侯會文，范順昌，李 昕，彭 新

（空軍駐沈陽地區(qū)軍事代表局，沈陽110043）

0 引言

當(dāng)飛機(jī)飛行穿過存在過冷水滴、冰晶及凍雨和降雪等低溫大氣云層時，航空發(fā)動機(jī)的進(jìn)口部件如進(jìn)氣道前緣和進(jìn)氣部件（支撐板、整流罩等）都會由于溫度過低產(chǎn)生積冰現(xiàn)象[1]。當(dāng)發(fā)動機(jī)進(jìn)口端部件實(shí)施的防除冰措施不足時，就會結(jié)冰。結(jié)冰對發(fā)動機(jī)會產(chǎn)生非常嚴(yán)重的危害：導(dǎo)致發(fā)動機(jī)進(jìn)口位置堵塞，減少發(fā)動機(jī)的進(jìn)口氣流量，甚至導(dǎo)致發(fā)動機(jī)喘振。因此，航空發(fā)動機(jī)進(jìn)口部件的防冰工作非常重要。

航空發(fā)動機(jī)帽罩防冰目前多采用單孔沖擊射流方式。單孔沖擊射流是近年來研究較多的1種強(qiáng)化換熱技術(shù)，是在壓差作用下將氣體或液體通過一定形狀的噴口噴射到對流壁面上，流體直接沖擊壁面，邊界層很薄，在沖擊區(qū)能得到非常理想的換熱結(jié)果。周麗銘等[2]采用數(shù)值模擬研究了不同沖擊孔徑、沖擊距離及射流入口雷諾數(shù)對沖擊表面冷卻流動傳熱特性的影響規(guī)律；Guo等[3]進(jìn)行圓形射流區(qū)沖擊平板的瞬態(tài)傳熱試驗(yàn)，并與相應(yīng)的數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對比；Bu等[4]進(jìn)行射流沖擊機(jī)翼前緣凹形壁面?zhèn)鳠崽匦缘脑囼?yàn)研究；Poitras等[5]針對射流沖擊在空腔內(nèi)的凹面，研究了速度場、凹面壓力系數(shù)及Nu分布等特征；李志等[6]應(yīng)用3種不同類型的RNG k-ε湍流模型對單個沖擊孔沖擊進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算；劉釗等[7]基于SST形式的k-ω湍流模型的數(shù)值計(jì)算方式對不同孔徑下葉片前緣傳熱和流場分布進(jìn)行研究；劉安成等[8]采用SST k-ω湍流模型計(jì)算單孔射流沖擊換熱，并與Goldstein&Bdhhahani的試驗(yàn)結(jié)果[9]進(jìn)行比較；Uddin等[10]采用LES對小沖擊距下的流動和換熱特征進(jìn)行數(shù)值模擬；Balabel和El-Alkary[11]基于雙方程k-ε模型、3階非線性k-ε及v2-f模型，研究了沖擊流動中自由射流和沖擊射流及壁面射流3種形式的湍流流動；Dutta等[12]將幾種基于雷諾時均N-S方程湍流模型的數(shù)值模擬結(jié)果與相應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比；謝浩和張靖周[13]研究了沖擊冷卻換熱中流動和熱交換的特點(diǎn)，數(shù)值模擬基于標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型，分析了沖擊孔錯序排列時，沖擊Re、孔間距以及沖擊距等參數(shù)對靶面換熱效率的影響規(guī)律；解建恒和張凈玉[14]研究了小尺寸多排孔的沖擊流動及換熱分布特點(diǎn)，數(shù)值計(jì)算基于Realizable k-ε湍流模型；韓宇萌等[15]采用數(shù)值模擬進(jìn)行陣列射流沖擊的流動和換熱特性的研究，計(jì)算基于SST湍流模型，研究了不同沖擊雷諾數(shù)、出流方向及橫流對沖擊靶面換熱性能變化規(guī)律。

本文在氣熱防冰技術(shù)的基礎(chǔ)上對帽罩前緣曲面通道內(nèi)單孔射流沖擊的流動及換熱特性進(jìn)行數(shù)值模擬，研究沖擊孔孔徑和沖擊雷諾數(shù)等參數(shù)對帽罩曲面通道內(nèi)流動和換熱的影響，獲取的數(shù)據(jù)可為工程設(shè)計(jì)、實(shí)際應(yīng)用改進(jìn)和理論研究等提供參考。

1 數(shù)值方法

1.1 計(jì)算模型與邊界條件

由實(shí)際帽罩結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化的前緣單孔沖擊計(jì)算模型如圖 1（a）所示，各結(jié)構(gòu)參數(shù)如圖 1（b）所示。帽罩錐角 θ=72°，前緣內(nèi)徑 d/D=1，沖擊距 H/D=2，圖中所示的模型為流體計(jì)算域，由于計(jì)算域模型中心對稱性的特點(diǎn)，取30°扇形進(jìn)行計(jì)算。

圖1 帽罩前緣單孔沖擊換熱結(jié)構(gòu)計(jì)算模型

進(jìn)口設(shè)置為質(zhì)量流量入口，射流溫度為315 K，基于入口質(zhì)量流量和沖擊孔直徑的沖擊雷諾數(shù)在20000至120000之間變化。出口設(shè)置為壓力出口，出口壓力為相對靜壓0。流體的物性參數(shù)取理想氣體進(jìn)行計(jì)算，在流體域最外層壁面（前緣表面）設(shè)置熱流密度為1000 W/m2，其余的壁面均設(shè)置為絕熱壁面。最終計(jì)算收斂解的判斷標(biāo)準(zhǔn)為相對殘差小于10-5，且監(jiān)測前緣表面的溫度不再有明顯變化。

圖2 計(jì)算模型

1.2 數(shù)值計(jì)算與數(shù)值處理方法

數(shù)值模擬利用CFX求解器求解，對流項(xiàng)采用高階精度離散。采用換熱系數(shù)h與努塞Nu作為評估換熱強(qiáng)度的指標(biāo)。其定義分別為

式中：q為熱流密度；Tw為壁面溫度；Tf為定性溫度；λ為空氣導(dǎo)熱率；Tf選取熱流氣體進(jìn)口溫度。

湍流模型的選取對于沖擊流動換熱特性的計(jì)算至關(guān)重要，湍流模型的選取方法是在相同結(jié)構(gòu)下，將Realizable k-ε、SST k-ω 2種湍流模型的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[16]和Baughn等[17]的流動換熱特性試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較得出的。計(jì)算模型為流體域，如圖2所示。沖擊孔進(jìn)口雷諾數(shù)Re=23000，沖擊孔孔徑為Dj，沖擊距H/Dj=2，流體域半徑r=6Dj，邊界條件與試驗(yàn)相一致，入口射流速度為25 m/s，流體選擇不可壓縮空氣，溫度為300 K，湍流度為4.1%，出口為壓力出口，靜壓為0，沖擊靶面設(shè)置為無滑移壁面，添加了1個恒熱流密度，計(jì)算模型為流體域，網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格且在緊貼沖擊壁面處進(jìn)行加密處理，邊界層Y+值在1附近。

不同湍流模型和相應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果對比的局部努塞爾數(shù)分布曲線如圖3所示。從圖中可見，Realizable k-ε模型的計(jì)算結(jié)果與2個試驗(yàn)結(jié)果均有較大偏差，而SST k-ω模型的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，準(zhǔn)確模擬出沖擊換熱2個峰值的分布特點(diǎn)，在0＜r＜0.5Dj區(qū)間，SST k-ω 模型的計(jì)算結(jié)果位于2個試驗(yàn)結(jié)果之間，而當(dāng)r＞0.5Dj，SST k-ω 模型的計(jì)算結(jié)果與2個試驗(yàn)結(jié)果幾乎一致。因此，SST k-ω模型更適用于本次研究。

圖3 不同湍流模型與試驗(yàn)結(jié)果的局部努塞爾數(shù)比較

1.3 網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證

計(jì)算模型為流體域，采用非結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行計(jì)算域模型網(wǎng)格的劃分，網(wǎng)格生成方式為4面體網(wǎng)格，且為了能夠準(zhǔn)確模擬帽罩內(nèi)通道壁面附近的流動和換熱，在近壁面處添加邊界層網(wǎng)格。為了更加準(zhǔn)確細(xì)致地觀察流場變化比較復(fù)雜的近壁面處區(qū)域，在前緣沖擊靶面上進(jìn)行局部加密，以保證網(wǎng)格質(zhì)量和網(wǎng)格適用性，如圖4所示。

圖4 模型計(jì)算網(wǎng)格

圖5 不同網(wǎng)格數(shù)量的換熱結(jié)果對比

根據(jù)模型尺寸和結(jié)構(gòu)分布合理調(diào)整網(wǎng)格劃分尺度，通過調(diào)整網(wǎng)格全局尺寸和局部加密尺寸來改變整個計(jì)算域的總網(wǎng)格數(shù)量，不同網(wǎng)格數(shù)量下對應(yīng)的換熱努塞爾數(shù)分布如圖5所示。從圖中可見，隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，前緣區(qū)的換熱有較為明顯的差別，尤其在滯止區(qū)差別更為明顯，而網(wǎng)格數(shù)量為190萬和250萬時換熱結(jié)果幾乎相同，因此，在保證較為準(zhǔn)確的計(jì)算結(jié)果的同時減少網(wǎng)格數(shù)量的條件下，取190萬為計(jì)算使用的網(wǎng)格數(shù)量。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 D=6 mm時，Re對換熱效果的影響

在沖擊孔孔徑D=6 mm，帽罩錐角θ=72°，前緣內(nèi)徑d/D=1，沖擊距H/D=2的情況下，計(jì)算得到3種沖擊雷諾數(shù)Re=20000、60000及120000下帽罩壁面換熱系數(shù)h分布和努塞爾數(shù)Nu分布，如圖6、7所示，從圖中可見，隨著沖擊雷諾數(shù)Re的增大，壁面上高換熱區(qū)面積明顯變大，且換熱系數(shù)h和努塞爾數(shù)Nu也明顯增大。

圖6 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面h分布（D=6 mm）

圖7 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面Nu分布（D=6 mm）

沖擊區(qū)速度流場分布（如圖8所示）顯示了在相同結(jié)構(gòu)參數(shù)下，沖擊雷諾數(shù)Re的增大使得沖擊射流的速度均明顯增大，同時可以清楚地看到，沖擊雷諾數(shù)Re增大使得沖擊區(qū)內(nèi)的渦流團(tuán)逐漸消失，前緣沖擊區(qū)壁面附近及側(cè)壁曲面通道內(nèi)的氣流流速也均明顯增大。

換熱參數(shù)曲線分布（如圖9所示）更加清晰地顯示出，沖擊雷諾數(shù)的增大使得前緣區(qū)壁面的展向平均換熱系數(shù)h和展向平均努塞爾數(shù)Nu整體上均明顯增大，在前緣區(qū)壁面其平均增幅更是超過了50%。在滯止點(diǎn)處，換熱不僅隨著沖擊雷諾數(shù)的增大而增強(qiáng)，且增加的幅度也逐漸增大。

圖8 不同雷諾數(shù)下沖擊區(qū)速度流場分布（D=6 mm）

圖9 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面展向換熱參數(shù)曲線（D=6 mm）

2.2 D=12 mm時，Re對換熱效果的影響

在第2.1節(jié)的情況下，將沖擊孔徑改為12 mm，換熱分布如圖10、11所示。從圖中可見，沖擊雷諾數(shù)的變化對換熱系數(shù)h分布和努塞爾數(shù)Nu分布的影響與在第2.1節(jié)的情況基本一致，不同的是，由于孔徑的增大，滯止區(qū)出現(xiàn)了1小塊低換熱區(qū)。

圖10 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面h分布（D=12 mm）

圖11 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面Nu分布（D=12 mm）

在相同結(jié)構(gòu)參數(shù)下，增大雷諾數(shù)使得沖擊射流的流速、前緣壁面附近以及側(cè)壁曲面通道內(nèi)的氣流流速顯著增大（如圖12所示），且可以明顯看到，孔徑增大后，沖擊區(qū)內(nèi)的渦流團(tuán)逐漸增大，隨著沖擊雷諾數(shù)增大，渦流團(tuán)逐漸減小，但仍未消失，受渦流團(tuán)的影響，沖擊射流對帽罩前緣壁面滯止區(qū)的沖擊作用被削弱，這也解釋了圖10與圖11中的滯止區(qū)出現(xiàn)了1塊低換熱區(qū)的原因。

圖12 不同雷諾數(shù)下沖擊區(qū)流場分布（D=12 mm）

展向平均換熱系數(shù)h和努塞爾數(shù)Nu（如圖13所示）與第2.1節(jié)的分布情況基本相一致，但在滯止點(diǎn)處，已經(jīng)能看到其換熱效果相比第2.1節(jié)的明顯降低，這是由于孔徑的增大使得射流流速減小，射流核心靠近前緣倒圓面處射流的湍流度減弱，造成滯止區(qū)處對流換熱效果減弱。

圖13 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面展向換熱參數(shù)曲線（D=12 mm）

圖14 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面換熱系數(shù)h分布（D=20 mm）

2.3 D=20 mm時，Re對換熱效果的影響

在第2.1節(jié)的情況下，將沖擊孔徑改為20 mm，從換熱系數(shù)h（如圖14所示）和努塞爾數(shù)Nu（如圖15所示）中可見，雷諾數(shù)的增大對換熱系數(shù)h分布和努塞爾數(shù)Nu分布的影響與第2.2節(jié)時的情況基本一致，都是增大了高換區(qū)熱面積和換熱效果，滯止區(qū)出現(xiàn)的低換熱區(qū)更加明顯。

圖15 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面換熱系數(shù)Nu分布（D=20 mm）

流場分布（如圖16所示）與第2.1、2.2節(jié)的情況基本一致，即在相同結(jié)構(gòu)參數(shù)下，由于增大雷諾數(shù)而增大了沖擊射流的流速和前緣壁面附近及側(cè)壁曲面通道內(nèi)的氣流流速，可以明顯看到，沖擊區(qū)內(nèi)的渦流團(tuán)隨著Re的增大逐漸減小。而由于在大孔徑下滯止區(qū)渦流團(tuán)相對較大，造成了滯止區(qū)更加明顯的低換熱區(qū)。

圖16 不同雷諾數(shù)下沖擊區(qū)速度流場分布（D=20 mm）

展向平均換熱系數(shù)h和努塞爾數(shù)Nu分布（如圖17所示）與第2.2節(jié)的分布趨勢相同，滯止區(qū)內(nèi)的低換熱情況在此工況下依然存在。

圖17 不同雷諾數(shù)下帽罩壁面展向換熱參數(shù)曲線（D=20 mm）

2.4 沖擊孔徑的影響

不同孔徑下展向平均換熱系數(shù)h和努塞爾數(shù)Nu分布（如圖18～20所示），可以分別得到在3種沖擊雷諾數(shù)Re下不同沖擊孔徑的換熱和流動情況。從圖中可見，在相同Re下，隨著沖擊孔徑的增大，高換熱分布區(qū)域逐漸擴(kuò)大（大換熱系數(shù)h、大努塞爾數(shù)Nu區(qū)域）；在滯止區(qū)附近，隨著沖擊孔徑的增大，滯止區(qū)的面積也在擴(kuò)大，而滯止區(qū)是1個低換熱區(qū)域，因此，低換熱區(qū)的努塞爾數(shù)隨著孔徑的增大而逐漸減小，且低換熱區(qū)的覆蓋區(qū)域也逐漸擴(kuò)大。

圖18 不同孔徑下帽罩壁面展向換熱參數(shù)分布（Re=0.2×105）

圖19 不同孔徑下帽罩壁面展向換熱參數(shù)分布（Re=0.6×105）

圖20 不同孔徑下帽罩壁面展向換熱參數(shù)分布（Re=1.2×105）

對比流場分布圖可見，在相同Re條件下，沖擊孔徑越大，射流核心速度和前緣壁面附近的氣流速度越小，在前緣沖擊區(qū)形成的渦流團(tuán)越大，渦流團(tuán)的流速低，并且渦流團(tuán)的存在削弱了射流與壁面特別是滯止區(qū)的沖擊對流換熱，使得前緣沖擊區(qū)域的換熱效果減弱。

展向換熱參數(shù)分布圖顯示，努塞爾數(shù)Nu從沖擊駐點(diǎn)開始沿徑向先升高而后降低，這是由于沖擊靶面的中心是帽罩前緣的凹面，該處為流動死區(qū)，因此Nu最小，同時圖12也表明，在前緣駐點(diǎn)處出現(xiàn)低速區(qū)，隨著流動向外發(fā)展，沖擊效應(yīng)逐漸顯著，Nu逐漸增大。對比Nu曲線可見，在X/D＜1和X/D＞3.5 2個區(qū)域中，沖擊孔徑D=6 mm的Nu曲線要高于其它沖擊孔徑的，而D=12和20 mm 2個大沖擊孔徑的Nu曲線則是基本重合；其中在X/D＜1的滯止區(qū)內(nèi)，小孔徑的Nu遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于大孔徑的，在X/D＞3.5的區(qū)域，小孔徑Nu平均大于大孔徑20%以上；在1＜X/D＜3.5的中間區(qū)域，大孔徑Nu平均大于小孔徑的約20%。整體上，在前緣區(qū)域，小孔徑的Nu區(qū)域覆蓋的范圍要稍大于大孔徑的。

3 結(jié)論

本文在數(shù)值模擬方法上對2種湍流模型進(jìn)行了驗(yàn)證與選取，利用該模型計(jì)算研究了航空發(fā)動機(jī)帽罩單孔沖擊結(jié)構(gòu)的換熱特性，選取了3種結(jié)構(gòu)參數(shù)和3種流動參數(shù)下的帽罩前緣的流場、換熱系數(shù)和努塞爾數(shù)進(jìn)行分析和討論，主要得出以下結(jié)論：

（1）對比沖擊小孔徑6 mm與沖擊大孔徑12和20 mm在Re相同的情況下，帽罩前緣表面努塞爾數(shù)Nu隨著沖擊孔徑的增大而增大；

（2）滯止點(diǎn)附近的努塞爾數(shù)Nu隨著沖擊孔徑的增大而減?。辉跊_擊大孔徑12和20 mm情況下，孔徑的變化對于壁面的換熱效果沒有明顯影響；

（3）孔徑相同時，射流沖擊雷諾數(shù)Re的增大不僅大幅增大了前緣壁面的努塞爾數(shù)Nu，也使得帽罩后緣區(qū)域的換熱效果明顯提高。