某型飞机机翼热气防冰系统流量仿真研究

夏天骏

中航通飞华南飞机工业有限公司 广东 珠海 519040

引言

飞机结冰气象条件下飞行时，云层中的过冷水滴撞击飞机表面后冻结而造成结冰，在主要升力部件上的结冰会严重破坏气动外形，威胁飞行安全。热气防冰是飞机用于机翼结冰防护的一种方式，将高温高压的发动机引气送入机翼前缘防冰腔，使蒙皮升温，保证机翼前缘表面防护区域不结冰。因此，确定供入防冰腔热气的温度、压力、流量是否满足设计需求，就成为系统研发过程中重要的研究目标。

1 软件仿真在系统研发过程中的应用

Flowmaster软件基于网络流体算法，该方法特点是将系统的结构分解成由相应元件和节点组成的网络，用有限的元件和流动介质类型描述各种结构的系统。网络采用质量守恒原理和节点压力残量修正法计算，具有良好的通用性和可操作性，计算稳定性和收敛性好。本文以某型飞机机翼防冰系统为研究对象，建立系统模型开展稳态仿真，计算各个元件及节点的压力、流量、流速等特性[1]。

2 建模仿真研究

2.1 仿真目的

通过对机翼防冰系统的仿真，达到以下目标：

2.1.1 确定笛形孔孔数、孔径等参数；

2.1.2 校核该参数设置下笛形管总泄流量是否符合设计指标要求，单个笛形孔是否达到音速射流；

2.1.3 计算校核管路各处温降、压降，笛形管入口温度压力是否合理；

2.1.4 计算校核管路各处流速是否处于合理范围，管径设置是否合理。

2.2 系统建模

使用Flowmaster软件建立系统管路仿真模型，如图1所示。

图1 机翼防冰系统模型

使用的元器件包括Source: Pressure、Pipe: Compressible Rigid、Valve: Butterfly、Junction: T 90°、Junction: Y、Transition: Gradual、Bend: Circular R、Piccolo Tube等。其中：

2.2.1 压力源2处设置为气源系统调压目标压力，1处设置为当地大气环境压力，随高度变化，作为防冰腔出口环境。

2.2.2 管路、弯管、三通、变径管、限流器按设计数模管径、长度、材料、绝热层厚度等进行参数设置。

2.2.3 笛形管作为关键特性部件，根据相关研发试验结果对软件内置性能曲线进行了调整，使其结果更贴近试验数据，并匹配笛形管小孔流量的计算基础公式：

K：常数，取值为0.040418；

C：出流系数，通常取0.80～0.85；

P：笛形管内气体的压力（Pa）；

T：笛形管内气体的温度（K）；

A：笛形孔的横截面积（m2）。

根据某型飞机分流量台架试验数据，如表1所示，考虑试验保守量，将笛形管计算出流系数定义为0.85，同步调整Flowmaster笛形管模型自定函数[2]。

表1 分流量台架试验数据摘录

2.3 工况选取

计算工况选取如表2所示。

表2 计算工况

依据飞行包线及发动机引气参数，选取了等待、爬升、下降、平飞4个典型工况，匹配对应的飞行高度、环境温度和引气温度，作为模型参数输入，开展仿真。

3 仿真结果

输入工况参数进行仿真计算，软件输出数据结果包括：各节点质量流量，沿程温度、压力，流速等。主要数据结果如表3所示。

表3 仿真计算结果

仿真数据表明，笛形管流量满足1450～1500kg/h的基本设计目标。同时管路沿程没有明显的温度、压力波动，符合预期。

温度与压力的变化影响笛形管流量，同时温度的变化也影响防冰腔整体热交换。在气源保持334 kPa输出的前提下，供气温度变化、环境压力变化对管路沿程压降的影响非常小，4工况各节点压力基本一致。图2展示了等待工况下各节点压力变化曲线[3]。

图2 沿程压降折线图

图中横坐标为从气源引气调压处开始计算的防冰管路沿线累计长度（m）。纵坐标为节点压力值（kPa）。可以看出笛形管入口压力在312 kPa～317 kPa之间，整体符合初期估算值315 kPa。压力在2 m处存在较大压降，对应位置均为气源系统与机翼防冰接口T型三通（压降3 kPa）、机翼防冰活门（压降4 kPa）。由于采用单侧单活门的控制方式，活门处气流集中，压降稍大是无法避免的。外侧笛型管由于总流量大、流速快、流阻高，入口压力较内侧笛型管低约3 kPa。

管路沿程温降如图3所示。

图3 沿程温降折线图

图中横坐标为防冰管路沿线累计长度（m）。纵坐标为节点温度值（℃）。可以看出热气温度基本沿管路按稳定斜率均匀下降，平均每米管路约2 ℃温降。等待、爬升和平飞工况笛形管入口温度在215℃～220℃之间，下滑工况由于发动机慢车状态引气出口温度低，笛形管入口温度为201℃。2m处为内发引气经气源管路散热温降后与外发引气混合，带来5℃温降。从气源调压处至笛形管入口整体温降约4℃，笛形管入口温度基本直接取决于发动机引气温度。而发动机引气温度则由发动机功率、环境温度、高度、空速等参数综合影响。

图4 沿程管内流速

供气管路各处流速均低于0.2Ma，不易引发共振，保证系统稳定；笛形孔流速为1Ma，处于限流状态，笛型管内流速实际表现为由入口处流速平滑下降至0的曲线，图中不再标出。

通过对系统笛形孔流量、温度、压力、管内流速的仿真校核，确认当前设置的机翼热气防冰系统管路、笛形管分配方案是可行的，表明系统性能符合设计预期[4]。

4 结束语

由于结冰对飞机飞行安全的危害性，防冰系统的功能性能符合性是飞机设计、验证过程中较为重要的一环。其验证工作复杂，从仿真计算到风洞试验到飞行试验，费用与周期层层递增，如何通过一维流体仿真软件快速计算主要性能符合度，加快设计迭代效率，节约试验成本，缩短周期，降低风险，是在系统设计初期时应着重考虑的。

本文以某型飞机机翼防冰系统为研究对象，使用Flowmaster对系统进行仿真计算，为读者提供机翼防冰系统初期设计的一些思路。