王開春，易賢，馬洪林，趙凡

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽(yáng)621000)

動(dòng)力對(duì)全機(jī)水滴收集率的影響計(jì)算

王開春，易賢，馬洪林*，趙凡

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽(yáng)621000)

針對(duì)飛機(jī)在飛行中遭遇過冷水滴撞擊并結(jié)冰現(xiàn)象，建立了適合于發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力情況下結(jié)冰過程水滴收集率計(jì)算的三維數(shù)值方法和計(jì)算程序。其基本思路為:采用多塊技術(shù)與SIMPLE方法計(jì)算空氣流場(chǎng)，以流場(chǎng)分布的計(jì)算結(jié)果為基礎(chǔ)，求解水滴相的控制方程，進(jìn)而獲得物體表面的水滴收集率?？諝庀嗫刂品匠毯退蜗嗫刂品匠叹鶎懗傻湫洼斶\(yùn)方程的形式，采用一致的有限體積法離散求解，方便了計(jì)算程序的編制。對(duì)某型運(yùn)輸機(jī)巡航構(gòu)型有/無動(dòng)力條件的水滴收集率進(jìn)行了比較計(jì)算，獲得了不同直徑水滴在飛機(jī)表面的撞擊特征以及水滴收集率在飛機(jī)機(jī)翼、平尾、垂尾和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口上的分布規(guī)律。研究表明:(1)發(fā)動(dòng)機(jī)是否帶動(dòng)力對(duì)機(jī)翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本無影響;(2)飛機(jī)帶動(dòng)力主要影響發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口處的水滴收集率，帶動(dòng)力后唇口的收集率比無動(dòng)力情況高，水滴撞擊范圍增大，在進(jìn)行防除冰研究和設(shè)計(jì)時(shí)需引起重視。

飛機(jī);動(dòng)力影響;結(jié)冰;水滴收集率;數(shù)值計(jì)算

0 引言

飛機(jī)在飛行過程中，如果遇到含有過冷水滴的氣流，在飛機(jī)表面如機(jī)翼、垂直尾翼、水平尾翼、機(jī)頭雷達(dá)罩、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口等處會(huì)發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象［1］。飛機(jī)的機(jī)翼、垂直尾翼、水平尾翼等處結(jié)冰會(huì)改變飛機(jī)的氣動(dòng)外形，破壞飛機(jī)的流場(chǎng)特性與飛機(jī)氣動(dòng)性能，對(duì)飛機(jī)的安全性造成影響［2-3］。同樣，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口結(jié)冰，會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道流場(chǎng)產(chǎn)生分離，流場(chǎng)畸變指數(shù)增加，破壞進(jìn)氣道流場(chǎng)品質(zhì)，造成安全隱患［4］。

水滴收集率(也稱水滴局部收集系數(shù))定義為飛機(jī)某局部區(qū)域?qū)嶋H所收集的水量與該區(qū)域可能收集的水量最大值之比，它表征了部件表面的水滴撞擊范圍以及撞擊區(qū)域內(nèi)水量的分布。水滴收集率是結(jié)冰研究中最重要的參數(shù)之一，只有獲得水滴收集率，才能進(jìn)行防/除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)。目前的防/除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)，多是基于飛機(jī)不帶動(dòng)力情況下的水滴收集率，但飛機(jī)在實(shí)際飛行中是帶有動(dòng)力的。飛機(jī)帶動(dòng)力后，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道入口產(chǎn)生了強(qiáng)大的抽吸效應(yīng)，尾部會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的噴流效應(yīng)，研究這些動(dòng)力效應(yīng)對(duì)水滴收集率以及對(duì)最終防除冰設(shè)計(jì)的影響具有重要的工程意義。目前尚未看到相關(guān)工作的公開報(bào)道。

為了進(jìn)一步滿足型號(hào)設(shè)計(jì)的需求，本文在前期發(fā)展的飛機(jī)結(jié)冰三維計(jì)算方法的基礎(chǔ)上［5-9］，建立了適合于飛機(jī)帶動(dòng)力情況下結(jié)冰過程水滴收集率計(jì)算的三維數(shù)值方法和計(jì)算程序。并開展了某運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力對(duì)全機(jī)水滴收集率影響的研究，獲得了不同攻角、不同水滴直徑在飛機(jī)有/無動(dòng)力情況下水滴收集率在飛機(jī)表面上的分布規(guī)律，為飛機(jī)各部件的防除冰設(shè)計(jì)提供了技術(shù)支撐。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 空氣流場(chǎng)計(jì)算方法

空氣流場(chǎng)計(jì)算采用本課題組自主研制的低速流動(dòng)計(jì)算軟件WS3D［4，10］。該軟件在航空與航天飛行器起降氣動(dòng)特性、大型軍用及民用運(yùn)輸飛機(jī)增升裝置與各種操縱面的性能與載荷計(jì)算、艦尾流與飛機(jī)著艦、潛艇、汽車、磁浮列車、高鐵與城際列車、風(fēng)力機(jī)等方面的計(jì)算中得到廣泛地應(yīng)用。

低速流動(dòng)的控制方程為不可壓N-S方程，其通用形式為:

方程(1)中，φ為輸運(yùn)變量，ρa(bǔ)為空氣密度，va為空氣速度，Γφ為擴(kuò)散系數(shù)，qφ為源項(xiàng)，φ、Γφ和qφ取不同值，可代表空氣的連續(xù)性方程、動(dòng)量方程和其他標(biāo)量(如溫度、湍動(dòng)能等)的輸運(yùn)方程。

數(shù)值計(jì)算方法為:采用有限體積法離散，離散后方程組求解采用SIP強(qiáng)隱式算法;不可壓的計(jì)算方法采用SIMPLE系列算法;采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的多塊對(duì)接技術(shù)與多窗口技術(shù)處理復(fù)雜外形和邊界;湍流計(jì)算采用兩方程的k-ε模型，近壁區(qū)采用低Re數(shù)修正與壁面函數(shù)相結(jié)合的方法處理。通常的邊界條件有四種類型:對(duì)稱邊界條件、入流邊界條件、固壁邊界條件和出口邊界條件。方程中各項(xiàng)的物理意義、具體表達(dá)式以及數(shù)值方法可參見文獻(xiàn)［4，14-15］。

對(duì)于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力模擬，需要處理兩種類型的邊界條件:1)內(nèi)、外涵道出口。本文采用入流條件處理。動(dòng)力計(jì)算條件分別給出了內(nèi)、外涵道出口處的總溫和總壓，由此可獲得密度、速度，按常規(guī)的入流邊界條件分別給定內(nèi)、外涵道出口面上的速度與密度即可。2)進(jìn)氣道出口。本文采用流量修正方法處理。即在每步迭代計(jì)算過程中，都需要先計(jì)算流量修正系數(shù)Fac，其表達(dá)式為:

式中Fctr為發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣量，由動(dòng)力計(jì)算條件給定; Fout為進(jìn)氣道出口流量，其計(jì)算是利用常規(guī)的出口邊界條件獲得，即邊界上速度與密度場(chǎng)的梯度為0。然后對(duì)進(jìn)氣道出口邊界面上的速度進(jìn)行修正，其方法為:

式中uout為進(jìn)氣道出口速度，為修正后的進(jìn)氣道出口速度。當(dāng)計(jì)算迭代到一定步數(shù)后，計(jì)算的出口流量就與計(jì)算條件給定流量相等，也滿足了進(jìn)氣道的出口流量條件。

1.2 水滴相計(jì)算方法

全機(jī)表面水滴收集率的計(jì)算，目前主要有兩種方法，一種是拉格朗日法［11］，另一種是歐拉法［12-13］。本文采用本課題組發(fā)展的三維水滴收集率計(jì)算的歐拉方法［5］，該方法適合于復(fù)雜外形。歐拉方法中引入水滴容積分?jǐn)?shù)α，其定義為空間微團(tuán)中水滴相所占的體積比例。則水滴相的控制方程為:

方程(4)、(5)分別為連續(xù)方程與動(dòng)量方程。vd為水滴相速度，K為慣性因子，表達(dá)式為:

式中:μa為空氣動(dòng)力粘性系數(shù)，d為水滴直徑，CD為水滴阻力系數(shù)，Re為相對(duì)雷諾數(shù)，其表達(dá)式為:

水滴運(yùn)動(dòng)過程中，阻力隨相對(duì)雷諾數(shù)變化而變化。本文采用如下公式確定阻力［4］:

與空氣控制方程類似，水滴相控制方程可以統(tǒng)一寫成不包括擴(kuò)散項(xiàng)的輸運(yùn)方程形式:

式中:qφd為源項(xiàng)，φ取1、vd分別代表連續(xù)方程和動(dòng)量方程。

對(duì)于方程(9)采用有限體積方法離散，其中動(dòng)量方程中的對(duì)流項(xiàng)和源項(xiàng)的離散方法與空氣流場(chǎng)控制方程(1)一致，離散后的方程組求解方法也是一致的。水滴容積分?jǐn)?shù)α通過求解連續(xù)方程獲得，而連續(xù)方程的求解采用顯式算法，其時(shí)間項(xiàng)采用一階離散方法，即:

在水滴相計(jì)算中壁面采用吸入邊界條件，即如果水滴與物面碰撞，則認(rèn)為水滴從碰撞點(diǎn)流出。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力模擬，需要處理兩種類型的邊界條件:1)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口處，采用常規(guī)的出口邊界條件，即邊界上水滴容積分?jǐn)?shù)α與水滴速度的梯度為0;2)對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)、外涵道出口處，采用常規(guī)的入流邊界條件，給定水滴速度和容積分?jǐn)?shù)，其中水滴速度與該處的空氣噴流速度一致，而水滴容積分?jǐn)?shù)值α為0。

由于水滴容積分?jǐn)?shù)α較小(10-6量級(jí))，可以認(rèn)為空氣和水滴是單向作用，即只考慮空氣對(duì)水滴的作用，忽略水滴對(duì)空氣的作用。因此，水滴收集率的計(jì)算步驟可概括為:(1)計(jì)算空氣流場(chǎng);(2)在得到空氣流場(chǎng)分布的基礎(chǔ)上，求解水滴相控制方程;(3)水滴收集率β可在獲得當(dāng)?shù)厮稳莘e分?jǐn)?shù)α和水滴與物面的相對(duì)速度ud之后，由以下表達(dá)式得到:

其中α∞為遠(yuǎn)場(chǎng)水滴容積分?jǐn)?shù)，u∞為遠(yuǎn)場(chǎng)水滴速度，n為物面碰撞點(diǎn)處的單位法線向量。

2 帶動(dòng)力全機(jī)表面水滴收集率計(jì)算

基于以上數(shù)值方法開發(fā)了相應(yīng)的飛機(jī)帶動(dòng)力條件下全機(jī)水滴計(jì)算程序，分別對(duì)某運(yùn)輸飛機(jī)巡航構(gòu)型帶動(dòng)力模型、通氣模型進(jìn)行了應(yīng)用計(jì)算。

2.1 計(jì)算外形及網(wǎng)格

計(jì)算外形為飛機(jī)半模，如圖1。坐標(biāo)原點(diǎn)取為機(jī)頭中心，坐標(biāo)軸方向?yàn)?x軸機(jī)身方向，y軸飛機(jī)高度方向垂直向上，z軸翼展方向按右手系確定。計(jì)算采用多塊對(duì)接網(wǎng)格，網(wǎng)格規(guī)模為2.1×107。圖2顯示了通氣模型與動(dòng)力模型短艙尾部網(wǎng)格。

圖2 兩種模型短艙尾部表面網(wǎng)格Fig.2 Surface grid for the rear of the nacelle

2.2 飛機(jī)表面水滴收集率計(jì)算結(jié)果分析

在飛機(jī)空氣流場(chǎng)計(jì)算的基礎(chǔ)上，開展了水滴收集率計(jì)算，對(duì)比了不同直徑水滴收集率在飛機(jī)表面的分布情況。計(jì)算條件為:飛行速度127 m/s，高度5200 m，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量Q=236.515 Ibm/s，飛機(jī)攻角三種α=2°、4°和6°，水滴直徑選取了三種，從大到小分別為40、20、10μm。

圖3給出了水滴直徑d=40μm、攻角α=2°時(shí)通氣模型和動(dòng)力模型全機(jī)表面水滴收集率的分布云圖，其中左圖是通氣模型，右圖是帶動(dòng)力模型(下同)。計(jì)算顯示:無論是否帶動(dòng)力，水滴撞擊在飛機(jī)表面的主要部件均為機(jī)翼、垂直尾翼、水平尾翼、機(jī)頭鼻尖、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口等處。

圖3 飛機(jī)有無動(dòng)力表面水滴收集率云圖(α=2°，d=40μm)Fig.3 Contours of collection efficiency on the airp lane surface w ith＆w ithout thrust(α=2°，d=40μm)

圖4給出了水滴直徑d=20μm、攻角α=4°時(shí)通氣模型和動(dòng)力模型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口水滴收集率云圖。圖5給出了水滴直徑d=20μm、攻角α=6°時(shí)通氣模型和動(dòng)力模型水滴運(yùn)動(dòng)軌跡與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口水滴收集率云圖。在飛機(jī)帶動(dòng)力后，由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)流量增加，流速也增加，并形成較高負(fù)壓區(qū)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)唇口外側(cè)的部分氣流會(huì)被吸入進(jìn)氣道，形成抽吸效應(yīng)。計(jì)算表明:(1)在動(dòng)力模型的抽吸效應(yīng)作用下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口處動(dòng)力模型的水滴收集率分布與通氣模型存在明顯差別;(2)動(dòng)力模型水滴收集率值明顯比通氣模型大一些;(3)在相同動(dòng)力模型條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道上唇口的收集率高于下唇口。

圖4 飛機(jī)有/無動(dòng)力表面水滴收集率云圖(α=4°，d=20μm)Fig.4 Contours of collection efficiency on nacelle surface w ith＆w ithout thrust(α=4°，d=20μm)

圖5飛機(jī)有/無動(dòng)力水滴軌跡與收集率云圖(α=6°，d=20μm)Fig.5 Trajectories of droplets and contours of collection efficiency w ith＆w ithout thrust(α=6°，d=20μm)

圖6給出了通氣模型和動(dòng)力模型在水滴直徑d =10μm、攻角α=2°時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙中心面處進(jìn)氣道上唇口(左圖)下唇口(右圖)收集率分布曲線比較。圖7給出了水滴直徑d=20 μm、攻角α=4°的結(jié)果。圖8給出了水滴直徑d=40 μm、攻角α=6°的結(jié)果?？梢娝巫矒籼匦缘淖兓?guī)律為:(1)水滴收集率隨水滴直徑變小而減小;(2)水滴撞擊范圍隨著水滴直徑變小而減小;(3)帶動(dòng)力后發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口處水滴收集率增加，水滴撞擊范圍變大。

圖6 短艙中心面上、下唇口處水滴收集率(α=2°，d=10μm，z=2.9m)Fig.6 Compare of collection efficiency distribution on nacelle w ith＆w ithout thrust(α=2°，d=10μm，z=2.9m)

圖7 短艙中心面上、下唇口處水滴收集率(α=4°，d=20μm，z=2.9m)Fig.7 Compare of collection efficiency distribution on nacelle w ith＆w ithout thrust(α=4°，d=20μm，z=2.9m)

圖8 短艙中心面上、下唇口處水滴收集率(α=6°，d=40μm，z=2.9m)Fig.8 Com pare of collection efficiency distribution on nacelle w ith＆w ithout thrust(α=6°，d=40μm，z=2.9m)

圖9左圖給出了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)通氣模型和動(dòng)力模型在攻角α=6°、水滴直徑d=40μm時(shí)，飛機(jī)高度方向4.2m處垂尾典型剖面的水滴收集率分布比較;圖9右圖給出了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)通氣模型和動(dòng)力模型在攻角α=6°、水滴直徑d=40 μm時(shí)，翼展2.9 m處平尾典型剖面的水滴收集率分布比較。計(jì)算表明:帶動(dòng)力模型飛機(jī)垂尾、平尾表面上的水滴收集率分布和水滴撞擊范圍與通氣模型基本相同。因此飛機(jī)巡航構(gòu)型是否帶動(dòng)力對(duì)垂尾、平尾的水滴撞擊特性沒有影響。

圖10左圖給出了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)通氣模型和帶動(dòng)力模型在α=4°、d=10μm時(shí)翼展2.9m處機(jī)翼表面的水滴收集率分布比較;圖10右圖給出了α=6°、d= 40μm時(shí)的結(jié)果。計(jì)算表明:發(fā)動(dòng)機(jī)通氣模型和帶動(dòng)力模型的水滴收集率與水滴撞擊范圍在機(jī)翼上幾乎完全一致，飛機(jī)巡航構(gòu)型是否帶動(dòng)力對(duì)機(jī)翼的水滴撞擊特性沒有影響。

圖9 垂尾、平尾典型剖面水滴收集率(α=6°，d=40μm)Fig.9 Compare of collection efficiency distribution on vertical tail and stabilizer(α=6°，d=40μm)

圖10 機(jī)翼典型剖面處水滴收集率(α=4°、6°，d=10、20μm)Fig.10 Compare of collection efficiency distribution on w ing w ith＆w ithout thrust(α=4°、6°，d=10、20μm)

3 結(jié)論

本文建立了適合于飛機(jī)帶動(dòng)力條件下結(jié)冰過程水滴收集率計(jì)算的三維數(shù)值方法和計(jì)算程序，并對(duì)某型運(yùn)輸機(jī)巡航構(gòu)型的水滴收集率進(jìn)行了有/無動(dòng)力的對(duì)比計(jì)算，得到如下結(jié)論:

1)巡航構(gòu)型飛機(jī)帶動(dòng)力對(duì)于機(jī)翼的水滴收集率無影響，機(jī)翼部件的冰風(fēng)洞試驗(yàn)和防除冰設(shè)計(jì)可以不考慮動(dòng)力的影響;

2)巡航構(gòu)型飛機(jī)帶動(dòng)力對(duì)于水平尾翼和垂直尾翼的水滴收集率無影響，平尾和垂尾部件防除冰設(shè)計(jì)可以不考慮動(dòng)力的影響;

3)巡航構(gòu)型飛機(jī)是否帶動(dòng)力對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口的水滴收集率影響較大，帶動(dòng)力后由于存在較強(qiáng)的氣流抽吸作用，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口處水滴收集率增加，水滴撞擊范圍變大，在進(jìn)行防除冰研究和設(shè)計(jì)時(shí)需要重點(diǎn)關(guān)注。

［1］Cebeci T，Kefyeke F.Aircraft icing［J］.Annual Review of Fluid Mechanics，2003，35:11-21.

［2］Bragg M B，Broeren A P，Blumenthal L A.Iced-airfoil aerodynamics［J］.Progress in Aerospace Sciences，2005，41(5): 323-362.

［3］Frank T Lynch，Abdollah Khodadoust.Effects of ice accretions on aircraft aerodynamics［J］.Progress in Aerospace Sciences，2001，37(8):669-767.

［4］Yi X.Numerical computation of aircraft icing and study on icing test scaling law［D］.Mianyang:China AerodynamicsResearch and Development Center，2007.(in Chinese)易賢.飛機(jī)積冰的數(shù)值計(jì)算與積冰試驗(yàn)相似準(zhǔn)則研究［D］.綿陽(yáng):中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，2007.

［5］Yi X，Wang K C，Gui Y W，et al.Study on eulerian method for icing collection efficiency computation and its application［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28(5):596-601.(in Chinese)易賢，王開春，桂業(yè)偉，等.水滴撞擊特性歐拉計(jì)算方法研究及應(yīng)用［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，28(5):596-601

［6］Yi X，Wang K C，Zhu G L，et al.A numerical method for simulation of three dimensional ice accretion on aircraft［C］// Recent Progresses in Fluid Dynamics Research，2011:161-164.

［7］Yi X，Wang K C，Ma H L，et al.3-D numerical simulation of droplet collection efficiency in large-scale wind turbine icing［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2013，31(6):745-751.(in Chinese)易賢，王開春，馬洪林，等.大型風(fēng)力機(jī)結(jié)冰過程水滴收集率三維計(jì)算［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2013，31(6):745-751.

［8］Yi X，Chen K，Wang K C.Application of CFD technology in wind turbine icing prober design［J］.Transactions of Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics，2013，30(3):264-269.

［9］Yi X，Gui Y W，Zhu G L.Numerical method of a three-dimensional ice accretion model of aircraft［J］.Acta Aeronautica et Astronautica sinica，2010，31(11):2152-2158.(in Chinese)易賢，桂業(yè)偉，朱國(guó)林.飛機(jī)三維結(jié)冰模型及其數(shù)值求解方法［J］.航空學(xué)報(bào)，2010，31(11):2152-2158.

［10］Zhu G L，Kronast M.The calculation of ground effect on a car flow field using two dimensional Navier-Stokes equations［J］.Acta Aerodynamica Sinica，1993，11(1):35-40.

［11］Bragg M B，Gregorek G M，Shaw R J.An analytical approach to airfoil icing［R］.AIAA 81-0403，1981.

［12］Bourgault Y，Habashi W G，Dompierre J，et al.An eulerian approach to supercooled droplets impingement calculations［R］.AIAA 97-0176，1997.

［13］Tong X L，Luke E A.Eulerian simulations of icing collection efficiency using a singularity diffusion model［R］.AIAA 2005-1246.

［14］Patankar S V.Numerical heat transfer and fluid flow［M］.New York:Mc-Graw-Hill，1980.

［15］Ferziger J H，Peric M.Computational methods for fluid dynamics［M］.3rd Edition.Berlin:Springer-Verlag，2002.

Numerical simulation of thrust effect on droplet collection efficiency in airplane icing

Wang Kaichun，Yi Xian，Ma Honglin*，Zhao Fan
(State Key Laboratory of Aerodynamics of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

A three dimensional numerical method for the calculation of the droplet collection efficiency in the process of icing for an airplane with thrust is presented.The flowfield of air is computed by multiple blocks grid and SIMPLE method based on the obtained distribution，the governing equations of water phase are solved，and then the droplet collection efficiency is obtained.Both governing equations of gas and water phase are written in the form of typical transport equations，and are solved with a same finite volume method，which makes the development of numerical code easier.The droplet collection efficiency on a transport airplane cruise configuration with thrust or without thrust is computed，and the impingement characteristics of different diameter droplets are obtained，then the distribution of droplet collection efficiency on the airplane are yielded.The results show that the thrust effect of airplane on droplet collection coefficient on the wing，the vertical tail and the stabilizer is not obviously and can be ignored.However，the main effect of airplane with thrust on droplet collection coefficient occurs on the leading edge of the nacelle.The collection efficiency of airplane with thrust is higher than that without thrust on the leading edge of the nacelle，the droplet impact range of airplane with thrust is bigger than that of no thrust.

airplane;thrust effect;ice accretion;droplet collection efficiency;numerical simulation

V211.3;V321.2+29

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0218

0258-1825(2016)03-0308-05

2015-12-21;

2016-01-01

國(guó)家自然科學(xué)基金(11172314，11472296)

王開春(1965-)，研究員，研究方向:低速空氣動(dòng)力學(xué)、飛機(jī)結(jié)冰、氣動(dòng)與水動(dòng)聲學(xué)計(jì)算等.E-mail:wangkaichun1965@sina.com

馬洪林*(1976-)，男，副研究員，研究方向:低速空氣動(dòng)力學(xué)、飛機(jī)結(jié)冰的研究.E-mail:mhlhust@163.com

王開春，易賢，馬洪林，等.動(dòng)力對(duì)全機(jī)水滴收集率的影響計(jì)算［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):308-312.

10.7638/kqdlxxb-2015.0218 Wang K C，Yi X，Ma H L，et al.Numerical simulation of thrust effect on droplet collection efficiency in airplane icing［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):308-312.