【摘要】：飛機(jī)在云層中飛行時(shí),過冷水滴撞擊在飛機(jī)迎風(fēng)表面后會(huì)失去穩(wěn)定,從而發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象。飛機(jī)迎風(fēng)表面結(jié)冰時(shí)不僅會(huì)增大飛機(jī)的重量,降低升阻比,嚴(yán)重時(shí)還可能釀成飛行事故。因此,研究飛機(jī)結(jié)冰、防冰對(duì)確保飛行安全、提高飛機(jī)性能具有重要意義。防冰表面水膜的流動(dòng)與傳熱對(duì)結(jié)冰、防冰性能具有重要影響,但目前國內(nèi)外開發(fā)的計(jì)算軟件大多基于二維Messinger模型,該模型沒有考慮水膜的流動(dòng)�，F(xiàn)有的三維防冰計(jì)算軟件也僅對(duì)水膜流動(dòng)作簡(jiǎn)單處理,并沒有建立水膜流動(dòng)的動(dòng)量方程。本文在考慮水膜流動(dòng)的基礎(chǔ)上,發(fā)展了三維結(jié)冰、防冰數(shù)學(xué)模型和計(jì)算方法,開發(fā)了三維結(jié)冰、防冰計(jì)算程序,并進(jìn)行了結(jié)冰、防冰計(jì)算。首先,本文在已有的三維積冰計(jì)算模型的基礎(chǔ)上,考慮了水膜的蒸發(fā)對(duì)積冰的影響,發(fā)展了相應(yīng)的積冰計(jì)算方法,開發(fā)了考慮水膜蒸發(fā)的三維積冰計(jì)算程序。選取NACA0012翼型作為研究對(duì)象,在公開發(fā)表文獻(xiàn)的典型工況下,進(jìn)行了積冰計(jì)算,并將計(jì)算結(jié)果與相同條件下的試驗(yàn)結(jié)果和其他結(jié)冰計(jì)算軟件的數(shù)值結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明,在本文計(jì)算條件下,蒸發(fā)吸收的熱量占水膜總傳熱的百分比為35%,考慮水膜蒸發(fā)后,結(jié)冰量、結(jié)冰冰形和范圍都與NASA試驗(yàn)結(jié)果更吻合,表明考慮水膜蒸發(fā)對(duì)結(jié)冰研究很有必要。其次,本文在給定防冰表面的加熱熱流密度的條件下,發(fā)展了三維防冰數(shù)學(xué)模型和計(jì)算方法。通過簡(jiǎn)化N-S方程得到水膜流動(dòng)、傳熱控制方程,其中水膜的能量方程中保留對(duì)流項(xiàng),考慮了水膜流動(dòng)對(duì)水膜傳熱的影響。采用二階迎風(fēng)格式離散能量控制方程的對(duì)流項(xiàng),發(fā)展了防冰計(jì)算的數(shù)值解法,自主開發(fā)了三維防冰計(jì)算程序。最后,選取NACA0012翼型作為研究對(duì)象,在典型的工況下進(jìn)行了防冰計(jì)算,得到了防冰熱表面水膜隨時(shí)間推進(jìn)的發(fā)展過程以及防冰熱表面的溫度分布。計(jì)算結(jié)果表明,在熱防護(hù)區(qū),由于加熱熱流密度充足,防護(hù)區(qū)內(nèi)水膜溫度均在冰點(diǎn)以上,本文所計(jì)算的兩個(gè)算例的水膜平均溫度分別為4.5℃和5℃,與相同條件下NASA試驗(yàn)結(jié)果非常接近,該區(qū)域沒有發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象。隨著水膜向下游流動(dòng)到未防護(hù)區(qū)時(shí),其溫度逐漸降低,直到冰點(diǎn)溫度以下,并相應(yīng)的在未防護(hù)區(qū)生成冰脊。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V244.15
【圖文】：

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文第一章 緒論及形態(tài)比較低（低于冰點(diǎn)）時(shí)，空氣或者云層中會(huì)含有大量的過行，撞擊到飛機(jī)迎風(fēng)部件表面的過冷水滴會(huì)失去穩(wěn)定，成冰層。飛機(jī)在此種環(huán)境條件下飛行的時(shí)間越長(zhǎng)，結(jié)冰量主要有：飛機(jī)機(jī)翼、尾翼、直升機(jī)旋翼、發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)帽[2]，圖 1.1為飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰，圖 1.2為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)帽罩結(jié)冰

比較低（低于冰點(diǎn)）時(shí)，空氣或者云層中會(huì)含有大量的過行，撞擊到飛機(jī)迎風(fēng)部件表面的過冷水滴會(huì)失去穩(wěn)定，成冰層。飛機(jī)在此種環(huán)境條件下飛行的時(shí)間越長(zhǎng)，結(jié)冰量主要有：飛機(jī)機(jī)翼、尾翼、直升機(jī)旋翼、發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)帽[2]，圖 1.1為飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰，圖 1.2為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)帽罩結(jié)冰圖 1.1 飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰

格來求解過冷水滴的流場(chǎng)，如此便可以方便的獲得每個(gè)控制體內(nèi)水滴的質(zhì)量分?jǐn)?shù)以及撞擊水滴的質(zhì)量。近年來，越來越多的采用 Euler 法計(jì)算水滴相的流場(chǎng)。BourgauTong 與 Luke 等[9]采用 Euler 法進(jìn)行了數(shù)值研究都獲得了滿意的結(jié)果。1.2 水滴撞擊特性計(jì)算NASA 早在 50 年代就進(jìn)行了過冷水滴撞擊特性的研究，早期計(jì)算中，通過求解歐拉WICE 和 ONERA）或勢(shì)流得到流場(chǎng)，采用拉格朗日法研究過冷水滴的運(yùn)動(dòng)軌跡，最部水收集系數(shù)，計(jì)算方法如圖 1.4所示。由于空氣流場(chǎng)、水滴軌跡計(jì)算時(shí)采用的坐標(biāo)計(jì)算的過程中需要進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換、插值運(yùn)算，當(dāng)結(jié)冰表面的狀況很復(fù)雜時(shí)，計(jì)算難度都急劇增大。并且，對(duì)于復(fù)雜的三維物體，拉格朗日法追蹤的粒子數(shù)量非常大，并且粒子釋放的范圍，水滴的撞擊極限也很難去預(yù)測(cè)。而采用歐拉法時(shí)，不需要追蹤大量降低了工作量，近年來得到了廣泛的應(yīng)用。Bourgault,Y 和 G.Habashi 等通過求解 N-流場(chǎng)，過冷水滴撞擊特性通過歐拉法計(jì)算。它將水滴視為連續(xù)相，求解水滴相控制方為空氣流場(chǎng)的網(wǎng)格，最后由水滴相的流場(chǎng)求得局部水收集系數(shù)，典型的 FENSAP-I采用歐拉法計(jì)算局部水收集系數(shù)，大大減小了工作量。

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

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1 曹廣州;迎風(fēng)表面三維積冰的數(shù)學(xué)模型與計(jì)算方法研究[D];南京航空航天大學(xué);2011年

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本文編號(hào)：2758203