某型直升机发动机进气道热气防冰性能研究

何 杰，黄文捷

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

某型直升机发动机进气道热气防冰性能研究

何 杰，黄文捷

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

主要通过数值仿真和试验验证的方法对某型直升机发动机进气道热气防冰性能进行研究，在进气道水滴撞击特性数值计算的基础上，对其进行热力计算，确定结冰区域及表面温度分布。为验证数值仿真的准确性，针对不同外部工况条件设计了进气道热气防冰热性能试验，得到各试验测点在不同引气流量、温度、压力下的表面温度分布规律。试验分析结果表明，进气道温度分布最低区域与数值仿真结冰区域基本吻合，可保证所设计的热气防冰系统表面温度在防冰温度允许范围内，满足防冰要求，保障直升机飞行安全。

热气防冰系统；进气道；数值仿真；试验验证

0 引言

直升机在含有过冷水滴的云层中以及在冻雨、雾凇气象条件下飞行时，迎风部件表面会出现结冰。发动机进气道是直升机关键迎风部件，结冰会导致内表面气动特性恶化，速度场分布不均匀，气流发生局部分离，从而引起压气机叶片振动；若冰层脱落，会随气流进入发动机的压气机，造成压气机的机械损伤甚至整台发动机损坏，影响直升机飞行安全。为了保证直升机飞行的安全性，需对发动机进气道进行防冰[1,2]设计。

随着科学技术的发展，现代直升机防冰新技术不断涌现[3]，例如含电加温层的新型复合材料铺层、电脉冲除冰装置、新型高效压电复合材料等，但对于发动机进气道，更加强调防冰措施的有效性和可靠性。由于直升机发动机压气机能够提供进气道防冰所需要的热源，满足直升机防冰要求，故本文选用热气防冰方法，这也是目前国际上普遍采用的防冰方法。

1 防冰腔的设计

热气防冰性能的好坏主要取决于防冰腔的设计，热气防冰腔实质上是一个具有传热传质过程的热交换器，与一般热交换器不同的是外表面不仅有对流换热，还有蒸发散热、水滴撞击引起的换热及动力加热。

热气防冰腔的主要目标是在一定的发动机引气流量下，使热气与防冰通道间的对流换热系数和防冰腔向外的传热面积尽可能大。为了达到这一目标，某型直升机在设计时将进气道设计成两个防冰腔(文中称为防冰腔1和防冰腔2，其相对位置见图1)，防冰腔内气流分配通过腔体开孔来实现，如图2。直升机在结冰条件下的飞行过程中，过冷液滴首先撞击在进气道的迎风面上，因此应使进入防冰腔2中的高温空气先与迎风面进行热交换，让迎风面吸收大量热量使其表面上的过冷液滴迅速蒸发，避免过冷液滴在此处积聚。

在防冰腔1的内壁板A、B处沿周边等弧长开一系列小孔，使防冰腔1与防冰腔2通过A、B两处的小孔连通，见图3。

在防冰腔1的内壁板C处沿航向开一系列小孔，使防冰腔1中的小部分热空气直接喷向进气道内，大部分则通过A、B两处的定点喷流小孔流向防冰腔2，使防冰腔2中的热空气与环境空气呈顺流热交换(注：热气按图3中的箭头方向进入防冰腔1，通过A、B处小孔进入防冰腔2，箭头示意气流方向)。

进入防冰腔2后，一部分热空气向进气道入口区域流动，并从进气道铝合金壁板上的细条缝和小孔口中喷出；另一部分热空气向进气道出口区域流动，并从进气道铝合金壁板上的细条缝和小孔口中喷出。喷出的热空气与进入进气道的环境空气进行混合，最后流入发动机。

为了使防冰腔2中的热空气均匀地布满整个防冰腔，在防冰腔2中按一定规则布置扰流杆。扰流杆既影响着防冰腔2的对流换热系数，又影响着上游吹来的热空气分散，使防冰腔2内各处都有流动的热空气，而不会出现某些区域流速大，某些区域空气滞止，最终让进气道铝合金壁板表面温度场更加均匀。

2 热气防冰系统数值仿真

热气防冰系统设计完成之后，不仅要对其性能进行验证，而且要对总体性能进行验证，特别是在适航认证过程中，需要对防冰系统进行飞行试验，而结冰条件下的飞行试验风险很高。因此对某型直升机发动机进气道热气防冰系统性能的研究需借助数值仿真，以保证飞行试验的安全性。

目前很多学者致力于热气防冰系统数值计算研究[4-6]，通过各类防冰/结冰计算软件来进行流场、水滴运动轨迹和相关热力分析。本文利用加拿大NTI公司的FENSAP-ICE软件，模拟防冰系统内复杂的流动及传热现象，通过迭代计算来模拟流体和固壁之间的传热过程，直到流体和固壁之间界面的流体侧和固体侧的温度和热流均达到平衡，得到表面平衡温度，来分析防冰表面是否存在过热区或者加热不足区。

2.1热气防冰数值计算模型

为了验证所设计的热气防冰系统能够满足给定结冰条件下的防冰要求，在直升机飞行包线通过计算水滴撞击特性，进而确定进气道防护范围及其内表面的水收集系数，最终确定进气道防冰热载荷[6]能否满足防冰要求。

用三维欧拉模型来计算发动机的水滴撞击特性，确定：

局部水收集系数β为：

撞击水量为：

在防冰热力学模型中，基于外部换热、蒙皮导热和内部换热三者耦合，存在能量平衡关系，如图 4所示。

能量方程在外部流场、水膜运动、固体导热、内部流场四个部分都是单独计算的，然后再通过加载边界条件交换数据。对于水膜模型的能量方程，加入导热热流，如下式：

式中表示了控制体的能量变化是由水滴撞击Qβ、辐射Qrad、蒸发Qevap、结冰Qice、溢流Qconv和固壁导热Qcond引起的，将其写成局部微分形式：

式中，导热热流Qcond是通过导热计算获得的；ρ，cf，cs，σ，ε，Levap，Lfusion是流体和固壁的物性参数；T∞为远场空气温度，U∞为远场空气流速，LWC为液态水含量；mevap为蒸发水质量流量，是由对流换热热流Qconv获得的；hf为水膜厚度，T为壁面平衡温度，mice为结冰质量流量。

在稳态下固体能量平衡可以简化为内部热气对固壁的对流加热热流等于固体散失的总热流，即从固体通过导热传导到水膜的能量：

因此，固壁表面的温度就可以通过求解导热方程获得：

2.2数值仿真结果分析

2.2.1 外部流场及水滴撞击特性的计算结果

对发动机外部流场进行网格划分，通过外流场的计算，得到整个计算区域内的空气速度，进而计算发动机进气道表面的水滴撞击特性，得到表面的局部水收集系数，来分析撞击水量，初步判断表面的结冰区、结冰量和容易结冰的位置。

设定环境压力101325Pa，环境温度-10℃，马赫数0.12，液态水含量1g/m3，水滴直径20μm，内部条件考虑为等温等对流换热系数，气体温度设10℃，对流换热系数设为200W/(m2·K)，将蒙皮导热和外部热流耦合计算，得到进气道表面的温度分布。图5为局部水收集系数的分布云图，其值为0～0.568132。从图中可以看出，发动机唇口处撞击的水最多，内部也会有水滴撞击，分布不均匀，可知若防冰不适当，发动机内部也有可能发生结冰。

2.2.2 发动机表面结冰的计算结果

在未开启热气防冰系统时，计算了在结冰气象条件下50s的结冰量，如图6所示，冰层厚度为0m～0.00129646m。从图中可以看出，发动机的唇口和内部都发生了结冰，结冰区的分布也与水滴收集系数的计算结果相符合，在有水撞击的位置发生了结冰。

2.2.3 发动机表面温度的计算结果

在上述引气状态下，通过固体导热和外部热流的耦合计算，得到了表面温度分布的结果，表面温度为-4.018℃～0.726℃。

从图7可知，发动机唇口的温度要高于内部的温度，尤其是在发动机压气机进口前温度较低，这是由于在压气机进口前截面变小，气流流速增大，气流温度降低，冷气流对发动机壁面的换热量也随之增大，因此壁面温度降低。

3 试验研究

为验证数值仿真的正确性以及判定进气道中的温度分布最低区域，即结冰区域，设计验证试验，在当地试验室大气环境条件下，根据试验的热动态响应要求，先将热路气源的流量和温度控制到要求参数，然后进行热边气路快速转换，准确模拟发动机供气。试验原理如图8所示，测试参数见表1。

序号测试点参数名称符号单位1热边压力P1kPa温度T1℃流量G1kg/h2冷边压力P2kPa温度T2℃流量G2kg/h

3.1试验测点布置

试验主要监控5种试验工况(见表2)下20个温度测点的变化情况，试验温度测量点布置见图9。

3.2试验结果分析

在冷边不供气的试验条件下，得到进气道内壁面的温度场随时间的变化规律，即热动态响应试验曲线。以工况3热边温度180℃，热边流量150kg/h，热边压力212kPa为例给出试验结果，如图10。

表2 试验工况

在冷边供气的试验条件下，得到进气道内壁面的温度场随时间的变化规律,即进气道表面温度分布变化曲线。以工况5热边温度180℃，热边流量150kg/h，热边压力212kPa，冷边供气流量为6000kg/h为例给出试验结果，如图11。由于篇幅所限，其他工况试验曲线不再赘述，只给出分析结果。

热性能试验过程中，进气道样机的20个温度测点温度值随热边气流的流量和温度的变化而迅速改变，温度变化曲线正常，为动态性能试验的准确打好基础。从稳态温度性能试验数据分析，热边温度对进气道壁面温度有明显影响，热边温度越高，壁面温度越高；热边供气压力对进气道壁面温度无明显影响；热边流量对进气道壁面温度有明显影响，热边流量越大，壁面温度越高。实际工程中可以通过控制热边的温度和流量来实现防冰。

4 仿真计算与试验验证对比分析

根据试验所得的动态性能试验数据分析，工况1和工况2(即热边400kg/h～700kg/h的大流量状态)温度较低的温度测点是温度点4和温度点8；工况3、工况4和工况5(即热边50kg/h～150kg/h的小流量状态) 温度较低的温度测点是温度点2、温度点5、温度点6和温度点17。各个温度测点在结冰区域云图对应如图12。

图12中标识2虚线表示在进气道下表面，从温度低点分布区域与数值仿真得到的水滴分布区域相比较，考虑数值仿真流场条件简化及试验误差可以得出，二者分布区域基本吻合，即数值与试验所得结冰区域吻合。在冷侧引入6000 kg/h的大流量冷流的情况下，各个温度测点的温度能够控制在结冰临界温度之上，实现防冰，具有良好的防冰效果，也证实所设计的防冰系统满足防冰要求。

5 结论

本文对某型直升机进气道进行了设计，通过数值仿真和试验验证方法对其热气防冰性能进行研究，结果表明该热气防冰系统设计满足防冰要求，实际工程中可通过控制热气温度与流量，实现防冰。数值仿真方法在一定程度上可以反映实际系统，但实验室条件下只能用干冷空气作为外部冷源的引气。对于湿结冰条件，在实验室内很难模拟，还需进行冰风洞试验。

[1] 傅见平.直升机防冰技术[J].飞行力学，1999,17(4):71-74.

[2] 常士楠.大型飞机的防/除冰问题[C].中国航空学会2007年学术年会,2007.

[3] 洪海华, 刘伟光,等.直升机的防除冰系统[J].直升机技术，2010,161(1):52-56.

[4] 贺继林, 杨 勤, 何清华.飞机发动机进气道热气防冰研究[J].现代制造工程，2011(2):115-118.

[5] 卜雪琴, 林贵平, 郁 嘉.三维内外热耦合计算热气防冰系统表面温度[J].航空动力学报，2009,24(11)：2495-2500.

[6] 候盼雪, 林贵平, 卜雪琴,等.后掠翼热气防冰系统数值仿真计算[J].航空学报，2011，32(x).

StudyonPerformanceofaHelicopterEngineInletHot-airAnti-icingSystem

HE Jie, HUANG Wenjie

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The performance of a helicopter engine inlet hot-air anti-icing system was studied by both of numerical method and experimental method. Based on the calculation of trajectories of the water droplets, numerical results of the icing area and the surface temperature distribution were presented. In order to verify the accuracy of numerical simulation, the anti-icing tests for different operating states were carried out, and the temperature distribution of various flow, temperature and pressure of air intake were obtained. The results showed that the numerical calculation of icing area was consistent with the experimental result on the whole, and the hot-air anti-icing system met the design requirements.

hot-air anti-icing system; inlet; numerical simulation; experiment

2016-10-31

何 杰(1986-)，女，黑龙江省庆安县人，硕士，工程师，主要研究方向：直升机环境控制、防雨、防冰。

1673-1220(2017)04-034-06

V233.94;V228.7+1

A