一种适用于飞机各类防冰装置预设计和对已有防冰装置验证的方法。该方法验证的天线罩防冰装置已经经历了飞行的考验。

三维螺旋桨防冰热载荷分布研究

防冰热载荷分布预测是螺旋桨飞机防冰系统设计的关键,目前对螺旋桨飞机防冰热载荷的研究却十分匮乏。基于多参考系和Messinger热力学模型对三维螺旋桨进行了模拟,分析了防冰热载荷的影响。结果表明:防冰热载荷主要集中在叶片前缘,沿叶片展向先增大后减小;随着来流速度的增加,防冰功率及范围均先增大后减小。由于旋转效应的影响,迎角的影响可以忽略不计。此外,随着环境温度的降低,防冰功率呈线性增加。基于CCAR-25附录C规定的严重结冰条件,转速为660 r/min时,叶片的防冰范围在弦向上极限为2.1%,在弦向下极限为6.7%;防冰最大功率为9.5 kW/m2。单台螺旋桨防冰功率超过1.96 kW。本研究为螺旋桨飞机的表面防冰提供了科学的解释,为螺旋桨飞机防冰系统的安装提供了理论依据。

生物仿生表面防/除冰机理及在飞机上的应用进展

飞机表面结冰不仅会增加飞机质量,影响飞行控制,甚至会造成安全事故,是制约全天候飞行的重要因素之一。仿生防冰表面因其低滞后性、不粘接性、成核速度慢、粘冰强度低等优点,近年来受到广泛关注。这些仿生防冰表面如超疏水表面、注入液体的光滑多孔表面和准液膜表面在结冰的各个阶段都实现了优异的防冰性能。然而,对于恶劣的环境,仍然存在许多问题和挑战。本文从结冰过程出发,从仿生的角度综述了结冰成核、液体反弹和结冰粘附的机理,防结冰的应用进展和瓶颈问题。随后,分别对主动式,被动式,主动、被动式一体化防冰技术的可靠性和发展前景进行了探讨。

飞机除冰/防冰液的流变特性研究

使用Brookfield粘度计对非牛顿流体型飞机除冰/防冰液的流变性进行了研究,通过对飞机除冰/防冰液剪切速率和剪切应力的测量和数据拟合,发现在中等剪切速率条件下,飞机除冰/防冰液符合幂律流体的流变特性;在剪切率趋近于0和趋近于无穷大时,飞机除冰/防冰液的粘度都是趋近于一个固定值,据此推导出新的流变方程,新流变方程能在整个剪切速率范围内很好的反应飞机除冰/防冰液的流变特性。

飞机防除冰方法的总结与探究

飞机防除冰一直是飞机设计以及安全性验证主要研究课题。从飞机结冰的基本原理出发,综述了近年来防除冰系统的研究成果,按条理详细总结了目前应用于飞机的两大除冰方法和四大防冰方法,同时在热气防冰的基础上,借鉴发动机涡轮叶片的"气膜冷却"技术,提出一种新的更有效的"气膜防冰"技术。飞机防除冰的相关梳理与探究对飞机的安全运行有着重要意义,具有较大的研究价值。

基于疏水功能表面的飞机防覆冰机理研究进展

如何规避飞机结冰产生的飞行安全隐患一直是航空领域的重要问题。近年来,疏水材料表面被动防覆冰概念被提出并快速发展起来。首先介绍了在液滴冲击阶段防止表面结冰的机理及方法,系统综述了包括减少水滴与表面接触时间以及减少冰核形成时间的研究方案。又进一步介绍了液滴结冰后的防覆冰机理,综述了通过优化疏水表面性能及微纳结构形貌减小冰黏附力的研究进展。最后对疏水表面防覆冰的发展趋势进行了展望。

基于CFD的水收集系数及防冰表面温度预测

利用计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynam ics)软件FLUENT,对二维机翼在结冰气象条件下飞行时的水收集系数,以及防冰系统工作并达到稳定后的防冰表面温度进行了计算.水收集系数计算采用FLUENT中的欧拉两相流模型以及用户自定义函数.特定飞行条件及热气防冰系统结构下的防冰表面平衡温度分布预测采用防冰腔内外热流耦合的方法.所得结果和理论分析一致,表明了利用FLUENT可以有效的进行防冰研究,包括水收集系数及防冰表面温度的预测,为今后进一步研究设计热气或电热防冰系统打下基础.

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。

电脉冲除冰系统的结构力学性能分析

电脉冲除冰(EIDI)作为一种电动-机械式除冰系统,具有广阔的应用前景。本文采用线圈和金属平板组成的电脉冲系统作为EIDI结构动力学模型的研究对象,基于有限元分析软件MSC/NASTRAN,建立了一套针对典型平板-线圈结构的EIDI系统结构动力学仿真模型,研究了模型的固有特性(模态与频率)与时域响应分析,并开展了仿真模型的实验验证。研究了基于模型的EIDI系统结构动力学特性,重点关注最大应变和位移在空间的分布规律,并讨论了电容、电压等放电参数的影响。研究表明,电脉冲作用下,平板最大位移分布特性近似"马鞍型",提升电容和电压可以增大脉冲力峰值和结构变形量,同时减小固定位置处的应变。

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。

超疏水表面的过冷水滴捕获规律研究

飞机在飞行过程中经常面临结冰危险,具有迫切的防冰需求,高效节能的超疏水电热复合防冰蒙皮具有广阔的应用前景,但目前设计流程中尚未考虑超疏水表面过冷水滴收集特性。为充分发挥超疏水表面对飞机防冰系统的作用,本文设计了一套液滴直径与流量可精准控制的喷雾装置,确定了过冷水滴捕获率试验的方案,并结合传热及表面特性相关理论总结了不同试验条件下表面捕获率变化规律。试验结果表明,在一定环境条件中,超疏水表面与聚酰亚胺(PI)表面的过冷水滴捕获率相对值保持稳定,约为25%。结合热传递及受力分析,超疏水表面能够有效减少水滴在表面的停留总量及停留时间,从而降低过冷水滴捕获率。本文为新一代超疏水电热复合蒙皮的防冰功率精确设计与能耗优化提供了依据,对保证恶劣环境下无人机正常工作具有重要意义。

非牛顿型飞机除冰/防冰液增稠体系及增稠机理研究

通过对比不同种类增稠剂的性能,按照非牛顿型飞机除冰/防冰液对黏度的特殊要求,筛选出可用于非牛顿型飞机除冰/防冰液增稠的增稠体系。采用Brookfield DV型旋转黏度计测定多种飞机除冰/防冰液剪切后的黏度,分析不同增稠体系的除冰/防冰液经不同程度剪切后的黏度变化趋势以及不同增稠体系的除冰/防冰液的增稠机理,结合目前民用航空市场上各种非牛顿型飞机除冰/防冰液的调研情况,综合评价了最适合用于飞机除冰/防冰液增稠体系的增稠剂。

水滴撞击特性的重力影响分析

以NACA0012翼型为研究对象,采用拉格朗日法分析了重力对水滴撞击特性的影响,获得了过冷大水滴(SLD)的撞击特性。计算结果表明:当水滴直径超过50μm时,重力对水滴轨迹以及极限轨迹的初始位置影响很大;SLD的水收集系数和收集区域都较直径为10～40μm的水滴(美国联邦航空条例FAR25部附录C规定的防冰系统设计用水滴直径范围)有较大幅度的提高,该结论可为飞机防冰系统的设计以及冰风洞中喷嘴安装位置的确定提供参考。

PC/104在航空试飞测试系统中的应用 研祥104产品事业部

系统概述研祥智能PC/104产品线最新推出的104-1623CLDN,可广泛应用于机载(航空)、舰载(航海)等领域中,104-1623CLDN主板与外围采集卡搭配方案在与某飞机工业公司"飞机防冰系统试验项目"中大显身手。

冰风洞试验研究

冰风洞试验是开展飞机结冰以及防冰系统性能试验研究的最基本手段。在了解国内外冰风洞试验研究发展情况和冰风洞试验相似准则的基础上,对基于压缩空气源的小型直流式冰风洞进行了总体设计。主要对风洞洞体结构、供气系统和结冰气象参数模拟系统进行了设计和研制,为该风洞的调试打下了基础。

欧盟资助过冷大液滴结冰检测项目

一项由欧盟资助的,旨在改善飞机防冰性能的研究项目——SENS4ICE,正在准备进行结冰风洞试验,以测试一种能检测由过冷大液滴(SLD)引起结冰的系统。在某些天气条件下,温度低于0°的高空大气中存在着直径大于50μm的水滴。这些过冷液滴在大气中保持液态,只有当它们与飞机表面接触时才会结冰。这可能导致在飞机升力面形成积冰,对飞机的气动特性产生不利影响,在极端情况下可能会造成飞机失速。

简化角冰冰形对翼型绕流流场结构的影响

机翼前缘结冰会改变机翼的气动轮廓并影响整体的空气动力学性能.研究简化角冰冰形对翼型绕流流场结构的影响可以为飞机防冰设计提供有价值的参考.采用粒子图像测速技术,在低速直流风洞中对覆盖不同角冰冰形的翼型在不同攻角时的流场结构进行了详细的实验测量.实验对象包括三种简化的冰形和原始冰形.结果表明,在本研究范围内,覆盖简化冰形的翼型和覆盖原始冰形的翼型在流场参数上的最大差异为35.11%.与原始冰形相比,覆盖简化的角冰冰形的翼型流场中的分离泡距离翼型前缘和后缘更远.在三种冰形简化方法中,将冰角简化成矩形并在冰角之间添加抛物线的连接方式具有比较好的简化效果.在选定的两个区域中,这种简化冰形和原始冰形在翼型绕流流场的参数平均值的差异在14.88%之内.