某型飛機(jī)機(jī)翼防冰系統(tǒng)計(jì)算分析

1、某型飛機(jī)機(jī)翼防冰系統(tǒng)計(jì)算分析第23卷第6期2008年6月航空動(dòng)力journalofaerospacepowervol.23no.6june2008文章編號:10008055(2008)061141 05某型飛機(jī)機(jī)翼防冰系統(tǒng)計(jì)算分析常上楠，袁美名,霍西恒，張泉(1北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100083;2.陜四飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)設(shè)計(jì)院，漢中723213)摘要:主要針對某型飛機(jī)機(jī)翼的熱氣防冰系統(tǒng)計(jì)算分析，得到水滴直徑變化對撞擊 極限的影響，飛行馬赫數(shù)變化對機(jī)翼表面換熱系數(shù)的影響，分析了不同飛行高度濕表面和干表面的 溫度分布結(jié)果表明水滴撞擊區(qū)隨著水滴直徑增加而增大;機(jī)翼表面的換熱系數(shù)隨飛行馬

2、赫數(shù)的增加而增加; 在相同計(jì)算條件下,干表而溫度比濕表面溫度要高.對多個(gè)典型截面以及其在不同飛行狀態(tài)的計(jì)算結(jié)果表明, 在給定的計(jì)算條件下,4km及7km時(shí)防冰系統(tǒng)工作都是有效的,7km時(shí)表面部分位置濕表面溫度低于0°c. 關(guān)鍵詞:航空，航天推進(jìn)系統(tǒng);機(jī)翼;熱氣防冰系統(tǒng);水滴撞擊特性;傳熱分析;濕表面 溫度中圖分類號:v244.1 -文獻(xiàn)標(biāo)識碼:ainvestigationsofthebleedairanti_icingsystemforanaircraftwingchangshinan,yuanmeiming,huoxiheng,zhangquan(1 .schoolofaerona

3、uticscienceandengineering.beijinguniversityofaeronauticsandastronautics.beijing 100083,china;2.theaircraftdesigninstitute,shanxiaircraftindustrygroup,hanzhong7232139china) abstract:calculationandanalysisforbleedairanti一icingsystemofanaircraftwingwas conducted jnfluencesofdropletdiameteronimpingingli

4、mitsandmachnumberonheat transfercoefficientwereanalyzed.evaluationofthesystemeffectivenessatdifferentflight heightwasconducted.theresultsshowedthatimpinginglimitsincreasedwiththedroplet diametersincreasing.heattransfercoefficientofthewingsurfaceincreasedwiththemach numberincreasing.anddrytemperature

5、ofantiicedsurfacewashigherthanwettemperature underthesameconditions.resultsforseveraltypicalcrosssectionsunderdifferentflight conditionsindicated:forthegivenparameters,thesystemwaseffectiveath 一 4kmand h 一 7km5somewettemperatureofantiicedsurfaceath 一 7kmwaslowerthano°c. keywords:aerospacepropul

6、sionsystem;aircraftwing;bleedairanti一icingsystem; dropletimpingement;heattransferanalysis;wetsurfacetemperaturea從飛機(jī)第一次在冬天飛行，結(jié)冰就被認(rèn)定為種潛在的危險(xiǎn)現(xiàn)象.隨著對結(jié)冰現(xiàn)象的深入研究，發(fā)現(xiàn)不僅是在冬天，只要飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下亞音速飛行就有可能發(fā)牛結(jié)冰此外，飛機(jī)起飛前在地面上也可能會(huì)積聚冰層.結(jié)冰所造成的影響h益突出，很多飛行事故就是由此引起的飛機(jī)機(jī)翼是獲得升力的主要部件，其表面結(jié)冰是飛機(jī)結(jié)冰 中比較危險(xiǎn)的情況，對其進(jìn)行防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的意 義非常重大木文針對某型飛機(jī)機(jī)翼的熱

7、氣防 冰系統(tǒng)進(jìn)行給定計(jì)算條件下的熱計(jì)算分析. 防冰熱氣通道的結(jié)構(gòu)某型飛機(jī)機(jī)翼采用熱氣防冰系統(tǒng)，該飛機(jī)兩側(cè)的機(jī)翼防冰系統(tǒng)沿展向各分為四段，沿機(jī)身對收稿日期:20080103;修訂日期:20080506作者簡介:常士楠（1968）女,山西榆次人,副教授，博士，主要從事飛機(jī)防除冰，飛機(jī) 環(huán)控等的研究航空動(dòng)力第23卷稱分布圖1為防冰腔結(jié)構(gòu)示意圖，單側(cè)機(jī)翼各段的防冰腔a腔之間相互隔斷,排氣腔b相互連通,a和b腔z間密封，隔開.發(fā)動(dòng)機(jī)引出的氣體流經(jīng)引射器噴嘴，引射排入b腔內(nèi)的氣體后，經(jīng) 引射器混合段混合，高速流入a腔，加熱蒙皮表 面，起到防冰的作用.圖1防冰腔不意圖fig. 1 schematicdiag

8、ramofanti一icingcavity圖1中a腔里的圓表示引射器的混合室出口,箭頭所指方向?yàn)闅怏w的流動(dòng)方向.機(jī)翼為雙蒙皮結(jié)構(gòu)，圖2為雙蒙皮防冰供氣通道結(jié)構(gòu)示意圖.圖2防冰供氣通道結(jié)構(gòu)示意圖fig.2configurationofchannelfbranti一icingbleedair2分析計(jì)算該計(jì)算的內(nèi)容主要包括飛機(jī)機(jī)翼防冰系統(tǒng)結(jié) 構(gòu)分析，外流場cfd計(jì)算，水滴撞擊特性計(jì)算，機(jī) 翼表面換熱系數(shù)，機(jī)翼表面溫度計(jì)算.防冰系統(tǒng)是 否工作有效,主要體現(xiàn)在機(jī)翼蒙皮外表面溫度是 否滿足要求，為了安全起見,一般認(rèn)為高于2°c即 為滿足要求因此，本文主要著重對機(jī)翼外表面溫 度的計(jì)算進(jìn)行討論.2.

9、1外流場計(jì)算外流場計(jì)算吋，截取機(jī)翼不同位置的截面，視 空氣繞機(jī)翼的流動(dòng)為二維，定常，可壓，粘性流動(dòng).流場計(jì)算使用fluent商業(yè)軟件來完成. 計(jì)算屮，邊界條件選用壓力遠(yuǎn)場和無滑移壁面邊 界條件;計(jì)算的紊流模型為spalartallnaras紊流 模型水滴運(yùn)動(dòng)計(jì)算采用拉格朗日法，在空氣流場 計(jì)算時(shí)，水滴當(dāng)作為離散相加入，不考慮其對空氣 流場的影響_3.部分流場及水滴計(jì)算結(jié)果見圖3 和圖4.i,1, 一圖3速度等高線局部放大圖fig.3zoominofvelocityisolgram圖4水滴運(yùn)動(dòng)軌跡圖fig.4trajectoriesofdropletsmovement2.2防冰腔傳熱計(jì)算2.2.

10、1外流場傳熱計(jì)算飛機(jī)在有過冷水滴的云層屮飛行時(shí)，飛機(jī)部 件的迎風(fēng)面收集云層中的過冷水滴，若此時(shí)表面 溫度低于0°c,則這些水便在表面上結(jié)冰,此時(shí)表 面上的熱流主要有:1）對流換熱比熱流q；2）由于附面層摩擦引起的氣流對表面的加熱比熱流q；3）表面上水蒸發(fā)所需的比熱流q.；4) 加熱所收集水滴的比熱流q;5) 水滴動(dòng)能轉(zhuǎn)變成的比熱流q；6) 防冰表面向大氣的輻射熱流q；7) 表面上水結(jié)冰時(shí)放岀的融解熱q.；8) 如果防冰系統(tǒng)工作，此時(shí)的加熱比熱流q 通常，防冰系統(tǒng)工作時(shí),一般濕表而溫度略高 于水的冰點(diǎn)，此時(shí)表面輻射散熱熱流q比較小， 可忽略不計(jì)，且水結(jié)冰時(shí)放出的融解熱q. 0,此 時(shí)計(jì)

11、算濕表面溫度的熱平衡方程為q+q+q 一 q 一 q q 一 0(1)飛機(jī)在干空氣中飛行時(shí)其機(jī)翼表而溫度稱為 干表面溫度,因此計(jì)算干表面溫度時(shí)沒有q,q 以及qwv這幾項(xiàng)熱流.計(jì)算干表面溫度的熱平衡方 程為被iii叭他°°|豳i球季.,098754320 毗第6期常士楠等:某型飛機(jī)機(jī)翼防冰系統(tǒng)計(jì)算分析q q q 0(2)由上式，假設(shè)第i段溫降 £，就可計(jì)算出表 2.2.2機(jī)翼蒙皮防冰通道流量計(jì)算該飛機(jī)機(jī)翼的防冰通道為變截面，從駐點(diǎn)開始沿弦向截面面積先增大，后減小.根據(jù)通道的阻 力特性計(jì)算方法,即每個(gè)通道的壓力損失相等，在 供氣總流量確定的情況下,可以計(jì)算出每個(gè)通道

12、 的流量.防冰通道的壓降2xp2xp 一(+c?l/d)?p?./2(3)其中,為人口壓力損失系數(shù)，取0.5l0;c為 通道的摩擦阻力系數(shù),c 一 0.18/r8.,re為氣流 雷諾數(shù);l為通道長度;d為通道的當(dāng)量直徑;p 為氣體密度;為氣體流速.2.2.3機(jī)翼蒙皮內(nèi)外傳熱耦合計(jì)算防冰表面溫度是評價(jià)熱氣防冰系統(tǒng)性能的基 礎(chǔ)，而表面溫度需要通過對防冰系統(tǒng)進(jìn)行熱力分 析，并進(jìn)行蒙皮表而內(nèi)，外傳熱耦合計(jì)算得到計(jì) 算屮，做以下假設(shè):忽略外蒙皮沿厚度方向的熱 阻，即認(rèn)為沿蒙皮厚度方向的溫度不變;沿蒙皮 展向無導(dǎo)熱;忽略沿蒙皮弦向的導(dǎo)熱;忽略防 冰通道向內(nèi)腔方向的傳熱量.如圖5所示(僅為上表而)船機(jī)翼弦向

13、將機(jī) 翼劃分若干微元段,由各段機(jī)翼引射器出口的參 數(shù)及防冰通道的流量計(jì)算來確定波紋壁通道人口 的溫度，壓力以及流量，從而確定雙蒙皮波紋壁通 道入口條件.圖5雙蒙皮防冰腔沿弦向分區(qū)的剖面圖fig.5schematicdiagramofdoubleskinanti一icing cavitycrosssectiondivisionfor heattransferanalysis由第i段的能量守恒得a.( £ 一 to)? 口？2xs gc2xt(4)其屮,。為蒙皮外部對流換熱系數(shù)(w/m.?oc), 由fluent計(jì)算結(jié)果輸出t為第i段波紋壁通 道的蒙皮表面溫度(oc);t.為環(huán)境溫度(&

14、#176;c);2xs 為第i段波紋壁通道的弧長(m);g為第i段波紋 壁通道的流量(kg/s);2xt為第i段波紋壁通道的 熱氣溫降(oc),2xt t 一 t,t為波紋壁通道第i 個(gè)節(jié)點(diǎn)的溫度(oc) 面溫度t其表達(dá)式為(5)根據(jù)蒙皮外部傳熱計(jì)算，由t可求出第i段 蒙皮表面的加熱比熱流根據(jù)第q段的能量守 恒亦可得q? 口一( £ 一 t)?2b?ai(6)其屮,t為第i段波紋壁通道的熱氣平均溫度(oc).根據(jù)上式，可計(jì)算出t,其表達(dá)式為£ =+ £ (7)ln'a c,進(jìn)而可求出£2xt 2(£ h1)(8)將這-計(jì)算結(jié)果與假設(shè)的

15、£進(jìn)行比較，迭 代計(jì)算，直至兩者滿足設(shè)定誤差，輸出匚從第1 個(gè)微元i 一 0開始，對每個(gè)微元重復(fù)上述過程，得 到表面溫度分布.3計(jì)算結(jié)果及分析3.1機(jī)翼表面防冰區(qū)域在結(jié)構(gòu)參數(shù)和其他飛行計(jì)算參數(shù)不變的情況 下,改變撞擊水滴的直徑，可以得到撞擊機(jī)翼表面 的水滴直徑與撞擊區(qū)域的關(guān)系，見圖6.圖6水滴直徑與撞擊區(qū)域的關(guān)系fig.6impinginglimitswithdropletdiameters從圖中可以看出，當(dāng)水滴的直徑越大，水滴撞 擊的區(qū)域越大，防冰所需供熱的區(qū)域也越大;水滴 直徑越小，水滴撞擊的區(qū)域也越小,防冰所需供熱 的區(qū)域也越小，而且隨著水滴直徑的變化，撞擊區(qū) 域的變化非常明顯

16、機(jī)翼防冰設(shè)計(jì)計(jì)算一般采用 連續(xù)最大結(jié)冰氣象條件，確定機(jī)翼表面的水滴撞 擊區(qū)域時(shí)，水滴平均有效直徑選用40/_tml.經(jīng)過 對各段機(jī)翼表面撞擊區(qū)域的計(jì)算,該飛機(jī)的設(shè)計(jì) 防冰區(qū)域是符合要求的.航空動(dòng)力第23卷3.2機(jī)翼表而換熱系數(shù)機(jī)翼表面換熱系數(shù)與飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)是密 切相關(guān)的，機(jī)翼表面換熱系數(shù)的大小決定機(jī)翼表 面單位換熱量的因素之一,從而影響到機(jī)翼表面 的溫度因此，有必要找出機(jī)翼表面換熱系數(shù)與馬 赫數(shù)的關(guān)系.在結(jié)構(gòu)參數(shù)和其他飛行計(jì)算參數(shù)不變的情況 下，改變飛行的馬赫數(shù)，可以得到機(jī)翼表面換熱系 數(shù)與飛行馬赫數(shù)的關(guān)系，見圖7.邑肇專恒圖7表面換熱系數(shù)與飛行馬赫數(shù)的關(guān)系fig.7heattransfe

17、rcoefficientwithmachnumber 由圖7可以看出，當(dāng)馬赫數(shù)增加時(shí)，機(jī)翼表面 的換熱系數(shù)有明顯的增大圖中的橫坐標(biāo)表示機(jī) 翼表面某點(diǎn)離駐點(diǎn)的弧長，負(fù)半軸代表下表面，正 半軸代表上表面，本文其他圖類同,且本文所涉及 的計(jì)算參數(shù)都為標(biāo)準(zhǔn)天氣象參數(shù).3.3表面溫度高溫高壓工作流體與被引射流體經(jīng)引射器混 合段混合后，在機(jī)翼防冰腔內(nèi)進(jìn)行有限空間射流， 混合流體的溫度沿射流方向是遞減的，即供氣溫 度沿機(jī)翼的展向是變化的，但溫度遞減很小，可以 忽略其影響j3.3.1濕表而溫度根據(jù)該型飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)和引氣參數(shù)， 可以計(jì)算出飛機(jī)在給定高度和速度下機(jī)翼上典型 截面的濕表面溫度_6圖8和圖9為飛

18、機(jī)機(jī)翼某截面在不同高度各 個(gè)狀態(tài)點(diǎn)計(jì)算的結(jié)果由圖可以看出，在連續(xù)最大 結(jié)冰氣象件下,4km高度時(shí)，機(jī)翼上表面水滴撞 擊區(qū)域內(nèi)的濕表面溫度都高于278k,絕大部分 區(qū)域都高于280k,此時(shí)，防冰系統(tǒng)可以保證飛機(jī) 機(jī)翼不結(jié)冰.7km高度時(shí)，由于環(huán)境溫度很低，機(jī) 翼上表面水滴撞擊區(qū)域內(nèi)的濕表面溫度都高于 272.5k,絕大部分區(qū)域都高于275k,此時(shí)，飛機(jī) 的防冰系統(tǒng)仍然可以滿足防冰需求由于7km 高度時(shí)，環(huán)境溫度較低，所以表面對應(yīng)位置溫度低 于4km時(shí)情況.贈(zèng)舊毫圖8機(jī)翼某截面4km高度不同狀態(tài)點(diǎn)的濕表面溫度fig.8wetsurfacetemperaturedistributionofa cro

19、sssectionath 一 4km贈(zèng) 值圖9機(jī)翼某截而7km高度不同狀態(tài)點(diǎn)的濕表面溫度fig.9wettemperaturedistributionofacross sectionsurfaceath=7km3.3.2干表面溫度根據(jù)該型飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)和引氣參數(shù)， 假設(shè)沒有水滴撞擊機(jī)翼表而，可以計(jì)算出飛機(jī)在 不同高度和速度下的機(jī)翼干表面溫度.由圖10和圖11可以看出，機(jī)翼干表面溫度 分布趨勢:前沿的溫度高，沿弦向溫度是逐漸降低 的,4km高度時(shí)，機(jī)翼防冰區(qū)域干表面溫度都高 于283k.7km高度時(shí)，機(jī)翼防冰區(qū)域干表而溫 度都高于280k.機(jī)翼表面溫度沿弦向最大溫差 在4km吋約為62k,在

20、7km吋約為70k,這是 由于7km時(shí)表面內(nèi)外溫差較大，因此，沿弦向溫 差就會(huì)稍大一些.圖12為機(jī)翼表面各項(xiàng)熱流的計(jì)算結(jié)果，從圖 屮可以看出，濕表面時(shí)表面的各項(xiàng)熱流屮,水蒸發(fā) 所需的比熱流在總的加熱比熱流中占主導(dǎo)作用，同 時(shí)加熱所收集水滴的比熱流也起一定的作用，在干 表面計(jì)算時(shí)沒有這兩項(xiàng)熱流，因此，相同計(jì)算條件第6期常士楠等:某型飛機(jī)機(jī)翼防冰系統(tǒng)計(jì)算分析1145 弧長s/m顯;機(jī)翼表面的換熱系數(shù)隨著飛行馬赫數(shù)的增加 而增加;濕表面溫度沿弦向逐漸降低;在相同計(jì)算 條件下，干表面溫度比濕表面溫度要高.參考文獻(xiàn)ih圖10機(jī)翼某截而4km高度不同狀態(tài)點(diǎn)的干表面溫度fig.l odrytemperatu

21、redistributionofacrosssectionsurfaceath 一 4km350340330320器引0w°°0陳290互28060.40.20.00.20.40.6弧長s/m46圖11機(jī)翼某截面7km高度不同狀態(tài)點(diǎn)的干表面溫度fig.l 1 drytemperaturedistributionofacross.ci.nsurfaceah 一 7k7弧長s/m圖124km時(shí)機(jī)翼濕表面換熱各項(xiàng)熱流fig.l 2heatfluxdistributionsofawetsurfaceath 4km下干表面的溫度要比濕表面的溫度更高一些.4結(jié)論本文通過對某型飛機(jī)機(jī)翼防

22、冰系統(tǒng)進(jìn)行給定 條件的情況下的熱力計(jì)算，得到以下結(jié)論:水滴撞 擊的區(qū)域隨著水滴肓徑增加而變大，且變化很明910裘燮綱，韓風(fēng)華飛機(jī)防冰系統(tǒng)mi.北京:航空專業(yè)教材審編組,1985.陳余常士楠.機(jī)翼表面局部收集系數(shù)的計(jì)算c中國航空學(xué)會(huì)第二屆青年科技論壇論文集.洛陽:中國航空學(xué) 會(huì),2006.thomassk,cassonirp.aircraftantiicingandde一icing techniquesandmodelingj.journalofaircraft,l 996,33 (5):841854.markg.lewice/e:aneulerbasediceaccretioncodejrj.

23、aiaa 一 920037.1992.趙建光非對稱發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道水滴撞擊模擬及熱載荷研 究ed.北京:北京航空航天大學(xué),2006.zhaojianguang.waterdropletstrajectoriessimulation andthermalloadresearchonanunsymmetricalenginein一 letd.beijing:beijinguniversityofaeronauticsandas tronautic,2006.常士楠，艾素霄,畢文明飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣防冰系統(tǒng)的設(shè) 計(jì)計(jì)算j1.北京航空航天大學(xué),2007,33:649652.changshinan,aisuxiao,biwenming.designandcal一 culationfortheanti一icingsystemofanaircraftengineletf j1 .journalofbeijinguniversityofaeronauticsandas tronautics,2007,33(6):649一652.常士楠，韓風(fēng)華飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前緣熱氣防冰器性能 分析j1.北京航空航天大學(xué),1999,253:201203 changs