電加熱防冰部件加熱功率的分布特性研究.pdf

1、飛機穿越云層飛行時，云層中的過冷水滴撞擊飛機表面，會造成飛機部件表面結冰，結冰會對飛機安全造成不利影響，所以飛機防冰系統(tǒng)是必要的防護裝置。對飛機熱防冰系統(tǒng)的熱載荷計算所涉及的主要熱流進行分析可以發(fā)現(xiàn),防冰表面的各熱流中對流換熱與水蒸發(fā)熱流所占的比例遠遠超過其他熱流,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、熱載荷的預測是采用防冰表面溫度均勻分布的方法進行的，計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區(qū)域和加熱功率分布特性進行研究。
　　本文以弦長300mm的NACA0012翼型為研究對象，主要研究內(nèi)容包括以下幾個部分：
　?。?）總結國內(nèi)外冰風洞的特點并結合實驗室已有條件，改進了已有的冰風洞試驗系統(tǒng)，標定了風洞的工作參數(shù)。
　?。?）在來流風速30-60m/s和0-8 o攻角條件下，試驗測定

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