● 摘要
结冰对飞机的安全性形成极大的隐患，防冰系统是必要的防护装置，为了保证飞机在结冰气候条件下的飞行安全，商用飞机的机翼前缘和发动机进气口等主要部件处均要求安装防/除冰装置。本文主要从工程实际出发，基于某型飞机机翼前缘双蒙皮通道的结构特点以及短小针肋传热的研究，提出了一种强化防冰腔传热效果的新方案。
热气防冰是目前飞机常用的防冰技术之一，为了提高热气防冰系统的防冰效率，提出使用短小针肋绕流强化传热效果。文中通过在防冰腔通道内增加稀疏的短小针肋阵列，采用实验方法对不同针肋结构、不同槽道型式对强化传热和流动阻力的影响进行研究。
研究内容包括：
1.提出了新型防冰结构的具体方案，设计并搭建了防冰实验台。
2.通过实验验证本文提出防冰结构的可行性，重点在于研究短小针肋强化传热的机理和性能。使用简化模型针肋-矩形槽道和真实的双蒙皮曲率槽道。
3.探究了不同结构参数、流动参数与热流密度边界条件下，实验件传热特性变化规律，整理出不同结构参数下短小针肋强化传热的效果及阻力特性。
4.综合热性能分析，探寻适宜热气防冰腔结构的布置针肋的临界高度值以及针肋布置的较佳排列形式。
研究结果表明：针肋直径越大，强化传热效果越好，流动阻力也越大；等体积比，不同针肋阵列强化传热效果相同，针肋体积占槽道的体积比为影响强化传热的主要因素，通过综合热性能分析，本文推荐选用体积比低于0.095% 、3*4 阵列、直径小的防冰腔结构。当针肋高度小于1.5mm时，加入针肋后传热效果仅提高6%左右；针肋高度2mm时，传热效果提高23.66%，且压力损失系数增加相对不大，综合热性能良好。由此我们得出在本文研究的结构中，适宜布置针肋的槽道高度临界值介于1.5mm与2mm之间。