大型飞机尾翼气囊除冰系统仿真状态点选取研究

大型飞机尾翼气囊除冰系统仿真状态点选取研究
摘要大型飞机是一种水陆两用飞机。

由于其运行环境飞机遭遇结冰的概率较高，飞机需配置防除冰系统。

为保证防除冰系统设计合理需确定防护范围，以尾翼气囊除冰为例，基于防护范围确定开展了水滴撞击特性计算及结冰特性计算尾翼除冰系统状态点选取的原则研究。

关键词尾翼气囊除冰；水滴撞击计算；结冰计算
1 概述
为保证飞机在结冰条件下的安全，飞机配备防除冰系统。

而防除冰系统的防护部位防护范围是防除冰系统设计考虑的首要问题。

从防除冰系统的设计角度来看，防护范围取舍是否合适，直接关系到后续系统设备选取、能源供给以及管路分配。

若选择十分保守，则会导致系统浪费多余重量及能源。

防护范围数值模拟计算一般通过水滴撞击特性和结冰计算两种方式确定，而以上方式均需飞机飞行状态以及CCAR-25-R4附录C中各参数作为输入。

这些状态点的选取是水滴撞击和冰形计算的第一步，也是关键的一步，是防护范围得出的依据。

为保障防护范围足够，若状态点选取过多，会增加计算的繁杂度，若选点过少，会导致防护范围不全面，而后续计算的不准确性增加，因此如何选取合理的点，即可得到较为准确的计算结果，就必须要研究上述状态点选取的原则。

2 计算模型建立
本文以大型水陆两栖飞机为平台，针对尾翼气囊除冰，基于防护范围确定而开展的水滴撞击特性计算及结冰特性计算。

防护范围采用两种方法确定：一种是根据气囊除冰周期内的结冰情况，选择结冰厚度大于1mm的范围，另一种则是以局部收集系数大于0.1的范围。

尾翼有3个计算截面，分别位于平尾理论稍弦（截面-1）、平尾平均气动弦（截面-2）、平尾理论根弦（截面-3），三者弦长分别为2.09m，3.154m，4.015m。

根据CCAR-25-R4附录C，结冰计算主要包含如下阶段：
起飞结冰时间按爬升到120m，取45s；
起飞最后阶段结冰时间：按从高度120m爬升到457m取60s。

航路结冰包含爬升、平飞、下降过程中的结冰：爬升阶段结冰：根据不同状态下的爬升角，可计算得到爬升阶段结冰时间；平飞阶段结冰：飞机以一定速度飞过规定长度的云层所需要的时间；下降阶段结冰：飞机以一定下滑角穿过一定厚度云层所需时间。

等待结冰时间：按22.5min和45min。

进场结冰时间：从3000m高度下降至500m，取300s。

着陆结冰时间：从500m下降至着陆结束，取673s。

水滴撞击计算采用欧拉法。

结冰计算是冰形随着时间的变化逐渐积累的过程。

冰形计算包含热质平衡分析、结冰计算过程、计算网格生成、流场计算、水滴撞击特性计算和结冰外形的生成。

3 水滴撞击计算防护范围
平尾水滴撞击特性计算各参数定义如下，高度选取500、1000、4000、6000m，温度选取-9.4℃；LWC为0.5 g/m?；MVD为20/40μm；速度和攻角按飞机参数进行。

开展水滴撞击特性计算，分析结果如下。

影响水滴撞击特性参数有速度、高度（环境压力）、飞行攻角、MVD、环境温度和LWC。

环境温度和LWC对液态水在表面的分布规律不产生明显影响；而攻角在爬升、平飞及下滑阶段，其随高度的变化基本呈线性变化，选择攻角极值对应的高度作为计算点即可。

因此，仅分析速度、攻角的选择原则。

速度：20μm水滴直径时的局部收集系數、撞击范围均明显小于水滴直径为40μm的情况，因此采用40μm时的撞击范围作为防护范围的确定依据。

攻角：飞行攻角的变化会引起局部收集系数的大幅度变化，且对撞击范围、局部收集系数的峰值均产生显著影响，从计算结果看，攻角为正值时，下表面的撞击范围比上表面大，且局部收集系数峰值位于下表面，反之，攻角为负值时，上表面撞击范围增大，局部收集系数峰值向上表面移动，对确定表面的防护范围有重要意义，在确定防护范围时，应覆盖攻角的最大值和最小值，确保防护区域能覆盖各种飞行姿态下的结冰范围。

综上，在保证防护范围确定完整的情况下，得到如下三个原则：一、选择速度极值进行计算；二、选择攻角极值进行计算；三、水滴直径选择40μm进行计算。

4 冰型计算防护范围
本文对尾翼冰形计算中高度、水滴直径、温度参数进行定义，高度选取500m、4000m和6000m；水滴直径选取20μm和40；温度选取-5℃、-9.4℃、-15℃，-25℃。

由于平尾采用气动套除冰，因此防护范围确定是通过进行除冰循环周期内结冰计算来确定的，结冰时间选取3min。

按飞机参数进行输入开展冰型计算，分析如下：
由于计算过程中可以看出三个截面3分钟后的结冰外形在间断最大结冰条件下的结冰强度明显大于连续最大结冰条件。

在计算的各个状态下，截面-1在水滴直径为20μm时，上表面1mm结冰范围弧长为0.185m，下表面1mm结冰范围为0.176m；水滴直径为40μm时，上表面1mm结冰范围弧长为0.167m，下表面1mm结冰范围弧长为0.199m。

因此防护范围的选取二者相对较大者。

此外，从二者的对比可以看出，上表面最大结冰范围在-9.4℃下7状态时最大，下表面最大结冰范围在-9.4℃下9状态时最大。

从截面-2和截面-3水滴直径为40μm时的1mm结冰范围可看出，上表面最大范围出现在温度为-9.4℃时的7状态，下表面最大范围出现在温度为-5℃时的9状态。

综上，在保证防护范围确定完整的情况下，仅需开展循环周期内，环境温度-5℃/-9.4℃条件下，综合水滴直径为20μm与40μm的计算结果确定防护范围。

5 结束语
本论文通过尾翼水滴撞击特性计算及冰形计算分析研究，提出了一种在保证防护范围完整的情况下，筛选状态点选取原则的方法：
（1）水滴撞击特性计算：采取选择速度极值及中间值、攻角极值及中间值及水滴直径选择40μm的参数的方法简化计算。

（2）冰形计算：仅需开展循环周期内，环境温度–5℃/–9.4℃条件下，并综合水滴直径为20μm与40μm的计算结果确定防护范围。

若出现水滴撞击特性计算得到的防护范围与冰形计算结果得到的防护范围不一致时，由于冰形计算能够反映飞机真实的结冰情况，因此建议采取冰形计算的结果。