機(jī)翼結(jié)冰分析與防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)驗(yàn)證

王海濤，毛玉坤

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

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機(jī)翼結(jié)冰分析與防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)驗(yàn)證

王海濤，毛玉坤

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

飛機(jī)在結(jié)冰條件下飛行時(shí)可能發(fā)生結(jié)冰，飛機(jī)一旦結(jié)冰，會(huì)對(duì)安全飛行帶來(lái)較大的隱患，如何降低飛機(jī)結(jié)冰帶來(lái)的危害已成為飛機(jī)設(shè)計(jì)研究的重點(diǎn)內(nèi)容。通過(guò)FENSAP-ICE對(duì)機(jī)翼進(jìn)行數(shù)值模擬，并通過(guò)改進(jìn)Messinger結(jié)冰熱力學(xué)模型模擬更加真實(shí)的飛行情況；分析不同飛行環(huán)境下，飛機(jī)結(jié)冰前后機(jī)翼氣動(dòng)特性的變化，同時(shí)針對(duì)機(jī)翼設(shè)計(jì)一套防除冰系統(tǒng)并驗(yàn)證其可行性。結(jié)果表明：飛行速度越大，機(jī)翼表面的局部水收集系數(shù)越大；環(huán)境溫度會(huì)影響機(jī)翼結(jié)冰的類型和結(jié)冰厚度，機(jī)翼發(fā)生結(jié)冰時(shí)，其升力系數(shù)減小、阻力系數(shù)增大，機(jī)翼的氣動(dòng)特性受到嚴(yán)重的影響；設(shè)計(jì)的電熱防冰系統(tǒng)可以有效地預(yù)防機(jī)翼表面結(jié)冰，也可以進(jìn)行周期性除冰。

飛機(jī)結(jié)冰；數(shù)值模擬；FENSAP-ICE；防冰；除冰

0 引 言

在一定的條件下，云層中分布著大量的過(guò)冷水滴(Supercooled Droplets)，即溫度處于冰點(diǎn)以下的液態(tài)水滴。當(dāng)飛機(jī)飛行在這類云層時(shí)，過(guò)冷水滴會(huì)撞擊在飛機(jī)的迎風(fēng)部件表面，例如機(jī)翼前緣、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、駕駛艙玻璃以及各類機(jī)載指示器的探頭和通訊天線等，極有可能出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。飛機(jī)一旦結(jié)冰，尤其是機(jī)翼結(jié)冰，不僅破壞了機(jī)翼的流線外形，使升力系數(shù)減小、阻力系數(shù)增大，還會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的氣動(dòng)特性，從而影響飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性。因此預(yù)防和解決飛機(jī)重要部件結(jié)冰問(wèn)題，降低其帶來(lái)的危害已成為飛機(jī)設(shè)計(jì)研究的重點(diǎn)課題[1]。

數(shù)值模擬方法是飛機(jī)結(jié)冰研究最常用的方法，國(guó)外從20世紀(jì)50年代起，就開(kāi)始使用數(shù)值模擬方法研究飛機(jī)迎風(fēng)面的結(jié)冰過(guò)程和機(jī)理，設(shè)計(jì)飛機(jī)的防除冰系統(tǒng)，研究飛機(jī)迎風(fēng)面結(jié)冰后對(duì)飛機(jī)飛行安全帶來(lái)的影響等。在國(guó)內(nèi)，飛機(jī)結(jié)冰研究起步較晚，但是隨著對(duì)飛機(jī)結(jié)冰研究的重視，國(guó)內(nèi)數(shù)值模擬研究也在不斷發(fā)展。易賢[2]用SIMPLE算法對(duì)二維定常不可壓粘流的時(shí)均N-S方程進(jìn)行了求解，并進(jìn)行了結(jié)冰計(jì)算，表明霜冰計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)吻合較好之后，同時(shí)還給出了光冰計(jì)算的結(jié)果。陳維建[3]和張大林等[4]引入了第二代結(jié)冰預(yù)測(cè)軟件的思想，進(jìn)行了霜狀冰的數(shù)值模擬。蔣勝矩[5]采用基于密度的方法求解N-S方程，Lagrange法求解水滴運(yùn)動(dòng)軌跡，應(yīng)用Messiger模型模擬冰形增長(zhǎng)，對(duì)NACA 0012機(jī)翼進(jìn)行了結(jié)冰的數(shù)值模擬研究。

目前有關(guān)結(jié)冰的數(shù)值模擬都是對(duì)水滴撞擊以及結(jié)冰計(jì)算的研究分析，缺乏對(duì)飛機(jī)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的研究。本文主要研究飛機(jī)機(jī)翼防除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。通過(guò)結(jié)冰數(shù)值模擬軟件FENSAP-ICE，采用帶黏性計(jì)算分析的N-S方程進(jìn)行空氣流場(chǎng)求解；采用歐拉雙流體模型建立水滴運(yùn)動(dòng)方程；通過(guò)改進(jìn)Messinger結(jié)冰熱力學(xué)模型，對(duì)冰層增長(zhǎng)與其表面水膜流動(dòng)進(jìn)行耦合求解，同時(shí)對(duì)水膜流動(dòng)建立控制方程與冰層增長(zhǎng)并行計(jì)算，得到更加真實(shí)的結(jié)冰表面，模擬更加真實(shí)的飛行環(huán)境；通過(guò)FENSAP-CIE的共軛傳熱模塊CHT3D對(duì)機(jī)翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模，設(shè)計(jì)一套防除冰系統(tǒng)。

1 建立控制方程

1.1 空氣流場(chǎng)控制方程

(1) 連續(xù)性方程

(1)

式中：ρ為流體微元的密度；t為時(shí)間。

(2) 動(dòng)量方程

=-δijp+τij

(2)

式中：σij為應(yīng)力張量；p為靜壓；μ為動(dòng)力粘度。

(3) 能量方程

(3)

式中：H為總焓；k為導(dǎo)熱系數(shù)。

1.2 水滴運(yùn)動(dòng)方程

(4)

(5)

式中：CD為阻力系數(shù)；Fr為弗勞爾德數(shù)；Red為相對(duì)雷諾數(shù)。

1.3 結(jié)冰模型控制方程

(1) 質(zhì)量守恒方程

(6)

(2) 能量守恒方程

(7)

2 水滴撞擊特性分析計(jì)算

影響過(guò)冷水滴撞擊特性的因素眾多，本文將研究不同速度和溫度對(duì)水滴撞擊特性的影響，并分析結(jié)果。機(jī)翼水滴撞擊特性中最重要的參數(shù)是局部水收集系數(shù)，得到了局部水收集系數(shù)，其他參數(shù)就可以相應(yīng)求出。因此，分析水滴撞擊特性主要就是獲得流場(chǎng)和機(jī)翼表面局部水收集系數(shù)和確定水滴軌跡(水滴撞擊極限位置)[6]。

以NACA0015翼型為例，已知翼型段特征長(zhǎng)度0.353 06m，空氣靜壓101 325Pa，空氣靜溫262.85K，液態(tài)水含量LWC=0.000 75kg/m3，液滴直徑MVD=20μm。為了研究飛行速度對(duì)水滴撞擊特性的影響，模擬三組數(shù)據(jù)：飛機(jī)飛行速度分別為50、75、100m/s；設(shè)定空氣中的液態(tài)水含量為0.000 75kg/m3，溫度為263.15K，飛機(jī)飛行攻角為6°，液滴直徑為20μm。經(jīng)過(guò)模擬得出的局部水收集系數(shù)如圖1所示。

(a) v=50 m/s

(b) v=75 m/s

(c) v=100 m/s

從圖1可以看出：在飛行攻角為6°時(shí)，機(jī)翼的前緣靠近下表面部分的局部水收集系數(shù)相對(duì)機(jī)翼其他位置明顯更大，因此前緣部分更容易發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象；隨著飛行速度的不斷增大，機(jī)翼表面的局部水收集系數(shù)不斷變大，并且機(jī)翼表面的水收集區(qū)域也會(huì)變大，這是因?yàn)樗卧诳拷鼨C(jī)翼表面運(yùn)動(dòng)時(shí)，由于受到慣性力的作用，水滴運(yùn)動(dòng)軌跡不會(huì)和空氣一樣劇烈彎曲，水滴會(huì)偏離氣流流線，撞擊在機(jī)翼表面[4]；當(dāng)飛行速度較小時(shí)，水滴的慣性力相對(duì)其受到的粘性力較小，故撞擊在機(jī)翼表面的水滴較少；隨著飛行速度的變大，慣性力逐漸變大，撞擊在機(jī)翼表面的水滴越多，局部水收集系數(shù)越大。

經(jīng)過(guò)模擬得出的水滴撞擊極限位置如圖2所示。

圖2 不同速度下水滴運(yùn)動(dòng)軌跡

從圖2可以看出：隨著飛行速度的增加，水滴的慣性力增大，水滴的運(yùn)動(dòng)軌跡受氣流的影響越小，運(yùn)動(dòng)軌跡撞擊在機(jī)翼表面的極限位置就越靠后。

為了分析環(huán)境溫度對(duì)水滴撞擊特性的影響，模擬兩組數(shù)據(jù)：飛機(jī)所在的環(huán)境溫度分別為263.15、268.15K，飛行攻角、液滴直徑和空氣的液態(tài)水含量保持不變，飛行速度為100m/s。不同溫度下機(jī)翼表面的局部水收集系數(shù)分布情況和水滴撞擊極限位置如圖3～圖4所示。

(a) T=263.15 K

(b) T=268.15 K

圖4 不同溫度下水滴運(yùn)動(dòng)軌跡

從圖3可以看出：水滴集中撞擊在機(jī)翼前緣部分，此部分的局部水收集系數(shù)較大，但是相比較不同溫度，局部水收集系數(shù)變化微小，幾乎保持不變，表明溫度的變化對(duì)水滴撞擊特性影響很小。

從圖4可以看出：在一定的壓力下，水滴的密度主要受溫度變化的影響，表明溫度的變化對(duì)于水滴密度的變化影響較小；慣性力變化很小，從而對(duì)水滴的運(yùn)動(dòng)軌跡影響很小，因此不同溫度時(shí)機(jī)翼表面的局部水收集系數(shù)、撞擊區(qū)域和撞擊極限位置幾乎相同[2]。

3 機(jī)翼結(jié)冰算例分析

為了研究不同溫度和時(shí)間下翼型的結(jié)冰情況，已知主要基本參數(shù)：液態(tài)水含量LWC=0.000 75kg/m3，液滴直徑MVD=20μm，飛行速度100m/s，模擬溫度分別為-5、-10、-15、-25 ℃。不同環(huán)境溫度下機(jī)翼表面的結(jié)冰情況如圖5所示。

(a) -5 ℃

(b) -10 ℃

(c) -15 ℃

(d) -25 ℃

從圖5可以看出：當(dāng)溫度為-25、-15 ℃，過(guò)冷水滴撞擊在機(jī)翼表面時(shí)，表面沒(méi)有水膜流動(dòng)，水滴直接凝結(jié)在機(jī)翼表面，此時(shí)結(jié)冰類型為霜冰，而此時(shí)結(jié)冰的最大厚度位置稱為滯止區(qū)，此類冰型最大的特點(diǎn)就是比較規(guī)則的凝結(jié)在翼型表面，呈流線型分布，由于霜冰比較松脆，機(jī)翼結(jié)此類冰型危害較混合冰、明冰更小[7]；當(dāng)溫度升高至-10 ℃時(shí)，撞擊在機(jī)翼表面的過(guò)冷水滴并沒(méi)有完全凍結(jié)，表面存在水膜流動(dòng)，水膜在流動(dòng)的過(guò)程中容易在滯止區(qū)下游形成冰角，在形成冰角前后所結(jié)冰型分別是明冰和霜冰，因此在-10 ℃時(shí)，機(jī)翼表面結(jié)冰類型為混合冰；隨著溫度繼續(xù)升高至-5 ℃時(shí)，機(jī)翼表面的水膜流動(dòng)現(xiàn)象更加明顯，未凍結(jié)的過(guò)冷水滴繼續(xù)往滯止區(qū)下游流動(dòng)，使得冰角逐漸下移，此時(shí)表面結(jié)冰類型為明冰。

環(huán)境溫度為-10 ℃時(shí)，不同結(jié)冰時(shí)間下機(jī)翼表面的冰層厚度h的變化曲線，如圖6所示。

(a) 結(jié)冰時(shí)間為1 min

(b) 結(jié)冰時(shí)間為2 min

(c) 結(jié)冰時(shí)間為3 min

(d) 結(jié)冰時(shí)間為5 min

從圖6可以看出：結(jié)冰時(shí)間越長(zhǎng)，結(jié)冰冰層厚度就會(huì)越大；當(dāng)結(jié)冰時(shí)間為1min時(shí)，機(jī)翼表面的冰層已經(jīng)超過(guò)了3mm，以結(jié)冰強(qiáng)度來(lái)衡量，一分鐘內(nèi)結(jié)冰厚度達(dá)到2mm屬于強(qiáng)積冰，因此隨著時(shí)間的增加，機(jī)翼表面結(jié)冰一直屬于強(qiáng)結(jié)冰，并且結(jié)冰越來(lái)越強(qiáng)，對(duì)機(jī)翼存在很大危害；若以結(jié)冰程度來(lái)衡量，結(jié)冰時(shí)間為1min時(shí)，機(jī)翼表面最大結(jié)冰厚度小于5mm，屬于弱積冰；結(jié)冰時(shí)間為2、3、5min時(shí)，最大結(jié)冰厚度在5～15mm之間，屬于輕度積冰[8-9]。

4 結(jié)冰對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響

通過(guò)模擬分析機(jī)翼結(jié)冰后氣動(dòng)外形對(duì)機(jī)翼性能的影響，機(jī)翼結(jié)冰前后表面流線的變化如圖7所示，結(jié)冰嚴(yán)重造成的氣旋如圖8所示。

(a) 結(jié)冰前

(b) 結(jié)冰后

圖8 結(jié)冰嚴(yán)重造成的氣旋

從圖7～圖8可以看出：結(jié)冰前機(jī)翼表面流線平滑整齊，不存在氣流紊亂、分離現(xiàn)象；結(jié)冰后機(jī)翼的流線明顯開(kāi)始發(fā)生紊亂現(xiàn)象，同時(shí)在機(jī)翼前緣出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，結(jié)冰嚴(yán)重時(shí)甚至出現(xiàn)氣旋現(xiàn)象[10]。

通過(guò)模擬分析機(jī)翼結(jié)冰前后氣動(dòng)特性的變化，如圖9～圖10所示，曲線分布著圓點(diǎn)代表干凈機(jī)翼，曲線分布著正方形代表液態(tài)水含量為0.000 75kg/m3的粗糙流場(chǎng)的機(jī)翼，曲線分布著三角形代表結(jié)冰的機(jī)翼。其中飛機(jī)在只含有空氣的環(huán)境中飛行時(shí)，稱此時(shí)的流場(chǎng)為干凈流場(chǎng)；空氣中含有液態(tài)水時(shí)，稱此時(shí)的流場(chǎng)為粗糙的流場(chǎng)，即流場(chǎng)含有液態(tài)水的多少稱為流場(chǎng)的粗糙度。

圖9 機(jī)翼結(jié)冰前后升力系數(shù)對(duì)比圖

圖10 機(jī)翼結(jié)冰前后阻力系數(shù)對(duì)比圖

從圖9～圖10可以看出：機(jī)翼結(jié)冰后，升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)增大；機(jī)翼表面出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象后，在迎角較小時(shí)出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，使得臨界迎角減小，結(jié)冰前翼型的臨界迎角約為16°，最大升力系數(shù)達(dá)到了1.5，而結(jié)冰后翼型的臨界迎角下降到8°左右，最大升力系數(shù)下降到0.54左右；結(jié)冰前阻力系數(shù)在迎角為16°時(shí)開(kāi)始呈線性增長(zhǎng)，而機(jī)翼結(jié)冰后的阻力系數(shù)在迎角為8°時(shí)就幾乎呈線性增長(zhǎng)了。由此可知，機(jī)翼結(jié)冰后，升力系數(shù)減小，而阻力系數(shù)增大，為保持飛機(jī)的正常飛行，必須重視機(jī)翼防除冰系統(tǒng)的研究[11]。

5 機(jī)翼防除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰后對(duì)其的氣動(dòng)特性影響很大，因此對(duì)飛機(jī)的防除冰研究也非常重要。飛機(jī)的防除冰主要包括加熱防除冰、化學(xué)防除冰和機(jī)械防除冰[12-14]。本文對(duì)電熱防除冰方法進(jìn)行分析，通過(guò)對(duì)機(jī)翼前緣的電熱防除冰系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)，在機(jī)翼前緣的蒙皮內(nèi)布置電加熱元件，通過(guò)控制加熱元件來(lái)改變機(jī)翼表面的溫度，從而達(dá)到防除冰的目的。在機(jī)翼前緣的蒙皮內(nèi)設(shè)置5個(gè)加熱墊，如圖11所示。通過(guò)對(duì)加熱墊的開(kāi)啟和關(guān)閉可以形成一個(gè)簡(jiǎn)單的加熱系統(tǒng)，使蒙皮外表面溫度高于凍結(jié)溫度，以達(dá)到防除冰的目的。

圖11 蒙皮單元內(nèi)加熱墊分布

5.1 熱傳遞方程

加熱墊的加熱過(guò)程是一個(gè)熱傳遞的動(dòng)態(tài)過(guò)程，熱傳遞的偏微分方程為

(8)

式中：ρs為固體密度；Cp為比熱；K為熱傳導(dǎo)率；H為焓；ΔT為迭代過(guò)程中節(jié)點(diǎn)間溫度的變化量。

給定時(shí)間步長(zhǎng)，從一個(gè)初始溫度T和初始焓值H開(kāi)始，熱量傳遞方程通過(guò)迭代方法進(jìn)行求解，直到與新溫度Tnew與新焓值Hnew對(duì)應(yīng)的溫度相匹配。其中：

Tnew=Told+ΔT

(9)

Hnew=Hold+ΔH=Hold+CpΔT

(10)

5.2 模型建立

機(jī)翼蒙皮內(nèi)防除冰系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)如圖12所示，蒙皮從外到內(nèi)依次分布有一層鈦、一層氯丁橡膠1、一層玻璃纖維、一層氯丁橡膠2、加熱系統(tǒng)、一層氯丁橡膠1、一層絕緣體2和一層絕緣體1，其中加熱系統(tǒng)布置5個(gè)矩形幾何加熱墊(A、B、C、D、E)。幾何加熱墊的熱通量設(shè)置為32 000 W/m2，加熱墊的厚度可忽略不計(jì)。以D-E-C-B-A的順序?qū)γ總€(gè)加熱墊依次加熱，時(shí)間為10 s，一個(gè)周期為60 s。

圖12 內(nèi)嵌加熱元件的蒙皮模型

5.3 試驗(yàn)過(guò)程及結(jié)果

模擬試驗(yàn)時(shí)，首先打開(kāi)D加熱墊，10 s后，關(guān)閉D加熱墊，開(kāi)啟E加熱墊，第二個(gè)10 s后，關(guān)閉E加熱墊，以此類推，每隔10 s關(guān)閉前一個(gè)加熱墊，打開(kāi)后一個(gè)加熱墊，50 s過(guò)后，關(guān)閉所有的加熱墊保持10 s，記錄每個(gè)時(shí)間段的溫度變化，得出的最終數(shù)據(jù)與國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，試驗(yàn)結(jié)果如圖13所示。

(a) 10 s時(shí)

(b) 20 s時(shí)

(c) 30 s時(shí)

(d) 40 s時(shí)

(e) 50 s時(shí)

(f) 60 s時(shí)

從圖13可以看出：一個(gè)加熱周期過(guò)后，冰層與蒙皮分界面的溫度都大于凍結(jié)溫度(273 K)，表明電加熱系統(tǒng)效果明顯，可以有效提高蒙皮表面的溫度，使其表面溫度高于結(jié)冰溫度；機(jī)翼表面的冰層隨著溫度升高逐漸融化，冰層與機(jī)翼表面的結(jié)合力逐漸減小，此時(shí)飛機(jī)飛行時(shí)在氣動(dòng)力、離心力等外力或者振動(dòng)的作用下，冰層開(kāi)始脫落，從而達(dá)到除冰的效果[15-16]。

6 結(jié) 論

(1) 飛行速度越大，水滴的慣性力越大，撞擊在機(jī)翼表面的水量越多，局部水收集系數(shù)越大，水滴運(yùn)動(dòng)軌跡的撞擊極限位置也越大；溫度的變化對(duì)水滴的撞擊特性影響較小。

(2) 隨著溫度的不斷降低，機(jī)翼表面的結(jié)冰類型從明冰過(guò)渡到混合冰，最后成為霜冰，溫度的變化影響著機(jī)翼表面結(jié)冰的類型、結(jié)冰區(qū)以及結(jié)冰厚度；同時(shí)結(jié)冰時(shí)間越長(zhǎng)，機(jī)翼表面的冰層厚度越大，結(jié)冰更嚴(yán)重。

(3) 機(jī)翼結(jié)冰對(duì)于飛行安全有重要的影響，本文設(shè)計(jì)的電熱防除冰系統(tǒng)能夠有效地預(yù)防機(jī)翼表面結(jié)冰，并能進(jìn)行周期性除冰。

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(編輯：趙毓梅)

Analysis of Aircraft Icing and Design of Anti-icing System

Wang Haitao, Mao Yukun

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

When the airplane is flying in the icing condition, the surface of airplane is likely to freeze to influence the flight safety. Therefore, the main research contents focus on decreasing the damage caused by aircraft icing. Based on the software of FENSAP-ICE, the numerical simulation of wings is completed. The ice thermodynamics model of Messinger is modified to simulate more realistic flight conditions. The changes of aerodynamic characteristics of wings before and after aircraft icing under different flight conditions are analyzed. Meanwhile, a system of anti-icing and de-icing is designed and the feasibility for wings is verified. The results show that the faster, the flight speed, the greater, the local water collection coefficient of the wing surface. Ambient temperature affects the type and thickness of wing icing. The lift coefficient decreases, the drag coefficient increases and the aerodynamic characteristics of the wing will be deeply influenced when the wing is frozen. The electric heating anti icing system designed can effectively prevent icing on the wing surface and can carry out periodic de-icing.

ice accretion on aircraft; numerical simulation; FENSAP-ICE; anti-icing; de-icing

2016-09-18；

2016-11-14

毛玉坤,17809290183@163.com

1674-8190(2016)04-439-08

V328.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.04.007

王海濤(1972-)，男，博士，副教授。主要研究方向：飛行器設(shè)計(jì)、適航技術(shù)與研究、載運(yùn)工具與運(yùn)用工程。

毛玉坤(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛機(jī)防除冰技術(shù)。