Hur påverkar turbulensövergången och grovhetsvärden isformning under flygplansensättning?

För att förstå fenomenet isbildning under flygplansensättning är det avgörande att noggrant studera hur övergången från laminär till turbulent flöde påverkar isens tillväxt och form. I de simulerade modeller som utfördes på olika fallstudier, inklusive de från NATO-sponsrade projekt som AVT-NATO-RTO, observerades att resultat från integralmodeller var i överensstämmelse med experimentella data upp till en vinkel på 140 grader, medan CFD++-modellen visade bättre överensstämmelse i strömningsvinklar nedströms 60 grader. Däremot misslyckades CFD++ med att ge exakta resultat för vinklar uppströms 30 grader, där övergången från laminär till turbulent flöde inträffade, vilket antyder en brist på övergångslängd i modellen.

Vidare undersöktes effekten av olika sandgränsgrovhetsvärden (ks) på den konvektiva värmeöverföringskoefficienten och övergångens placering. I simuleringarna användes olika värden på ks för att bättre passa de experimentella isformerna. Det framkom att för mycket små värden på ks (mindre än 0,0001) var isformen nästan identisk med den i experimenten, medan en ökning av ks resulterade i en snabbare övergång till turbulent flöde, vilket i sin tur orsakade förändringar i isens geometri.

I experimenten var den bästa anpassningen av ks 0,000125 m, vilket visade sig ha en stor påverkan på isens tillväxt. Detta berodde på att det när övergången från laminärt till turbulent flöde inträffade, även små förändringar i ks ledde till signifikanta förändringar i isens form. Modellen som implementerades för att simulera övergången från laminär till turbulent strömning, särskilt med en funktion för intermittens (som Stefanini et al. föreslog 2007), visade att en gradvis övergång resulterade i en jämnare isform.

Simuleringarna som genomfördes visade också hur viktig en noggrann prediktion av övergångens position och utvecklingen av turbulensmodellen var för att uppnå en mer realistisk modell för isbildning. Detta var särskilt tydligt när de olika modellerna för övergången till turbulent flöde jämfördes. Medan ONERA2D-modellen använde en mer abrupt övergång, förbättrades resultaten avsevärt genom att kombinera det med den smidigare modellen för övergång.

Det är också av vikt att förstå hur olika externa faktorer, såsom luftens fuktighet (LWC) och medelvolymdiameter (MVD) för vattendropparna, påverkar isbildningen. Variationer i dessa parametrar kan orsaka stora skillnader i både isens geometri och dess växthastighet. Eftersom isbildningen är mycket känslig för dessa små förändringar, måste simuleringsmodeller inkludera realistiska antaganden om atmosfäriska förhållanden.

För att optimera flygsäkerheten och minimera isbildning på flygplansvingar är det inte bara viktigt att förstå och simulera dessa fysiska processer, utan också att noggrant kalibrera modellerna baserat på verkliga experimentella data. Genom att använda rätt parametrar och modeller kan man förutsäga isens växtmönster mer exakt och därmed fatta bättre beslut om flygplansdesign och åtgärder för att förhindra isbildning under flygning.

Hur kan man förutsäga och validera isavslagning på rotorblad under olika flygförhållanden?

När is ackumuleras på rotorblad, är förståelsen av dess avslagning avgörande för säker och effektiv drift. Processen börjar ofta med att enskilda iselement, om inte förenade av specifika villkor, slås samman till ett successivt växande “kombinerat” iselement från bladets spets mot roten. Denna sammansmältning fortsätter steg för steg längs bladet och bildar större sammanhängande ismassor.

Efter 210 sekunder visar kombinationen av centrifugalkraft och aerodynamiska krafter att den kritiska dragkraften överskrids vid 85% av bladlängden, vilket initierar en spricka i isen som snabbt sprider sig och leder till att ismassan släpper. Experimentellt observerades att avslagningen inträffade nära 82% av bladets längd efter 215 sekunders isbildning, vilket bekräftar modellens precision. Denna sektionella metod, som används i FENSAP-ICE+HELO, har därmed visat sig kunna beräkna tidpunkt och plats för isavslagning med hög noggrannhet och används vidare för prediktioner vid framåtflygning där experimentdata saknas.

I framåtflygningstest utfört av Georgia Tech i en vindtunnel med tvåbladiga rotorblad vid höga varvtal (2100 rpm) accentueras centrifugalkraftens dominans ytterligare. Tack vare hög rotationshastighet sker isavslagning betydligt snabbare jämfört med hoverfallet vid 400 rpm. Efter endast 60 sekunder ackumulerad is sker avslagning vid 73% av bladlängden. Detta illustrerar hur ökad rotationshastighet kraftigt påskyndar processen och påverkar platsen för avslagning.

För att studera isens bana efter avslagning finns två huvudsakliga metoder: tvåvägs- och envägs aerodynamisk koppling mellan luftflödet och isstycket. Tvåvägskoppling innebär att isstycket påverkar flödet tillbaka, vilket kräver komplexa nätverksstrukturer och hög numerisk kostnad. I denna studie används envägskoppling, där endast luftflödet påverkar isstycket, vilket möjliggör beräkning av isstyckets rörelse utifrån beräknat flöde. Metoden inkluderar dynamisk uppdatering av flödesfältet baserat på rotorbladens azimutvinkel, konstruktion av aerodynamiska databaser för olika isformer samt integration av Newtons och Eulers rörelseekvationer för att fastställa både translation och rotation av isstycket.

Förutom dessa tekniska aspekter är det väsentligt att förstå den komplexa interaktionen mellan centrifugalkrafter, isens geometri och den aerodynamiska miljön, där variationer i rotationshastighet och isuppbyggnad signifikant påverkar avslagningens tidsförlopp och position. Den exakta lokaliseringen av sprickbildning och hur denna spridning leder till avslagning är centrala för tillförlitliga prediktioner, särskilt då experimentella data inte alltid är tillgängliga för alla flygförhållanden.

Det är också avgörande att notera att aerodynamiska krafter endast blir dominanta vid relativt höga Mach-tal på bladspetsen, vilket gör att centrifugalkraften ofta är den avgörande faktorn för isavslagning på rotorblad. Förmågan att exakt modellera dessa krafter och deras kombination utgör grunden för avancerade prediktionsverktyg som kan stödja både design och drift av rotorcraft i iskalla miljöer.

Hur simuleras isbildning på rotorblad?

För att lösa detta problem har metoder för is-skalning introducerats, men det råder fortfarande ingen enighet om den bästa praktiken för dessa skalningslagar på rotorblad. Detta försvåras av de små storlekarna på de subskaliga rotorbladen som används i experimenten. Experimenten som genomfördes i NASA:s Icing Research Tunnel på Power Force Model använde exempelvis 0,175 skalade UH-60 rotorblad. Nyligen har NASA valt att använda ett fullskaligt Bell 206-stjärtrotorblad med en diameter på 65 tum för att hantera dessa utmaningar. Vid Université du Québec à Chicoutimi användes en subskalad modell rotor i skala 1/18 för att testa iskyddssystem. De största experimentella testerna för rotorbladens isning genomfördes vid Adverse Environmental Rotor Icing Test Stand, där rotorblad med diametrar upp till 9 fot har demonstrerats. I dessa testanläggningar har rotorblad med chordat längder som representerar fullskaliga helikopterblad använts, även om rotorbladens diameter fortfarande är en begränsning.

För att förstå hur isbildning på rotorcraft kan simuleras är det först fördelaktigt att känna till simuleringsstrukturen som används för att förutsäga isbildning på fastvingade flygplan. En vanlig simuleringsstruktur för isbildning på fastvingade flygplan innebär vanligtvis en tre-stegsprocess som iterativt uppdaterar modellen för att ta hänsyn till den instabila isackumulationen. Denna process kallas för "multi-step ice accretion" och visualiseras i en figur som används för att illustrera de tre stadierna i simuleringsprocessen. Första steget innebär att en flödeslösare används för att bestämma det aerodynamiska flödet runt områden som är utsatta för isbildning, såsom vingar eller fack. Det andra steget använder en dropplösare för att beräkna de superkylda vattendropparnas banor i flödet och bestämma var de träffar samt hur effektivt isen samlas. Tredje steget använder en islösare för att beräkna isens form baserat på isbildningsmodeller som är beroende av yttemperatur, insamlingsförmåga och andra influensparametrar. Multi-step ice accretion introducerar sedan det fjärde steget som uppdaterar den frysta nätstrukturen, vanligtvis genom nätdeformationsmetoder.

År 2009–2011 utvecklade Sankar, Flemming, Kreeger, Bain, Rajmohan och Nucci en metod för att modellera effekterna av isackumulation på rotorcraftens prestanda i både svävning och framåtflygning. Deras metod involverade användning av en hybrid CFD-lösare för att lösa flödesfältet, som löste Navier-Stokes-ekvationerna nära en enskild rotorblad och använde en Lagrange-vaktemodell för långt bortom fältet. Denna CFD-lösare kopplades sedan löst med en Computational Structural Dynamics (CSD)-kod för att bestämma rotortrim. Deras metod användes för att beräkna isackumulationen längs tvådimensionella sektioner och genererade en tredimensionell nätstruktur.

För att uppnå bättre förståelse för rotorcraft-ismönster är det viktigt att tänka på de många faktorer som påverkar isbildning. Modellerna som används för att simulera isbildning måste ta hänsyn till olika parametrar, inklusive temperaturförändringar, hastighet och partikeldynamik. Det finns också många osäkerheter och variabler som påverkar resultatet, vilket gör det nödvändigt att använda noggrant kalibrerade simuleringar för att säkerställa noggrannhet i prediktionerna.