Numerical simulation of ice accretion in supercooled large droplet conditions

The simulated methods for ice accretion on two-dimensional airfoil surface are established completely under the Eulerian framework in supercooled large droplet(SLD) conditions. The two-dimensional code to solve the partial differential equations(PDEs) of droplet phase is derived to simulate the impingement characteristic of SLD. Also, several semi-empirical models which explain the droplet-wall interaction are compared and discussed to show respective features when simulating the splashing phenomenon. In particular, a new boundary condition for wall called penetrable wall for splashing droplet(PWSD) is proposed to deal with the impingement of SLD on solid surface, which efficiently improves the accuracy of simulation. Then the improved impingement characteristic of SLD is input into the extended mass and heat transfer model to simulate the ice growth on airfoil surface. The multistep advanced method is carried out to better match the physical phenomenon of ice growth. At last, the simulated results of critical parameters: local droplet collection efficiency and the height of ice growth are compared with the experimental data which verify the applicability of proposed models.

水滴在气流中变形破碎过程的数值模拟研究

针对水滴在结冰风洞实验中加速过程内易发生破碎而导致试验段内水滴粒径分布难以符合结冰气象条件的问题,利用流体体积(VOF)方法,模拟了直径为100、200、400、600、800、1000μm以及1200μm的水滴在不同气流速度作用下(20、50、80 m/s)的变形破碎情况.结果表明:在20 m/s气流作用下,直径为600μm的水滴不发生破碎;当风速为50 m/s时,直径为100μm的水滴不发生破碎;随着韦伯数增加,最大不稳定波波长也随之增大,水滴的破碎模式从袋状破碎变为包-蕊状破碎,随后转变为蕊-层状破碎,进一步转变为剪切破碎.水滴的破碎形式包括袋状破碎、包-蕊状破碎、蕊-层状破碎及剪切破碎,会对面积最大的液滴与初始液滴面积之比有较大影响.在初始水滴直径相同的条件下,入口速度越大,破碎后的面积比越大.

过冷大水滴动力学行为对翼型结冰的影响分析

过冷大水滴(SLD)是极端危险的飞行环境之一。因大粒径水滴独特的动力学行为变形破碎、飞溅反弹,传统结冰计算方法难以准确地反映SLD结冰情况。采用Navier-Stokes方法求解流场、Euler方法计算水滴撞击、Shallow Water模型模拟结冰,并与NASA实验结果进行了对比验证方法可信。结果表明:SLD动力学行为对结冰和冰形影响较大。其中,变形破碎改变了水滴运动轨迹和撞击范围,降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小2.83%、2.13%;飞溅降低了驻点附近水滴收集率,导致前缘积冰量减少8.09%;反弹显著降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小30.69%、20.01%;撞击后飞溅反弹二次水滴再入流场使得上下结冰极限增加6.14%、3.71%。同时,与干净翼型相比带冰翼型空气动力学性能严重退化,在相同迎角下,升力更小、阻力更大、气动效率更低。

我国飞机试飞气象保障服务的发展现状与展望

随着我国航空工业的发展,特别是国产民机型号研制的不断突破,飞机试飞气象保障服务与技术研究不断受到各界的重视。飞机试飞场景特殊性、高风险性、复杂性的特点,对气象服务提出了全新的要求。本文阐述了试飞气象保障服务的主要内容,结合在保障型号取证试飞过程中的里程碑事件和重点科目,分析了当前试飞气象保障服务的发展现状,并考虑到未来随着飞机制造和试飞事业进一步发展的需求,以飞机结冰和颠簸为例,讨论了下一阶段试飞气象保障技术研究的重点方向,希望能为将来更好地保障国产大飞机事业发展提供气象参考意见。

双梭型SLD探测器结冰特性研究

探头式结冰探测器为主流民航或运输类飞机所采用,其用于探测常规水滴结冰条件的技术手段已相当成熟,但探测器对于过冷大水滴(SLD)结冰条件探测和识别能力尚需探索和研究,针对具有双梭型气动外形的结冰探测器,研究其在SLD和常规水滴条件下探头表面的结冰特性,结合过冷大水滴在撞击区域、运动轨迹方面的特性分析了双梭探头构型的设计原理,采用三维结冰数值模拟软件FENSAP-ICE进行空气流场、水滴场和结冰量的数值计算,获得了不同水滴直径下探测器表面的结冰分布,研究了带攻角的典型工况下对水收集和结冰特性的影响,基于光纤传感器的探冰原理,在冰风洞试验中获取探头表面不同位置处的结冰信息,并与仿真结果进行对比,研究表明:该探头构型在SLD和常规水滴结冰条件下具有明显不同的结冰分布,可以通过探测器不同位置处的结冰情况判断是否存在SLD结冰条件。

基于水滴收集特征的SLD探头外形参数化设计与仿真研究

面对过冷大水滴(Supercooled large droplet,SLD)结冰环境,行之有效的结冰探测手段是实施规避策略、尽快脱离SLD结冰环境的先决条件。针对一种面向SLD环境探测需求的双碰撞面探头,考虑基于SLD动力学模型,模拟分析探头水滴收集特征进行探头外形参数化设计研究,研究影响探头区分SLD环境的关键几何参数,从而为探头外形设计提供参考依据。对选定的探头外形仿真计算结果表明,在常规水滴条件下,结冰主要发生在探测器的第一碰撞面,第二碰撞面上的结冰厚度很小,与第一碰撞面之间存在明显差异;而在SLD条件下,冰层在第一及第二碰撞面上均有累积。不同直径的水滴撞击到探头不同位置,形成累积特征迥异的结冰形态,验证了探头外形参数化设计方法应用于SLD环境探测的有效性。

民机SLD结冰研究和适航验证的发展与挑战

为推动过冷大水滴(SLD)结冰适航验证工作的开展,首先从SLD异常结冰微观机理、结冰后飞行性能评估方法和SLD结冰安全防护技术3方面,系统综述了国内外对SLD结冰问题的研究进展;其次结合常规结冰条件下的民机结冰适航验证思路,对SLD结冰的适航验证方法进行了探索;最后,针对未来SLD结冰研究和适航验证工作面临的挑战,提出理论研究与工程实践相结合、加强临界条件验证能力建设、推动SLD结冰适航标准和程序修订的建议,以此突破SLD结冰研究和适航验证面临的瓶颈,解决民机研制和取证中的关键问题。

冻细雨分布匹配的量化评估方法

为实现过冷大水滴(Supercooled large droplet,SLD)结冰条件中冻细雨结冰条件的精细化匹配,本文通过分析美国联邦航空管理局颁布的14CFR25附录O中给出的冻细雨液滴尺寸分布,提出了冻细雨分布匹配的量化评估方法。该评估方法引入标准化质量分数概念,计算测量值与冻细雨液滴尺寸分布之间的匹配偏差因子,采用Rosin-Rammler分布函数构建最优匹配累积分布函数,以此作为匹配偏差最小阈值,量化评估液滴尺寸匹配程度。基于新型喷雾测试平台和自研的空气辅助雾化喷嘴Model 1和Model 2,采用该方法对冻细雨条件开展匹配和评估研究。研究结果表明:针对冻细雨(水滴中值体积直径(Median volumetric diameter,MVD)<40μm)条件,液滴尺寸分布匹配偏差最小阈值F_(c)=11.82%,Model 1+Model 1和Model 1+Model 2组合匹配偏差因子F分别为24.08%和22.02%,匹配程度均评价为“中等(Fair)”。针对冻细雨(MVD>40μm)条件,液滴尺寸分布匹配偏差最小阈值F_(c)=3.76%,Model 1+Model 1和Model 1+Model 2组合匹配偏差因子F分别为22.78%和14.89%,其中Model 1+Model 1组合匹配程度评价为“中等(Fair)”,而Model 1+Model 2组合匹配程度评价为“良(Good)”。

过冷大水滴结冰多参数敏感性分析

过冷大水滴结冰现象对飞机的安全运行造成了严重的威胁。本文采用Sobol序列采样法、径向基函数法、Sobol’s敏感性指数分析法对结冰表面粗糙度、冰密度、有无蒸发、水滴尺寸分布、步长数进行分析,通过单一参数的一阶敏感性指数表征其对冰形参数的影响程度,通过总敏感性指数比较上述参数之间的相互作用对结冰冰形或结冰量的影响。研究发现,翼型前缘冰形特征参数对上述各参数的敏感性存在一致性规律,均受结冰表面粗糙度影响最大,总敏感指数大于0.4761,而受步长数影响最小,约为0.2,其余参数的影响程度从大到小依次为蒸发、水滴尺寸分布和冰密度.

3m×2m结冰风洞试验技术新进展(2020-2022年)

3 m×2 m结冰风洞是我国“十一五”国家重大科技基础设施,也是国际上尺寸最大的非季节性结冰风洞。自2013年建成以来,已经完成了70余项试验,有力支撑了我国飞机的自主研制和适航取证。本文首先介绍了3 m×2 m结冰风洞的组成和特点,其次重点阐述了2020年至2022年间风洞试验能力和试验技术的若干新进展,通过发展双闭环自适应温度控制技术、多路热气供气防除冰试验技术、冰形在线测量技术、发动机进气精确模拟技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等,使风洞的温度场模拟能力、热气防冰试验能力、冰形测量能力、进气模拟能力和直升机旋翼结冰试验能力得到增强,综合试验效率显著提升。最后,针对大型结冰风洞过冷大水滴试验面临的挑战,对下一步试验技术的发展进行了展望。

面向过冷大水滴适航验证的结冰探测技术研究

过冷大水滴(Supercooled large droplet,SLD)结冰超出了常规防除冰系统的防护范围,是一种更为严重的结冰情形,极大地影响着飞行安全。在美国联邦航空管理局14 CFR 25.140条款中明确提到为保证飞机在SLD结冰条件下的安全运行,首先且必须要对SLD结冰气象环境进行探测。由于水滴破碎会改变水滴运动轨迹和表面撞击水分布,使水滴撞击极限变小,而水滴飞溅对结冰极限位置影响不大,因此本文通过研究大、小粒径水滴在飞机上收集范围不同的特点,提出一种可以满足SLD结冰适航符合性的结冰探测技术。该结冰探测技术采用常规结冰探测器,根据水滴收集范围将其布置于不同敏感结冰部位,可以实现全剖面飞行的结冰环境探测。

冰风洞过冷大水滴云雾水滴质量分布模拟

准确模拟过冷大水滴(Supercooled large droplet,SLD)云雾水滴质量分布是最新的结冰适航条款要求,也是当前冰风洞试验技术难点。以14CFR 25部附录O规定冻毛毛雨水滴累计质量分布曲线为目标,在冰风洞中开展过冷大水滴结冰条件模拟研究。基于水滴质量分布要求进行大水滴云雾与小水滴云雾匹配性分析,并在FL-61风洞喷雾系统现有条件下开展大水滴喷嘴喷雾性能测量,将生成的具有不同液态水含量(Liquid water content,LWC)和体积中值直径(Medium volume diameter,MVD)特征的云雾参数组合,在试验段中心位置生成了水滴质量分布曲线接近附录O规定的冻毛毛雨条件。研究结果表明,采用分别模拟相应水滴质量分布的大水滴和小水滴云雾,再进行组合喷雾能够较好地预测和指导在冰风洞中构造大水滴云雾,同时验证了在冰风洞内能够采用两种喷嘴模拟水滴质量为双峰分布云雾条件的可行性。

不同参数对带粗糙冰翼型绕流流场结构影响的实验研究

粗糙冰会改变翼型前缘轮廓从而影响翼型整体的气动特性.研究过冷大水滴结冰条件下产生的粗糙冰对翼型绕流流场结构的影响可以为飞机的防/除冰设计提供参考.利用粒子图像测速技术在低速直流风洞内对表面覆盖粗糙冰的翼型模型的绕流流场结构开展了详细的实验测量研究,主要探究了粗糙冰对涡量和标准化雷诺应力分布的影响.研究参数包括雷诺数、粗糙冰的粗糙度和翼型的攻角.结果表明:随着雷诺数增大,带冰翼型尾流处的涡量范围和数值增大,标准化雷诺应力值略微减小;粗糙冰的存在降低了翼型近壁面处气流速度,增加了尾流的涡量并严重影响切应力分布;与光滑翼型相比,粗糙冰会使气流提前分离,且分离泡内的气流速度波动更剧烈.

发动机进口旋转部件的三维积冰数值模拟

飞机在过冷大水滴条件下运行时,受科里奥利力和离心力作用的发动机旋转部件会表现出与静止部件不同的积冰特性。本文考虑了过冷大水滴的终端沉降速度、变形破碎和飞溅反弹动力学特性,并采用多重参考坐标系方法处理旋转条件下的流动和传热,对发动机进口部件包括进气道唇口、整流罩和风扇叶片的液滴撞击及积冰特性进行了三维数值模拟。转速为0、2 000和4 100 r/min情况下的模拟结果表明,随着转速的增加,进气道唇口上的积冰从唇口内表面向其外表面移动。此外,旋转叶片上的积冰主要集中在叶片根部位置,且积冰量随转速增加而减少。进气道唇口和整流罩上的冰层厚度随转速的增加而增加,转速为4 100 r/min下的进气道唇口和整流罩上的最大积冰厚度与静止状态相比分别增加了0.27倍和2.46倍。此项工作能够为后续的防/除冰技术发展提供参考。

结冰风洞过冷大水滴结冰条件模拟能力综述

结冰风洞是进行飞行器等结冰现象及防/除冰装置研究的重要地面模拟设备。随着过冷大水滴结冰现象对飞行性能及防除冰装置设计影响的重要性日益显现,以及过冷大水滴结冰条件适航标准的提出,亟需在结冰风洞中发展SLD结冰条件的模拟能力。本文分析了CFR14-25部附录O中所确定的SLD结冰条件及其对结冰风洞的相关模拟能力所提出的要求;介绍了目前国外几座具有典型代表意义的结冰风洞及气动中心的结冰风洞在发展SLD结冰条件模拟能力方面所取得的成果及所面临的问题。本文认为过冷大水滴的产生及其与云雾颗粒在风洞内的湍流混合、超大尺度的水滴在气流中的过冷以及宽滴谱范围的颗粒度分布测量等问题,是在发展SLD结冰条件模拟能力方面所面临的关键技术问题,提出了中国空气动力研究与发展中心在发展结冰风洞SLD模拟能力方面所采取的技术路线及关键技术解决方法。

过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究

对比常规水滴,过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。在常规水滴结冰过程数值模拟基础上,针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解N-S方程获得空气流场,用拉格朗日法求解水滴流场,基于改进的Messinger热力学模型完成结冰过程模拟;对于过冷大水滴,采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型,对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响;通过数值模拟获得了水滴Langmuir D分布的撞击特性及结冰计算结果,研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。通过一些典型结冰算例的数值模拟,并与参考文献结果及实验数据的对比分析,说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。

粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律研究

为研究表面粗糙度对水滴撞击飞溅特性的影响,在不同温度、不同粗糙度表面条件下开展了水滴撞击飞溅动力学实验。实验通过高速摄像机,观察记录了水滴撞击不同粗糙度表面时,飞溅子液滴的直径、反射角度与速度等信息,由此分析了表面粗糙度对水滴飞溅特性的影响规律。研究结果表明:在一定撞击参数K范围,子液滴直径主要受粗糙度的影响,表面越粗糙,子液滴平均直径越大;粗糙度对子液滴法向和切向速度的影响呈现出相反的规律;子水滴无量纲角度与粗糙度St呈现正相关,尽管在St>0.1时,温度影响开始出现,但相比粗糙度仍然是小量。

水滴撞击飞溅效应对过冷大水滴结冰影响研究

过冷大水滴(SLD)结冰的结冰量较大、位置靠后且容易形成复杂冰型,对飞机气动性能和飞行安全具有更大危害性。在结冰过程数值模拟的基础上,针对SLD条件下水滴撞击的飞溅效应及其对成冰过程影响进行研究。采用结构化网格和中心有限体积法求解N-S方程获得空气流场,运用拉格朗日法求解水滴流场,基于改进的Messinger热力学模型进行翼面结冰模拟。对SLD结冰,采用飞溅碰撞模型,分析了水滴飞溅现象及其对SLD结冰过程的影响,完成了典型翼型结冰算例的数值模拟和分析讨论,与参考文献和试验结果的对比,说明了文中计算模型及计算方法在模拟SLD结冰的撞击飞溅效应时是可行和正确的,获得的影响规律和结论对于深入研究SLD结冰具有重要的参考价值。

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。

飞机过冷大水滴结冰探测器设计及试验

为捕获飞机过冷大水滴(SLD)结冰,设计了一种由前梭、凹槽和后梭连接而组成的SLD探测器。通过对该探测器几何结构的参数化、FENSAP-ICE软件的结冰数值模拟和结冰试验验证,确定了该探测器较优的结构参数。在常规的液滴下,SLD探测器的前梭结冰而后梭不结冰;在SLD下,探测器的前梭、后梭均结冰,据此可捕捉和区分SLD结冰。作为关键技术之一,该SLD探测器的设计有利于解决飞机SLD结冰探测难题。