运输类飞机结冰适航审定方法及SLD关键技术研究
发布时间：2020-10-16 10:27
民航管理部门和工业部门为保证运输类飞机在结冰条件下的飞行安全,发布了结冰相关的适航审定规章。适航审定要求和符合要求的验证方法是设计型号飞机和保障飞行安全的基础,因此需要深入研究。本文主要工作内容如下:(1)调研国外飞机结冰适航审定有关标准、咨询通告等资料,分析和归纳结冰对飞机飞行性能和操纵品质以及防冰系统的审定要求;比较和分析美国和欧洲制定飞机结冰适航相关规章的不同点;制定飞机结冰适航符合性验证方案。(2)鉴于近年来过冷大水滴结冰条件(SLD)引发的多起坠机事故,重点研究了SLD条件下的适航内容以及SLD结冰条件中各气象参数特性。根据SLD条件下的飞机结冰机理提出未来结冰探测技术发展方向,评估目前SLD符合性方法使用的工程工具的可行性,为后续开展SLD适航取证工作提供参考。(3)由于现有国内外冰风洞设备能力和尺寸的限制,无法完成地面SLD结冰符合性验证试验工作,需要对结冰条件和型号飞机部件的几何外形进行缩比。基于飞机结冰过程和结冰机理,分析参考模型与缩比模型在结冰方面的相似性,得到一系列SLD相似无量纲参数,根据SLD结冰相似准则开发缩比参数计算程序。(4)为验证SLD缩比准则,选取典型SLD结冰条件试验参数,利用有限元法对SLD缩比结果进行结冰数值计算。通过可靠性分析计算结果误差,吻合较好。最后分析水滴尺寸、质量以及温度变化对缩比结果的影响,发现水滴尺寸较小或低温条件下的相似性具有较大误差。本文通过对最新飞机结冰适航审定要求和方法的研究,形成了较为完整的结冰适航审定参考指南。重点研究了SLD结冰条件和冰风洞试验缩比方法,为SLD适航取证提供技术支撑。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V221.91;V321.229
【部分图文】：
飞机上需要防冰与除冰的主要部位如下：图 2.2 飞机主要防除冰部位示意图2.2.2.1 机翼和水平尾翼防冰审定要求机翼前缘对于粗糙度有很高的气动敏感性，特别对于没有前缘增升装置的机翼[11]。在结冰条件下飞行时，放下后缘襟翼会减小机翼的攻角，从而加剧在机翼上表面靠后部的冰积聚，进一步提高了机翼对于冰积聚的气动敏感性。水平尾翼上的冰积聚会使得其下表面气流提前发生分离，丧失俯仰和升降舵操纵性，产生不正常的俯仰操纵力[11]。因此FAA提出在机翼和水平尾翼在结冰条件下要符合FAR 25.629(d)(3)“结构气动弹性稳定性”、25.685(a)“操纵系统设计”的要求，在机翼上安装防冰设备并要求符合 FAR 25.1403“机翼探冰灯”和 25.1419“防冰”条款，规定飞机机翼结冰和在结冰条件下能够安全飞行。机翼防冰系统应该在飞机发动机单台或双台工作时，确保机翼缝翼的上表面是完全蒸发式，下表面是湿蒸发式的。2.2.2.2 发动机防冰审定要求发动机某些部件表面产生积冰，如轴流式发动机第一级风扇叶片和压气机叶片表面，会使进气流场发生畸变，速度场分布不均匀，从而引起压气机叶片振动，进而对发动机的工作和推力产生不利影响；发动机进气口、进气口滤网、以及进气唇口属于临界部位，若这些表面的冰积聚暴露在发动机的进气气流中，有可能脱落而被发动机吸入，从而可能引起压气机和风扇叶片的严重损伤[11]；防冰式的结冰防护系统（IPS）比除冰式 IPS 需要较大的能量，如果由发动机提供防冰能量时，IPS 较大的能量需求意味着飞机飞行可用推力和性能的损失；另一方面，如果没有发动机的足够供能，IPS 的工作效能会降低
结冰数值计算软件为主要方法，进行各种条件的定严重结冰条件。选择飞机关键翼面结冰参数敏感性分析图 2.3 确定临界结冰条件流程图规定结冰条件下飞机表面上形成的对当时安全严重结冰条件，通过数值计算方法产生临界冰和飞机各条件，开展模拟飞机结冰的结冰风洞严重结冰条件和临界冰形。在 AC20-73A 中指出机状态产生的冰形极可能是临界冰形，附录 文件说明。、厚度的大小可以直接影响结冰部位的气动性断[39]。如下图所示，冰角展开角度越大，冰角
图 2.5 NACA23012 翼型不同表面粗糙度和临界冰形对气动升阻力的影响在飞机正常飞行包线之内，由于结冰引起的附面层效应导致的升力损失通常是很小的。如所示基本是沿同一条直线上升，但是当结冰发生在飞机最大升力时，就会引起明显的最大损失和攻角损失。而发生最大升力损失时，如果不对机动空速程序和失速保护攻角程序进整的话，就会影响到飞机的抖振失速余度、机动空速余度和失速警告余度，而且会大大增常飞行时的阻力[6]。由于阻力的增加，在飞机达到最大升力时会使攻角（AOA）增大，容发失速。附面层效应也会对旋翼与螺旋桨的推力效率产生不利影响。临界冰形还会引起操纵面控制效率降低、铰链力矩和操纵力异常、非指令性操纵面运动，能影响到下游的操纵面压力负载。表面压力负载的改变和气流分离可能会引发表面振动和。以上飞机结冰后的气动力特性和失速特性的分析，可以通过数值计算、带模拟冰形的风洞、带模拟冰形的干空气飞行试验和自然结冰飞行试验的方法获得。几种符合性验证方法如所示：表 2.3 飞行性能与操纵品质的符合性方法符合性方法 备注
【参考文献】
本文编号：2843133
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V221.91;V321.229
【部分图文】：
飞机上需要防冰与除冰的主要部位如下：图 2.2 飞机主要防除冰部位示意图2.2.2.1 机翼和水平尾翼防冰审定要求机翼前缘对于粗糙度有很高的气动敏感性，特别对于没有前缘增升装置的机翼[11]。在结冰条件下飞行时，放下后缘襟翼会减小机翼的攻角，从而加剧在机翼上表面靠后部的冰积聚，进一步提高了机翼对于冰积聚的气动敏感性。水平尾翼上的冰积聚会使得其下表面气流提前发生分离，丧失俯仰和升降舵操纵性，产生不正常的俯仰操纵力[11]。因此FAA提出在机翼和水平尾翼在结冰条件下要符合FAR 25.629(d)(3)“结构气动弹性稳定性”、25.685(a)“操纵系统设计”的要求，在机翼上安装防冰设备并要求符合 FAR 25.1403“机翼探冰灯”和 25.1419“防冰”条款，规定飞机机翼结冰和在结冰条件下能够安全飞行。机翼防冰系统应该在飞机发动机单台或双台工作时，确保机翼缝翼的上表面是完全蒸发式，下表面是湿蒸发式的。2.2.2.2 发动机防冰审定要求发动机某些部件表面产生积冰，如轴流式发动机第一级风扇叶片和压气机叶片表面，会使进气流场发生畸变，速度场分布不均匀，从而引起压气机叶片振动，进而对发动机的工作和推力产生不利影响；发动机进气口、进气口滤网、以及进气唇口属于临界部位，若这些表面的冰积聚暴露在发动机的进气气流中，有可能脱落而被发动机吸入，从而可能引起压气机和风扇叶片的严重损伤[11]；防冰式的结冰防护系统（IPS）比除冰式 IPS 需要较大的能量，如果由发动机提供防冰能量时，IPS 较大的能量需求意味着飞机飞行可用推力和性能的损失；另一方面，如果没有发动机的足够供能，IPS 的工作效能会降低
结冰数值计算软件为主要方法，进行各种条件的定严重结冰条件。选择飞机关键翼面结冰参数敏感性分析图 2.3 确定临界结冰条件流程图规定结冰条件下飞机表面上形成的对当时安全严重结冰条件，通过数值计算方法产生临界冰和飞机各条件，开展模拟飞机结冰的结冰风洞严重结冰条件和临界冰形。在 AC20-73A 中指出机状态产生的冰形极可能是临界冰形，附录 文件说明。、厚度的大小可以直接影响结冰部位的气动性断[39]。如下图所示，冰角展开角度越大，冰角
图 2.5 NACA23012 翼型不同表面粗糙度和临界冰形对气动升阻力的影响在飞机正常飞行包线之内，由于结冰引起的附面层效应导致的升力损失通常是很小的。如所示基本是沿同一条直线上升，但是当结冰发生在飞机最大升力时，就会引起明显的最大损失和攻角损失。而发生最大升力损失时，如果不对机动空速程序和失速保护攻角程序进整的话，就会影响到飞机的抖振失速余度、机动空速余度和失速警告余度，而且会大大增常飞行时的阻力[6]。由于阻力的增加，在飞机达到最大升力时会使攻角（AOA）增大，容发失速。附面层效应也会对旋翼与螺旋桨的推力效率产生不利影响。临界冰形还会引起操纵面控制效率降低、铰链力矩和操纵力异常、非指令性操纵面运动，能影响到下游的操纵面压力负载。表面压力负载的改变和气流分离可能会引发表面振动和。以上飞机结冰后的气动力特性和失速特性的分析，可以通过数值计算、带模拟冰形的风洞、带模拟冰形的干空气飞行试验和自然结冰飞行试验的方法获得。几种符合性验证方法如所示：表 2.3 飞行性能与操纵品质的符合性方法符合性方法 备注
【参考文献】
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本文编号：2843133
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