机翼电脉冲除冰效果的仿真分析
飞机防冰排雨系统的分析与研究
飞机防冰排雨系统的分析与研究发布时间：2022-08-21T01:25:44.912Z 来源：《科技新时代》2022年1月第1期作者：胡文祺[导读] 如今飞机已经是人们出行的重要交通工具胡文祺空军工程大学陕西省西安市摘要：如今飞机已经是人们出行的重要交通工具，飞行因为阻力小、省油等原因飞机的巡航高度在八千到一万两千米之间，而每上升一千米的高度空气温度下降6摄氏度，所以飞机航行所在高空温度极易产生结冰现象。
在没有防护措施的情况，飞行在结冰的气象条件下，飞机迎风的一面会出现一定的结冰现象。
在飞机飞行结冰的情况下这样不仅仅会破坏飞机整体的气动布局，而且还会增加飞机的整体重量和增加很多的阻力，飞机的操纵性能会降低，飞机也会因为传感器的结冰而指示失常和失真。
所以说飞机的排雨防冰系统是飞机上必不能缺少的系统。
关键词：防冰排雨系统，工作原理，组成与应用 1.飞机结冰的影响 1.1机翼结冰飞机外表面结冰，尤其是机翼的外表面结冰，严重影响了飞机飞行的安全性。
即使是来自冰、雪或霜冻的轻微污染也会损坏机翼表面，另一方面，冰的粗糙度相当于中等程度的砂纸，可以将控制质量降低到危险水平和失速范围。
机翼表面粗糙，在地面效应和自由空气两种条件下损失最大升力系数。
由此产生的升力损失很大，以至于拥有高性能超临界翼型机翼的飞机无法起飞。
实验表明，由于纸张导致机翼表面粗糙，在摇杆振动仪发出失速警报之前，平板机翼的最大升力被降低了。
飞机的大部分升力是由机翼和尾翼产生的。
机翼和尾翼结冰后，主要在机翼前缘积冰，机翼阻力升高，升力下降，恶化飞机操纵性能，降低飞机稳定性。
1.2发动机进气部件结冰飞机在结冰天气下飞行时，飞机发动机的压缩机的前缘卡环、涡轮风扇发动机的进气道的前缘、第一压缩机的前导流翼都会发生结冰现象。
飞机发动机压缩机前缘整流：气动形状破坏，吸气速度分布不均，空气局部分离，造成发动机叶片振动。
若冰层随着气流进入到了发动机压气机的内部，就会使压气机受到机械损伤。
飞机压电除冰技术的数值模拟与实验
的 几 十倍 ， 根据这 一特性 ， 利 用 压 电 材 料 的 逆 压 电 效 应 制 作
压电驱动器来破 坏 机翼 蒙皮 和冰 层 的弱剪应 力 ， 除 冰效 果将 更佳。
图 １ 第 六 阶振 型
２ 压 电除 冰 的 有 限元 分 析
为 了验 证 理 论 研 究 的可 行 性 并 指 导 后 续 实 验 ， 采 用 有 限元
２ ＿ ２ 带 压 电 片 时 的试 验 蒙 皮数 值 模 拟 根据 ２ ． １ 所述 ， 选择大小为 ｏ ． ０ ５ ｍＸ０ ． ０ ５ ｍＸ０ ． ０ ０ ３ ｍ、 材 料为 Ｐ Ｚ ８的 压 电 片 两块 粘 在 试 验 蒙 皮 形 变 最 大 处 ， 并 建 立 相 应 的压 电驱 动 分 析 模 型 。蒙 皮采 用 ￣ １ ｉ ｄ ４ ５ ， 压 电 片采 用 耦 合 单 元 ￣ｌ ｉ ｄ ５ ， 同样 约 束 蒙 皮 断 面后 断点 节 点 所 有 自由度 。 模 型 建 完 后 再 次 进 行 模 态 分 析 验 证 粘 贴 好 压 电 片 后 其 振 型变 化 的差 异 ， 从求解结果来看 ， 尽管频率有 所变化 ， 但 形 变 位
１ 压 电除 冰 原 理
飞 机机 械 除 冰方 法 是 通 过 机 械 力 破 坏 冰 和 黏 附 层 之 间 的
黏 结 正 应力 或者 剪 应 力 ， 使 冰破 裂 以 致 从 黏 附层 脱 落 。通 过 人
电脉冲除冰系统的建模与计算分析
ｒ ｎ ； ｎｏ ｍａ ｒ ｅ ｅｔ ｒ ｌｆ ｃ ｏ
美 国一 项统计 指 出在 １８ ２０ ９ ３— ０ ３年 间 ， 由结
４ ０人全 部遇 难 。
冰造成 的事 故 约 占飞行 总事故 的 １％ 。去年 ４ ３ 月 ，美 国联 邦航 空管理 局 （ Ａ 的记 录表 明在 Ｆ Ａ）
关键词 ：电脉冲除冰 ；电动力学 模型；线 圈电流 ；涡流 ； 向力 法
中图分类号 ：Ｖ ４ ． ５ ２４ １ 文献标识码 ：Ａ
Ｍ ｏ ｅｉｇ ａ ｄ Ａｎ ｌｓｓｏ ｅ ｔｏ Ｉ ｕｓ － ｃｎ ｙ ｔｍ ｄ ｌ ｎ ａｙ ｉ ｆＥｌｃｒ － ｍｐ ｌｅＤｅ ｉｉ ｇＳ ｓｅ ｎ
ｎ ｅｓ ｔ ｌｙａ ｕ ｙｍ ｔ ｄ ｂ ｕ ｙｔ ｖｓｏ ｔ ｅｕ ｓｏ ａ ｕａ ｎ ａ ｅｉ ａ ｓ ｎｉ ｉ ｄｓ ｄ ｅ ｏ ｓａｏ ｔ ｅｓｓ ｍ ａｄ ｇ ｅ ｕ ｅｒｓｌ ｆｃ ｃ ｌ ｏ ｄ ｄ ｓ ｎ ｅ ａｔ ｎ ｔ ｈ ｈ ｔ ｅ ｎ ｉ ｈ ｔ ｔ ｌ ｔ ｎ ｉ ｇ
２ ｏ ０８
电脉 冲 除冰 系统 的建 模 与计 算 分 析
姚 远 ，林贵平
１０ ８ ） ００ ３
（ 北京航空航天大学 航空科学与工程学 院 ，北京
摘
要 ：电脉 冲除冰系统是上世纪 ８ Ｏ年代 以来新兴 的飞机用 电动・ 械式除 冰技 术 ，国内关 于该方 面的研 究 机
飞机电脉冲除冰系统峰值电流测量
飞机电脉冲除冰系统峰值电流测量杜骞;朱春玲【摘要】电脉冲除冰通过高压电容器瞬间向脉冲线圈迅速放电,在金属蒙皮内引起涡流,产生一类似锤击的脉冲力使冰破裂、脱离蒙皮并弹走.其显著优点是低能耗、高可靠性,且几乎不需要维护.通过提出电脉冲除冰系统理想放电模型,得到峰值电流随回路电阻、线圈电感的变化曲线.进行峰值电流理论计算数据与试验数据对比,为人工结冰状态下进行除冰试验提供参考依据.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2015(015)035【总页数】6页(P81-86)【关键词】电脉冲除冰;模型;涡流;峰值电流;试验【作者】杜骞;朱春玲【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V244.15据《中国航空报》报道，2014年3月15日上午9时13分许，ARJ21-700新支线飞机104架机从西安阎良机场腾空而起，远赴加拿大进行自然结冰试飞。
该型机抵达加拿大温莎机场后，自然结冰试飞科目将在加拿大五大湖地区进行。
这是中国自主研制、拥有完全自主知识产权的新型涡扇支线客机首次飞出国门开展自然结冰试飞。
飞机自然结冰将使飞机升阻特性恶化、失速攻角及稳定性裕度减小、操纵性能降低，可能引起发动机空中熄火、飞行中显示数据失真等。
简而言之，飞机结冰轻则使飞机气动特性降低，重则造成机毁人亡。
为了消除飞机结冰对飞行安全造成的危害，保证飞机在结冰气象条件下安全飞行，人们不断尝试探索行之有效的除冰方法。
而随着飞机尺寸增大和飞行速度的增加，防冰所需能量也在不断增加，人们希望找到一种既有一定防冰效能而能量又相对比较节省的防冰方法，为此出现了“电脉冲除冰”方法[1]。
电容器与脉冲线圈所组成的电路由晶闸管进行导通(图1)，导通后，贮能电容器向脉冲线圈放电，此时在线圈周围建立起迅速形成并快速衰减的磁场。
此磁场在金属蒙皮内产生涡流，线圈与蒙皮之间将产生相互作用力达数百牛顿、作用时间不足0.1ms的脉冲力。
直升机旋翼防除冰设计与分析
结冰强度 微量结冰 少量结冰 中等结冰 大量结冰 液态水含量 / g m - 3
0 ～0125 0125 ～015 015 ～110 110 ～210
将会造成直升机瞬间严重的振动问题 , 振动传到旋 翼轴和发动机上 , 严重时会造成机械损伤 。此状况 还会因直升机前飞中旋翼表面的气流分离而加剧 。 如果旋翼结冰后引起的升力下降 , 通过增加发 动机功率还不足以弥补升力降低的损失。若再加上 结冰后引起动力的不平衡 , 直升机产生振动失去其 稳定性 ,此时直升机开始丧失高度并且无法保持悬 停状态 。 旋翼结冰影响直升机自转下降性能 , 结冰后自 转下降速度增加 ,保持正常旋翼转速所需总距变小。 这时有可能总距下限设计得较高 , 操纵总距难以达 到旋翼最低安全速度 [ 2 ] 。
结冰速率 /mm
<
-1
3 旋翼防除冰方法研究分析
3. 1 旋翼防除冰几种方法 20 世纪 40 年代起 , 西方国家开始重视研究旋 翼防除冰关键技术和防除冰有效方法 , 防除冰主要 方法有电热除冰、 液体除冰 、 气动除冰 、 电脉冲除冰 和微波除冰 。 比较上述几种防除冰方法的结果是电热除冰和 液体防冰系统重量大 , 消耗功率大 。但是目前国外 直升机普通采用的是电热防除冰 , 其它几种方法因 制造工艺 、 材料限制等各种原因未能达到工程使用 , 如旋翼气动除冰缺少既耐腐蚀又工作温度范围大的 弹性材料而发展缓慢 ;电脉冲除冰制造成型困难 , 工 艺方法复杂 ;微波除冰系统因对雷达的影响 , 易被敌 方发现 ,不适合在武装直升机上安装等 , 阻碍了防除 冰系统发展 。 国外旋翼电热防除冰技术早已成熟 , 并且在直 升机上普遍使用 , 如黑鹰 、 NH90、 EH101、 超美洲豹、 米 - 171 等直升机都采用旋翼电热防除冰系统 。 3. 2 旋翼结冰范围 旋翼防除冰设计首先应确定桨叶的结冰区和结 冰量 ,桨叶表面结冰区和结冰量的大小 , 由过冷水滴 的撞击特性所决定 。水滴撞击特性研究是防除冰关 键技术 ,国外直升机旋翼通过大量的冰风洞试验 , 得 到水滴撞击特性有关试验数据的积累 , 促使水滴撞 击特性的数值计算方法有较大发展 , 目前计算水滴 撞击特性有两种计算 方法 : 拉格 朗日法和欧 拉法。 近年来 , 利用计算流体力学 C FD 软件 FLUENT,计算 结冰气象条件下飞行时的水滴撞击特性参数及防冰 表面温度的预测 ,经计算机编程计算的数据结果 , 与 冰风洞试验结果相当吻合。
飞机电脉冲除冰技术研究进展
飞机电脉冲除冰技术研究进展通过对电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面的研究进展进行综合分析，初步揭示了电脉冲除冰技术在系统结构、除冰模拟以及疲劳性能等方面的优良性能和潜在问题，期望为电脉冲除冰技术的发展和完善提供参考；提高飞机除冰系统的工作效率，确保结冰环境下的飞行安全。
标签：电脉冲除冰；飞机除冰；研究进展0 引言最早有关电脉冲除冰的思想[1]始于上世纪30年代，美、苏、英、法等国先后开展了相关研究与测试，由于缺乏对基本问题的深入研究和商业因素等多种原因，美、英、法等国相继放弃了这一研究计划，唯有前苏联在1972年首次将电脉冲除冰系统[2]应用在飞机上，但是并未广泛应用。
直到上世纪80年代初，美国重新启动电脉冲除冰研究计划[3]，由NASA、Wichita州立大学和工业联盟（Industry Consortium）共同发起，开展了一系列深入研究以及大量冰风洞和飞行测试，揭示了电脉冲除冰的潜在优势，使之赢得了广泛的关注和研究热情。
本文期望从电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面对飞机电脉冲除冰技术的研究进展进行全面综述，为电脉冲除冰系统设计与发展应用提供技术参考。
1 电脉冲除冰装置电脉冲除冰的基本原理如图1（引自文献[3]）所示，利用脉冲电路产生的磁场与金属蒙皮上产生的感应磁场间相互作用的脉冲排斥力，引起蒙皮的高速振动，将附着在蒙皮外侧的冰层去除[3-5]。
根据脉冲线圈的作用方式和安装位置可以将电脉冲除冰装置分为四种基本结构[3]：双侧型、前置型、推拉型和反作用型，如下图2（引自文献[3]）所示，其中双侧型和反作用型更适用于薄蒙皮和复合材料蒙皮除冰。
为了获得理想的除冰效果，通常沿机翼前缘展向布置多个电脉冲线圈，根据前缘结构的动力学特性和冰层结覆情况，利用程序控制每个线圈的触发顺序，以达到整体快速除冰的要求。
此外，美国Cox&Company公司的Al-Khalil等[6]提出了一种电脉冲与电热相结合的混合式除冰方法，如图3（引自文献[6]）所示，试验证明具有不错的除冰效果，然而高耗能和复杂的过程控制是需要解决的主要问题。
翼型电热防除冰系统的数值模拟
1 翼面防冰参数的数值模拟
现有飞机防冰系统可分为两大类： 一类是防冰系 统， 即不允许在飞机部件上产生结冰的系统； 另一类是 除冰系统， 这类系统允许在飞机部件上结少量的冰， 然 后周期地把冰除去 [2]。 1.1 物理模型 电加热方法广泛应用于飞机的防冰系统中。根据 这种方法， 加热元件被置于机翼蒙皮下方， 如图 1 所 示 [3]。飞机飞行的过程中， 在进入积冰区域时打开加热 元件， 加热热流可增高蒙皮表面温度， 减小冰与机翼表 面的附着力， 从而达到防冰的作用。由于积冰主要分布 在翼型的前缘， 且防冰时沿翼型表面所需的防冰热功率
* 航空科学基金项目 （2009ZA5107） 。
钟 国
用数值方法研究飞机积冰问题， 是从 20 世纪 80 年 代开始兴起的。随着计算科学和计算机技术的不断发 展， 加上数值模拟在经济成本上的巨大优势， 它已逐渐 成为研究积冰的重要手段。 本文介绍了处理积冰模拟问题所用到的热力学模 型， 以 N A C A0012 翼型为算例， 计算了不同温度下的积 冰外形和理论上所需的防冰热功率、 提出了将除冰问题 简化为相变热传导问题的合理假设， 采用焓方法计算了 不同除冰热流下、 不同除冰时间下的冰层融化情况， 并 进行了比较。
RESEARCH
学术论文
翼型电热防 / 除冰系统的数值模拟 *
Simulation of Airfoil Electro-Thermal Anti-Ice/De-Ice System
北京航空航天大学航空科学与工程学院 [ 摘要 ] 飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行 时， 大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的一 种物理过程。开展飞机积冰研究， 可以使人们更深入 地认识积冰产生的机理， 为飞机防 / 除冰装置的设计提 供理论基础。采用数值模拟的手段， 对二维翼型的结 冰过程和防 / 除冰过程进行了系统的研究。根据经典 Messinger 模型对机翼的积冰过程进行了模拟， 并在此 模型的基础上计算了所需要的防冰热功率， 同时采用焓 方法对飞机机翼的融冰过程进行了模拟。 关键词：数值模拟 电热防冰 积冰冰形 热力学 [ABSTRACT] Aircraft can experience icing when encountering a cloud that contains supercooled water droplets. Ice accretion is a common phenomenon in flight. Investigation on icing mechanism and effects is the basis of anti-ice/de-ice equipment design. In order to understand ice accretion deeply, the ice accretion and anti-ice/ de-ice process of two-dimensional airfoil are investigated systematically by numerical simulation methods. The ice accretion process of airfoil is simulated according to messinger model, and the thermal power required by the anti-ice system is calculated on the basis of this model. At the same time, a simulation of melting process on airfoil is presented respectively. Keywords: Numeral simulation Electro-thermal anti-ice Ice shape Thermodynamics 结冰问题一直是困扰民用航空界的两大气象安全 问题之一， 几十年来一直受到研究者们的高度关注。所 谓飞机结冰就是指飞机表面某些部位聚集了冰层的现 象 [1]。自然界中形成的积冰类型多种多样， 对飞行安全 的危害程度也不尽相同， 其中以翼面结冰对飞行安全的 影响尤为突出。翼型表面积冰后， 产生的表面不平度使 翼型失真， 严重破坏了翼型的流线外形， 导致流场品质 恶化、 阻力增加、 升力下降、 失速迎角减小， 严重降低飞 机稳定性和操纵性。为了满足积冰气象条件下安全飞 行的要求， 飞机上通常要设计积冰探测、 报警以及相应 的防 / 除冰装置。
直升机积冰对飞行的影响及除防冰技术分析
直升机积冰对飞行的影响及除防冰技术分析一.直升机积冰的形成与强度1.直升机积冰的形成直升机积冰的必要条件之一是飞行大气环境中存在着0℃以下仍未冻结的过冷水滴。
过冷水滴是云层中水滴存在的一种特殊情况，过冷水滴虽然在云层大气中不冻结，但是状态不稳定，受到扰动可能迅速凝固成冰，当过冷水滴撞击到空速管、旋翼桨叶、风挡玻璃等部件的迎风表面上时，水滴被打碎，平贴在表面上，由于水滴表面曲率突然减小，液态水受的压力骤然降低，对应的冰点就变大了。
而且机体表面温度较低，会很快的吸收水凝固所发出的热量，因此会迅速的在机体表面上凝固，这就是云或降水中过冷水滴撞击到机体上就会冻结形成积冰的原因。
2.直升机积冰强度直升机积冰强度可划分为4个等级，用以说明积冰情况的严重性。
弱积冰:冰在小部件上形成，但冰结成速率很慢，对飞行一般不会造成威胁，因而不需要使用任何防冰系统，除非在不变的高度连续飞行。
中度积冰:在没有任何防冰措施下，积冰发生并以一定速率增长，如果继续延飞行时间，会对飞行造成威胁，然而可以通过使用防冰系统消除威胁。
强积冰:冰以可能对飞行造成威胁的速率结成，需要使用防冰系统或者改变飞行航线，以消除威胁。
极强积冰:冰以直接对飞行造成威胁的速率结成，已经很难通过防冰系统解决问题，直升机的性能继续恶化，需要直接强制飞行路线的改变。
二.直升机积冰对飞行的影响在飞行中，机体容易积冰的位置主要在机体的突出部位。
如：旋翼、空速管、天线、风挡、发动机等。
不同部位、类型和程度的结冰对飞行的影响不同，直升机积冰将恶化直升机的气动特性，使得阻力增大，升力减小，影响直升机的稳定性和操纵性，严重时会导致事故发生。
1.旋翼积冰旋翼积冰时，直升机的空气动力特性和飞行特性显著变坏，导致升力系数下降阻力系数增加，破坏空气绕过翼面的平滑流动，使升力减小，阻力增大；爬升速度、升限和最大飞行速度降低，失速空速增大，燃料消耗增加，机动性能和着陆性能变差，严重危及飞行安全。
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机翼电脉冲除冰效果的仿真分析高珂;张永杰;朱永峰;何舟东【摘要】Electro-impulse de-icing system is an appliance which assures the safety of aircrafts in icing condition.It has some major advantages such as effectiveness,less energy consumption, stability,reliability,etc.From 80s of last century,many overseas institutions have been focused on the study of electro-impulse de-icing system,and much progress has been achieved.However, the domestic research in this field started relatively later.In order to study effects of different factors on de-icing result of a wing electro-impulse de-icing system,finite element models of the wing electro-impulse de-icing system were developed for a simple leading edge structure and different NACA airfoils.Based on the de-icing ratio of the electro-impulse de-icing system,the evaluation criterion was developed for the de-icing results of the system.Based on the finite elementmodels,detailed numerical studies have been carried out to evaluate the de-icing results in consideration of different leading edge structures as well as the positions and the sequences of the impulse force with different magnitudes.The curves were established for the de-icing ratio of the system which changes with varying impulse force magnitudes.By analyzing the numerical results of different electro-impulse de-icing system models,it can be found that the magnitude of the double pulse is much less than that of the single pulse to reach the same de-icing results.The de-icing result of the airfoil with minimum relative thickness is best in the sameconditions.The same results can be achieved with a proper impulse force sequence and a proper pulse magnitude. Based on the present result,the regulation has been extracted for the variable de-icing efficiency due to different factors.Some new research fields have been pointed outfor optimizing the electro-impulse de-icing system.A foundation has been established for the design of a electro-impulse de-icing system.%电脉冲除冰系统是保障飞机在结冰气象条件下安全飞行的一种机械除冰系统，它具有高效节能、稳定性好、通用性强等优点。
国外研究机构从20世纪70年代起就针对电脉冲除冰系统开展了大量的研究工作，国内关于该方面的研究起步较晚。
为研究不同因素对电脉冲除冰系统除冰效果的影响，本文分别建立了简单翼型前缘结构以及NACA2414、NACA2428、NACA2407等多种 NACA 翼型前缘结构的机翼电脉冲除冰系统的有限元模型，并提出了基于除冰率的系统除冰效果评判准则。
基于机翼电脉冲除冰系统有限元模型，采用数值仿真，分别研究了不同幅值脉冲力作用下，脉冲力作用位置、翼型几何形状以及脉冲力作用序列对系统除冰效果的影响。
通过对不同系统模型的仿真结果进行分析，可以发现：为达到相同除冰效果，采用对称双脉冲作用所需的幅值明显小于单脉冲作用；相同工况下，相对厚度较小的翼型前缘除冰效果较好，且同一翼型的下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果；通过适当调整脉冲触发顺序，可以达到或接近通过单纯增加脉冲载荷所达到的除冰效果。
本文通过仿真计算，提炼了机翼电脉冲除冰系统除冰效果随各影响因素的变化规律，指出了机翼电脉冲除冰系统的优化方向，为机翼电脉冲除冰系统的设计奠定了基础。
【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(034)006【总页数】7页(P725-731)【关键词】电脉冲除冰;系统优化;有限元;除冰率;数值仿真;影响因素;系统设计【作者】高珂;张永杰;朱永峰;何舟东【作者单位】中航工业第一飞机设计研究院，陕西西安 710089;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072;中航工业第一飞机设计研究院，陕西西安 710089;中航工业第一飞机设计研究院，陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V244.1+5在结冰气象条件下,飞机机尾翼前缘及发动机进气道口常出现结冰现象,这些关键部位结冰将导致飞机气动性能恶化,严重者致使机毁人亡[1-2],因此,通常需要在这些关键部位安装防/除冰装置。
据使用和设计形式的不同,飞机防/除冰装置大致可分为:热空气防/除冰系统、机械式除冰系统及电热式防/除冰系统等三种。
国内外飞机目前主要采用热除冰系统,但是热除冰方式的损耗很大,因此研究者不断探索低能耗的防除冰技术[3-4]。
电脉冲除冰系统作为一种电动-机械式除冰系统,具有结构简单、尺寸小、质量轻、能量消耗少、效率高、维修方便、使用寿命长等显著优点[5-8]。
电脉冲除冰技术从20世纪70年代起受到国外研究机构的重视,并开展了大量的研究工作。
从1972年起,前苏联开始在飞机飞行过程中采用该系统进行除冰[9],并在伊尔-18飞机上进行了结冰气象条件下的飞行试验[10-11]。
美国在Beech Bonanza、Cessna 206、DHC-6 Twin Otter与B767等机型上也安装了该系统,不过还处于验证阶段[12]。
相比之下,我国在这方面的研究起步较晚,在型号应用方面尚处于空白。
李广超等[13]基于Bernhart-Scharg模型预测通电线圈中电流的变化规律以及蒙皮受到的脉冲作用,但没有研究脉冲作用位置、作用序列以及翼型几何形状对系统除冰效果的影响。
李清英等[14]研究了电流大小、电频率、铝板厚度、铝板弹性模量、铝板密度以及铝板长宽比对最大响应位移的影响,但也没有进一步研究脉冲作用位置、作用序列以及翼型几何形状对系统除冰效果的影响。
因此,有必要深入研究脉冲作用位置、作用序列以及翼型几何形状对电脉冲除冰系统除冰效果的影响。
本文建立了简单前缘结构和多种NACA前缘结构的机翼电脉冲除冰系统有限元模型,提出了基于除冰率的系统除冰效果评判准则,并基于有限元模型,采用数值仿真的方法,研究了脉冲力作用位置、翼型几何形状以及不同脉冲力序列对电脉冲除冰系统除冰效果的影响,进而提出了机翼电脉冲除冰系统的优化策略。
图1为电脉冲除冰系统的结构示意图[15]。
安装时,在机翼蒙皮内侧放置电脉冲线圈,线圈与蒙皮间有小间隙,防止线圈与蒙皮相碰。
根据前缘的尺寸和形状,沿翼展放置适当数量的线圈,线圈由前梁或安装于翼肋上的横梁支承。
飞机电脉冲除冰系统的基本原理如图2所示[16]。
系统通过电源给储能电容充电,然后断掉电源,触发晶闸管,回路闭合,脉冲线圈产生很大的瞬间电流,瞬间形成很大的磁场,且由于线圈与飞机表面的间隙很小,瞬变磁场在飞机表面的铝盘上感应出很大的涡流,涡流与瞬态磁场作用产生可达几k N的瞬间电磁力。
此作用力使得飞机表面震动,虽然引起的位移很小,但是瞬间加速度很大,使得飞机上的冰层破裂脱落。
2.1 脉冲力由电脉冲除冰系统的原理可知,作用在铝合金蒙皮上的脉冲载荷可设为:式中A代表脉冲峰值;ω1为脉冲载荷对位置坐标的频率;R为半径,即位置坐标变量;ϕ1为脉冲载荷对位置坐标正弦函数的初相位;t为脉冲作用时间;ω2脉冲载荷对时间坐标的频率;ϕ2为脉冲载荷对时间坐标正弦函数的初相位。
由于脉冲载荷对位置坐标和时间坐标正弦函数的初相位均为0,故这里将脉冲线圈冲击力设定为:2.2 冰层脱落准则根据NASA的研究[17-18],电脉冲除冰过程中蒙皮与冰层间剪切力是冰层松脱的主要因素。
本文引用了两种考虑剪切强度的冰层脱落准则。
文献[17]采用梁单元模拟冰层附着力在铝蒙皮与冰层间的传递,且当梁单元上传递的剪应力达到层间剪切强度时判定冰层脱落。
由此,提出了一种基于铝蒙皮与冰层间剪切强度的冰层脱落准则:式中τmax为铝蒙皮与冰层间最大剪切应力,τU为层间剪切强度,取值为0.345 MPa。
文献[18]中铝蒙皮与冰层通过层间单元节点连接,并考虑铝蒙皮与冰层间法向正应力和层间剪应力的共同作用,进而提出了一种考虑层间法向正应力的冰层脱落准则: 式中σmax为间法向最大正应力,σU=1.44 MPa为法向拉伸强度,τmax为铝蒙皮与冰层间最大剪切应力,τU= 0.4 MPa为层间剪切强度。