臺灣博碩士論文加值系統

飛行時，大氣中過冷水會於飛機翼表面及機翼前緣結晶形成積冰現象，進而改變飛機翼表面粗糙度及流場氣動力特性，造成飛機翼升阻比值驟降，導致飛機失速的情況發生。
為克服積冰問題，現今的飛機大都附屬配載除冰系統，但無人飛行載具(UAV)因酬載的限制，無法再配附除冰系統，因此探討積冰現象對UAV的影響格外重要。本研究以國外設計UAV常使用的GLC305及NLF0414 翼型為實驗機翼原型，探討其產生犄角狀透明積冰(Glaze Ice)現象後對氣動力的影響。本研究以風洞實驗及三維CFD計算求解，分析積冰生成前後氣動力特性之改變及流場變化等現象，並將所得之結果相互驗證比對。
研究結果顯示，積冰的現象造成機翼表面升力減少約46％、阻力增加達25％，失速攻角則由16度提前至8度。

During flying through the atmosphere with the existence of supercooled water, there will be ice accretion on the leading edge and surface of the aircraft airfoil. This iced airfoil will cause the change of surface roughness, lift/drag ratio, and aerodynamic characteristics of the airfoil, and finally results in aircraft stall.
Actually, almost all the aircrafts have the on-board ice protection system in order to overcome the problem of ice accretion. However due to the limitation of payload, UAV does not have a complete set of ice protection system in general. Therefore, the study of the effects of ice accretion on UAV is particularly important. The airfoils of UAV selected for the test model in this study were clean and iced (Glaze Ice) GLC305 and NLF0414. Both wind-tunnel experiments and 3-D CFD numerical approaches were used to investigate the aerodynamic and flowfield characteristics before and after ice accretion.
The results of this study indicate that ice accretion on airfoil will cause lift decreasing about 46% and drag increasing about 25%, and that the stalling angle will be changed from 16 degree to 8 degree.

誌謝 ii
摘要 iii
ABSTRACT iv
目錄 v
表目錄 viii
圖目錄 x
符號說明 xix
1. 前言 1
1.1 研究背景 1
1.2 文獻回顧 3
1.3 研究動機 8
2. 積冰介紹 10
2.1 積冰生成之條件 10
2.2 積冰種類 11
2.2.1 透明冰 12
2.2.2 霜狀冰 13
2.2.3 混合冰 14
2.2.4 積霜 15
2.3 預防積冰的產生 15
3. 研究方法 18
3.1 數值模擬 20
3.1.1 幾何構形 20
3.1.2 計算網格系統製作 24
3.1.3 邊界條件設定 27
3.1.4 統御方程式 29
3.1.5 紊流模式驗證 31
3.1.6 收斂標準與研究矩陣 32
3.1.7 程式驗證 33
3.2 風洞實驗實驗設備架設與流程 39
3.2.1 開放式低速風洞 39
3.2.2 六分量平衡儀 41
3.2.3 攻角調整機構 50
3.2.4 風洞測試區流場均勻度量測 54
3.2.5 實驗流程規劃 57
4. 結果與討論 61
4.1 風洞量測實驗 61
4.1.1 積冰對升力係數之影響 61
4.1.2 積冰對阻力係數之影響 66
4.2 數值模擬 70
4.2.1 GLC305翼型 70
4.2.2 NLF0414翼型 81
4.3 風洞實驗與數值模擬相互驗證 92
4.4 雷諾數2×〖10〗^6之數值模擬 98
4.4.1 GLC305翼型 99
4.4.2 NLF0414翼型 107
5. 結論與未來研究方向 116
5.1 結論 116
5.2 未來研究方向 117
參考文獻 118
附錄A 六分量平衡儀各分量校正電壓值 120
附錄B 六分量平衡儀校正矩陣 123
自傳 124

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