基于流-固耦合傳熱的熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行蒙皮溫度場計算研究

楊秋明朱永峰劉 清

(中航工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院,陜西西安 710089)

基于流-固耦合傳熱的熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行蒙皮溫度場計算研究

楊秋明*,朱永峰,劉 清

(中航工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院,陜西西安 710089)

以機翼熱氣防冰系統(tǒng)為研究對象,建立了包含熱氣防冰系統(tǒng)防冰腔內(nèi)外流場對流換熱和固體結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱的三維穩(wěn)態(tài)流-固耦合傳熱物理模型,對整個計算區(qū)域生成混合網(wǎng)格,邊界條件為第三類邊界條件,采用計算流體力學(xué)方法以FLUENT軟件為工具,對干空氣飛行狀態(tài)下流-固耦合傳熱模型進(jìn)行了求解,獲得防冰腔蒙皮內(nèi)外表面對流換熱系數(shù)分布和溫度場結(jié)果,并對計算結(jié)果進(jìn)行了分析。結(jié)果表明:防冰腔鋁合金蒙皮沿展向和厚度方向?qū)犸@著,溫度分布較均勻,防冰引氣溫度為200℃時,防冰腔蒙皮內(nèi)外表面上最高溫度為101℃,最低溫度為21℃, 3 mm厚的蒙皮同一點處內(nèi)外表面最大溫差僅為4℃,防冰腔排氣口處氣體的平均溫度為63℃。熱氣防冰系統(tǒng)蒙皮溫度場計算方法和計算結(jié)果,能夠為熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行試驗設(shè)計和測試中溫度傳感器的選型與布置提供依據(jù)。

熱氣防冰系統(tǒng);防冰腔;流-固耦合;耦合傳熱;蒙皮;溫度場;干空氣

0 引 言

熱氣防冰系統(tǒng)是目前運輸類飛機普遍采用的用于保證在結(jié)冰氣象條件下安全飛行的重要防護(hù)裝置。熱氣防冰系統(tǒng)的防冰腔實質(zhì)是一個傳熱傳質(zhì)的熱交換器。從發(fā)動機壓氣機后引出的高溫氣體通過管路,在防冰腔內(nèi)從笛形管上的笛形孔高速噴射到蒙皮內(nèi)表面,通過熱傳導(dǎo)和對流換熱對金屬蒙皮加熱,使蒙皮外表面維持較高的溫度,從而達(dá)到防冰的目的。因此蒙皮表面溫度是熱氣防冰系統(tǒng)的重要性能指標(biāo)。國外學(xué)者通過冰風(fēng)洞試驗[1-2]和仿真計算[3-8]對熱氣防冰系統(tǒng)蒙皮表面溫度分布開展了大量研究工作,并發(fā)展出成熟的計算軟件FENSAP-ICE和LEWICE。近年來國內(nèi)對熱氣防冰系統(tǒng)內(nèi)外流場耦合傳熱方面開展了深入研究,出現(xiàn)了不少研究成果[9-13],并且有機翼防冰系統(tǒng)冰風(fēng)洞試驗結(jié)果的報道[14]。蒙皮表面溫度又分為干空氣飛行和自然結(jié)冰飛行兩種狀態(tài)。其中干空氣飛行狀態(tài)下蒙皮表面溫度高于自然結(jié)冰飛行狀態(tài),而且干空氣飛行試驗通常做為自然結(jié)冰飛行試驗前必須完成的預(yù)先試驗,對于檢驗熱氣防冰系統(tǒng)的功能、驗證計算結(jié)果是否正確、模擬熱氣防冰系統(tǒng)提前開啟和誤工作等狀態(tài)具有重要意義。飛行條件下蒙皮表面溫度場是熱氣防冰系統(tǒng)性能最直接的綜合反映,其仿真計算結(jié)果為熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行試驗準(zhǔn)備、試驗設(shè)計、參數(shù)測量提供重要依據(jù)。

本文以機翼熱氣防冰系統(tǒng)為研究對象,以數(shù)值計算方法為手段,采用流-固耦合傳熱分析方法,對熱氣防冰系統(tǒng),在典型干空氣飛行狀態(tài)下的蒙皮內(nèi)外表面溫度場進(jìn)行了計算研究,并對計算結(jié)果進(jìn)行了分析,為飛機熱氣防冰系統(tǒng)設(shè)計和干空氣飛行試驗參數(shù)測量提供參考,同時為機翼前緣蒙皮材料耐溫要求的確定提供依據(jù)。

1 物理模型

運輸類飛機開展干空氣飛行試驗時,熱氣防冰系統(tǒng)開始工作后,機翼前緣金屬蒙皮溫度場同時受外流場對流換熱和防冰腔內(nèi)高溫防冰氣體加熱的耦合作用。金屬蒙皮耦合傳熱原理見圖1所示,是一個復(fù)雜的三維傳熱問題。圖1中φ為防冰腔內(nèi)高溫引氣源熱流密度,qh為蒙皮外表面對流換熱熱流密度。蒙皮外部包括外流場對流換熱、太陽輻照及蒙皮自身熱輻射。由于太陽輻照和蒙皮自身熱輻射換熱量很小可忽略,防冰腔內(nèi)高溫防冰引氣與蒙皮壁面通過對流換熱、熱傳導(dǎo)產(chǎn)生耦合傳熱作用。

對蒙皮穩(wěn)態(tài)傳熱過程建立導(dǎo)熱微分方程[15]:

圖1 蒙皮耦合傳熱示意圖Fig.1 Schematic illustration of skin conjugate heat transfer

式中,T為蒙皮單元體溫度,λ為蒙皮導(dǎo)熱系數(shù)。式(1)為三維穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)方程,蒙皮內(nèi)、外表面為第三類定解邊界條件。蒙皮內(nèi)、外表面邊界條件為:

式中:hi為高溫引氣與蒙皮內(nèi)表面的對流換熱系數(shù), Tf為高溫引氣溫度,Ts為蒙皮內(nèi)表面溫度,hc為蒙皮外表面氣流的對流換熱系數(shù),Ta為蒙皮外表面附面層內(nèi)氣體溫度。Ta計算式為:

式中:t∞為環(huán)境大氣靜溫(℃),K為空氣的比熱容比,值為1.4,Cp為蒙皮外表面上壓力系數(shù),M∞為外流場來流馬赫數(shù)。

式(2)、式(3)中蒙皮內(nèi)外表面的對流換熱系數(shù)采用區(qū)分層流區(qū)和湍流區(qū)的邊界層積分法計算,具體計算方法見文獻(xiàn)[16]。

2 計算模型與參數(shù)說明

2.1 計算模型

以運輸類飛機通用的熱氣防冰系統(tǒng)為研究對象,采用數(shù)值計算方法,對熱氣防冰系統(tǒng)干空氣待機飛行狀態(tài)下蒙皮表面溫度場進(jìn)行計算。熱氣防冰系統(tǒng)組成結(jié)構(gòu)如圖2所示。笛形管中的高溫高壓防冰引氣從笛形孔以聲速射入防冰腔,通過上部雙蒙皮通道向后緣流動,最終從排氣腔下部的排氣孔流出防冰腔。高溫防冰引氣在流動過程中對金屬蒙皮內(nèi)表面加熱,飛行過程中外界氣流通過對流換熱向大氣環(huán)境散熱,但最終使得蒙皮外表面保持較高溫度,從而達(dá)到防冰的效果。防冰腔和笛形管一般都采用金屬材料制造,保證具有承壓和耐高溫的能力。

圖2 熱氣防冰系統(tǒng)示意圖Fig.2 Hot air anti-icing system model

采用ICEM-CFD前處理軟件對整個計算域生成網(wǎng)格,計算網(wǎng)格見圖3所示。整個計算域由外流場、金屬蒙皮結(jié)構(gòu)和內(nèi)流場三部分組成,蒙皮固體域分別與外流場流體域和內(nèi)流場流體域相鄰。生成網(wǎng)格時外流場流體域和蒙皮固體域使用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格。由于內(nèi)流場防冰腔結(jié)構(gòu)復(fù)雜,內(nèi)流場使用非結(jié)構(gòu)化的四面體網(wǎng)格,能夠?qū)植繀^(qū)域的網(wǎng)格尺寸進(jìn)行調(diào)整。各區(qū)域的網(wǎng)格分別生成后,將蒙皮內(nèi)表面的面網(wǎng)格和內(nèi)流場的面網(wǎng)格節(jié)點進(jìn)行搭接處理,使得結(jié)合面上各網(wǎng)格節(jié)點一一對應(yīng),便于計算數(shù)據(jù)的直接傳遞。

圖3 計算域網(wǎng)格示意圖Fig.3 Schematic illustration of grid

2.2 參數(shù)說明

機翼防冰系統(tǒng)前緣蒙皮通常使用2A12型鋁合金,該型鋁合金的密度為2800 kg/m3,比熱容cp為921J/(kg·K),導(dǎo)熱系數(shù)λ為121 W/(m·K)。熱氣防冰系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)參數(shù)和引氣參數(shù)見表1,干空氣飛行狀態(tài)參數(shù)見表2。

表1 熱氣防冰系統(tǒng)參數(shù)表Table 1 Parameters of hot air anti-icing system

表2 干空氣飛行狀態(tài)參數(shù)表Table 2 Parameters of dry air flight condition

采用軟件FLUENT12.0對流場和蒙皮導(dǎo)熱進(jìn)行計算,使用SST(Shear Stress Transport)k-ω湍流模型,各物理量在空間上采用二階迎風(fēng)格式進(jìn)行離散。外流場設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場邊界,笛形孔入口設(shè)置為壓力入口,后緣排氣孔設(shè)置為壓力出口,壓力值為環(huán)境大氣壓,金屬蒙皮設(shè)置為共軛傳熱壁面,左右側(cè)邊界設(shè)置為對稱面。

3 計算結(jié)果及分析

在上述的熱氣防冰系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式、防冰引氣參數(shù)和干空氣飛行狀態(tài)參數(shù)條件下,通過仿真計算得到了熱氣防冰系統(tǒng)蒙皮表面溫度場和防冰腔內(nèi)氣體流動計算結(jié)果。笛形孔入口處氣流的平均速度為367 m/s,每個笛形孔的質(zhì)量流量為0.002 kg/s。后緣排氣孔處氣流平均速度為30 m/s,每個排氣孔的質(zhì)量流量為0.008 kg/s,排氣孔處氣體的平均溫度為63℃。飛機蒙皮外表面中間截面上的對流換熱系數(shù)見圖4所示。蒙皮外表面和內(nèi)表面溫度場計算結(jié)果分別見圖5和圖6。

圖4 蒙皮外表面對流換熱系數(shù)Fig.4 Heat transfer coefficient on external skin

從圖4可以看出,機翼前緣駐點處對流換熱系數(shù)最小,然后沿上下表面逐漸增大,而且上表面對流換熱系數(shù)最大值高于下表面的最大值。這是由于外部氣流在駐點處滯止,然后從駐點處分開分別沿上下表面向后緣加速流動,上表面流動速度大于下表面,因此對流換熱系數(shù)顯著增大。圖5表示蒙皮外表面溫度場結(jié)果,高溫區(qū)域位于引氣沿笛形孔法線噴射方向區(qū),最高溫度為99℃,外表面笛形孔噴射區(qū)溫度未出現(xiàn)明顯的溫度變化,這是由于鋁合金蒙皮具有一定厚度,沿展向方向的熱傳導(dǎo)削弱了笛形孔射流對蒙皮溫度的直接影響。蒙皮上表面溫度沿后緣方向逐漸升高,這是由于雙蒙皮通道內(nèi)氣流速度增大,氣體平均流速為29 m/s,大于其它位置處蒙皮內(nèi)表面附近氣流速度,因此防冰引氣對蒙皮加熱的對流換熱熱流值增大,導(dǎo)致雙蒙皮通道附近處蒙皮表面溫度逐漸升高。圖6表示蒙皮內(nèi)表面溫度分布結(jié)果,高溫區(qū)域受引氣沿笛形孔法線噴射方向影響較明顯,最高溫度為101℃,蒙皮內(nèi)表面上部溫度沿后緣方向分布同樣受雙蒙皮通道的影響。整個蒙皮內(nèi)外表面最高溫度值都沒有超過121℃,滿足鋁合金材料的耐溫指標(biāo)要求。

圖5 蒙皮外表面溫度分布Fig.5 Temperature distribution on external skin

圖6 蒙皮內(nèi)表面溫度分布Fig.6 Temperature distribution on internal skin

4 結(jié) 論

以運輸類飛機機翼的熱氣防冰系統(tǒng)為例,采用流-固耦合傳熱數(shù)值仿真方法,對典型的熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行狀態(tài)下蒙皮內(nèi)外表面溫度場進(jìn)行了計算研究,得到以下結(jié)論:

(1)數(shù)值計算方法能夠有效地預(yù)測熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行狀態(tài)下蒙皮表面溫度分布,計算結(jié)果能夠為熱氣防冰系統(tǒng)設(shè)計和干空氣飛行試驗參數(shù)測試提供重要參考;

(2)鋁合金蒙皮沿展向和厚度方向?qū)犸@著,蒙皮外表面溫度分布較均勻,但受防冰腔內(nèi)氣體流動和雙蒙皮通道影響顯著,導(dǎo)致蒙皮內(nèi)外表面溫度沿弦向分布差異很大;

(3)鋁合金蒙皮內(nèi)外表面溫度差異很小,厚度3 mm的蒙皮同一點處的內(nèi)外表面最大溫差僅為4℃,蒙皮表面的最高溫度為101℃,最低溫度為21℃,防冰腔排氣孔處氣體的平均溫度為63℃。

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Numerical study of skin temperature field on hot air anti-icing system in dry air flight based on fluid-solid coupled heat transfer

Yang Qiuming*,Zhu Yongfeng,Liu Qing
(The First Aircraft Institute,Aviation Industry Corporation of China,Xi’an710089,China)

The physical and mathematical models for three-dimensional steady fluid-solid coupled heat transfer were presented for wing hot air anti-icing system.These models simulate the effects of internal and external heat transfer as well as thermal conductivity of solid structure on aircraft leading edge skin.Hybrid grid was generated for the entire computational domains. The third kind of boundary conditions was used for the present simulations.Internal and external skin temperature field for fluid-solid coupled heat transfer under dry air flight condition were solved by computational fluid dynamic method with FLUENT tool,and the calculated results were analyzed.The results indicate that heat conducting is significant along leading edge spreading and thickness direction on aluminium alloy skin,temperature distributions on the skin are uniform.When the temperature of inlet bleed air is 200℃,the maximal surface temperature of skin on anti-icing system is 101℃,the minimal surface temperature is 21℃,the maximal temperature difference between the inside and outside surface is only 4℃for 3mm thick skin,the average temperature of exhaust is 63℃.The present method and calculated results of temperature field can provide support for the dry air flight test design of hot air anti-icing system and reasonable choosing and distributing temperature sensors.

hot air anti-icing system;anti-icing chamber;fluid-solid coupled;conjugate heat transfer;skin;temperature field;dry air

V244.1+5

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2015.0226

0258-1825(2016)06-0721-04

2015-12-21;

2016-06-01

國家安全重大基礎(chǔ)研究項目(613265)

楊秋明*(1983-),男,陜西寶雞人,工程師,研究方向:飛機防除冰系統(tǒng)設(shè)計與試驗.E-mail:qm_y@163.com

楊秋明,朱永峰,劉清.基于流-固耦合傳熱的熱氣防冰系統(tǒng)干空氣飛行蒙皮溫度場計算研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2016,34(6): 721-724.

10.7638/kqdlxxb-2015.0226 Yang Q M,Zhu Y F,Liu Q.Numerical study of skin temperature field on hot air anti-icing system in dry air flight based on fluid-solid coupled heat transfer[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):721-724.