基于FLOWMASTER的機翼防冰系統(tǒng)管路設計分析

樂光

摘 要：以某型飛機機翼防冰系統(tǒng)為研究對象，基于Flowmaster軟件建立管路仿真模型，對不同工況下防冰系統(tǒng)管路的引氣流量、笛形管射流孔出口流速、溫度與壓力分布進行分析，并在此基礎上提出防冰系統(tǒng)管路的優(yōu)化方案。分析結果表明：機翼防冰系統(tǒng)不同縫翼段內直徑不同的笛形管可通過設置不同的射流孔孔徑以優(yōu)化防冰系統(tǒng)管路。

關鍵詞：機翼防冰；熱氣防冰；管路設計

飛機在大氣中飛行時，在一定的氣象條件下其表面會積聚冰層，如果飛機升力表面結冰時，會帶來翼型阻力增加、臨界攻角減小、升阻比下降等不利影響，使得飛機的操縱性和穩(wěn)定品質惡化。為保證飛機飛行的安全性，在飛機研制時必須對作為主要升力部件的機翼采取防冰措施[1]。

目前航線飛行的客機機翼防冰系統(tǒng)有熱氣防冰和電熱防冰兩種[2]。電熱防冰是波音787為發(fā)展電動構架設計理念而采用的方案，其將加熱片嵌入在多層復合材料結構的機翼前緣蒙皮內部，電加熱片的熱量通過導熱對蒙皮外表面加熱以達到防冰效果。電熱防冰系統(tǒng)淘汰了發(fā)動機引氣及相關的氣源系統(tǒng)，具有重量減輕、效率提高、代償損失減小、油耗和維修成本降低等優(yōu)點，是一種先進的防除冰系統(tǒng)。熱氣防冰是最主要的機翼防冰方式，其利用發(fā)動機引出的熱空氣作為熱源對飛機結冰防護表面進行連續(xù)加熱，以避免結冰現象的發(fā)生，其使用維護簡單、工作可靠，但熱量利用率較低且管路系統(tǒng)增加了飛機重量?？紤]到波音787電熱防冰技術受到嚴格的專利保護，加之目前我國飛機研制的實際狀況，機翼防冰仍采用技術更為成熟的熱氣防冰。

1 機翼防冰系統(tǒng)管路仿真模型

對于翼吊發(fā)動機布局的飛機，機翼熱氣防冰系統(tǒng)將從發(fā)動機某一級引出的部分高溫高壓氣體送入機翼前緣防冰腔內，并通過機翼防冰活門調節(jié)熱氣流量，使機翼防護表面溫度高于結冰溫度。笛形管是防冰系統(tǒng)最重要的組成部分，也是實現防冰效果的重要部件，其用于將引入熱氣噴射到前緣縫翼蒙皮上達到防冰目的[3]。機翼防冰系統(tǒng)管路建模分析的目的在于分析機翼防冰系統(tǒng)所需引氣流量，判斷笛形管射流孔的出口流速是否滿足要求，分析管路的溫度和壓力分布情況。

機翼防冰系統(tǒng)管路主要分布于四段縫翼內，其中第一段為光管，后三段為笛形管。采用Flowmaster航空模塊進行建模分析，模型中的元件主要包括Pipe（管道）、Bend（彎頭）、Transition（漸變管）、Butterfly valve（蝶閥）、Source（流量源和壓力源）、Piccolo（笛形管）等[4，5]，其中笛形管是系統(tǒng)最主要的部件，直接影響著系統(tǒng)的供氣量大小[6]。

2 機翼防冰系統(tǒng)管路仿真結果與分析

機翼防冰系統(tǒng)仿真分析重點關注引氣流量、笛形管射流孔出口流速、主防冰管路的溫度和壓力沿機翼展向的壓力分布。某型飛機機翼防冰系統(tǒng)分析工況如表1所示。

由表2可知，引氣流量隨入口溫度的升高而降低，隨入口壓力的升高而升高；在四種工況下，每段笛形管上的射流孔的出風速度均達到音速，形成了高速射流。由圖1與圖2可知，第一段防冰管為光管，管內熱氣的溫降和壓降較平穩(wěn)；第二段為笛形管，管內熱氣的壓降較平穩(wěn)，但溫降相比于前段光管來說較大；第三段笛形管因管內熱氣流量減小，其溫降和壓降相對前段笛形管的變化程度加劇，當到達笛形管末端（第四段）時，管內熱氣的溫度顯著下降。因此，在設計防冰系統(tǒng)管路時，應注意調整笛形管的參數以實現防冰要求。

3 機翼防冰系統(tǒng)管路優(yōu)化設計

機翼防冰系統(tǒng)管路在設計時，可通過調整笛形管上射流孔的孔徑和孔距來改善防冰效果。在分析時，將射流孔孔徑分別設置為2mm、2.5mm、3mm與3.5mm，射流孔孔距減半（即射流孔個數加倍）與加倍（即射流孔個數減半），以分析不同參數對防冰管路引氣流量、出口流速、溫度與壓力分布的影響，結果如表3、圖3至圖6所示。

由表3可知，機翼防冰系統(tǒng)單側引氣流量隨射流孔孔徑的增大而增大，隨射流孔孔距的增大而減小，且各參數下射流孔出口流速均達到音速。由圖4至圖7可知，防冰管路的壓降與溫降主要發(fā)生在笛形管部分，隨射流孔孔徑增加，笛形管沿翼展方向溫降減小且減小程度呈減弱趨勢，但壓降增加且呈增大趨勢；隨射流孔孔距增加，笛形管沿翼展方向的溫降程度增加，壓降程度顯著減小。由此可知，在防冰系統(tǒng)管路設計時，應綜合考慮沿管程的溫度與壓力變化情況來選擇結構參數。

根據上述仿真結果與分析，考慮對不同笛形管段的射流孔設置不同的孔徑，以優(yōu)化防冰系統(tǒng)管路。第一、二、三段笛形管射流孔直徑分別為2mm、2.5mm、3mm與2.5mm、3mm、3.5mm時，與射流孔直徑均為3mm的管路系統(tǒng)的計算結果如表4、圖8與圖9所示。

由表4可知，不同笛形管段設置不同射流孔直徑后，引氣流量發(fā)生改變，但射流孔流速均可達到音速。由圖7與圖8可知，第一、二、三段笛形管射流孔直徑分別設置為2mm、2.5mm、3mm后，防冰管路系統(tǒng)的溫降雖然增大，但變化程度較小，而壓降明顯減??；射流孔直徑設置為2.5mm、3mm、3.5mm后，防冰系統(tǒng)管路的溫降雖減小，但壓降在第二、三段內顯著增大。因此，對不同縫翼段內直徑不同的笛形管，可通過設置不同的射流孔孔徑來優(yōu)化防冰系統(tǒng)管路。

4 結論

本文基于Flowmaster軟件建立某型飛機機翼防冰管路系統(tǒng)仿真模型，對防冰系統(tǒng)管路的引氣流量、笛形管射流孔出口流速、溫度與壓力分布進行分析，在此基礎上提出防冰管路的優(yōu)化方案，得出以下結論：

（1）單側引氣流量隨入口溫度的升高而降低，隨入口壓力的升高而升高；不同工況下，每段笛形管上的射流孔的出風速度均達到音速；笛形管沿展向的溫降和壓降程度逐漸增大。

（2）單側引氣流量隨射流孔孔徑的增大而增大，隨射流孔孔距的增大而減小，且各參數下射流孔出口流速均達到音速；射流孔孔徑增加，笛形管沿翼展方向溫降減小但壓降增大；射流孔間距增加，笛形管沿展向的溫降程度增加，壓降程度顯著減小。

（3）對不同縫翼段內直徑不同的笛形管可設置不同的射流孔孔徑以優(yōu)化防冰系統(tǒng)管路。

參考文獻：

[1]管寧.三維機翼防冰熱載荷的數值模擬[D].南京航空航天大學，2007.

[2]霍西恒，劉鵬，賈麗杰.民用客機機翼熱氣防冰系統(tǒng)問題初探[J].民用飛機設計與研究，2011 （4）：1618.

[3]曹廣生，吳鐵鋒，李光春，等. CJ828 機翼防除冰系統(tǒng)設計方案研究[J].民用飛機設計與研究，2013 （A01）：97100.

[4]卜雪琴，郁嘉，林貴平，等.機翼熱氣防冰系統(tǒng)設計[J].北京航空航天大學學報，2010 （8）：927930.

[5]劉超，劉志麗，施紅，等.基于 Flowmaster 軟件的飛機防冰系統(tǒng)導管仿真計算[J].科技信息，2012 （32）： I0231I0232.

[6]王大偉.民用飛機防冰系統(tǒng)笛形管熱，流量分配研究[J].民用飛機設計與研究，2013 （B11）：169173.