局部水收集系數(shù)的試驗測量方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種獲取型材的實際局部水收集率的測試方法，包括如下步驟：在平行于水滴來流的方向，獲取型材的橫截面，在該橫截面的面對水滴來流的外表面上以等間距d獲取微元面s，等間距d等于水滴來流的微元來流高度；開啟液滴噴霧系統(tǒng)，使該液滴噴霧系統(tǒng)沿水滴來流方向朝型材的外表面噴射水滴；在指定時間t之后停止液滴噴霧系統(tǒng)的水滴噴射；利用測量裝置將形成在型材外表面上的霜冰的對應于橫截面的冰型繪制成二維冰型圖；根據(jù)等間距d將二維冰型圖中的冰型劃分成對應于型材的微元表面s的微元柱面，計算冰型的微元柱面的面積，從而計算型材的相應微元面s的實際局部水收集率W，則W=ds·ρi，ds為冰型的微元柱面的面積，ρi為冰型的微元柱面的霜冰密度。
【專利說明】局部水收集系數(shù)的試驗測量方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種型材的局部水收集系數(shù)的試驗測量方法，尤其是機翼翼型的局部水收集系數(shù)的試驗測量方法。
【背景技術】
[0002]航空實踐表明，飛機結冰是重要的飛行安全隱患之一，它成為了航空工業(yè)中必須關注的問題。飛機機翼的結冰狀態(tài)與飛機機翼的局部水收集系數(shù)有關，該系數(shù)是機翼水滴撞擊特性的重要內容，也是機翼防冰系統(tǒng)設計的重要設計輸入?yún)?shù)。
[0003]目前，機翼前緣的局部水收集系數(shù)通常是通過計算流體力學軟件來獲取，雖然目前該計算方法已經比較成熟，但是作為飛機防冰系統(tǒng)等領域的重要設計輸入，仍然需要試驗來進行測量或者驗證。局部水收集系數(shù)β是指微元表面上的實際水收集率與該微元表面上的理論最大水收集率之比，國際上對于其試驗驗證并沒有成熟的測試設備。目前公認的美國國家航空航天局N A S A的方法是采用染色的方法，即將防冰部件表面覆蓋一層吸水紙，染色溶液通過噴霧系統(tǒng)霧化成水滴噴在防冰試件表面，再將吸水紙從試件表面剝落后提取染料的量。數(shù)據(jù)的提取方法先后經歷了比色計法、激光反射光譜法和C C D (chargecouple device)反射計法。從吸水紙中提取染料的物理/化學數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)處理過程較復雜，運用工程難度很大。
【發(fā)明內容】
[0004]為此，本發(fā)明要提供一種簡便、快速的試驗方法來獲取型材、尤其是機翼翼型的局部水收集系數(shù)，同時能夠獲得比較精確的實際局部水收集率。
[0005]為此，提供一種獲取型材的實際局部水收集率的測試方法，所述方法包括如下步驟:
[0006](I)在平行于水滴來流的方向，獲取所述型材的橫截面，在垂直于水滴來流的方向上，在該橫截面的面對水滴來流的外表面上以等間距d獲取微元面弧長作為型材外表面的微元面S，所述等間距d等于所述水滴來流的微元來流高度；
[0007](2)將所述型材放入一可模擬的環(huán)境中，啟動試驗，當該環(huán)境中的流場穩(wěn)定后，開啟液滴噴霧系統(tǒng)，使該液滴噴霧系統(tǒng)沿水滴來流方向朝所述型材的外表面噴射水滴，同時進行計時；
[0008](3)在指定時間t之后停止液滴噴霧系統(tǒng)的水滴噴射，此時在型材的外表面上形成霜冰；
[0009](4)利用測量裝置將形成在型材外表面上的霜冰的對應于所述橫截面的冰型繪制成二維冰型圖；
[0010](5)根據(jù)等間距d將二維冰型圖中的冰型劃分成對應于型材的微元表面s的微元柱面，計算所述冰型的所述微元柱面的面積，從而計算所述型材的相應微元面s的實際局部水收集率W，則[0011 ] w=ds·Pi[0012]式中，
[0013]ds為冰型的微元柱面的面積，
[0014]P i為冰型的微元柱面的霜冰密度。
[0015]較佳地，在步驟(5)中，采用中線近似法計算所述微元柱面的面積，則
[0016] w=d·h·P j[0017]式中，
[0018]d為所述等間距，即冰型的對應于微元來流高度的微元柱面的寬度，
[0019]h為冰型的微元柱面的等效高度。
[0020]較佳地，在所述步驟(2)和(3)中，液滴噴霧系統(tǒng)噴射水滴滿足如下條件:在低溫環(huán)境下，水滴撞擊在型材表面將不存在溢流，完全被所述表面所收集并形成所述霜冰。
[0021]較佳地，所述型材是飛機的機翼翼型，所述型材的外表面是所述翼型前緣的外表面。
[0022]較佳地，所述冰型的微元柱面的等效高度h為所述微元柱面的d/2中線處的高度。
[0023]較佳地，在所述步驟(4)中，利用冰型測量卡板將形成在型材外表面上的冰型繪制成二維冰型圖。
[0024]較佳地，所述水滴來流方向垂直于所述機翼的展向。
[0025]較佳地，所述水滴來流方向垂直于所述機翼翼型的前緣的縱向延伸方向。
[0026]較佳地，所述水滴來流方向平行于所述飛機的飛行方向。
[0027]較佳地，所述水滴來流方向垂直于所述型材的外表面。
[0028]還提供一種獲取型材的局部水收集系數(shù)的試驗測量方法，包括如下步驟，
[0029](a)根據(jù)上述方法獲得型材的實際局部水收集率W ;
[0030](b)在水滴來流的流速V、液態(tài)水含量LWC和測試時間t分別與權利要求1中的水滴來流的流速、液態(tài)水含量、水密度和測試時間相同的試驗條件下，計算出微元來流高度上述的微元來流高度d的理論最大局部水收集率Wtl
[0031]w0=d.LffC.V.t
[0032](C)通過實際局部收集率W與理論最大收集率Wtl的比值計算得到局部水收集系數(shù)β
[OO33]
【權利要求】
1.一種獲取型材的實際局部水收集率的測試方法，所述方法包括如下步驟: (1)在平行于水滴來流(30)的方向，獲取所述型材的橫截面，在垂直于水滴來流(30)的方向上，在該橫截面的面對水滴來流(30)的外表面上以等間距d獲取微元面弧長作為型材外表面的微元面S，所述等間距d等于所述水滴來流(30)的微元來流高度； (2)將所述型材放入一可模擬的環(huán)境中，啟動試驗，當該環(huán)境中的流場穩(wěn)定后，開啟液滴噴霧系統(tǒng)，使該液滴噴霧系統(tǒng)沿水滴來流(30)方向朝所述型材的外表面噴射水滴，同時進行計時； (3)在指定時間t之后停止液滴噴霧系統(tǒng)的水滴噴射，此時在型材的外表面上形成霜冰； (4)利用測量裝置將形成在型材外表面上的霜冰的對應于所述橫截面的冰型(40)繪制成二維冰型圖； (5)根據(jù)等間距d將二維冰型圖中的冰型(40)劃分成對應于型材的微元面s的微元柱面，計算所述冰型(40)的所述微元柱面的面積，從而計算所述型材的相應微元面s的實際局部水收集率W，則
W=ds.P i 式中， ds為冰型(40)的微元柱面的面積， P i為冰型(40)的微元柱面的霜冰密度。
2.如權利要求1所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，在步驟(5)中，采用中線近似法計算所述微元柱面的面積，則
W=d.h.P i 式中， d為所述等間距，即冰型(40)的對應于微元來流高度的微元柱面的寬度， h為冰型(40)的微元柱面的等效高度。
3.如權利要求2所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，在所述步驟(2)和(3)中，液滴噴霧系統(tǒng)噴射水滴滿足如下條件:在低溫環(huán)境下，水滴撞擊在型材表面將不存在溢流，完全被所述表面所收集并形成所述霜冰。
4.如權利要求3所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，所述型材是飛機的機翼翼型，所述型材的外表面是所述翼型前緣的外表面。
5.如權利要求4所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，所述冰型(40)的微元柱面的等效高度h為所述微元柱面的d/2中線處的高度。
6.如權利要求1所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，在所述步驟(4)中，利用冰型測量卡板將形成在型材外表面上的冰型(40)繪制成二維冰型圖。
7.如權利要求4或5所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，所述水滴來流 (30)方向垂直于所述機翼的展向。
8.如權利要求4或5所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，所述水滴來流方向垂直于所述機翼翼型的前緣的縱向延伸方向。
9.如權利要求4或5所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，所述水滴來流方向平行于所述飛機的飛行方向。
10.如權利要求1一 6中的任何一項所述的局部水收集率的測試方法，其特征在于，所述水滴來流方向垂直于所述型材的外表面。
11.一種獲取型材的局部水收集系數(shù)的試驗測量方法，包括如下步驟， Ca)根據(jù)權利要求1所述的方法獲得型材的實際局部水收集率W ; (b)在水滴來流的流速V、液態(tài)水含量LWC和測試時間t分別與權利要求1中的水滴來流的流速、液態(tài)水含量和測試時間相同的試驗條件下，計算出微元來流高度為權利要求1中的微元來流高度d的理論最大局部水收集率Wtl
12.如權利要求11所述的局部水收集系數(shù)的試驗測量方法，其特征在于，在所述步驟Ca)中，用如權利要求2 - 10中任何一項權利要求所獲得的實際局部水收集率W來計算局部水收集系數(shù)β。
13.如權利要求11或12所述的局部水收集系數(shù)的試驗測量方法，其特征在于，該理論最大局部水收集率Wci通過冰風洞標定來驗證其數(shù)據(jù)可靠性。
【文檔編號】G01M9/00GK103759915SQ201410043799
【公開日】2014年4月30日 申請日期:2014年1月29日 優(yōu)先權日:2014年1月29日
【發(fā)明者】曾飛雄, 霍西恒, 王大偉, 南國鵬, 李革萍, 白穆 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院