论文部分内容阅读
摘 要：本文运用FENSAP-ICE对发动机进气部件在四个典型状态下防冰热性进行了分析，分析表明：对于轴向进气形式机匣，流道外表面水滴撞击效率远高于流道内表面，流道外表面水滴撞击效率沿流向先增加后减小，流道内表面几乎没有水滴撞击；支板水滴撞击效率高于流道，且前缘区域最大，前缘两侧沿流向呈对称分布；在防冰热气温度恒定时，防冰流量越大，防冰效果越好。
关键词：FENSAP-ICE；收集系数；过冷水滴；热气防冰
飞机在结冰条件下飞行时，发动机进气部件容易结冰。积冰破坏了进气流道的气动外形，减小流通面积，造成压气机失速甚至喘振，且积冰脱落会打坏高速旋转的转子叶片，引发飞行事故。目前大部分航空发动机都是利用热能来进行防冰，其中利用热气对发动机进气道进行防冰是典型的熱防冰系统。热气是从压气机的高压级引出，经过导管然后被输送到进气道表面，使结冰表面温度高于冰点[1][2]。
在影响防冰性能的主要参数中，防冰热气流量和温度对防冰效果起决定性作用，同时引起量对发动机的性能产生影响[3]。因此，在国内试验条件缺乏的情况下，想提高防冰系统设计的可靠性，使发动机在空中安全、可靠的工作，同时又将热气的引气量对发动机的影响降低到最小，利用数值仿真对防冰系统性能分析有重要意义。
FENSAP-ICE是加拿大NTI公司研发的先进的飞行结冰仿真软件。FENSAP-ICE是目前唯一商业化的使用完全三维CFD技术的飞机、发动机结冰、防冰设计分析软件。本文运用该软件对某型涡轴发动机进气部件进行了防冰分析。
1分析方法
防冰分析是一个复杂的过程，主要包括外部的两相流场特性计算、内部热气流动换热特性分析和内外热力问题和固体表面的耦合传热。具体的分析流程如下图1所示。
首先采用FENSAP-ICE中的流场分析模块（FENSAP）对内、外流场进行计算，获得内外流场的气动和换热特性，在外流场计算结果基础上加载水滴参数，运用DROP3D模块对水滴撞击特性进行求解，然后采用ICE3D模块计算水膜分布，最后在CHT3D耦合传热模块中对整个系统进行传热分析，得到防冰表面温度分布。
2 分析模型
下图2给出了进气机匣示意图，图3给出了进气机匣相应的二维视图及相关尺寸。其中R0为进气机匣内流道进口半径，H0=0.56R0，R1=0.45R0，H1=0.54R0，L=2.6R0。图4给出了采用ANSYS ICEM划分的结构化网格，约63万个网格节点。
3 数值计算
3.1 水滴撞击特性计算
在防冰计算中，通常采用局部水撞击效率进行分析。图5为局部水滴撞击系数计算示意图，局部水滴收集系数是指实际局部水撞击率 与微元 上最大可能的水滴撞击率 之比，即
图6和图7分别给出了流道表面和支板中间截面局部水滴收集系数分布。可以看出，流道外表面的局部收集系数明显高于内表面，且内表面的收集系数基本为零。流道表面的收集系数明显小于支板表面。在支板前缘处，收集系数最高，支板两侧的收集系数对称性较好，随后沿流向急剧降低并在支板中间附近趋于零。
在四个算例中，随着进口水滴速度的增大，外流道表面局部收集系数沿流向先增大后减小，在约60%机匣长度处达到最大值；随着进口速度的增加，支板同一位置的局部水滴收集系数增大。这主要是因为随着水滴速度增大，水滴的惯性增大，从而相同的 ，分子ds减小，进而导致局部水滴收集系数（ ）增大。图中还可以看出，C和D状态的收集系数分布曲线非常接近，趋于重合，而与之速度差相当的A和B状态收集系数分布曲线区别明显，这可能与速度变化的相对量有关。流道内表面多为背风面，没有水滴撞击，因而也就不存在对应的 ，根据公式，其 值为零。
3.2 防冰计算
在四个典型状态中，A状态为小状态，其防冰热气温度和压力均小于其它状态，但其结冰参数与其它状态一致，因此，在四个状态中，A状态对防冰系统的要求最为苛刻。限于篇幅，本节重点分析A状态的防冰效果。
为了减小防冰引气对发动机性能的影响，对不同引气量（M1﹥M2﹥M3﹥M4）时的防冰效果进行计算。下图8为防冰热气内流道示意图。表2是根据FNESAP计算结果提取的防冰内通道换热系数及换热温度。
图9给出的进气机匣流道外表面沿程温度分布，为便于对应流道位置，给出了流道几何形状，同时给出了180s时间内的积冰形状。根据上节分析，流道外表面迎风区域为水滴撞击主要区域，也是积冰区域，防冰系统是否有效即为判定流道外表面在该区域的壁面温度是否高于1.5℃。而图中给出的180s积冰结果小于流道外表面迎风区域，同时考虑到防冰系统工作模式，其响应时间小于180s，因而当180s积冰区域流道壁温高于1.5℃即可认为防冰系统有效。
流道外表面沿程壁面温度先升高而后降低，随着引气量的减小，壁面温度降低。在防冰相对引气量为M1、M2、M3、M4时，整个流道外表面温度均大于1.5℃，满足防冰要求。
图10～图13给出了进气机匣支板在不同相对引气量下的温度分布。随着引气量的增加，支板表面温度升高，支板前缘温度最高，沿流向逐渐降低，在支板尾缘靠近内流处最低达到278K（5℃），满足防冰要求。
5 结论
本文运用FENSAP-ICE软件分析了发动机进口部件在四个典型状态下的水滴撞击特性，并根据分析结果对其中最恶劣的防冰状态进行了防冰分析，得到结论如下：
1）对于轴向进气形式机匣，流道外表面水滴撞击效率远高于流道内表面，流道内表面几乎没有水滴撞击；
2）在流道外表面水滴撞击效率沿流向先增加后减小，在机匣轴向长度0.6倍处达到最大值，且与流道构型密切相关；
3）支板表面水滴撞击效率高于流道，前缘区域最大，且前缘两侧沿流向对称分布；
4）在防冰热气温度恒定时，防冰流量越大，防冰效果越好。
参考文献
[1] I.Parashivoiu，F.Saeed，Aircaft Icing，JOHN WILEY &SONS，INC.
[2] Cole J，Sand W. Statistical Study of Aircraft Icing Accidents[R].AIAA 91-0558，1991.
[3] Burick R A，Ryan R J.FAA Certification of the Lockheed Martin C-130J Transport Ice Protection System[R].AIAA 99-4016，1999.
关键词：FENSAP-ICE；收集系数；过冷水滴；热气防冰
飞机在结冰条件下飞行时，发动机进气部件容易结冰。积冰破坏了进气流道的气动外形，减小流通面积，造成压气机失速甚至喘振，且积冰脱落会打坏高速旋转的转子叶片，引发飞行事故。目前大部分航空发动机都是利用热能来进行防冰，其中利用热气对发动机进气道进行防冰是典型的熱防冰系统。热气是从压气机的高压级引出，经过导管然后被输送到进气道表面，使结冰表面温度高于冰点[1][2]。
在影响防冰性能的主要参数中，防冰热气流量和温度对防冰效果起决定性作用，同时引起量对发动机的性能产生影响[3]。因此，在国内试验条件缺乏的情况下，想提高防冰系统设计的可靠性，使发动机在空中安全、可靠的工作，同时又将热气的引气量对发动机的影响降低到最小，利用数值仿真对防冰系统性能分析有重要意义。
FENSAP-ICE是加拿大NTI公司研发的先进的飞行结冰仿真软件。FENSAP-ICE是目前唯一商业化的使用完全三维CFD技术的飞机、发动机结冰、防冰设计分析软件。本文运用该软件对某型涡轴发动机进气部件进行了防冰分析。
1分析方法
防冰分析是一个复杂的过程，主要包括外部的两相流场特性计算、内部热气流动换热特性分析和内外热力问题和固体表面的耦合传热。具体的分析流程如下图1所示。
首先采用FENSAP-ICE中的流场分析模块（FENSAP）对内、外流场进行计算，获得内外流场的气动和换热特性，在外流场计算结果基础上加载水滴参数，运用DROP3D模块对水滴撞击特性进行求解，然后采用ICE3D模块计算水膜分布，最后在CHT3D耦合传热模块中对整个系统进行传热分析，得到防冰表面温度分布。
2 分析模型
下图2给出了进气机匣示意图，图3给出了进气机匣相应的二维视图及相关尺寸。其中R0为进气机匣内流道进口半径，H0=0.56R0，R1=0.45R0，H1=0.54R0，L=2.6R0。图4给出了采用ANSYS ICEM划分的结构化网格，约63万个网格节点。
3 数值计算
3.1 水滴撞击特性计算
在防冰计算中，通常采用局部水撞击效率进行分析。图5为局部水滴撞击系数计算示意图，局部水滴收集系数是指实际局部水撞击率 与微元 上最大可能的水滴撞击率 之比，即
图6和图7分别给出了流道表面和支板中间截面局部水滴收集系数分布。可以看出，流道外表面的局部收集系数明显高于内表面，且内表面的收集系数基本为零。流道表面的收集系数明显小于支板表面。在支板前缘处，收集系数最高，支板两侧的收集系数对称性较好，随后沿流向急剧降低并在支板中间附近趋于零。
在四个算例中，随着进口水滴速度的增大，外流道表面局部收集系数沿流向先增大后减小，在约60%机匣长度处达到最大值；随着进口速度的增加，支板同一位置的局部水滴收集系数增大。这主要是因为随着水滴速度增大，水滴的惯性增大，从而相同的 ，分子ds减小，进而导致局部水滴收集系数（ ）增大。图中还可以看出，C和D状态的收集系数分布曲线非常接近，趋于重合，而与之速度差相当的A和B状态收集系数分布曲线区别明显，这可能与速度变化的相对量有关。流道内表面多为背风面，没有水滴撞击，因而也就不存在对应的 ，根据公式，其 值为零。
3.2 防冰计算
在四个典型状态中，A状态为小状态，其防冰热气温度和压力均小于其它状态，但其结冰参数与其它状态一致，因此，在四个状态中，A状态对防冰系统的要求最为苛刻。限于篇幅，本节重点分析A状态的防冰效果。
为了减小防冰引气对发动机性能的影响，对不同引气量（M1﹥M2﹥M3﹥M4）时的防冰效果进行计算。下图8为防冰热气内流道示意图。表2是根据FNESAP计算结果提取的防冰内通道换热系数及换热温度。
图9给出的进气机匣流道外表面沿程温度分布，为便于对应流道位置，给出了流道几何形状，同时给出了180s时间内的积冰形状。根据上节分析，流道外表面迎风区域为水滴撞击主要区域，也是积冰区域，防冰系统是否有效即为判定流道外表面在该区域的壁面温度是否高于1.5℃。而图中给出的180s积冰结果小于流道外表面迎风区域，同时考虑到防冰系统工作模式，其响应时间小于180s，因而当180s积冰区域流道壁温高于1.5℃即可认为防冰系统有效。
流道外表面沿程壁面温度先升高而后降低，随着引气量的减小，壁面温度降低。在防冰相对引气量为M1、M2、M3、M4时，整个流道外表面温度均大于1.5℃，满足防冰要求。
图10～图13给出了进气机匣支板在不同相对引气量下的温度分布。随着引气量的增加，支板表面温度升高，支板前缘温度最高，沿流向逐渐降低，在支板尾缘靠近内流处最低达到278K（5℃），满足防冰要求。
5 结论
本文运用FENSAP-ICE软件分析了发动机进口部件在四个典型状态下的水滴撞击特性，并根据分析结果对其中最恶劣的防冰状态进行了防冰分析，得到结论如下：
1）对于轴向进气形式机匣，流道外表面水滴撞击效率远高于流道内表面，流道内表面几乎没有水滴撞击；
2）在流道外表面水滴撞击效率沿流向先增加后减小，在机匣轴向长度0.6倍处达到最大值，且与流道构型密切相关；
3）支板表面水滴撞击效率高于流道，前缘区域最大，且前缘两侧沿流向对称分布；
4）在防冰热气温度恒定时，防冰流量越大，防冰效果越好。
参考文献
[1] I.Parashivoiu，F.Saeed，Aircaft Icing，JOHN WILEY &SONS，INC.
[2] Cole J，Sand W. Statistical Study of Aircraft Icing Accidents[R].AIAA 91-0558，1991.
[3] Burick R A，Ryan R J.FAA Certification of the Lockheed Martin C-130J Transport Ice Protection System[R].AIAA 99-4016，1999.