机翼混合相冰晶结冰现象的数值研究

为探究冰晶与过冷水滴共存时的混合相结冰特性,基于FENSAP-ICE结冰计算平台,以NACA0012翼型为研究对象,采用阻力系数对非球形冰晶的运动过程进行修正,考虑了冰晶黏附效应和侵蚀效应的影响,建立了欧拉框架下冰晶运动、碰撞、黏附、结冰和侵蚀全物理过程的混合相结冰数值计算方法。分析了冰晶质量浓度(ice water content,IWC)、液态水质量浓度(liquid water content,LWC)以及冰晶黏附和侵蚀效应对结冰形态和结冰厚度的影响规律,对比了NTI和NRC两种冰晶黏附模型的适用条件。研究结果表明:当总水含量(total water content,TWC)一定时,随着冰水含量比IWC与LWC之比的增加,结冰覆盖面积逐渐减小,最大结冰厚度先增大后减小,冰形由冠状逐渐变为尖角状,当IWC与LWC分别为0.4 g·m^(-3)和1.0 g·m^(-3)时,驻点处的结冰厚度达到最大值;对于高IWC工况,NRC黏附模型的驻点结冰厚度更接近实验结果,误差为7.2%;对于低IWC工况,NTI模型与NRC模型的驻点结冰厚度接近;侵蚀作用主要影响翼型驻点附近的区域,IWC或LWC的增大均会加剧侵蚀效应。研究可为飞行器高效防除冰系统的设计提供理论依据。

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。

0.75m×0.50m结冰风洞气动——热流场品质评估

结冰风洞气动—热流场品质是结冰风洞开展试验应用的先决条件,为评估0.75m×0.50m结冰风洞的气流场和热流场品质,依照SAE ARP 5905结冰风洞标准,对0.75m×0.50m结冰风洞的气流场和热流场开展符合性校测试验,考察试验段中心截面的气流速度场、方向场和温度场品质,获得试验段气流速度修正关系和气流总温修正关系。结果表明:试验段气流速度空间最大偏差小于±2%,且试验段气流速度空间均匀性会随着气流速度的增大而得到改善;试验段气流偏角空间最大偏差小于0.8°;气流总温在-20℃以内时,空间均匀性可达到±1℃,气流总温为-30℃时,空间均匀性可达±2℃;0.75m×0.50m结冰风洞的气动—热流场品质符合SAE ARP 5905要求。

结冰与金属表面分离过程的数值模拟与实验研究

通过研究结冰与物体表面粘结特性,掌握它们之间的分离过程对优化除冰方案具有重要意义。当前研究较多的开展了基于纳米尺度的结冰分离,但其研究内容与真实宏观状态结冰分离过程相差较远,有必要研究宏观尺度的结冰分离过程。本文设计并搭建了用于测试法向和切向结冰粘结力的试验台,在不同温度下展开实验并获得了结冰冰柱与金属表面的法向和切向粘结力。引入宏观的结冰分离机制,引入粘结单元层本构模型,在Abaqus中空对结冰与金属表面分离过程进行数值模拟。通过对比数值模拟和实验验证结果,深入的了解了结冰粘结特性并实现了结冰与金属平面分离过程数值模拟。

运动边界对冰雪风洞试验段流场特性影响研究

轨道列车转向架区域的积雪结冰现象,是关乎列车运行稳定以及行车安全的关键问题。为了解决转向架区域的积雪结冰问题,研建列车转向架积雪结冰风洞以研究原始比例模型转向架区域流场特性。基于SST k-ω的IDDES湍流模型,分析不同运动边界条件下风洞试验段气流流动特性,探索积雪结冰风洞在现有运动边界条件下的流场模拟适应性与差距。通过网格无关性验证和流场校测,验证数值方法能够满足积雪结冰风洞流场的模拟。研究结果表明:静止地面和静止轮对无法近似模拟真实环境下运动地面和旋转轮对的边界条件的流场特性,轨面以上的空间平均速度最高偏大5倍,静止地面和旋转轮对的风洞实际边界与真实边界更接近;静止地面和静止轮对下转向架后侧的空间压强平均负压高于其他工况,车体后端板表面和转向架表面平均负压强偏差较大,静止地面和旋转轮对的表面负压平均偏差9%,转向架轮对表面压强偏差15%;不同工况下的转向架区域的湍流度差别不大,转向架前侧区域的湍流度在静止地面和轮对下整体偏大。综上所述,在不同试验段运动边界条件下,现有积雪结冰风洞中静止地面和旋转轮对边界条件能较好地模拟实际运行状态下的转向架区域流场特性,为后续试验研究转向架区域的流场特性和积雪结冰问题奠定基础。

大型结冰风洞制冷系统蒸发压力预测与降温过程优化研究

构建了液氨蒸发器热力学仿真模型,进行了蒸发压力以及风洞降温的预测与验证。采用BP神经网络算法对试验数据和仿真数据进行训练,建立了氨制冷系统蒸发压力快速预测模型,分析了试验高度和试验风速对风洞降温速度的影响,提出了变风速降温控制方式,对比分析了不同降温控制过程的降温时间及系统能耗。结果表明:对于高空环境试验,先进行风洞减压再降温,可以有效缩短降温时间、减小系统能耗;试验风速75 m/s时风洞系统降温速度最快,高于75 m/s时可以通过降温过程变风速控制方法降低系统能耗。

基于深度学习域适应的飞机结冰图像气泡提取方法

针对采用深度学习方法提取结冰显微图像中的气泡需要大量标注数据,但人工标注气泡任务较为困难的问题,提出了一种基于风格迁移网络CycleGAN和图像分割网络Attention U-Net的域适应提取方法。该方法通过程序模拟气泡形态生成的图像为源域,结冰显微图像为目标域,通过CycleGAN将源域图像转为目标域风格,采用风格转换后的源域数据集训练Attention U-Net网络。通过对比实验对无标注结冰图像和少量标注图像两种情况进行验证。实验结果表明,在无标注图像的情况下,可实现无监督的结冰显微图像的气泡提取;在只有少量标注图像的情况下,该方法可实现更精确的气泡提取。

大型结冰风洞双供水供气喷雾控制系统研制

双供水供气系统是保证结冰风洞实现过冷大水滴(Super-cooled Large Droplet,SLD)云雾模拟能力的关键,针对现有喷雾系统存在SLD云雾模拟能力不足、运行包线有待扩展等问题,研制了一套大型结冰风洞双供水供气喷雾控制系统。针对喷雾系统控制变量多、测量点数大等特点,基于工业以太网络建立分布式控制系统,制定了试验流程、方法与策略,建立了完善的双供水供气喷雾试验技术,并开展了系统调试与验证。试验结果表明,双路水压、气压控制精度均稳定在1%以内,达到了系统设计指标,该系统可为后续我国飞行器适航审定提供有力支撑。

冰层中Lamb波传播特性的数值模拟和实验研究

作为最常用的超声导波之一,Lamb波具有能量集中、传播范围广、沿程衰减小等特点,可以拓展应用于结冰探测领域。为探明Lamb波在冰层中的传播规律,基于Lamb波探冰实验平台构建物理模型,以COMSOL Multiphysics软件为计算工具,数值模拟了不同厚度、不同长度冰层中的Lamb波传播情况。在此基础上,搭建了Lamb波探冰实验平台,开展了无冰铝板和覆冰铝板Lamb波传播实验。结合数值模拟和实验结果,明确了温度、冰层几何特性、液态水对Lamb波传播特性的影响规律。结果表明:温度越低,Lamb波传播群速度越快;在一定冰层厚度范围内,接收端压电片电压幅值衰减量随冰层厚度增大而增大;随着冰层长度增加,接收端Lamb波B1模态时间延迟量线性增大;液态水仅对Lamb波A0模态产生影响,对S0模态影响不大。实验和数值模拟结果具有较好的一致性,为Lamb波结冰探测技术提供了理论参考。

新型电热结构防除冰性能研究

创新性地开发机翼电热防/除冰系统仍然是航空航天领域面临的巨大挑战,提高电热防/除冰系统的能量利用率受到了防除冰领域专家的广泛关注。本文创新性地设计了一种多孔电热防除冰结构,多孔基体通过模板法制备得到。电热结构从上至下由绝缘涂层、导电层、电热层和隔热层组成。研究了导电银浆层厚度及导电液含量在不同功率下绝缘层和隔热层的温度变化。结果表明,室温条件下,当输入功率为4 W、银浆层厚度为300μm时,绝缘层的温度最高可达134℃。在-20℃的冰脱落实验中,发现当输入功率为18 W时,顶层温度可快速达到0℃,而底层温度维持在-12.5℃左右,能量损失较少。本文可为电热防除冰材料体系的设计提供理论指导。

氟基自组装超疏水涂层防冰霜及液滴接触特性研究

为了研究冷表面对超疏水涂层的防冰霜性能和液滴的撞击接触行为的影响,在碳纤维表面喷涂氟基自组装超疏水涂层,然后在半导体制冷台上对试样进行结霜、液滴结冰和液滴接触行为的可视化观测,分析超疏水涂层表面的结霜、液滴结冰以及液滴的撞击接触行为随时间的变化规律。结果表明:在-5℃下,与普通表面不同,超疏水表面的凝结液滴没有发生冻结。在-10、-15℃下,超疏水表面的抑霜效果明显优于普通表面,结霜时间分别延迟了34 s和22 s;在-5、-10、-15℃下,超疏水表面上液滴的延迟结冰时间分别是普通表面的16倍、10倍、9倍;在不同温度下,液滴在撞击低温超疏水表面后,最大铺展直径相同,在-5、-10℃下液滴部分反弹,25℃下液滴在超疏水表面反弹了11次。

激光加工超疏水表面抗结冰性能研究进展

在低温环境中,表面结冰会严重影响户外装备的运行效率和安全,基于疏水材料的新型被动式防除冰方法引起了广泛关注。超疏水表面凭借其优越的拒水、抑制冰核形成和降低冰黏附强度等能力,在防除冰技术领域表现出广阔的应用前景。激光加工技术具有高效率和灵活性,成为制备超疏水表面的有效方法,并被进一步用来研究表面的抗结冰性能。首先,概述了固体表面润湿理论和结冰机理。其次,综合评估了激光加工超疏水表面的抗结冰性能,包括静态水滴延迟结冰时间、动态水滴累积、冰黏附强度、延迟结霜与抗冻能力、表面积冰与除冰等方面。静态水滴延迟结冰时间受到水滴与表面接触界面的成核速率和传热速率的影响,动态水滴累积与表面润湿性密切相关,冰黏附强度反映了表面对冰的附着性和除冰的难易程度。超疏水表面具有显著的延迟结冰能力,但在低温高湿条件下,表面的超疏水性可能会减弱,甚至失效。除冰过程也可能破坏超疏水表面的微观结构,进而影响其持续的抗结冰性能。最后,对超疏水表面激光加工与抗结冰性能的未来研究方向进行了展望。

基于POD_Kriging代理模型的结冰云雾参数快速计算方法研究

掌握结冰云雾参数的分布对于飞机结冰分析具有重要意义。为了获得这些参数,传统的高保真数值模拟技术计算效率低,难以应用于需要实时评估结冰的工程场景。为了克服这一困难,通过本征正交分解(Proper orthogonal decomposion,POD)方法与Kriging技术相结合,提出了一种非侵入式结冰云雾参数计算代理模型。该模型以4个飞行参数和2个云参数作为输入变量,模型输出为液体水含量(Liquid water content,LWC)和液滴收集系数。采用准三维NACA0012翼型验证了模型的准确性和计算效率。4个测试案例的数值结果表明:POD_Kriging模型准确、有效。相比于经典的FENSAP‐ICE软件,所开发的代理模型能够更有效的得到结冰云雾场。

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。

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.

基于动态小波指纹的冰孔隙率测量方法研究

针对飞机结冰情况下的冰孔隙率测量问题,提出并评估了一种基于动态小波指纹技术的超声波孔隙率测量方法。通过理论模型和有限元仿真分析了超声纵波的传播过程,阐述了孔隙大小等因素对孔隙率测量的影响机理。结合20块冰样品的60组超声波测量数据,生成了小波指纹图像,并提取了11维关键特征。基于主成分分析和多项式拟合,所实现的孔隙率测量均方根误差(Root mean square error,RMSE)达到1.144%,说明本文方法比传统的峰值拟合方法更稳定、准确。

大型结冰风洞蒸发器气流温度均匀性研究

大型结冰风洞气流温度均匀性直接影响风洞流场品质,而当前风洞温度场控制精度和均匀性不能满足低温高负荷试验工况要求。针对大型结冰风洞液氨蒸发器建立了一维流动换热仿真模型,采用出口气流温度对模型进行了验证。仿真结果表明蒸发器器出口气流温度随着换热器高度由高至低逐渐升高,与试验变化趋势一致。换热器各模块存在高度落差,使得各模块管内氨液蒸发压力和流量差异较大,导致蒸发器后气流温度场不均匀。基于仿真模型,研究分析了风洞试验高度、气流速度以及入口气流温度对蒸发器后气流温度场的影响,提出了使用进液阀和回气阀进行风洞蒸发器后气流温度场均匀性调节的方法。

基于正交实验法的弓网耦合除冰数值模拟

基于正交实验方法和有限元仿真方法,设计五因素四水平正交实验表,研究了作业速度、覆冰厚度、弓头质量、弓头刚度以及弓头阻尼对除冰率的影响。建立了接触网‑覆冰有限元模型和受电弓‑接触网耦合有限元模型,并通过对比理论值和仿真值验证了有限元模型的准确性。仿真结果表明:作业速度和弓头质量对接触力和接触线抬升量影响较大,进而影响除冰率,但弓头质量大于17 kg后影响程度趋于平缓。正交实验结果表明:列车运行速度、弓头质量和覆冰厚度是影响除冰率的主要因素,而弓头刚度和阻尼对除冰率影响不显著。这些结果可为提高列车行驶安全性、改善弓网耦合除冰技术提供参考。

旋转帽罩结冰相似准则的冰风洞试验研究

为了验证旋转帽罩冰风洞试验相似准则的适用性,开展了旋转帽罩表面结冰过程研究,推导了旋转帽罩结冰相似准则。采用底面直径100 mm、锥角80°的旋转锥作为原尺寸模型,底面直径50 mm、锥角80°的旋转锥作为缩比模型,进行不同工况冰风洞试验。通过图像法采集了帽罩表面冰形,并将冰形进行无量纲化处理,对比了原尺寸模型与缩比模型的结冰冰形。结果表明:对于明冰工况,帽罩前半部分冰形吻合较好,帽罩后半部分吻合欠佳;对于霜冰工况,全尺寸模型与缩比模型的冰形吻合良好。对造成这一现象的原因进行了分析,并提出改进的建议。

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。