飞机结冰

摘要： 飞机结冰会影响飞行安全,甚至导致严重的飞行事故。研究积冰与基底的黏附强度,可以为飞机防除冰系统的设计提供具体的指标要求。设计剪切黏附力测量实验平台,并利用该平台测量基底在不同冻结用水初始温度下的结冰黏附力;采集水/冰在冻结过程中的温度变化,并通过成核理论分析实验现象,着重研究冻结用水的初始温度对黏附强度的影响。结果表明:冻结水温初始温度的增加会促进冰晶成核,进而提高黏附强度。

摘要： 飞机表面在过冷水滴持续撞击下存在未冻结的液态水,液态水在气流驱动下向后发生回流。流动过程中水膜表面波动改变了液体的质量分布,进而影响结冰过程的传热特性。本文针对风速在16.5~45.5 m/s和水膜雷诺数在24.17~96.69范围内,采用了数字图像投影(Digital image projection,DIP)技术进行非侵入式测量,观测平板水膜流动中表面波在全视域内波形发展的过程。同时针对视域内的瞬时信号对波动特性进行分析,阐述了气⁃液界面波参数随风速和水膜雷诺数的变化,包括波峰高度、波峰频率、波速和波峰间距等。结果表明,表面波在水膜流动过程中呈现多种形态,风速增大会破坏原有的周期性波动加剧形态变化,流量增加会提高界面稳定性维持周期性波动。对水膜表面波动特性研究有助于揭示水膜流动过程中波形变化的物理机制,用于优化冰形预测和防冰系统设计。

摘要： 利用冬季自然低温进行结冰试验是飞机大尺寸部件和整机结冰试验的有效方法。文章总结了法国、加拿大、美国、俄罗斯等国家季节性结冰风洞的主要参数,分析了季节性结冰风洞在大尺寸机翼、螺旋桨和飞机等方面的试验能力。基于中国航空工业空气动力研究院季节性可移动式结冰风洞开展了螺旋桨结冰和机上地面结冰试验方法研究,分析了螺旋桨结冰和冰脱落规律,对于进一步研究螺旋桨结冰问题、发展机上地面结冰试验技术具有参考价值。提出了一种季节性、可移动、模块化组装的直流式结冰风洞概念设计方案,利用我国冬季低温自然环境,每年11月至次年3月具备结冰试验条件,试验窗口期与国外同类设施相当,可满足大尺寸模型和飞机结冰试验需求,为我国建设大型季节性结冰风洞、发展结冰风洞试验技术提供参考。

摘要： 为实现飞机表面积冰厚度非接触式高精度测量,建立压电传感器、铝板及冰层组成的有限元仿真模型,通过机电阻抗分析法研究了飞机结冰厚度对系统谐振频率及阻抗的影响规律,获得压电传感器设计参数;搭建地面冷环境实验平台,采用阻抗分析仪测量不同结冰温度和积冰厚度作用下的系统谐振频率。结果表明:基于压电传感器的谐振探测法能够有效测量基体表面0.2~5 mm厚度的冰层,可有效测量不同温度下积冰厚度;系统谐振频率与结冰温度及基体表面结冰厚度成反比关系,而系统电阻抗与结冰厚度成正比关系。

摘要： 对2003-2009年、2012-2018年共计14 a的人工影响天气飞机结冰个例进行统计分析,研究飞机结冰高度与0°C层、-20°C的关系、结冰所在区域与高空涡、高空槽两类降水天气系统的位置关系,验证了利用飞机结冰和0°C层可以判定云中存在过冷水的方法,为人工增雨冷云催化作业区选择提供了技术参考。

摘要： 机翼和发动机上的积冰会对飞行安全带来严重威胁。准确测量冰‑基底界面的粘附强度对防/除冰系统的设计起着至关重要的作用。本文研究通过有限元分析(Finite element analysis,FEA)对冰‑基底界面的应力进行评估,以指导实验装置的设计,从而提高剪切粘附强度的测量精度。通过考虑剥离应力、最大冯‑诺斯应力和应力均匀性等因素,对冰的高度和半径以及加载高度进行了评估。根据仿真结果,为实验验证选择了适当的参数。仿真结果显示,通过降低加载高度和增加冰的高度,剥离应力有所下降。较高的冰层、增加加载高度和较小的冰层半径有利于提高应力均匀性。同时,为了避免裂纹产生或者冰层破碎,冰样必须满足小半径和大高度的条件。最终实验中采用的参数为冰高25 mm,半径20 mm,加载高度9 mm。有限元分析和实验验证的结果均表明,本研究能显著提高剪切粘附强度的测量精度。

摘要： 大气数据传感器安装于机头部位的飞机在遭遇结冰气象时,机头结冰会影响大气参数的测量精度。采用计算流体力学方法,对某两型运输飞机的大气数据系统进行模拟,考虑在机头结冰情况下的大气数据系统静压系数和迎角测量值的变化,获得了机头结冰对高度测量和速度测量的影响差量。研究表明,在两型运输飞机机头结冰状态下,中小迎角对大气数据系统静压和迎角测量的影响较小;大迎角对大气数据系统静压和迎角测量的影响较大,对应的高度测量影响量超过了10 m,速度测量影响量超过了2 kn。研究结果对于同类型飞机类似方向的研究具有一定的参考意义。

摘要： 在Shallow-Water结冰热力学模型的基础上,搭建了一套适用于三维旋转表面的非稳态结冰模型,采用Jacobi迭代法和Gauss-Seidel迭代法对表面结冰进行非稳态迭代求解。用所提模型对简化后的旋转桨叶模型进行计算,并与FENSAP软件结果进行对比,验证了所提模型的准确性,分析了转速、水滴直径和液态水含量等因素对旋转表面结冰冰形和水膜流动的影响。结果表明:随着转速的增加,结冰范围和水膜覆盖范围偏移愈加明显;结冰范围和水膜覆盖范围随水滴直径增长逐渐增加,水膜厚度也逐渐增大;结冰厚度和水膜厚度随液态水含量增长而相应增加,水膜覆盖范围也明显变大。

摘要： 飞机结冰严重危害飞行安全,电加热是容易控制、低能耗的飞机防除冰技术,由于飞机上电能受限,高效的控制律电加热设计和验证是飞机防除冰设计的关键.为满足大型结冰风洞电加热试验要求,研制了工程实用的基于状态机的控制律电加热防除冰控制系统,完成了控制律电加热防除冰系统的硬件和控制软件开发,实现了多个电加热回路电流按照控制律要求同步接通/断开.利用结冰风洞试验对不同控制律电加热防除冰的有效性进行了验证,电加热防除冰控制律设计达到了技术要求.系统已经应用到结冰风洞试验中,是电加热防除冰试验的重要设备.

摘要： 大型结冰风洞气流场适航符合性是大型结冰风洞适航应用的先决条件.为验证3 m×2 m结冰风洞气流场适航符合性,首先建立了结冰风洞气流场适航符合性验证方法,然后针对主试验段构型,开展了气流场适航符合性验证试验,考察了试验段气流速度和喷嘴干空气射流对流场特征参数(气流速度、气流偏角和气流湍流度)的影响,最后评估了试验段内气流场品质,获得了结冰风洞气流场控制包线.结果表明:喷雾耙结构会影响试验段内气流速度和气流偏角空间分布形态,进而导致了非均匀峰值区的形成;增大试验段气流速度会改善气流场品质,但喷嘴干空气射流会显著恶化试验段气流速度低于60 m/s的气流场品质;3 m×2 m结冰风洞主试验段气流场品质在主要试验速度范围内均满足适航审定要求.

摘要： 针对大型飞机结冰研究需求,探讨了结冰研究样机的气动特性建模和结冰气动参数在线辨识方法.首先根据结冰研究样机无冰、中度和重度结冰下的CFD计算结果,利用最小二乘拟合得到飞机气动特性多项式模型,并分析了结冰对飞机气动导数的影响;在此基础上通过动力学仿真生成考虑过程和测量噪声的平飞数据,分析EKF算法对飞机结冰气动参数的辨识能力,发现在随机噪声影响下,CDα、CLα、Cmαa和Cmδe辨识结果相对误差绝对值小于10％,且气动参数能够快速收敛到真值附近,说明EKF算法能够有效的应用于飞机结冰气动参数在线辨识.

摘要： 雷诺数对飞机气动特性有重要影响.在飞机研制中,由于风洞尺寸的限制,试验雷诺数远小于飞行雷诺数,试验结果不能直接为性能、操稳、载荷等专业使用,必须进行雷诺数修正.与干净构型的雷诺数影响相比,飞机结冰后的雷诺数影响研究相对较少.本文通过数值计算的方法研究飞机结冰后气动力特性随雷诺数变化的规律.计算研究结果表明,干净构型气动特性随雷诺数变化明显,雷诺数越大,其最大升力系数、失速攻角越大;但飞机结冰后,其气动力特性几乎不受雷诺数效应的影响.同时研究机翼表面流动机理分析雷诺数效应现象的根本原因.研究结果为飞机结冰后的气动力数据雷诺数修正提供重要的参考.

摘要： 飞机结冰是飞行中常见的一种现象,对飞行安全危害极大.论文对飞机结冰的形成原因进行了分析,列举了常见的飞机结冰类型和结冰强度,分析了飞机结冰后对飞行所产生的不良影响,对如何预防飞机结冰提出了有效的预防及处置措施,飞行前认真研究航线天气及可能结冰的情况，做好防结冰准备是安全飞行的重要措施。飞行中遇到结冰时，应改变飞行高度和航线等方法避开结冰区。当飞机进入结冰区已开始结冰时，应利用防冰装置和除冰装置及时除冰，如果结冰强度很弱，对飞行没有多大影响，飞行时间又不长可继续飞行；如果结冰强度较强，影响到飞行的操纵时，应迅速脱离结冰区。脱离办法，改变飞行高度和改变航向。当云层的水平范围很大时，应改变飞行高度；如云层水平尺度小时，可采用改变航向的方法。实际飞行中，通常多采用改变飞行高度的方法，因为强结冰区的厚度很少超过1000m，改变高度比较容易减轻结冰强度。地面停放的飞机在起飞前，一定要彻底清除机身结冰然后再起飞。这是防止空中结冰和飞行安全的重要环节。

摘要： 飞机结冰严重危及飞行安全,结冰防护系统是保证结冰气象条件下安全飞行的重要保障之一.本文探讨的热力机械复合式除冰技术由脉冲式电加热除冰和电磁排斥式除冰组成,其典型特点是能量消耗低,除冰效率高,可以覆盖更大的防护区域,满足严酷结冰条件下安全飞行的需求.最后介绍了一种热力机械复合式除冰系统的技术方案,并与传统的电加热除冰技术比较说明其优越性.

摘要： 飞机结冰严重危及飞行安全,结冰防护系统是保证结冰气象条件下安全飞行的重要保障之一.本文探讨的热力机械复合式除冰技术由脉冲式电加热除冰和电磁排斥式除冰组成,脉冲加热组件安装在翼面结冰敏感区域，当脉冲电热融化一层薄冰后，冰层整体表面附着力降低，布置在电加热组件后面的电磁驱动线圈工作，积冰将被完全除去。在飞机结冰非敏感区域，仅布置电磁驱动线圈除冰。这两种除冰方式的有效结合，不仅满足了结冰敏感翼面高效除冰的要求，而且可以在翼面前缘大范围内安装除冰装置，扩大防护范围。结冰防护范围的增加，满足了过冷大水滴结冰条件下的防护需求，同时可以让飞机在一般结冰气象条件下长时间飞行，而不必要改变飞行轨迹，节省了飞行时间和燃油。

摘要： 飞机结冰是飞行实践中广泛存在的一种现象，也是造成飞行事故的主要隐患之一。结冰风洞通过在风洞内制造结冰气象条件，对真实结冰现象进行模拟，是飞行器模拟结冰试验研究中最为常用和最基本的基础设施。本文以结冰风洞动力系统为例,介绍了完美无谐波高压变频器、PLC、网络通信等在结冰风洞动力系统的应用.给出了动力系统主要设备选型、功能需求及组成,并从软硬件设计方面,叙述了关键功能的成功实现.大容量高压变频器应用到风洞动力系统,实现了宽范围、高精度快速调速;通过风洞测控网络,动力系统集成到风洞分布式集散测控系统,实现了运行、监控自动化;调试结果表明,动力系统各项技术指标达到或超过设计指标.

摘要： 结冰严重影响飞行安全,为保证安全飞行,飞机采取结冰防护系统作为重要保障措施.本文介绍了一种基于脉冲技术的电加热除冰系统,阐述了其基本原理和物理模型.经过理论建模,借助数值方法,计算得到了脉冲加热功率、能量消耗和加热时间之间的关系.根据计算结果,分析了表面温度随工作时间的变化趋势,为进一步研究脉冲电加热除冰系统提供了参考.

摘要： 结冰严重影响飞行安全,为保证安全飞行,飞机采取结冰防护系统作为重要保障措施.本文介绍了一种基于脉冲技术的电加热除冰系统,阐述了其基本原理和物理模型.经过理论建模,借助数值方法,计算得到了脉冲加热功率、能量消耗和加热时间之间的关系.根据计算结果,分析了表面温度随工作时间的变化趋势,为进一步研究脉冲电加热除冰系统提供了参考.

摘要： 结冰严重影响飞行安全,为保证安全飞行,飞机采取结冰防护系统作为重要保障措施.本文介绍了一种基于脉冲技术的电加热除冰系统,阐述了其基本原理和物理模型.经过理论建模,借助数值方法,计算得到了脉冲加热功率、能量消耗和加热时间之间的关系.根据计算结果,分析了表面温度随工作时间的变化趋势,为进一步研究脉冲电加热除冰系统提供了参考.

摘要： 结冰严重影响飞行安全,为保证安全飞行,飞机采取结冰防护系统作为重要保障措施.本文介绍了一种基于脉冲技术的电加热除冰系统,阐述了其基本原理和物理模型.经过理论建模,借助数值方法,计算得到了脉冲加热功率、能量消耗和加热时间之间的关系.根据计算结果,分析了表面温度随工作时间的变化趋势,为进一步研究脉冲电加热除冰系统提供了参考.

摘要： 本发明公开了用于飞机测试的结冰试验供水系统及供水方法，涉及飞机测试技术领域，供水系统包括保温箱、加热水箱、供水组件、喷雾组件和控制柜；加热水箱内设有加热翅片，供水组件包括进水管、总供水管、回水管、多级高压离心泵和变频电机，变频电机为多级高压离心泵提供动力，进水管与加热水箱连接，总供水管分别与热水箱、多级高压离心泵连接，回水管分别与总供水管、加热水箱连接；喷雾组件包括喷雾耙管和高压喷头，喷雾耙管分别与多级高压离心泵、回水管连接，高压喷头在保温箱上，且与喷雾耙管连接；控制柜分别与各用电设备电性连接；本发明系统结构设计合理，能够实现恒压供水，提高了结冰试验的喷雾效果，从而提高了飞机测试效率。

摘要： 本发明公开了用于飞机测试的结冰试验供水系统及供水方法，涉及飞机测试技术领域，供水系统包括保温箱、加热水箱、供水组件、喷雾组件和控制柜；加热水箱内设有加热翅片，供水组件包括进水管、总供水管、回水管、多级高压离心泵和变频电机，变频电机为多级高压离心泵提供动力，进水管与加热水箱连接，总供水管分别与热水箱、多级高压离心泵连接，回水管分别与总供水管、加热水箱连接；喷雾组件包括喷雾耙管和高压喷头，喷雾耙管分别与多级高压离心泵、回水管连接，高压喷头在保温箱上，且与喷雾耙管连接；控制柜分别与各用电设备电性连接；本发明系统结构设计合理，能够实现恒压供水，提高了结冰试验的喷雾效果，从而提高了飞机测试效率。

摘要： 本发明属于飞机地面结冰检测技术领域，公开了一种飞机大面积结冰检测方法及检测系统。对采集的飞机表面多角度图像进行预处理及标注，得到训练数据集，按照不同的标签类型将得到的训练数据集划分为冰型训练数据集和积冰坐标训练数据集；根据外部环境条件以及各区域分布的积冰点，利用积冰坐标训练数据集训练积冰坐标网络模型；根据划分的冰型训练数据集训练冰型识别网络模型，输出需检测的飞机机身各区域分割积冰图片中的积冰冰型，建立积冰强度等级计算公式，并按照积冰强度等级计算除冰液用量。本发明中在积冰强度等级计算方面，通过将传感器获取的外部环境变量引入积冰强度等级计算公式中，提升传统积冰强度等级计算公式的准确度。

摘要： 本发明公开了一种飞机测试的换热器防结冰系统及其运行方法，涉及飞机测试技术领域，换热器防结冰系统包括并排设置的两个载冷剂处理组件，载冷剂处理组件包括主管线和换热器，主管线中部上方设有上U型管，主管线中部一侧设有下U型管，两个载冷剂处理组件的主管线之间通过加固连管连通，加固连管上设置有用于防止主管线堵塞的防堵组件。运行方法包括以下步骤：S1、高温载冷剂充注；S2、高温载冷剂排空；S3、低温载冷剂充注；S4、低温载冷剂排空。本发明的换热器防结冰系统能够高效地将高温载冷剂和低温载冷剂进行快速切换，保证载冷剂在低温下不结冰、在高温下不气化，操作方便，安全可靠。

摘要： 本发明公开了一种气候实验室用飞机发动机结冰和吞水试验装置及方法，该装置包括安装桶、喷雾网盘和喷水网盘；该方法包括步骤一、初步降低气候实验室内的环境温度；二、进行飞机发动机结冰和吞水试验装置的安装；三、再次降低气候实验室内的环境温度；四、进行飞机发动机结冰试验；五、升高气候实验室内的环境温度；六、进行飞机发动机吞水试验。本发明在气候实验室内设置喷雾网盘和喷水网盘，可利用气候实验室现有的喷雾系统和降水系统，同时满足飞机发动机进气结冰试验和吞水试验的要求；喷雾网盘和喷水网盘的布置方式可保证飞机发动机的受试部位结冰和吞水的均匀性，又可满足不同型号发动机的进气结冰试验和发动机吞水试验需求，适用范围广。

摘要： 本说明书实施例公开了一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。本发明通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。

摘要： 本发明公开了一种复合式飞机结冰探测器及结冰探测方法，属于航空探测技术领域，包括双电极复阻抗传感机构、多光谱光纤传感机构和复合式探头外框；双电极复阻抗传感机构与多光谱光纤传感机构的探测端面构成敏感表面并位于倾斜端面；双电极复阻抗传感机构采集待测环境中的复阻抗频率特性数据；多光谱光纤传感机构采集待测环境中的光谱响应数据，并结合复阻抗频率特性数据以识别敏感表面的冰层及水膜，同时对冰水混合相状态的水膜冻结、冰层融化的动态过程进行监测，从而实现结冰探测。本发明有效避免了单一原理类型传感器在复杂结冰环境中失效的问题，大幅提升了飞机结冰探测器的可靠性及精确度，对保障飞机防除冰系统的高效可靠运行具有现实意义。

摘要： 本发明公开了一种复合式飞机结冰探测器及结冰探测方法，属于航空探测技术领域，包括双电极复阻抗传感机构、多光谱光纤传感机构和复合式探头外框；双电极复阻抗传感机构与多光谱光纤传感机构的探测端面构成敏感表面并位于倾斜端面；双电极复阻抗传感机构采集待测环境中的复阻抗频率特性数据；多光谱光纤传感机构采集待测环境中的光谱响应数据，并结合复阻抗频率特性数据以识别敏感表面的冰层及水膜，同时对冰水混合相状态的水膜冻结、冰层融化的动态过程进行监测，从而实现结冰探测。本发明有效避免了单一原理类型传感器在复杂结冰环境中失效的问题，大幅提升了飞机结冰探测器的可靠性及精确度，对保障飞机防除冰系统的高效可靠运行具有现实意义。

摘要： 本申请涉及一种飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备、存储介质和计算机程序产品。方法包括：获取目标飞机的机翼网格信息；根据机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到目标飞机的结冰空气流场结果和目标飞机的水滴场结果；预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N‑S方程求解模型；根据目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算目标飞机的当前的结冰冰形，并更新机翼网格信息中的第二机翼网格信息；当目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为目标飞机的结冰冰形。采用本方法能够准确预测飞机结冰冰形。

摘要： 本发明涉及一种飞机结冰预测方法，该方法包括步骤：获取第一飞行实测数据，第一飞行实测数据至少包括：位温、机翼表面压力、水平风向、大气电场输出值、冰水混合物含量、短波辐照度、修正后空气流量、红外辐照度、绝对湿度、修正后臭氧浓度、辐射表面温度、垂直压差、修正后液态水含量；将第一飞行实测数据输入预先构建的过冷水滴粒径预测模型，得到第一预设时间的过冷水滴粒径预测值，获取第一飞行预测数据，第一飞行预测数据至少包括：第一预设时间的液态水含量、飞行速度、相对湿度和温度；基于过冷水滴粒径预测值和第一飞行预测数据计算得到第一预设时间的飞机积冰情况。本发明的预测方法适应性强，准确率较高。