彭瓏，卜雪琴，林貴平，馬文濤，趙凱

（1．北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191；2．北京航空航天大學(xué) 人機工效與環(huán)境控制重點學(xué)科實驗室，北京 100191；3．哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司飛機設(shè)計研究所，黑龍江 哈爾濱 150066）

熱氣防冰腔結(jié)構(gòu)參數(shù)對其熱性能影響研究

彭瓏1，2，卜雪琴1，2，林貴平1，2，馬文濤1，2，趙凱3

（1．北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191；2．北京航空航天大學(xué) 人機工效與環(huán)境控制重點學(xué)科實驗室，北京 100191；3．哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司飛機設(shè)計研究所，黑龍江 哈爾濱 150066）

采用數(shù)值模擬方法，開展了熱氣防冰系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)對其熱性能影響的研究。首先建立了不同管壁距、噴孔排數(shù)、噴口噴射角度的防冰腔結(jié)構(gòu)，運用計算流體力學(xué)方法對其內(nèi)部熱氣流動與換熱進行了模擬，得到了防冰腔熱效率以及熱氣噴射蒙皮內(nèi)表面的對流傳熱系數(shù)的分布。結(jié)果表明：管壁距在4mm至36mm范圍內(nèi)增大，將降低防冰腔的熱效率，并且弱化射流正對沖擊表面?zhèn)鳠嵝阅?；流量一致時，噴孔排數(shù)由3排減至2排，提高了防冰腔熱效率；3排噴孔射流角度朝上表面方向旋轉(zhuǎn)15°，將會提升防冰腔熱效率，表明曲面曲率影響射流表面?zhèn)鳠嵝阅堋?/p>

熱氣防冰腔；熱效率；結(jié)構(gòu)參數(shù)；表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)

0 引 言

飛機結(jié)冰是危害飛機安全飛行的重要因素之一。為了保障飛機在結(jié)冰氣象條件下的飛行安全，飛機通常備有防（除）冰系統(tǒng)。目前在現(xiàn)代飛行器上，廣泛地采用熱氣防冰系統(tǒng)。防冰腔實際上是一個熱交換器，其外表面既發(fā)生傳熱又有傳質(zhì)。防冰腔的結(jié)構(gòu)形式對防冰效果的影響較大。研究者希望能夠優(yōu)化防冰腔結(jié)構(gòu)，提高熱氣與防冰通道間的對流傳熱系數(shù)，以節(jié)省防冰所需的熱氣，提高熱能的利用效率，進而提高發(fā)動機效率。

防冰腔內(nèi)部流動與傳熱比較復(fù)雜，國外開展了較多研究工作［1-6］。Planquart［1］利用紅外溫度記錄儀和熱薄膜方法測得叉排直噴式熱氣防冰腔蒙皮內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布情況，并與CED方法的三維數(shù)值模擬結(jié)果一致，得出其換熱性能與沖擊雷諾數(shù)，射流孔的展向和弦向分布距離相關(guān)。Saeed［2］利用軟件NSC2KE數(shù)值模擬了二維直噴式熱氣防冰腔內(nèi)部流場，驗證了CED軟件在防冰腔設(shè)計及優(yōu)化中的有效性，例如可以確定防冰所需要的熱流密度以避免發(fā)動機引氣不必要的浪費。Papadakis［3］在冰風(fēng)洞試驗中，設(shè)定了幾種不同的笛形管結(jié)構(gòu)參數(shù)和入口條件，得出引氣流量、溫度以及噴口角度位置對防冰腔性能的影響結(jié)果，同時還得出機翼前緣蒙皮隔熱板對蒙皮表面溫度的影響結(jié)果。目前國內(nèi)主要集中在飛機結(jié)冰模擬［7-8］、結(jié)冰對飛機氣動特性的影響［9］、防冰熱載荷預(yù)測［10］、防冰系統(tǒng)性能預(yù)測［11-12］等方面的研究，對于防冰腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)對性能影響的研究較少［13-14］。周玉潔［15］開展了熱氣腔結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計與數(shù)值模擬研究，從能源的有效利用定性的給出了優(yōu)化方法。

本文以機翼熱氣防冰系統(tǒng)為例，利用CED方法對防冰腔內(nèi)部熱氣流動及換熱性能進行數(shù)值模擬。通過調(diào)整結(jié)構(gòu)參數(shù)及熱力參數(shù)，對多種結(jié)構(gòu)的防冰腔模型進行熱性能研究，并對結(jié)果進行分析和總結(jié)，為防冰系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計提供參考。

1 模型及簡化

典型熱氣防冰腔如圖1所示，防冰腔分為前腔和后腔兩個部分。熱氣從前腔笛形管中噴出，沖擊前腔外蒙皮內(nèi)表面，與外蒙皮內(nèi)表面發(fā)生射流沖擊換熱。接著熱氣進入雙蒙皮狹縫通道，流速增大，與蒙皮間換熱加強。從通道處流出后熱氣進入后腔，最后從后腔的出口處排出。

圖1 典型雙蒙皮熱氣防冰腔Fig.1 Typicaldouble skin hot air anti-icing cavity

此模型較為復(fù)雜，具體表現(xiàn)為：1）相對于前后腔來說，笛形管噴口較?。?）腔體側(cè)面面積不等，呈單向漸縮（漸擴）；3）有后掠角，展向與腔體側(cè)壁不垂直；4）雙蒙皮熱氣通道是通過銑槽得到，里面熱氣槽道和固體相間，且圓倒角較多。

以上這些特點均不利于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的劃分和邊界條件的設(shè)置，由于本文僅研究防冰腔內(nèi)部典型結(jié)構(gòu)參數(shù)對換熱的影響，因此本文對模型簡化如下：1）取腔體典型截面作為基準面延展向垂直拉伸形成等截面腔體，消除后掠角，令展向與腔體側(cè)壁垂直；2）將雙蒙皮熱氣通道內(nèi)部分倒角曲面改為平面；3）根據(jù)笛形管圓形噴口面積，將噴口簡化為等效方形噴口。對于橫向比較各結(jié)構(gòu)參數(shù)對性能的影響來說，以上簡化對計算結(jié)果分析影響不大。

將模型分為蒙皮與笛形管兩個部分。所得蒙皮及笛形管模型如圖2和圖3所示。在對不同結(jié)構(gòu)防冰腔的建模過程中，保證蒙皮前緣線和笛形管軸線在同一平面上，蒙皮模型不變，只需在笛形管模型中對笛形管的空間位置和結(jié)構(gòu)進行更改。

圖2 蒙皮模型Fig.2 Skin model

圖3 笛形管模型Fig.3 Piccolo tube model

蒙皮模型展向?qū)挾葹?00mm。外蒙皮壁厚為3mm，外蒙皮銑槽厚度為1.5mm，即雙蒙皮熱氣通道的截面高度為1.5mm。基準模型幾何參數(shù)如表1所示，其中噴口角度θ-1、θ0、θ1分別為下、中、上各排噴孔的法線方向與水平面之間的夾角。管壁距為笛形圓管前壁面與機翼前緣線的最短距離。

表1 基準防冰腔模型參數(shù)Table 1 Datum model parameter

為了研究防冰腔內(nèi)典型結(jié)構(gòu)參數(shù)對防冰性能的影響，在基準模型的基礎(chǔ)上，分別改變管壁距、孔排數(shù)和噴孔角度等結(jié)構(gòu)參數(shù)，建立不同結(jié)構(gòu)的幾何模型，如表2所示。G36在基準模型G0的基礎(chǔ)上增大了管壁距。G4在G0的基礎(chǔ)上減小了管壁距。G2在G0的基礎(chǔ)上噴口排數(shù)從3減少到2。G15在G0的基礎(chǔ)上改變了噴口的角度。

表2 防冰腔模型結(jié)構(gòu)Table 2 Configuration of hot air cavities

2 網(wǎng)格劃分及邊界條件、模型設(shè)置

網(wǎng)格劃分工具采用Gambit軟件?？拷腆w壁面的流體區(qū)域劃分邊界層網(wǎng)格。在笛形管噴口處、噴口正對的蒙皮固體壁面和流體區(qū)域、雙蒙皮通道氣流出口和后腔排氣孔處進行網(wǎng)格加密。前腔、雙蒙皮通道和外蒙皮采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格；后腔流體區(qū)域棱柱形非結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格。所劃分網(wǎng)格如圖4所示，網(wǎng)格總數(shù)為1 352 180?；谟嬎懔黧w力學(xué)軟件Eluent開展本文研究。

圖4 基準結(jié)構(gòu)防冰腔模型網(wǎng)格Fig.4 Grid ofdatum model

外蒙皮設(shè)置為固體，其余體為流體區(qū)域。笛形管噴口設(shè)置為壓力入口；內(nèi)蒙皮、腔體展向兩端側(cè)面、底面和后面設(shè)置為壁面；后腔排氣孔設(shè)置為壓力出口，為標準大氣壓。由于僅橫向比較防冰腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)對性能的影響，因此防冰表面設(shè)置為等溫壁面條件，為293.15 K。

蒙皮材料采用鋁合金，密度為2780 kg／m3，比熱容為920J／（kg·K），導(dǎo)熱系數(shù)為121W／（m·K）。流體為理想氣體。

計算模型采用Spalart-Allmaras紊流模型。通過改變?nèi)肟趬毫肀ＷC不同防冰腔結(jié)構(gòu)下熱氣流量的一致。各結(jié)構(gòu)模型入口氣流參數(shù)如表3所示。

表3 各防冰腔結(jié)構(gòu)模型入口氣流參數(shù)Table 3 Inlet parameters for each hot air cavities

由于防冰腔內(nèi)氣體流動比較復(fù)雜，計算較難收斂，經(jīng)過多次試算后，計算采用基于壓力的分離求解器，壓力-速度耦合采用Couple算法，方程采用二階迎風(fēng)格式離散。計算過程中，松弛系數(shù)采用由小變大的方式，來穩(wěn)定計算的收斂。通過監(jiān)控殘差變化、進出口質(zhì)量和能量守恒的方式來監(jiān)控計算的收斂。

3 計算結(jié)果及分析

對基準結(jié)構(gòu)模型G0進行計算，進出口流量為0．031kg／s，得到氣流出口截面平均總溫為342．50K，平均靜溫為342．27K；笛形管噴孔氣流入口截面平均總溫為467．43K；外蒙皮外表面平均溫度為293．15K。經(jīng)計算，G0防冰腔熱效率為：

氣流出口截面平均總溫與平均靜溫差別不大，說明氣流速度很小。結(jié)果顯示出口截面的平均氣流速度為11．44m／s，較笛形管噴孔氣流入口截面的平均氣流速度395．53m／s降低了許多。這一方面由于氣流部分動能轉(zhuǎn)化為氣體內(nèi)能，另一方面則由于氣流出口截面積大于入口截面積。圖5顯示了防冰腔蒙皮內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布情況。

圖5 G0防冰腔外蒙皮內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布Fig.5 Internal surface heat transfer coefficient contours of G0

過展向中點垂直前緣截蒙皮內(nèi)表面，得到二維防冰腔蒙皮內(nèi)表面上傳熱系數(shù)分布情況如圖6所示。熱氣與蒙皮下表面之間的傳熱系數(shù)相對較低，數(shù)值在200W／（m2·K）以下。非射流交互區(qū)傳熱系數(shù)值在190W／（m2·K）左右。三排射流區(qū)傳熱系數(shù)均含有兩個峰值。中排兩峰和上下排外側(cè)峰值在525 W／（m2·K）以上。上下排內(nèi)側(cè)峰值在425W／（m2·K）左右。射流交互區(qū)谷值在375W／（m2·K）左右。雙蒙皮通道入口處傳熱系數(shù)從190W／（m2·K）迅速上升至380W／（m2·K）左右。在通道內(nèi)傳熱系數(shù)保持在305W／（m2·K）以上。

各結(jié)構(gòu)下計算得到的流量均為0．031kg／s，相應(yīng)防冰腔的熱效率如表4所示。結(jié)果表明管壁距在4mm到36mm范圍內(nèi)變化時，管壁距越小，防冰腔熱效率越高。2排噴口G2防冰腔的熱效率較3排噴口的G0防冰腔的大，主要是因為為了保證流量一致，G2的入口壓力變大，噴射速度也提高了。G15的熱效率較G0的大，原因可能是噴口角度不同，所噴射的蒙皮曲率不一致導(dǎo)致。曲面曲率對噴射射流換熱系數(shù)的影響需要進一步研究。

圖6 G0二維防冰腔表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布Fig.6 Internal surface heat transfer coefficient for 2D section of G0

表4 各防冰腔熱效率比較Table 4 Comparison of hot air system thermal efficiency

將G0、G4和G36防冰腔展向中心位置處所截得二維截面的蒙皮內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)進行對比，如圖7所示?？梢钥闯觯鼙诰喔淖兯鸬姆辣幻善?nèi)表面上的局部對流傳熱系數(shù)的變化主要表現(xiàn)在前腔區(qū)域，雙蒙皮通道區(qū)域內(nèi)的局部對流傳熱系數(shù)的數(shù)值和變化趨勢未發(fā)生顯著改變。

圖7 G0、G4和G36二維防冰腔內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布Fig.7 Comparison of internal surface heat transfer coefficient of 2D section between G0，G4 and G36

圖8為G0、G4和G36所截得的二維防冰腔內(nèi)表面熱氣沖擊駐點附近的傳熱系數(shù)分布情況。隨著管壁距的改變，射流產(chǎn)生的對流傳熱有著很大的變化。但在所選的管壁距范圍內(nèi)，各射流傳熱系數(shù)分布均有明顯的雙峰值形狀出現(xiàn)。這可能是沖擊射流到壁面附近出現(xiàn)了旋渦流動［16］。

圖8 G0、G4和G36二維防冰腔前腔表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布Fig.8 Comparison of internal surface heat transfer coefficient of 2D section between G0，G4 and G36 in front cavity

在所選的管壁距范圍內(nèi)，管壁距越小，射流滯止區(qū)內(nèi)的局部傳熱系數(shù)越大。文中，對流傳熱系數(shù)的單位為W／（m2·K）。管壁距為4mm時，中排射流區(qū)局部對流傳熱系數(shù)兩峰值超過了900，較20mm管壁距高出了約375；上下排射流區(qū)局部傳熱系數(shù)外側(cè)峰值分別為925和950左右，較20mm管壁距高出了約385；內(nèi)側(cè)峰值分別為650和675左右，較20mm管壁距高出了約225。上、中和下排滯止點局部傳熱系數(shù)分別為555、625和575左右，較20mm管壁距高出了約225；上中兩排和中下兩排射流交互區(qū)局部傳熱系數(shù)谷值分別為485和400左右，較20mm管壁距分別高出了大約125和200。

管壁距為36mm時，中排射流區(qū)局部對流傳熱系數(shù)兩峰值為300左右，較20mm管壁距降低了約225；上下排射流區(qū)局部傳熱系數(shù)外側(cè)峰值分別為400和310左右，較20mm管壁距降低了約385；內(nèi)側(cè)峰值分別為370和300左右，較20mm管壁距分別降低了55和125左右。上、中和下排滯止點局部傳熱系數(shù)均為200左右，較20mm管壁距分別降低了125、180和150左右；上中兩排和中下兩排射流交互區(qū)局部傳熱系數(shù)谷值均為225左右，較20mm管壁距分別降低了約100。

管壁距越大，雙蒙皮通道入口段局部傳熱系數(shù)變化越劇烈。計算圖中斜線斜率得到，H＝4mm的模型局部傳熱系數(shù)梯度為9．6W／（m2·K·mm），H＝20mm的斜率為6．9W／（m2·K·mm），H＝36mm的梯度為4．3W／（m2·K·mm）。

從圖9可看到，噴孔由三排變?yōu)閮膳藕螅扒粌?nèi)弦向射流滯止區(qū)由三個變?yōu)閮蓚€，射流交互區(qū)由兩個變?yōu)橐粋€。在雙蒙皮通道內(nèi)傳熱系數(shù)分布趨勢與基準結(jié)構(gòu)相似。噴孔排數(shù)改變后，各噴孔射流速度從395．53m／s增大到512．63m／s?？梢钥闯?，射流滯止區(qū)外蒙皮內(nèi)表面上傳熱系數(shù)顯著增大，射流交互區(qū)中部傳熱系數(shù)明顯降低。

圖9 G0和G2二維防冰腔內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布Fig.9 Comparison of internal surface heat transfer coefficient of 2D section between G0 and G2

圖10 G0和G15二維防冰腔內(nèi)表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)分布Fig.10 Comparison of internal surface heat transfer coefficient of 2D section between G0 and G15

從圖10可看出，噴孔角度改變后，傳熱系數(shù)總體分布趨勢與基本結(jié)構(gòu)相似，前腔傳熱系數(shù)峰值隨著噴孔的旋轉(zhuǎn)而偏移。從峰和谷的位置可以看出，平均偏移約為10mm，換算成旋轉(zhuǎn)角為θ＝10／（20＋16）＝15.9°，近似于噴孔轉(zhuǎn)角的改變量。

噴孔角度改變后，外蒙皮內(nèi)表面受下排和中排噴孔射流影響的區(qū)域傳熱系數(shù)峰值超過了550，尤其是受下排影響的區(qū)域傳熱系數(shù)峰值趨近于630?；鶞式Y(jié)構(gòu)的傳熱系數(shù)范圍則在350至560之間。噴孔角度改變后，中排和下排噴孔射流正對的區(qū)域傳熱系數(shù)范圍在450至630之間，較基準結(jié)構(gòu)傳熱系數(shù)平均高出了大約85。噴孔角度改變后的上排噴孔射流正對的區(qū)域傳熱系數(shù)范圍在250至460之間，與基本結(jié)構(gòu)傳熱系數(shù)范圍在325至530之間相比低了約70。基本模型兩排噴孔間傳熱系數(shù)最低至約275，噴孔角度改變后，兩排噴孔間傳熱系數(shù)最低至約250，較基本模型降低了約25。在雙蒙皮通道的入口附近，傳熱系數(shù)受噴口角度變化影響較小，均為375左右。雙蒙皮通道內(nèi)的傳熱系數(shù)則維持在300以上。

4 結(jié) 論

構(gòu)建了不同結(jié)構(gòu)的防冰腔模型，在保證熱氣質(zhì)量流量和進口能量不變的條件下，運用CED方法進行腔內(nèi)流動與傳熱仿真，從管壁距、孔排數(shù)、噴孔角度三個方面研究了笛形管結(jié)構(gòu)參數(shù)對防冰腔熱性能的影響。得到結(jié)論如下：

（1）在所構(gòu)建的防冰腔結(jié)構(gòu)中，管壁距在4mm至36mm范圍內(nèi)增大，將降低防冰腔熱效率，并且弱化射流正對沖擊表面?zhèn)鳠嵝阅堋?/p>

（2）在所構(gòu)建的防冰腔結(jié)構(gòu)中，保證流量一致，噴孔排數(shù)由3排減至2排，將提高防冰腔熱效率，并且強化射流正對沖擊表面?zhèn)鳠嵝阅堋?/p>

（3）在所構(gòu)建的防冰腔結(jié)構(gòu)中，3排噴孔射流角度朝上表面方向旋轉(zhuǎn)15°，將會提升防冰腔熱效率，并且調(diào)整了射流表面的局部傳熱性能，使部分區(qū)域傳熱性能得到強化，另部分區(qū)域換熱性能受到減弱。

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Influence of the structural parameters on thermal performance of the hot air anti-icing system

PENG Long1，2，BU Xueqin1，2，LIN Guiping1，2，MA Wentao1，2，ZHAO Kai3
（1．School of Aeronautic Science and Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China，2．Eundamental Science on Ergonomics and Environment Control Laboratory，Beihang University，Beijing 100191，China，3．Institute of Aircraft Design，Harbin Aircraft Industry Corporation，Limited，Harbin 150066，China）

The hot air anti-icing system is one of the important ways to prevent aircraft icing．Numerical simulation method was carried out to study the influence of the structural parameters on the thermal performance of the hot air anti-icing system．The hot air flow and heat transfer in the anti-icing cavities with different nozzle-to-surface height，number of the nozzle rows and hot air jet angle were simulated using the computational fluiddynamics（CED）method．The thermal efficiency of the anti-icing system and the convective heat transfer coefficientdistribution of the skin inner surface were obtained．The results show that：1）with the increase of the nozzle-to-surface height in the range of 4mm to 36mm，the thermal efficiency of the anti-icing system reduces and the heat transfer performance of the hot air impinging on the surface weakens，2）with consistent flow flux，the thermal efficiency of the anti-icing system increases from three to two nozzle rows，3）the thermal efficiency improves with the 15°rotation of the hot air jet angle along the upper surfacedirection，indicating that the surface curvature effects the jet surface heat transfer performance．The results presented in this paper can help to thedesign of the anti-icing cavity．

hot air anti-icing cavity；thermal efficiency；structural parameter；surface heat transfer coefficient

V244.1＋5

Adoi：10.7638／kqdlxxb-2012.0215

0258-1825（2014）06-0848-06

2012-12-21；

2013-03-06

國家自然科學(xué)基金（51206008）；航空基金（2012ZBN2016）

彭瓏（1984-），男，江西宜春，博士生，研究方向：飛機防除冰．E-mail:15811186188＠163.com

卜雪琴（1982-），女，江西萍鄉(xiāng)，講師，研究方向：飛機防除冰．E-mail:buxueqin＠buaa.edu.cn

彭瓏，卜雪琴，林貴平，等．熱氣防冰腔結(jié)構(gòu)參數(shù)對其熱性能影響研究［J］．空氣動力學(xué)學(xué)報，2014，32（6）：848-853．

10．7638／kqdlxxb-2012．0215 PENG L，BU X Q，LIN G P，et al．Influence of the structural parameters on thermal performance of the hot air anti-icing system［J］．ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（6）：848-853．