结构参数对热气防冰系统性能影响的数值模拟*

西北工业大学力学与土木建筑学院飞行器可靠性工程研究所 姚会举 刘永寿 张 峰 南 华

飞机以亚音速在含过冷水滴的云层中飞行时，由于云层中过冷水滴对机翼的撞击作用，可能发生机翼积冰现象，而机翼积冰会对飞机产生很大的危害，不仅增加飞机负重，而且会使飞机的空气动力学性能恶化，升力减小，阻力增大，轻者影响飞机的稳定性和操作性，重者甚至会引发机毁人亡的飞行事故[1-2]。

防冰系统性能的好坏直接影响着飞机的防/除冰能力，进而影响飞行安全，其设计一直是生命保障和环控系统设计的一个重要组成部分[3]。飞机防冰系统按防/除冰方式的不同可分为机械除冰、液体防冰、电热防/除冰和热气防/除冰。由于稳定性、简易性以及经济性等方面的优势，大部分现役客机机翼采用热气防冰系统。然而，热气防冰系统存在着防冰热气有效利用率不高，大量热气未经充分利用即被排出的缺陷。因此，为提高飞机性能，研究防冰腔结构对热气防冰系统性能的影响有重要意义。

有关机翼气热防/除冰的理论、试验以及仿真分析也得到了广泛开展。Planquart等[4]采用热薄膜方法，借助红外温度记录仪试验测得了叉排直喷式热气防冰腔内蒙皮表面的换热系数分布情况，并与Fluent仿真结果一致，得出防冰腔的换热性能与射流孔的弦向和展向分布间距以及热气的冲击雷诺数有关。Farooq等[5]利用一种基于基因算法的优化程序确定了热气防冰腔的典型参数，并通过算例验证了算法的可行性。卜雪琴等[6]对热气防冰系统中短小销钉对强化传热性能的影响进行了研究。

结构参数对直喷式双蒙皮防冰腔防冰热性能的影响目前在国内的研究还不多见。本文通过数值模拟来评估射流孔到蒙皮冲击面距离H和射流孔孔径d对防冰热性能的影响。采用计算流体力学CFD方法，对不同结构尺寸的直喷式双蒙皮防冰腔进行了仿真，目的是获得不同结构尺寸因素对强化传热系数和防冰效率的影响，为热气防冰系统的设计和优化提供指导。

1 数学模型

由于防冰腔内为射流孔高速喷出的热气，热气在防冰腔内流动，受腔内结构、热气速度的影响，其流动形式为湍流，为准确模拟热气在防冰腔内的流动，仿真计算采用Spalart-Allaras(简称S-A)湍流模型，S-A湍流模型对冲击射流曲面的流动问题具有计算简单、与试验结果吻合较好等优点[7-8]。S-A湍流模型是涡粘性模型,其核心思想是通过求解中间变量 的输运方程来获得湍流粘度μt的输运方程为[9]：

求得后，湍流粘度μt通过湿润系数获得：

2 计算模型

本文针对直喷式双蒙皮防冰腔结构模型开展分析，引气系统从发动机引来的热气经过管路流到机翼前缘中的笛形管内，热气从笛形管壁上的射流孔喷射到防冰腔前腔，加热蒙皮表面，热气经过双蒙皮防冰通道后流到后腔，并从后腔的排气口排出。为方便网格划分，将防冰腔出口简化为方形出口，防冰腔示意图如图1所示。

图1 防冰腔示意图Fig.1 Diagram of anti-icing cavity

蒙皮厚度1.5mm，笛形管直径40mm，上面分布双排直径为d的圆形射流孔，射流孔间距为25mm，将热气从射流孔喷出，沿轴线到达蒙皮距离记为H，d和H如图2所示，其尺寸参数范围如表1所示。射流孔按照排列方式可以分为平行排列和交叉排列两种，如图3所示。

为了研究射流孔喷射距离H、射流孔孔径d以及射流孔的排列形式对强化防冰腔传热系数和防冰效率的影响，设计了3组几何尺寸不同的防冰腔模型，分别为：(1)H相同但d与H比值不同，即射流孔的孔径不同的平行排列； (2)两者之比相同但H不同的平行阵列；(3)对应相同d与H比值的交叉排列。具体参数如表2所示。

图2 d、H 结构示意图Fig.2 Structure diagram of d, H

表1 几何尺寸参数范围

图3 笛形管结构尺寸示意图Fig.3 Diagram of piccolo tube structure size

表2 模型具体参数

防冰腔流域计算模型采用结构体网格，如图4所示，在蒙皮、防冰腔前腔近壁面部分采用附面层网格，保障蒙皮网格的密度与质量，并在射流口区域进行网格局部加密，最终网格总数在63万左右。这样既保证了关注地方的网格细化，同时网格总量不会太大，加快流场计算速度。

图4 防冰腔网格Fig.4 Anti-icing cavity mesh

3 边界条件

将射流孔处设置为压力入口，射流孔处压力0.2MPa，热气温度200℃；出口处设置为与环境压力相同的压力出口，外部环境温度设置为-10℃；两侧挡板设为对称边界；防冰腔内、外蒙皮和挡板设为壁面边界条件。

防冰腔采用S-A湍流模型，比较适合冲击射流曲面的流动计算，开启能量方程，控制方程的离散采用控制容积法，对流项差分格式采用二阶迎风格式，采用Simple算法求解方程。监控出口温度变化以及残差来判断计算的收敛，收敛精度为105。

仿真计算中，由于流场结构复杂，不易收敛，通过调整松弛因子大小来控制收敛。判定是否收敛一般有残差监视和表面温度平衡两种方式。计算完成后，通过检验计算流域的质量和能量是否守恒来进一步验证收敛性。

4 计算结果分析与讨论

4.1 数据处理

Fluent仿真计算收敛后得到防冰腔外蒙皮表面温度分布受热气流对防水腔前缘内表面的冲击影响，在前缘驻点附近蒙皮温度达到最高值，蒙皮温度沿弦向递减，防冰腔下表面末端达到最低值，温差达60K左右。上表面受双蒙皮通道影响，在进入双蒙皮通道之后的防冰区域蒙皮温度有一个明显上升趋势，而后再沿弦向递减，整体来看，上蒙皮表面温度比下表面温度高。由于气流在双蒙皮通道与蒙皮接触更充分，换热效果明显优于下表面区域，根据参考文献[10]中相似工况下仿真结果，可知本文仿真具有一定的参考价值。

为了对防冰腔防冰性能进行直观描述，本文引用防冰效率η的概念[11-12]，防冰效率是指系统所提供的热气能量中用于加热防冰表面的百分比，计算公式如下：

式中，Tinlet、Toutlet分别为防冰系统供气温度和排气温度，Twall为防冰区蒙皮平均温度。

4.2 结果分析

4.2.1 几何尺寸的影响

分析1～5号模型的结果数据来研究射流孔孔径对流动换热的影响。图5、图6分别为蒙皮表面平均传热系数h和模型的热气有效利用率η与d/H的关系。从图5中可以看出，随着d/H的增大，模型强化蒙皮表面平均传热系数明显增大，模型的热气有效利用率η不断下降。也就是说，在相同射流孔到蒙皮冲击面距离的情况下，射流孔孔径越大，强化传热效果越强，但是用于防冰的热气有效利用率也越低。这表明，虽然增大射流孔孔径即增大热气量可以使蒙皮的传热效果得到强化，但用于防冰的热气比例却在降低，过低的防冰热效率会加大发动机的负担。

图5 平均传热系数h随d / H的变化Fig.5 Varitions of average heat transfer coefficient h with d / H

图6 热气有效利用率η随d / H的变化Fig.6 Varitions of thermal efficiency η with d / H

表3 1～5号模型对比3号模型换热和热效率的变化

表3中所示为以3号模型的数据为基准，其他模型内表面传热系数和热气效率相对变化值，负号表示相对减小。可以看出，5号模型表面传热系数增大了45.9%，但热气效率却减小了12.58%，说明为了增大表面换热系数而采用如此大的d/H带来热气效率的损失过大，该模型是不合适的。强化换热和降低热效率之间的平衡点应该在实际应用中根据经验需求数据酌情而定，d/H要适中。

分析6～10号模型的结果数据来研究d/H相同下射流孔到蒙皮冲击面距离的变化对流动换热的影响。表4为以3号模型的数据为基准，其他模型蒙皮表面传热系数和热气效率的相对变化值。可以看出，在d/H相同下传热系数和热气效率相对变化不大，幅度都在6%以内，可知d与H的比值是影响防冰腔性能的一个重要因素。

表4 6～10号模型对比3号模型换热和热效率的变化

4.2.2 射流孔排列形式的影响

表5给出了对应结构尺寸相同的射流孔平行、交叉排列形式时的强化换热和热气效率变化百分比。可以看到，与平行排列相比，交叉排列形式的模型的表面换热系数与传热效率都略大，这是由于交叉排列射流孔喷出的热气与防冰腔内表面的冲击面积更大，热交换更充分，因此同样条件下交叉排列的防冰效果优于平行排列。

表5 平行和交叉排列对强化换热和效率的影响

5 结论

本文对热气防冰系统中笛形管位置与射流孔孔径强化传热效果进行了研究，定量分析了射流孔喷射距离、射流孔孔径以及射流孔排列形式对换热以及传热效率的影响，为防冰腔的改进设计提供参考。得出结论如下：

(1)射流孔孔径d和射流孔与蒙皮冲击面距离H的比值能够较大程度地影响换热与传热效率。d/H越大，即H为定值时，射流孔孔径d越大，蒙皮换热系数越高。但是，对于较大的射流孔，防冰系统的传热效率也相应的降低。

(2)交叉排列形式模型的表面换热系数与传热效率都略大，防冰效果优于同等条件下平行排列的模型。

[1] 管宁. 三维机翼防冰热载荷的数值模拟[D]. 南京： 南京航空航天大学, 2007.

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