高 珂張永杰朱永峰何舟東

(1.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,陜西西安 710089;2.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,陜西西安 710072)

機(jī)翼電脈沖除冰效果的仿真分析

高 珂1,*,張永杰2,朱永峰1,何舟東1

(1.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,陜西西安 710089;2.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,陜西西安 710072)

電脈沖除冰系統(tǒng)是保障飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下安全飛行的一種機(jī)械除冰系統(tǒng),它具有高效節(jié)能、穩(wěn)定性好、通用性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。國外研究機(jī)構(gòu)從20世紀(jì)70年代起就針對電脈沖除冰系統(tǒng)開展了大量的研究工作,國內(nèi)關(guān)于該方面的研究起步較晚。為研究不同因素對電脈沖除冰系統(tǒng)除冰效果的影響,本文分別建立了簡單翼型前緣結(jié)構(gòu)以及NACA2414、NACA2428、NACA2407等多種NACA翼型前緣結(jié)構(gòu)的機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)的有限元模型,并提出了基于除冰率的系統(tǒng)除冰效果評判準(zhǔn)則?；跈C(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)有限元模型,采用數(shù)值仿真,分別研究了不同幅值脈沖力作用下,脈沖力作用位置、翼型幾何形狀以及脈沖力作用序列對系統(tǒng)除冰效果的影響。通過對不同系統(tǒng)模型的仿真結(jié)果進(jìn)行分析,可以發(fā)現(xiàn):為達(dá)到相同除冰效果,采用對稱雙脈沖作用所需的幅值明顯小于單脈沖作用;相同工況下,相對厚度較小的翼型前緣除冰效果較好,且同一翼型的下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果;通過適當(dāng)調(diào)整脈沖觸發(fā)順序,可以達(dá)到或接近通過單純增加脈沖載荷所達(dá)到的除冰效果。本文通過仿真計(jì)算,提煉了機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)除冰效果隨各影響因素的變化規(guī)律,指出了機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)的優(yōu)化方向,為機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

電脈沖除冰;系統(tǒng)優(yōu)化;有限元;除冰率;數(shù)值仿真;影響因素;系統(tǒng)設(shè)計(jì)

0 引 言

在結(jié)冰氣象條件下,飛機(jī)機(jī)尾翼前緣及發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道口常出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象,這些關(guān)鍵部位結(jié)冰將導(dǎo)致飛機(jī)氣動性能惡化,嚴(yán)重者致使機(jī)毀人亡[1-2],因此,通常需要在這些關(guān)鍵部位安裝防/除冰裝置。據(jù)使用和設(shè)計(jì)形式的不同,飛機(jī)防/除冰裝置大致可分為:熱空氣防/除冰系統(tǒng)、機(jī)械式除冰系統(tǒng)及電熱式防/除冰系統(tǒng)等三種。國內(nèi)外飛機(jī)目前主要采用熱除冰系統(tǒng),但是熱除冰方式的損耗很大,因此研究者不斷探索低能耗的防除冰技術(shù)[3-4]。

電脈沖除冰系統(tǒng)作為一種電動-機(jī)械式除冰系統(tǒng),具有結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、質(zhì)量輕、能量消耗少、效率高、維修方便、使用壽命長等顯著優(yōu)點(diǎn)[5-8]。電脈沖除冰技術(shù)從20世紀(jì)70年代起受到國外研究機(jī)構(gòu)的重視,并開展了大量的研究工作。從1972年起,前蘇聯(lián)開始在飛機(jī)飛行過程中采用該系統(tǒng)進(jìn)行除冰[9],并在伊爾-18飛機(jī)上進(jìn)行了結(jié)冰氣象條件下的飛行試驗(yàn)[10-11]。美國在Beech Bonanza、Cessna 206、DHC-6 Twin Otter與B767等機(jī)型上也安裝了該系統(tǒng),不過還處于驗(yàn)證階段[12]。相比之下,我國在這方面的研究起步較晚,在型號應(yīng)用方面尚處于空白。李廣超等[13]基于Bernhart-Scharg模型預(yù)測通電線圈中電流的變化規(guī)律以及蒙皮受到的脈沖作用,但沒有研究脈沖作用位置、作用序列以及翼型幾何形狀對系統(tǒng)除冰效果的影響。李清英等[14]研究了電流大小、電頻率、鋁板厚度、鋁板彈性模量、鋁板密度以及鋁板長寬比對最大響應(yīng)位移的影響,但也沒有進(jìn)一步研究脈沖作用位置、作用序列以及翼型幾何形狀對系統(tǒng)除冰效果的影響。因此,有必要深入研究脈沖作用位置、作用序列以及翼型幾何形狀對電脈沖除冰系統(tǒng)除冰效果的影響。

本文建立了簡單前緣結(jié)構(gòu)和多種NACA前緣結(jié)構(gòu)的機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)有限元模型,提出了基于除冰率的系統(tǒng)除冰效果評判準(zhǔn)則,并基于有限元模型,采用數(shù)值仿真的方法,研究了脈沖力作用位置、翼型幾何形狀以及不同脈沖力序列對電脈沖除冰系統(tǒng)除冰效果的影響,進(jìn)而提出了機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)的優(yōu)化策略。

1 機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)原理

圖1為電脈沖除冰系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖[15]。安裝時(shí),在機(jī)翼蒙皮內(nèi)側(cè)放置電脈沖線圈,線圈與蒙皮間有小間隙,防止線圈與蒙皮相碰。根據(jù)前緣的尺寸和形狀,沿翼展放置適當(dāng)數(shù)量的線圈,線圈由前梁或安裝于翼肋上的橫梁支承。

圖1 機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Sketch map of wing EIDI system

飛機(jī)電脈沖除冰系統(tǒng)的基本原理如圖2所示[16]。系統(tǒng)通過電源給儲能電容充電,然后斷掉電源,觸發(fā)晶閘管,回路閉合,脈沖線圈產(chǎn)生很大的瞬間電流,瞬間形成很大的磁場,且由于線圈與飛機(jī)表面的間隙很小,瞬變磁場在飛機(jī)表面的鋁盤上感應(yīng)出很大的渦流,渦流與瞬態(tài)磁場作用產(chǎn)生可達(dá)幾k N的瞬間電磁力。此作用力使得飛機(jī)表面震動,雖然引起的位移很小,但是瞬間加速度很大,使得飛機(jī)上的冰層破裂脫落。

圖2 電脈沖除冰系統(tǒng)原理圖Fig.2 Diagram of EIDI system

2 機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)模型參數(shù)

2.1 脈沖力

由電脈沖除冰系統(tǒng)的原理可知,作用在鋁合金蒙皮上的脈沖載荷可設(shè)為:

式中A代表脈沖峰值;ω1為脈沖載荷對位置坐標(biāo)的頻率;R為半徑,即位置坐標(biāo)變量;?1為脈沖載荷對位置坐標(biāo)正弦函數(shù)的初相位;t為脈沖作用時(shí)間;ω2脈沖載荷對時(shí)間坐標(biāo)的頻率;?2為脈沖載荷對時(shí)間坐標(biāo)正弦函數(shù)的初相位。

由于脈沖載荷對位置坐標(biāo)和時(shí)間坐標(biāo)正弦函數(shù)的初相位均為0,故這里將脈沖線圈沖擊力設(shè)定為:

2.2 冰層脫落準(zhǔn)則

根據(jù)NASA的研究[17-18],電脈沖除冰過程中蒙皮與冰層間剪切力是冰層松脫的主要因素。本文引用了兩種考慮剪切強(qiáng)度的冰層脫落準(zhǔn)則。

文獻(xiàn)[17]采用梁單元模擬冰層附著力在鋁蒙皮與冰層間的傳遞,且當(dāng)梁單元上傳遞的剪應(yīng)力達(dá)到層間剪切強(qiáng)度時(shí)判定冰層脫落。由此,提出了一種基于鋁蒙皮與冰層間剪切強(qiáng)度的冰層脫落準(zhǔn)則:

式中τmax為鋁蒙皮與冰層間最大剪切應(yīng)力,τU為層間剪切強(qiáng)度,取值為0.345 MPa。

文獻(xiàn)[18]中鋁蒙皮與冰層通過層間單元節(jié)點(diǎn)連接,并考慮鋁蒙皮與冰層間法向正應(yīng)力和層間剪應(yīng)力的共同作用,進(jìn)而提出了一種考慮層間法向正應(yīng)力的冰層脫落準(zhǔn)則:

式中σmax為間法向最大正應(yīng)力,σU=1.44 MPa為法向拉伸強(qiáng)度,τmax為鋁蒙皮與冰層間最大剪切應(yīng)力,τU= 0.4 MPa為層間剪切強(qiáng)度。

為更加準(zhǔn)確地模擬電脈沖除冰的過程,選取了文獻(xiàn)[18]中的冰層脫落準(zhǔn)則。

2.3 電脈沖除冰仿真模型

基于簡單前緣模型和NACA前緣模型來研究不同因素對機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)除冰效果的影響。兩類模型的冰層厚度均取3.0 mm。

簡單前緣模型如圖3所示。采用半圓柱鋁合金殼體模擬機(jī)翼前緣除冰結(jié)構(gòu),圓柱直徑為200.0 mm,長度為300.0 mm,厚度為2.0 mm。

圖3 簡單前緣模型Fig.3 Simple leading edge model

如圖4所示,采用了三種NACA前緣模型,即NACA2414、NACA2428和NACA2407,三種模型的鋁蒙皮厚度均采用2.0 mm。

圖4 NACA前緣模型Fig.4 NACA airfoil models

2.4 除冰效果評判準(zhǔn)則

為量化系統(tǒng)的除冰效果,提出了基于除冰率的系統(tǒng)除冰效果評判準(zhǔn)則。

式中λ為除冰率,用以評判電脈沖除冰系統(tǒng)的除冰效果,Sc為已除去冰層的面積,Sa冰層的總面積。

3 仿真結(jié)果與分析

基于上述的有限元模型,研究了脈沖力作用位置、翼型幾何形狀以及作用序列對電脈沖除冰系統(tǒng)除冰率的影響,進(jìn)而提出了系統(tǒng)的優(yōu)化策略。

3.1 不同脈沖力作用位置

采用如圖3所示的簡單前緣模型來研究脈沖力作用位置對系統(tǒng)除冰率的影響。對于簡單前緣結(jié)構(gòu),選取了五種工況。五種工況可分為兩類:一類為單脈沖作用,包括前緣正前方單脈沖作用、前緣側(cè)方30°單脈沖作用和前緣側(cè)方45°單脈沖作用;另一類為對稱雙脈沖作用,包括前緣兩側(cè)±30°對稱雙脈沖作用和前緣兩側(cè)±45°對稱雙脈沖作用。

針對五種工況研究了單倍峰值、2倍峰值、3倍峰值、4倍峰值和5倍峰值的單脈沖作用下,簡單前緣結(jié)構(gòu)的除冰效果。圖5為5倍峰值的單脈沖作用在不同位置時(shí)簡單前緣模型的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。圖6為不同作用位置下除冰率隨單脈沖峰值壓力的變化曲線。

圖5 5倍峰值的單脈沖作用在不同位置時(shí)的除冰效果Fig.5 De-icing results at different locations of single impulse force with fivefold magnitude

由圖6可以看出,簡單前緣結(jié)構(gòu)的除冰率隨著脈沖載荷的增加而增加。單脈沖作用在正前方時(shí)簡單前緣模型的除冰率明顯高于作用在側(cè)上方30°和45°時(shí)的除冰率。主要原因是:對于對稱簡單前緣結(jié)構(gòu),正前方的脈沖作用可以使鋁蒙皮的響應(yīng)向上下翼面對稱傳遞,而越遠(yuǎn)離正前方對稱點(diǎn)的脈沖作用,其鋁蒙皮的響應(yīng)就越難于傳遞到另一側(cè)翼面,故無法達(dá)到全翼面整體除冰的效果。

圖6 單脈沖作用時(shí)除冰率隨脈沖峰值的變化曲線Fig.6 System de-icing results for single impulse vs impulse magnitude

圖7為不同角度的對稱雙脈沖作用下簡單前緣結(jié)構(gòu)的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。

由圖7可以看出,雙側(cè)±45°雙脈沖作用下的除冰率明顯高于雙側(cè)±30°雙脈沖作用下的除冰率。主要原因是:在雙側(cè)±45°雙脈沖作用下,簡單前緣結(jié)構(gòu)在對稱位置處的脈沖響應(yīng)疊加增強(qiáng)效果更為顯著,所以除冰效果更好。

圖7 不同角度的雙脈沖作用時(shí)的除冰效果Fig.7 De-icing results of double impulse force with different angles

3.2 不同翼型結(jié)構(gòu)

如圖4所示,選取了三種NACA機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)來研究不同翼型對除冰效果的影響,包括NACA2414機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)、NACA2428機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)和NACA2407機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)。三種前緣結(jié)構(gòu)的脈沖力作用方式都為上下翼面同時(shí)作用。三種模型的具體參數(shù)如表1所示。

表1 翼型參數(shù)Table 1 Airfoil parameters

分別研究了0.5倍峰值、0.8倍峰值和單倍峰值的脈沖作用下不同翼型結(jié)構(gòu)的除冰效果。圖8為單倍峰值脈沖作用下不同前緣模型的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。

圖8 單倍峰值脈沖作用下不同前緣結(jié)構(gòu)的除冰效果圖Fig.8 De-icing results of one multiple magnitude impulse force applied on different airfoils

圖9 不同前緣結(jié)構(gòu)的除冰率隨脈沖力峰值的變化曲線Fig.9 System de-icing results of different airfoils vs.impulse magnitude

由圖9可以看出:前緣結(jié)構(gòu)的除冰率隨著脈沖作用力的增加而增加,除冰效果越來越顯著;在相同脈沖載荷作用下,相對厚度較小的翼型前緣除冰率更高,除冰效果更好,主要是由于相對厚度較小的翼型抗彎剛度較小,激勵引起振動會更明顯,脈沖作用后的加速度、速度響應(yīng)相對較大;下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果,主要是由于上翼面的弧度相對稍大,結(jié)構(gòu)特性呆滯,抗彎剛度較小,脈沖打擊力有所消弱。

3.3 不同脈沖序列

為分析不同脈沖序列對前緣除冰效果的影響,選取了11種工況,并采用三段NACA2414機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)的有限元模型進(jìn)行仿真,如表2所示。

圖10為三對0.8倍峰值脈沖同時(shí)作用時(shí)的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。圖11為三對0.8倍峰值脈沖力作用下中間脈沖延遲不同時(shí)長時(shí)前緣結(jié)構(gòu)的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。圖12為三對0.8倍峰值脈沖力作用下兩側(cè)脈沖延遲不同時(shí)長時(shí)前緣結(jié)構(gòu)的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。圖13為三對非均勻脈沖作用時(shí)的除冰效果圖和相應(yīng)的除冰率。

表2 工況Table 2 Cases

圖10 工況1的除冰效果圖(除冰率:71.6%)Fig.10 De-icing results of case 1

圖14為三段NACA2414機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)在不同脈沖序列作用下的除冰率。從圖14可以看出:脈沖載荷的大小對除冰率的影響比脈沖載荷觸發(fā)順序的影響更加明顯;通過適當(dāng)調(diào)整脈沖觸發(fā)順序可以達(dá)到或接近通過單純增加脈沖載荷所達(dá)到的除冰效果。

圖11 工況2～5的除冰效果圖Fig.11 De-icing results of case 2～5

圖12 工況6～9的除冰效果圖Fig.12 De-icing results of case 6～9

圖13 工況10～11的除冰效果圖Fig.13 De-icing results of case 10～11

圖14 三段NACA2414機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)在不同脈沖序列作用下的除冰率Fig.14 De-icing ratio of NACA2414 airfoil for different cases

4 結(jié) 論

本文建立了多種翼型結(jié)構(gòu)的機(jī)翼電脈沖防除冰系統(tǒng)的有限元模型,提出了基于除冰率的系統(tǒng)除冰效果評判準(zhǔn)則,研究了不同因素對電脈沖防除冰系統(tǒng)除冰效果的影響。

通過分析仿真結(jié)果可以發(fā)現(xiàn):為達(dá)到相同除冰效果,采用對稱雙脈沖作用所需的幅值明顯小于單脈沖作用;相同工況下,相對厚度較小的翼型前緣除冰效果較好,且同一翼型下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果;通過適當(dāng)調(diào)整脈沖觸發(fā)順序可以達(dá)到或接近通過單純增加脈沖載荷所達(dá)到的除冰效果。研究為機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

[1]Zhou Z H,Yi X,Gui Y W,et al.An efficient method to simulate water droplet trajectory and impingement[J].Acta Aerodynamica Sinca,2014,32(5):712-716.(in Chinese)周志宏,易賢,桂業(yè)偉,等.水滴撞擊特性的高效計(jì)算方法[J].空氣動力學(xué)學(xué)報(bào),2014,32(5):712-716.

[2]Lynch F T,Khodadoust A.Effects of ice accretions on aircraft aerodynamics[J].Progress in Aerospace Sciences,2001,37 (8):669-767.

[3]Wu X H,Yang D,Zhang X B,et al.Modeling and simulation of aircraft electro-impulse de-icing system[J].Journal of System Simulation,2010,22(4):1064-1066.(in Chinese)吳小華,楊堤,張曉斌,等.飛機(jī)電脈沖除冰系統(tǒng)的建模與仿真[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2010,22(4):1064-1066.

[4]Yao Y,Lin G P.Modeling and analys is of electro-impulse deicing system[J].Aircraft Design,2008,28(1):64-75.(in Chinese)姚遠(yuǎn),林貴平.電脈沖除冰系統(tǒng)的建模與計(jì)算分析[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2008,28(1):64-75.

[5]Khatkhate A A,Skavuzzo R J,Chu M L.A finite element study of the EIDI system[R].AIAA 88-0022,1988.

[6]Henderson R A.Theoretical analysis of the electrical aspects of the basic electro-impulse problem in aircraft de-icing applications[D].Wichita State University,1986.

[7]Smith S O.Modeling and strain gauging of eddy current repulsion deicing systems[R].AIAA 1933-0296,1993.

[8]Bernhart W D,Schrag R L.Electro impulse de-icing: electrodynamic solution by discrete elements[J].Journal of Aircraft,1989,26(6):547-553.

[9]Kodet A C.Electro-impulse deicing[C]//Proceedings of the 1988 IEEE.Binghamton,NY:IEEE,1988:193-200.

[10]Zumwalt G W,Friedberg R A.Designing an electroimpulse deicing system[R].AIAA 86-0545,1986.

[11]Levin I A.Electric-impulse de-icing system(aviation)[R]. PWT Brochure,1997.

[12]Zumwalt G W,Schrag R L,Bernhart W D,et al. Electroimpulse de-icing testing analysis and design[R].NASA CR-4175,1988.

[13]Li G C,He J,Lin G P.Research of electrodynamics in electroimpulse de-icing(EIDI)system[J].Journal of Aerospace Power,2011,26(12):54-59.(in Chinese)李廣超,何江,林貴平.電脈沖除冰(EIDI)系統(tǒng)電動力學(xué)模型分析[J].航空動力學(xué)報(bào).2011,26(12):54-59.

[14]Li Q Y,Zhu C L,Bai T.Simplification of de-icing excitation and influential factors of the electro-impulse de-icing system [J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2012,33(8): 1384-1393.(in Chinese)李清英,朱春玲,白天.電脈沖除冰系統(tǒng)除冰激勵的簡化與影響因素[J].航空學(xué)報(bào),2012,33(8):1384-1393

[15]Wang Y.The flight experiment and wind tunnel experiment of the electro-impulse system[J].International Aviation,1995 (5):19-23.(in Chinese)王苑.電子脈沖系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)[J].國際航空, 1995(5):19-23.

[16]He Z D.Parameter design of electro-impulse de-icing[J]. Aeronautical Science&Technology,1995(5):19-23.(in Chinese)何舟東.飛機(jī)電脈沖除冰系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)[J].航空科學(xué)技術(shù), 2014,25(6):33-37.

[17]Durali M,Javid G A,Kasaiezadeh A.Collision avoidance maneuver for an autonomous vehicle[C]//Proceedings of the 2006 IEEE 9th Advanced Motion Control.Istanbul,Turkey, 2006:249-254.

[18]Feng J X,Ruan J H,Li Y B.Study on intelligent vehicle lane change path planning and control simulation[C]//Proceedings of the 2006 IEEE International Conference on Information Acquisition.Weihai,China,2006:683-688.

[19]Scavuzzo R J,Chu M C,Woods E J,et al.Finite element studies of the electro impulse de-icing system[J].Journal of Aircraft,1990,27(9):757-763.

[20]Labeas G N,Diamantakos I D,Sunaric M M.Simulation of the electroimpulse de-icing process of aircraft wings[J].Journal of Aircraft,2006,43(6):1876-1885.

Simulation analysis on efficiency of wing electro-impulse de-icing system

Gao Ke1,*,Zhang Yongjie2,Zhu Yongfeng1,He Zhoudong1
(1.AVIC The First Aircraft Institute,Xi’an710089,China; 2.School of Aeronautics,Northwestern Polytechnical University,Xi’an710072,China)

Electro-impulse de-icing system is an appliance which assures the safety of aircrafts in icing condition.It has some major advantages such as effectiveness,less energy consumption, stability,reliability,etc.From 80s of last century,many overseas institutions have been focused on the study of electro-impulse de-icing system,and much progress has been achieved.However, the domestic research in this field started relatively later.In order to study effects of different factors on de-icing result of a wing electro-impulse de-icing system,finite element models of the wing electro-impulse de-icing system were developed for a simple leading edge structure and different NACA airfoils.Based on the de-icing ratio of the electro-impulse de-icing system,the evaluation criterion was developed for the de-icing results of the system.Based on the finite element models,detailed numerical studies have been carried out to evaluate the de-icing results in consideration of different leading edge structures as well as the positions and the sequences of the impulse force with different magnitudes.The curves were established for the de-icing ratio of the system which changes with varying impulse force magnitudes.By analyzing the numerical results of different electro-impulse de-icing system models,it can be found that the magnitude of the double pulse is much less than that of the single pulse to reach the same de-icing results.The de-icing result of the airfoil with minimum relative thickness is best in the same conditions.The same results can be achieved with a proper impulse force sequence and a proper pulse magnitude.Based on the present result,the regulation has been extracted for the variable de-icing efficiency due to different factors.Some new research fields have been pointed out for optimizing the electro-impulse de-icing system.A foundation has been established for the design of a electroimpulse de-icing system.

electro-impulse de-icing;system optimization;finite element;de-icing ratio; numerical simulation;influential factors;system design

V244.1+5

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0224

0258-1825(2016)06-0725-07

2015-12-21;

2016-01-14

航空科學(xué)基金(2010ZA03002)

高珂*(1989-),男,陜西渭南人,碩士,助理工程師,研究方向:防/除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì).E-mail:gaoke_nwpu@sina.com

高珂,張永杰,朱永峰,等.機(jī)翼電脈沖除冰效果的仿真分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報(bào),2016,34(6):725-731.

10.7638/kqdlxxb-2015.0224 Gao K,Zhang Y J,Zhu Y F,et al.Simulation analysis on efficiency of wing electro-impulse de-icing system[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):725-731.