本文選題：飛行安全 + 結(jié)冰適航審定�。� 參考：《上海交通大學(xué)》2013年碩士論文

【摘要】：大粒徑過冷水滴（SLD）的粒徑大于50μm，超出了適航條例25部附錄C的范圍，撞擊在機(jī)翼表面后可形成溢流結(jié)冰。這些積冰可嚴(yán)重改變機(jī)翼氣動外形、降低氣動性能，并造成襟翼縫隙結(jié)冰或卡死，形成重大飛行安全隱患。 本文以最新結(jié)冰適航條例的內(nèi)容為導(dǎo)向，針對現(xiàn)有大型客機(jī)結(jié)冰安全性研究中結(jié)冰模擬和結(jié)冰氣動性能分析的不足，發(fā)展出適用于二維多段翼型的SLD結(jié)冰模擬和溢流結(jié)冰氣動分析的方法。 本文利用確定的方法進(jìn)行了模擬計算，計算所得MD-LB606b多段翼型各翼段的結(jié)冰與NASA實驗結(jié)果一致。此外還采用雷諾應(yīng)力模型（RSM）計算了NACA23012m溢流結(jié)冰的最大升力系數(shù)和失速迎角，，并用于分析溢流結(jié)冰引發(fā)的翼型流動分離。本文計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)符合較好，表明研究方法適用于大型客機(jī)二維翼型的結(jié)冰氣動安全評估。 在評估大型客機(jī)單段翼型SLD結(jié)冰安全時，由于溢流冰脊對不同翼型的氣動影響程度差別較大，本文分別對機(jī)翼超臨界翼型和平尾翼型上的溢流積冰進(jìn)行了氣動力計算和分析。超臨界翼型在受到溢流冰脊影響時，提前發(fā)生氣動分離，升力大幅下降；平尾翼型受溢流冰脊影響較小，在大攻角下流動分離區(qū)減小。 在評估大型客機(jī)多段翼型SLD結(jié)冰安全時，模擬結(jié)果表明多段翼型各翼段積冰量大于常規(guī)小粒徑結(jié)冰積冰量，襟翼前緣冰角高度明顯增大。多段翼型結(jié)冰后氣動性能下降，在三段翼型中縫翼受結(jié)冰影響最大。此外，由于增升裝置的作用，多段翼型的氣動損失小于單段翼型。 本文研究內(nèi)容對大型客機(jī)的設(shè)計和適航審定具有一定指導(dǎo)意義。
[Abstract]:The diameter of large diameter supercooled water droplet SLD is more than 50 渭 m, which is beyond the range of appendix C of part 25 of the airworthiness regulations, and the overflow ice can be formed after impingement on the surface of the wing.These ice deposits can seriously change the aerodynamic shape of the wing, reduce the aerodynamic performance, and cause the flap gap to freeze or jam, resulting in a serious flight safety hazard.Based on the content of the latest icing airworthiness regulations, this paper aims at the deficiency of ice simulation and aerodynamics performance analysis of existing large passenger aircraft icing safety research.A method of SLD icing simulation and aerodynamics analysis for two dimensional multistage airfoils is developed.In this paper, the simulated calculation is carried out by using the deterministic method, and the calculated results are in agreement with the experimental results of NASA for each wing segment of the MD-LB606b multi-section airfoil.In addition, the maximum lift coefficient and stall angle of attack of NACA23012m overflow ice are calculated by using the Reynolds stress model (RSM), and the flow separation of airfoil caused by overflow icing is analyzed.The calculated results are in good agreement with the experimental data, which indicates that the proposed method is suitable for evaluating the icing aerodynamic safety of airfoils of large passenger aircraft.In order to evaluate the icing safety of single airfoil SLD for large passenger aircraft, the aerodynamic calculation and analysis of overflow ice accumulation on wing supercritical airfoil and tail wing are carried out because of the great difference in aerodynamic effect of overflow ice ridge on different airfoils.When the supercritical airfoil is affected by the spillway ridge, the aerodynamic separation occurs ahead of time, and the lift greatly decreases, while the flat-tail type is less affected by the spillway ice ridge, and the flow separation area decreases at the large angle of attack.When evaluating the icing safety of multistage airfoil SLD, the simulation results show that the ice accumulation in each wing of multistage airfoil is larger than that of conventional small particle size, and the ice angle of flaps leading edge is obviously increased.The aerodynamic performance of multi-section airfoil is decreased after icing, and the slit wing is most affected by icing in three-stage airfoil.In addition, the aerodynamic loss of multi-section airfoil is smaller than that of single-section airfoil due to the effect of lifting device.The research content of this paper has certain guiding significance to the design and airworthiness examination of large airliner.
【學(xué)位授予單位】：上海交通大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2013
【分類號】：V211.41;V328

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本文編號：1751965