热气防冰系统热载荷及引气流量制度分析

飞机机翼热气防冰系统设计主要包括防冰热载荷计算、笛形管设计、防冰腔设计和防冰系统验证。以某客机机翼为例,在机翼防冰热载荷计算的基础上,分析热载荷及溢流水蒸发率结果,获得防冰引气量需求,进一步提出防冰系统随高度变化的引气流量制度,确定防冰系统严酷状态设计点。采用欧拉-欧拉两相流方法计算水滴运动和表面水滴撞击特性,建立考虑溢流水流动相变的机翼表面的能量平衡方程,计算分析机翼表面的防冰热载荷和溢流水的蒸发率。分析结果表明:同一飞行与结冰气象条件下,在防冰表面温度2~15℃范围,热载荷随着表面温度近似以线性增加;为满足防冰要求,高度较低时的状态对应的表面温度设计值较大;引气流量制度随高度变化分为3个阶段:高度小于5594.9 m时,单边流量为0.91 kg/s;高度大于6705.0 m时,单边流量为0.59 kg/s;中间高度对应流量采取两者线性插值方式。研究结果为热气防冰系统的笛行管设计及校核提供支撑。

基于AMESim的热气防冰系统笛形管设计与仿真

笛形管是飞机热气防冰系统的重要组成部分,笛形管上的孔径、孔间距以及笛形管的引气入口参数决定了防冰供气流量的大小及分配,从而影响防冰性能。本文基于多学科系统建模仿真平台AMESim,建立了笛形管流量分配仿真分析模型,对机翼热气防冰系统笛形管结构参数进行迭代设计。设计参数包括笛形管管径、喷孔孔径及孔间距等参数,最终获得了能够平衡设计状态点防冰热载荷的结构参数和引气流量分配,得到了防冰系统的引气压力制度。本文提出的基于AMESim的笛形管迭代设计方法可为热气防冰系统中笛形管的设计与优化提供参考。

飞机防冰系统设计中气象条件模拟及参数测量方法

飞机结冰的气象条件是防冰系统设计的重要依据。在综述国内外飞机结冰的气象条件及标准、气象参数地面模拟设备及模拟方法的基础上,针对中国气候特点及不同飞机类型,分析了防冰系统设计中气象条件的选取原则,给出了某型运输机、直升机、战斗机的典型试验条件。结合国内现有冰风洞的设计及试验经验,阐述了冰风洞气象条件的模拟方法:以闭环控制的制冷系统实现低温环境,以风扇动力系统模拟产生高速气流,以喷雾系统产生人工云,并通过调节喷雾水压、喷雾气压以及喷嘴开启个数实现对液态水含量和云雾粒子直径的控制;探讨了液态水含量、云雾粒子直径以及云雾均匀性等气象参数的测量方法。

直升机桨叶结冰喷洒塔设计

直升机桨叶结冰会严重影响直升机的飞行性能。甚至引发危及飞行安全的事故。喷洒塔是一类用于直升机主桨或尾桨的模拟试验设备，可在自然低温环境下，人工构造云雾条件进行结冰及防除冰试验。论述了结冰喷洒塔的系统组成及工作原理，分析了设计及试验过程中的关键技术问题。以某型直升机尾桨结冰喷洒塔研制为例。设计了系统参数，进行了设备配置。布置了工艺流程，通过液态水含量及云雾粒子直径标定，确定了喷雾参数，完成了试验及试验结果分析。结果表明，系统采取空气雾化喷嘴造雾，40个喷嘴布置为5排，保证喷雾浓度及云雾粒子运行距离。系统有效优化了喷嘴设置，通过调节喷雾水压（O．2—0．4MPa）、喷雾气压（0．3～0．4MPa）、开启的喷嘴数（6～18个）等喷雾参数。实现了液态水含量及云雾粒子直径的控制。整体试验效果良好。