基于FLOWMASTER的机翼防冰系统管路设计分析

乐光

摘 要：以某型飞机机翼防冰系统为研究对象，基于Flowmaster软件建立管路仿真模型，对不同工况下防冰系统管路的引气流量、笛形管射流孔出口流速、温度与压力分布进行分析，并在此基础上提出防冰系统管路的优化方案。分析结果表明：机翼防冰系统不同缝翼段内直径不同的笛形管可通过设置不同的射流孔孔径以优化防冰系统管路。

关键词：机翼防冰；热气防冰；管路设计

飞机在大气中飞行时，在一定的气象条件下其表面会积聚冰层，如果飞机升力表面结冰时，会带来翼型阻力增加、临界攻角减小、升阻比下降等不利影响，使得飞机的操纵性和稳定品质恶化。为保证飞机飞行的安全性，在飞机研制时必须对作为主要升力部件的机翼采取防冰措施[1]。

目前航线飞行的客机机翼防冰系统有热气防冰和电热防冰两种[2]。电热防冰是波音787为发展电动构架设计理念而采用的方案，其将加热片嵌入在多层复合材料结构的机翼前缘蒙皮内部，电加热片的热量通过导热对蒙皮外表面加热以达到防冰效果。电热防冰系统淘汰了发动机引气及相关的气源系统，具有重量减轻、效率提高、代偿损失减小、油耗和维修成本降低等优点，是一种先进的防除冰系统。热气防冰是最主要的机翼防冰方式，其利用发动机引出的热空气作为热源对飞机结冰防护表面进行连续加热，以避免结冰现象的发生，其使用维护简单、工作可靠，但热量利用率较低且管路系统增加了飞机重量。考虑到波音787电热防冰技术受到严格的专利保护，加之目前我国飞机研制的实际状况，机翼防冰仍采用技术更為成熟的热气防冰。

1 机翼防冰系统管路仿真模型

对于翼吊发动机布局的飞机，机翼热气防冰系统将从发动机某一级引出的部分高温高压气体送入机翼前缘防冰腔内，并通过机翼防冰活门调节热气流量，使机翼防护表面温度高于结冰温度。笛形管是防冰系统最重要的组成部分，也是实现防冰效果的重要部件，其用于将引入热气喷射到前缘缝翼蒙皮上达到防冰目的[3]。机翼防冰系统管路建模分析的目的在于分析机翼防冰系统所需引气流量，判断笛形管射流孔的出口流速是否满足要求，分析管路的温度和压力分布情况。

机翼防冰系统管路主要分布于四段缝翼内，其中第一段为光管，后三段为笛形管。采用Flowmaster航空模块进行建模分析，模型中的元件主要包括Pipe（管道）、Bend（弯头）、Transition（渐变管）、Butterfly valve（蝶阀）、Source（流量源和压力源）、Piccolo（笛形管）等[4，5]，其中笛形管是系统最主要的部件，直接影响着系统的供气量大小[6]。

2 机翼防冰系统管路仿真结果与分析

机翼防冰系统仿真分析重点关注引气流量、笛形管射流孔出口流速、主防冰管路的温度和压力沿机翼展向的压力分布。某型飞机机翼防冰系统分析工况如表1所示。

由表2可知，引气流量随入口温度的升高而降低，随入口压力的升高而升高；在四种工况下，每段笛形管上的射流孔的出风速度均达到音速，形成了高速射流。由图1与图2可知，第一段防冰管为光管，管内热气的温降和压降较平稳；第二段为笛形管，管内热气的压降较平稳，但温降相比于前段光管来说较大；第三段笛形管因管内热气流量减小，其温降和压降相对前段笛形管的变化程度加剧，当到达笛形管末端（第四段）时，管内热气的温度显著下降。因此，在设计防冰系统管路时，应注意调整笛形管的参数以实现防冰要求。

3 机翼防冰系统管路优化设计

机翼防冰系统管路在设计时，可通过调整笛形管上射流孔的孔径和孔距来改善防冰效果。在分析时，将射流孔孔径分别设置为2mm、2.5mm、3mm与3.5mm，射流孔孔距减半（即射流孔个数加倍）与加倍（即射流孔个数减半），以分析不同参数对防冰管路引气流量、出口流速、温度与压力分布的影响，结果如表3、图3至图6所示。

由表3可知，机翼防冰系统单侧引气流量随射流孔孔径的增大而增大，随射流孔孔距的增大而减小，且各参数下射流孔出口流速均达到音速。由图4至图7可知，防冰管路的压降与温降主要发生在笛形管部分，随射流孔孔径增加，笛形管沿翼展方向温降减小且减小程度呈减弱趋势，但压降增加且呈增大趋势；随射流孔孔距增加，笛形管沿翼展方向的温降程度增加，压降程度显著减小。由此可知，在防冰系统管路设计时，应综合考虑沿管程的温度与压力变化情况来选择结构参数。

根据上述仿真结果与分析，考虑对不同笛形管段的射流孔设置不同的孔径，以优化防冰系统管路。第一、二、三段笛形管射流孔直径分别为2mm、2.5mm、3mm与2.5mm、3mm、3.5mm时，与射流孔直径均为3mm的管路系统的计算结果如表4、图8与图9所示。

由表4可知，不同笛形管段设置不同射流孔直径后，引气流量发生改变，但射流孔流速均可达到音速。由图7与图8可知，第一、二、三段笛形管射流孔直径分别设置为2mm、2.5mm、3mm后，防冰管路系统的温降虽然增大，但变化程度较小，而压降明显减小；射流孔直径设置为2.5mm、3mm、3.5mm后，防冰系统管路的温降虽减小，但压降在第二、三段内显著增大。因此，对不同缝翼段内直径不同的笛形管，可通过设置不同的射流孔孔径来优化防冰系统管路。

4 结论

本文基于Flowmaster软件建立某型飞机机翼防冰管路系统仿真模型，对防冰系统管路的引气流量、笛形管射流孔出口流速、温度与压力分布进行分析，在此基础上提出防冰管路的优化方案，得出以下结论：

（1）单侧引气流量随入口温度的升高而降低，随入口压力的升高而升高；不同工况下，每段笛形管上的射流孔的出风速度均达到音速；笛形管沿展向的温降和压降程度逐渐增大。

（2）单侧引气流量随射流孔孔径的增大而增大，随射流孔孔距的增大而减小，且各参数下射流孔出口流速均达到音速；射流孔孔径增加，笛形管沿翼展方向温降减小但压降增大；射流孔间距增加，笛形管沿展向的温降程度增加，压降程度显著减小。

（3）对不同缝翼段内直径不同的笛形管可设置不同的射流孔孔径以优化防冰系统管路。

参考文献：

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

[2]霍西恒，刘鹏，贾丽杰.民用客机机翼热气防冰系统问题初探[J].民用飞机设计与研究，2011 （4）：1618.

[3]曹广生，吴铁锋，李光春，等. CJ828 机翼防除冰系统设计方案研究[J].民用飞机设计与研究，2013 （A01）：97100.

[4]卜雪琴，郁嘉，林贵平，等.机翼热气防冰系统设计[J].北京航空航天大学学报，2010 （8）：927930.

[5]刘超，刘志丽，施红，等.基于 Flowmaster 软件的飞机防冰系统导管仿真计算[J].科技信息，2012 （32）： I0231I0232.

[6]王大伟.民用飞机防冰系统笛形管热，流量分配研究[J].民用飞机设计与研究，2013 （B11）：169173.