電加熱防冰部件加熱功率的分布特性研究.pdf

1、飛機(jī)穿越云層飛行時(shí)，云層中的過冷水滴撞擊飛機(jī)表面，會造成飛機(jī)部件表面結(jié)冰，結(jié)冰會對飛機(jī)安全造成不利影響，所以飛機(jī)防冰系統(tǒng)是必要的防護(hù)裝置。對飛機(jī)熱防冰系統(tǒng)的熱載荷計(jì)算所涉及的主要熱流進(jìn)行分析可以發(fā)現(xiàn),防冰表面的各熱流中對流換熱與水蒸發(fā)熱流所占的比例遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過其他熱流,而此兩種熱流跟防冰表面的對流換熱系數(shù)和水滴收集系數(shù)關(guān)系非常密切，所以防冰部件表面局部對流換熱系數(shù)和水滴收集系數(shù)的確定對飛機(jī)防冰熱載荷的研究具有重要意義。
　　目前對防冰

2、熱載荷的預(yù)測是采用防冰表面溫度均勻分布的方法進(jìn)行的，計(jì)算所得到的防冰熱載荷往往偏大。為了減小防冰熱載荷，需要對防冰部件的防護(hù)區(qū)域和加熱功率分布特性進(jìn)行研究。
　　本文以弦長300mm的NACA0012翼型為研究對象，主要研究內(nèi)容包括以下幾個(gè)部分：
　?。?）總結(jié)國內(nèi)外冰風(fēng)洞的特點(diǎn)并結(jié)合實(shí)驗(yàn)室已有條件，改進(jìn)了已有的冰風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)，標(biāo)定了風(fēng)洞的工作參數(shù)。
　?。?）在來流風(fēng)速30-60m/s和0-8 o攻角條件下，試驗(yàn)測定

3、了機(jī)翼前緣到10％弦長位置的翼型表面局部對流換熱系數(shù)，結(jié)果表明試驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果的最大誤差小于13%，說明數(shù)值模擬計(jì)算的正確性。
　?。?）試驗(yàn)獲得來流風(fēng)速30-50m/s，水滴平均直徑為20μm，液態(tài)水含量0.25g/m3工況條件下的機(jī)翼表面撞擊極限位置，將試驗(yàn)同數(shù)值計(jì)算結(jié)果對比發(fā)現(xiàn)誤差不超過6%，驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算的準(zhǔn)確性。
　?。?）為了獲得防冰系統(tǒng)的加熱功率分布規(guī)律，防護(hù)區(qū)域使用分塊加熱的結(jié)構(gòu)，采用Kriging模型對該