大型民机结冰计算、风洞试验及试飞验证

发布时间：2020-10-14 15:24

　　 结冰是威胁民机飞行安全、影响飞行性能的主要因素之一。本文针对大型民机的结冰问题,进行深入系统的计算和试验研究。主要包括飞机结冰的气动特性研究、临界冰形的确定及风洞试验验证、混合翼设计及风洞试验验证、模拟冰条加工改装和试飞研究。对给定的单段、多段翼型带不同冰形情况进行CFD数值模拟,并与试验结果进行了对比,计算结果与试验结果吻合。得到不同冰形对给定翼型的气动力特性影响规律,为临界冰形的判断打下了基础。发展了一种大型民机临界冰形的确定方法。针对影响飞机结冰冰形的各类参数,利用数值模拟和冰风洞试验相结合的手段进行敏感性分析,得到严重结冰的条件,结合严重结冰条件下的结冰冰形,根据临界冰形的判断、分析原则得到机翼和平尾上的临界冰形。根据相似准则,计算得到模型的临界冰形,并进行风洞试验。计算的临界冰形和实验的冰形一致,验证了本文发展的确定临界冰形的方法的正确性。对于带系统的冰风洞试验,提出了一种混合翼设计方法,用于民机机翼结冰风洞试验。采用Navier-Stokes(N-S)方程计算翼面压力分布,以混合翼与原始翼型的前缘附近压力分布尽可能一致为目标,提出了一种简易影响系数及控制点线性插值的方法,在保证前缘附近与原始翼型相同的基础上混合翼的设计弦长缩短40%。在同一迎角下设计得到的混合翼能与原始翼型具有相同的前缘附近压力分布,从而保证两者具有相同的水滴撞击特性及结冰情况。设计理论和设计结果为开展相关民机型号的结冰风洞试验打下基础。对飞机雷达罩、前缘缝翼、翼稍小翼、垂尾、平尾及发动机吊挂6个部位的冰条进行模型及试飞改装方案设计。包括试飞用冰条模型结构设计、制作、性能试验及现场安装、拆除等工作。采用玻璃钢夹芯结构满足模拟冰条重量轻、具有一定的刚、强度的要求;模拟冰条夹芯由三维数控机床加工,满足夹芯尺寸精度的要求。采用手糊工艺制作模拟冰条夹芯结构的内外面板,成型工艺简单,质量稳定;各项试验表明,模拟冰条与蒙皮的粘结强度很高,可判定在飞行过程中冰条不会脱落;采用直接在现场安装制作模拟冰条的方法可行。使用环氧树脂进行胶结易于剥离、拆卸,可保证飞机表面质量。本文通过参数敏感性分析研究了影响冰形的气象参数和飞机飞行参数组合情况下对临界冰形的影响,经过适航条款分析和二维结冰后气动特性分析,结合数值计算和冰风洞试验研究,确定了关键技术,并定义了飞机临界冰形。通过模拟冰形试飞和自然结冰试飞,证明了适航条款符合性,验证了本文研究的结冰关键技术解决方法。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：博士
【学位年份】：2017
【中图分类】：V321.229
【部分图文】：

稳品质影响较大，因此，下表面冰角的高度越大，就越临形参数相同的情况下，结冰厚度越大，冰形越临界[149]。判断得到的临界冰形，通过带模拟冰形的风洞试验，得出析后进行确认。参数敏感性分析情况的参数有以下两类因素：条件包括：环境温度、空气液态水含量、平均液滴直径；机重心、飞行速度、飞行高度、飞行攻角和飞行时间[25]。证的过程中，需要按照适航条款的要求，结合飞机的飞行和飞行条件。条件的约束于大气条件的约束是通过《中国民用航空规章第 25 部运输5-R4）中的附录 C 给出的，参见图 3.2～3.4。

附录C中，结冰温度包线

图 3. 4 由于水平距离造成 LWC 变化的因子行参数大气条件下，不同的飞行状态下，结冰冰形的特征参数是不件，分析不同飞行阶段的重量、重心下的飞行速度、飞行攻轻重量、后重心的条件下，结冰冰形对飞机操稳性能的影响的后重心计算得到飞机不同阶段的飞行速度、攻角等参数，进行参数敏感性分析。
【参考文献】

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本文编号：2840844