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文檔簡介
1、飛機穿越云層飛行時,云層中的過冷水滴撞擊飛機表面,會造成飛機部件表面結(jié)冰,結(jié)冰會對飛機安全造成不利影響,所以飛機防冰系統(tǒng)是必要的防護裝置。對飛機熱防冰系統(tǒng)的熱載荷計算所涉及的主要熱流進行分析可以發(fā)現(xiàn),防冰表面的各熱流中對流換熱與水蒸發(fā)熱流所占的比例遠遠超過其他熱流,而此兩種熱流跟防冰表面的對流換熱系數(shù)和水滴收集系數(shù)關(guān)系非常密切,所以防冰部件表面局部對流換熱系數(shù)和水滴收集系數(shù)的確定對飛機防冰熱載荷的研究具有重要意義。
目前對防冰
2、熱載荷的預(yù)測是采用防冰表面溫度均勻分布的方法進行的,計算所得到的防冰熱載荷往往偏大。為了減小防冰熱載荷,需要對防冰部件的防護區(qū)域和加熱功率分布特性進行研究。
本文以弦長300mm的NACA0012翼型為研究對象,主要研究內(nèi)容包括以下幾個部分:
?。?)總結(jié)國內(nèi)外冰風(fēng)洞的特點并結(jié)合實驗室已有條件,改進了已有的冰風(fēng)洞試驗系統(tǒng),標(biāo)定了風(fēng)洞的工作參數(shù)。
?。?)在來流風(fēng)速30-60m/s和0-8 o攻角條件下,試驗測定
3、了機翼前緣到10%弦長位置的翼型表面局部對流換熱系數(shù),結(jié)果表明試驗和數(shù)值模擬結(jié)果的最大誤差小于13%,說明數(shù)值模擬計算的正確性。
?。?)試驗獲得來流風(fēng)速30-50m/s,水滴平均直徑為20μm,液態(tài)水含量0.25g/m3工況條件下的機翼表面撞擊極限位置,將試驗同數(shù)值計算結(jié)果對比發(fā)現(xiàn)誤差不超過6%,驗證了數(shù)值計算的準(zhǔn)確性。
?。?)為了獲得防冰系統(tǒng)的加熱功率分布規(guī)律,防護區(qū)域使用分塊加熱的結(jié)構(gòu),采用Kriging模型對該
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