基于歐拉方法的機(jī)翼表面水滴撞擊特性數(shù)值模擬

劉 鑫，邢玉明，杜 佶

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191）

飛機(jī)結(jié)冰是指飛機(jī)在飛行時(shí)其外表面上水分積聚凍結(jié)成冰的現(xiàn)象。它影響飛機(jī)的氣動外形、飛行品質(zhì)及飛行安全，給飛機(jī)飛行帶來了極大的危害。如：飛機(jī)風(fēng)擋結(jié)冰會影響駕駛員視野；測溫、測壓感頭結(jié)冰會導(dǎo)致儀表指示失真；機(jī)（尾）翼結(jié)冰將影響氣動外形，增大飛機(jī)阻力，減小升力，影響全機(jī)操縱性、穩(wěn)定性；螺旋槳、直升機(jī)旋翼結(jié)冰會降低升力效率；軸流式壓氣機(jī)進(jìn)氣部件結(jié)冰能使發(fā)動機(jī)熄火等。據(jù)統(tǒng)計(jì)，大約有9%的飛行事故是由結(jié)冰造成的。長期以來，結(jié)冰機(jī)理和飛機(jī)的防／除冰系統(tǒng)一直是國內(nèi)外飛機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要研究課題［1］。

結(jié)冰源于云層中的過冷水滴，即低于0℃的液態(tài)水滴，過冷水滴是極不穩(wěn)定的，受到擾動后就可能轉(zhuǎn)化為冰。當(dāng)過冷水滴撞擊到?jīng)]有采取防冰措施的飛行器表面后，它可能立即結(jié)成明冰或向后溢流再結(jié)成明冰。研究中，可以通過冰風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算等途徑獲取結(jié)冰量或結(jié)冰區(qū)域。但由于試驗(yàn)花費(fèi)昂貴、周期長且受限于設(shè)備條件，很難模擬結(jié)冰包線中一些特殊狀態(tài)。因此美法英等國都在積極研發(fā)飛機(jī)結(jié)冰的數(shù)值計(jì)算方法和軟件。

進(jìn)行結(jié)冰計(jì)算的第一步需要計(jì)算水滴在模型表面上的撞擊特性和收集系數(shù)。撞擊特性主要通過兩種方法來計(jì)算：一種是Lagrangian方法；另一種是Eulerian方法。多數(shù)結(jié)冰計(jì)算軟件采用Lagrangian方法，在所得流場計(jì)算結(jié)果的基礎(chǔ)上計(jì)算過冷水滴的運(yùn)動軌跡，用來確定水滴在模型表面上的撞擊點(diǎn)，從而進(jìn)一步計(jì)算水滴收集系數(shù)。Eulerian法由于在計(jì)算主流場的同時(shí)，也計(jì)算得到每一個(gè)網(wǎng)格內(nèi)過冷水滴的質(zhì)量系數(shù)（或體積系數(shù)），因此不需要計(jì)算過冷水滴在流場中的軌跡。Lagrangian方法對二維或幾何形狀簡單的表面應(yīng)用起來比較簡便，但對多段翼型或發(fā)動機(jī)進(jìn)口部件等三維復(fù)雜外形，由于粒子釋放位置較難確定，很難準(zhǔn)確確定撞擊極限，且計(jì)算時(shí)用時(shí)較長。而Eulerian方法則不涉及這些問題［2－4］。

本文應(yīng)用Eulerian方法計(jì)算水滴收集系數(shù)，采用Fluent商業(yè)軟件計(jì)算空氣流場，即將水滴視為擬流體通過Eulerian方法實(shí)現(xiàn)水滴流場的求解。

1 數(shù)學(xué)模型

1.1 基本假設(shè)

在Eulerian方法中引入容積分?jǐn)?shù)α的概念。它表示單位體積的混合流體中某一相所占的體積，第q相的容積分?jǐn)?shù)可以表示為αq，q相的體積可以定義為

在結(jié)冰條件下，由于水滴的容積分?jǐn)?shù)較小，一般在10－6量級，可認(rèn)為空氣和水滴之間是單向耦合的，即空氣流場影響水滴，而水滴對空氣流場的影響可以忽略［5－6］。這使得空氣相和水滴相可以分離求解：先得到空氣流場，再使用空氣流場結(jié)果計(jì)算水滴相。

對Eulerian法中空氣和水滴的控制方程可以進(jìn)行以下假設(shè)：

（a）過冷水滴在云層中均勻分布，且以球形存在，不凝聚、不分解、不變形、不破裂；（b）過冷水滴在云層中，不與空氣進(jìn)行熱、質(zhì)交換，即過冷水滴不蒸發(fā)、物性參數(shù)不變化；（c）忽略作用在水滴上的空氣阻力對空氣動力的影響；（d）作用在水滴上的作用力僅有阻力和重力；（e）作用在水滴上的阻力是穩(wěn)態(tài)的；（f）空氣的紊流脈動不影響水滴的運(yùn)動。

1.2 控制方程

過冷水滴穩(wěn)態(tài)控制方程如下［5］：

其中，u是水滴的速度矢量，ua是空氣的速度矢量，F(xiàn)是作用于水滴上的除阻力之外的力。K為空氣－水滴交換系數(shù)，由下式給出：

式中，μa為空氣的動力黏度，dd是水滴直徑，f為阻力函數(shù)，對于球形物體的阻力函數(shù)可以用下式進(jìn)行計(jì)算：

式中，CD為阻力系數(shù)，Re為相對雷諾數(shù)，其具體計(jì)算公式如下：

式中，ρa(bǔ)為空氣密度。

1.3 邊界條件

本文借助Fluent軟件計(jì)算空氣流場，其中進(jìn)口采用速度進(jìn)口邊界條件，出口采用壓力出口邊界條件，無滑移壁面邊界條件，使用k－e湍流模型計(jì)算空氣流場。將水滴設(shè)為擬流體，通過UDS模塊求解水滴相控制方程。

水滴相的入口采用速度入口邊界條件，速度大小與空氣速度相等，出口采用壓力出口邊界條件。對于水滴相的壁面邊界條件需要特殊處理［7］，固體壁面對于空氣來說只是普通的固壁，但是對于水滴相來說卻相當(dāng)于一個(gè)單向出口，這個(gè)出口只容許水滴流出計(jì)算域而不容許流入計(jì)算域。這是由于水滴在撞擊到壁面時(shí)會積聚在壁面上而不會從壁面上繞流經(jīng)過，從而再一次進(jìn)入計(jì)算域中，故而水滴在撞擊到壁面時(shí)只能流出計(jì)算域而不能再次進(jìn)入。水滴在壁面附近的運(yùn)動情況如圖1所示，當(dāng)水滴撞擊到壁面上時(shí)，即水滴速度ud與壁面微元單位法向向量點(diǎn)積小于等于零時(shí)，水滴的體積分?jǐn)?shù)與水滴速度保持不變；在非撞擊區(qū)域，壁面微元單位法向量與水滴速度ud點(diǎn)積大于零時(shí)，水滴體積分?jǐn)?shù)取零，水滴速度取下游網(wǎng)格單元速度值。

圖1 水滴相壁面邊界條件

1.4 局部水滴收集系數(shù)計(jì)算

局部水滴收集系數(shù)β為當(dāng)?shù)乇砻嫖⒃獙?shí)際水滴收集量與最大可能收集量的比值，其計(jì)算公式為：

式中，Wβ為實(shí)際水滴收集量，Wβmax為最大可能水滴收集量，ud為當(dāng)?shù)厮嗡俣仁噶?，n為部件表面的法向方向矢量，αx為當(dāng)?shù)厮误w積分?jǐn)?shù)，V0為水滴初始速度，ρ為水滴密度，α0為初始水滴體積分?jǐn)?shù)，可由遠(yuǎn)場液態(tài)水含量計(jì)算得出。

2 計(jì)算模型及計(jì)算條件

2.1 計(jì)算模型

本文以NACA0012機(jī)翼作為計(jì)算模型討論不同氣象條件及飛行速度對水滴撞擊特性的影響。計(jì)算模型中，翼型弦長1 000mm，在網(wǎng)格劃分過程中，在圓柱周圍劃分10倍遠(yuǎn)場網(wǎng)格［8］，遠(yuǎn)場長度方向適當(dāng)延伸。計(jì)算網(wǎng)格如圖2－3所示。

圖2 流場計(jì)算網(wǎng)格

圖3 NACA0012計(jì)算網(wǎng)格

2.2 計(jì)算條件

本文關(guān)注不同氣象條件及飛行速度對飛行器表面水滴撞擊特性的影響，為便于對比分析，并從分析中獲得一般規(guī)律，選取計(jì)算條件如表1所示。

表1 飛行速度及氣象條件表

3 計(jì)算結(jié)果及分析

利用上述計(jì)算方法對表1中所列計(jì)算條件下NACA0012機(jī)翼的水滴撞擊特性進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。水滴在機(jī)翼空氣流場中運(yùn)動，其運(yùn)動軌跡受到空氣黏性阻力的影響。由于水滴具有慣性，因此其保持原有運(yùn)動形式的趨勢撞擊到機(jī)翼表面。水滴的慣性及受到的阻力與水滴的平均容積直徑、來流速度等有關(guān)。

選取狀態(tài)1，取距翼根50mm截面處的計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)［9］中結(jié)果作對比，水滴收集系數(shù)分布曲線如圖4所示。由圖4可知計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)結(jié)果走勢符合，因此證明本文計(jì)算方法是合理的。

3.1 飛行速度對水滴撞擊特性的影響

選取飛行速度不同而其他條件相同的狀態(tài)4，6，7對水滴撞擊特性進(jìn)行分析，計(jì)算結(jié)果如圖5所示。由計(jì)算結(jié)果可知，當(dāng)其他飛行參數(shù)和氣象條件不變時(shí)，飛行速度減小，水滴受到的慣性力減小，慣性對水滴的影響減小，使得阻力對水滴的運(yùn)動軌跡影響增大。因此，水滴撞擊到機(jī)翼表面的趨勢有所減弱，從而可知機(jī)翼水滴局部水收集系數(shù)逐漸減小。

圖4 狀態(tài)1條件下機(jī)翼水滴收集系數(shù)分布曲線

圖5 不同飛行速度下機(jī)翼水滴收集系數(shù)分布曲線

3.2 水滴平均容積直徑對水滴撞擊特性的影響

選取水滴平均容積直徑不同而其他條件相同的狀態(tài)1，2，3對水滴撞擊特性進(jìn)行分析。隨著水滴平均容積直徑的增大，水滴本身的慣性也相應(yīng)增大，慣性力對水滴的影響增加，黏性阻力對水滴軌跡的影響減小，直徑大的液滴由于慣性作用，在機(jī)翼壁面附近不能像空氣流場一樣很輕松地繞流，而是直接撞擊在壁面上，故而，有圖6中所示的計(jì)算結(jié)果，即水滴收集系數(shù)隨著水滴平均容積直徑的增大而增大，且撞擊范圍增大。值得注意的是，在水滴平均容積直徑超過一定數(shù)值時(shí)（一般認(rèn)為是50μm），水滴將會產(chǎn)生沿程參數(shù)變化，并在壁面附近產(chǎn)生飛濺、反彈等物理現(xiàn)象，使得撞擊特性發(fā)生變化［10］。

圖6 不同平均容積直徑下機(jī)翼水滴收集系數(shù)分布曲線

3.3 不同液態(tài)水含量對水滴撞擊特性的影響

選取液態(tài)水含量不同而其他狀態(tài)相同的狀態(tài)3，4，5對水滴撞擊特性進(jìn)行分析，由于在控制方程中，液態(tài)水含量的值可以換算出相應(yīng)的體積分?jǐn)?shù)α值，當(dāng)水滴流場處于穩(wěn)態(tài)時(shí)，即時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)為零，方程中體積分?jǐn)?shù)項(xiàng)可以消去，故而液態(tài)水含量對水滴撞擊特性影響不大，計(jì)算結(jié)果（見圖7）也證明了理論分析的結(jié)果，即當(dāng)液態(tài)水含量變化時(shí)，機(jī)翼附近水滴收集系數(shù)基本不變。

圖7 不同液態(tài)水含量下機(jī)翼水滴收集系數(shù)分布曲線

4 結(jié)論

本文基于歐拉方法計(jì)算了不同飛行速度和氣象條件下NACA0012機(jī)翼水滴撞擊特性，使用Fluent商用軟件計(jì)算空氣流場，并通過編制UDS程序求解水滴相控制方程，對水滴相撞擊邊界條件進(jìn)行了特殊處理使之更好地反映實(shí)際物理過程。從計(jì)算結(jié)果中可以得出：隨著飛行速度的增加，局部水滴收集系數(shù)明顯上升，水滴撞擊范圍加大；隨著水滴平均容積直徑的增加，水滴收集系數(shù)上升明顯，水滴撞擊范圍加大；而液態(tài)水含量對水滴撞擊特性影響不大。

由于水滴平均容積直徑對水滴收集系數(shù)影響很大，且在水滴直徑達(dá)到一定數(shù)值時(shí)（一般為50μm以上），水滴參數(shù)沿程會發(fā)生改變，并會在壁面上產(chǎn)生飛濺、反彈等現(xiàn)象。故而，在過冷大水滴條件下的撞擊特性還有待深入研究。

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