阅读说明：本技术 一种旋翼桨叶结冰气动特性评估方法、电子产品和存储装置 (Rotor blade icing aerodynamic characteristic evaluation method, electronic product and storage device ) 是由 曹普孙 张威 潘喜英 胡偶 吴林波 于 2020-04-30 设计创作，主要内容包括：本发明属于旋翼桨叶防/除冰设计领域,综合考虑直升机的云雾结冰环境、桨叶流场特性、桨叶水滴撞击特性和桨叶结冰参数影响等因素提出一种旋翼桨叶结冰气动特性评估方法、电子产品和存储装置。基于直升机飞行包线评估旋翼桨叶剖面气动环境；以桨叶结冰核心影响参数作为结冰条件,执行结冰分析方法,确定桨叶结冰核心影响水滴直径；以桨叶结冰核心影响水滴直径为结冰条件,再次采用结冰分析方法进一步求解桨叶冰型,并基于该桨叶冰型确定桨叶防除冰防护范围。为桨叶加热组件控制率设计提供依据,从而提升直升机复杂云雾结冰环境作战能力。(The invention belongs to the field of rotor blade anti-icing/deicing design, and provides a rotor blade icing aerodynamic characteristic evaluation method, an electronic product and a storage device by comprehensively considering factors such as a cloud and fog icing environment, blade flow field characteristics, blade water droplet impact characteristics and blade icing parameter influence of a helicopter. Evaluating a rotor blade profile aerodynamic environment based on a helicopter flight envelope; taking the blade icing core influence parameters as icing conditions, executing an icing analysis method, and determining the diameter of the water drops influenced by the blade icing core; and taking the diameter of water drops influenced by the icing core of the blade as an icing condition, further solving the blade ice type by adopting an icing analysis method, and determining the blade ice prevention and control protection range based on the blade ice type. The control rate design method provides basis for the control rate design of the blade heating assembly, and therefore the fighting capacity of the helicopter in the complex cloud and fog icing environment is improved.)

一种旋翼桨叶结冰气动特性评估方法、电子产品和存储装置

技术领域

本发明属于旋翼桨叶防/除冰设计领域，综合考虑直升机的云雾结冰环境、桨叶流场特性、桨叶水滴撞击特性和桨叶结冰参数影响等因素提出一种旋翼桨叶结冰气动特性评估方法、电子产品和存储装置。

背景技术

为满足直升机全天候作战需求，实现云雾结冰环境飞行，攻克旋翼结冰环境下适应性，使直升机飞行性能满足设计要求成为型号研制的重难点。旋翼结冰严重影响桨叶翼型的气动效率，使旋翼升力下降、需用功率增加，甚至影响全机的动稳定性及振动特性，危及直升机飞行安全。为保证直升机在云雾结冰环境条件下的飞行安全，旋翼系统需加装防/除冰系统,旋翼桨叶结冰气动特性研究是旋翼防/除冰设计的基础。

因此需要有效的评估直升机飞行包线内不同云雾结冰环境下的旋翼桨叶结冰特性，可以确定桨叶的结冰范围、结冰速率，为旋翼防/除冰系统提供准确的桨叶结冰防护范围，为桨叶加热组件控制率设计提供依据，从而提升直升机复杂云雾结冰环境作战能力。

发明内容

本发明的目的是提出一种满足直升机飞行包线要求的旋翼桨叶结冰特性评估方法、电子产品和存储装置，用于旋翼防/除冰系统加热组件设计，提升直升机复杂云雾结冰环境的飞行能力。

本发明提供一种旋翼桨叶结冰气动特性评估方法，该方法包括以下步骤：

S1：基于直升机飞行包线评估旋翼桨叶剖面气动环境，包括桨叶剖面气动迎角和来流马赫数；

S2：以桨叶结冰核心影响参数作为结冰条件，执行结冰分析方法，确定桨叶结冰核心影响水滴直径；

S3：以桨叶结冰核心影响水滴直径为结冰条件，再次采用结冰分析方法进一步求解桨叶冰型，并基于该桨叶冰型确定桨叶防除冰防护范围。

进一步地，步骤S1中，通过涡流理论、叶素理论建立直升机飞行动力学模型配平求得桨叶剖面气动迎角，通过等效桨叶二维流场来流马赫数第一公式获得来流马赫数。

进一步地，假定旋翼桨叶各剖面翼型段无展向流，通过等效桨叶二维流场来流马赫数第一公式得出用于结冰计算的翼型剖面气动环境，所述第一公式为：

其中，

M_2D为翼型剖面结冰条件下的来流马赫数，Cp_max为翼型剖面最大压力系数，M_tip为桨叶桨尖马赫数。

进一步地，步骤S2中，结冰环境采用CCAR-29部附录C的结冰包线，包括最大连续结冰包线和最大间断结冰包线，以桨叶结冰核心影响参数作为结冰条件，执行结冰分析方法。

进一步地，所述桨叶结冰核心影响参数确定方法，以水滴直径作为变量，分析两类结冰环境下桨叶各翼型剖面水滴收集率，得出桨叶水滴收集率最严酷状态对应的水滴直径。

进一步地，所述结冰分析方法基于气动环境和结冰条件获得桨叶结冰时的流场、水滴撞击特性；结冰分析方法采用非定常N-S方程和气液两相流法来模拟冰层增长过程。

进一步地，所述结冰分析方法具体包括如下步骤：

S2.1：翼型网格生成；

S2.2：根据结冰条件和桨叶剖面气动环境采用气液两相流求解翼型非定常流场特性；

S2.3：采用热力学模型计算指定结冰时间后的第一冰型；

S2.4：采用变形网格技术，生成新的翼型网格，根据结冰条件和桨叶剖面气动环境采用气液两相流求解翼型非定常流场特性；采用热力学模型计算指定结冰时间后的第二冰型；

S2.5：比较第一冰型和第二冰型的厚度，如果两者的厚度相同则结束，同时获得桨叶结冰时的流场、水滴撞击特性；否则返回步骤2.1。

本发明还提供一种电子产品，该电子产品能够执行上述的旋翼桨叶结冰气动特性评估方法。

本发明还提供一种存储装置，该存储装置中存储有能够在计算机中运行的程序，执行如上述的旋翼桨叶结冰气动特性评估方法。

技术效果：通过算例验证表明，本方法可有效计算得出直升机飞行包线内桨叶结冰情况，本方法得到的桨叶结冰防护范围和结冰冰型，已应用于型号旋翼防/除冰设计，并通过喷洒塔实验验证。

附图说明

图1为本发明翼型结冰分析方法的流程示意图；

图2为本发明优选实施例的水滴撞击流线及水滴收集系数示意图；

图3为本发明优选实施例的最大连续结冰条件水滴收集率曲线示意图；

图4为本发明优选实施例的最大间断结冰条件水滴收集率曲线示意图；

图5为本发明优选实施例的翼型结冰速率曲线示意图；

图6为本发明优选实施例的桨叶结冰过程示意图；

图7为将本发明应用于防除冰系统喷洒塔的试验结果示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护范围。

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

图1为本步骤分析方法流程图，本发明的旋翼桨叶结冰气动特性评估方法，包括以下步骤：

S1：基于直升机飞行包线评估旋翼桨叶剖面气动环境；

该步骤通过涡流理论、叶素理论建立直升机飞行动力学模型配平求得桨叶剖面气动迎角，通过等效桨叶二维流场来流马赫数第一公式获得来流马赫数。

其中，假定旋翼桨叶各剖面翼型段无展向流，通过等效桨叶二维流场来流马赫数第一公式得出用于结冰计算的翼型剖面气动环境。

所述第一公式为：其中，M_2D为翼型剖面结冰条件下的来流马赫数，Cp_max为翼型剖面最大压力系数，M_tip为桨叶桨尖马赫数。

S2：确定桨叶结冰核心影响水滴直径；

结冰环境采用CCAR-29部附录C的结冰包线(包括两类：最大连续结冰包线和最大间断结冰包线)。以桨叶结冰核心影响参数作为结冰条件，执行结冰分析方法。

桨叶结冰核心影响参数确定方法：以水滴直径作为变量，分析两类结冰环境下桨叶各翼型剖面水滴收集率，得出桨叶水滴收集率最严酷状态对应的水滴直径。

所述结冰分析方法基于气动环境和结冰条件获得桨叶结冰时的流场、水滴撞击特性；结冰分析方法采用非定常N-S方程和气液两相流法来模拟冰层增长过程，具体包括如下子步骤：

S2.1：翼型网格生成；

S2.2：根据结冰条件和桨叶剖面气动环境采用气液两相流求解翼型非定常流场特性；

S2.3：采用热力学模型计算指定结冰时间后的第一冰型；

S2.4：采用变形网格技术，生成新的翼型网格，根据结冰条件和桨叶剖面气动环境采用气液两相流求解翼型非定常流场特性；采用热力学模型计算指定结冰时间后的第二冰型；

S2.5：比较第一冰型和第二冰型的厚度，如果两者的厚度相同则结束，同时获得桨叶结冰时的流场、水滴撞击特性；否则返回步骤2.1。

S3：以桨叶结冰核心影响水滴直径为结冰条件，再次采用结冰分析方法进一步求解桨叶冰型，并基于该桨叶冰型确定桨叶防除冰防护范围。

本发明还提供一种电子产品，该电子产品能够执行上述旋翼桨叶结冰气动特性评估方法。

本发明还提供一种存储装置，该存储装置中存储有能够在计算机中运行的程序，执行上述旋翼桨叶结冰气动特性评估方法。

图2是根据本发明一实施例的直升机飞行包线中悬停状态结冰环境下桨叶典型剖面水滴撞击流线和水滴收集系数。水滴主要附着在桨叶剖面翼型前沿，水滴附着区域为主要结冰位置。相同的结冰条件下，水滴收集系数越高区域，结冰速率越快，结冰厚度越大。

本发明的桨叶结冰气动特性评估方法，是采用CCAR-29部附录C的结冰包线作为结冰环境条件。

图3是根据本发明一实施例的桨叶最大连续结冰条件水滴收集率曲线示意图，图4是根据本发明一实施例的桨叶最大间断结冰条件水滴收集率曲线示意图。通过水滴收集率曲线，可以得出：叶水滴收集率最严酷状态对应的水滴直径:16μm至22μm(最大连续结冰条件)、19μm至20μm(最大间断结冰条件)，以此作为桨叶结冰核心影响参数。

图5是根据本发明一实施例的翼型结冰速率，图6是根据本发明一实施例的在不同环境温度下直升机悬停状态桨叶典型剖面结冰情况。

对CCAR-29部附录C的结冰包线，采用本发明评估方法，确定直升机桨叶结冰核心影响参数，作为实施例桨叶结冰情况计算分析条件，对直升机飞行包线内飞行状态(飞行速度、飞行重量、飞行高度及环境温度)开展桨叶结冰情况分析，最终确定桨叶各剖面的结冰速率和结冰厚度，以此作为桨叶防除冰控制率、结冰防护范围依据。图7为根据本发明实施例的设计结果，采用本发明实施例评估的直升机桨叶结冰作为设计条的直升机桨叶安装防除冰系统，通过喷洒塔试验验证本发明的有效性，结冰环境下直升机开启防/除冰系统需用功率仅增加4％，满足直升机使用要求。

最后需要指出的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或退换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。