表面凸起對(duì)機(jī)翼熱氣防冰腔內(nèi)換熱強(qiáng)化的影響

郭之強(qiáng)， 鄭梅， 董威，*， 朱劍鋆

1.上海交通大學(xué) 機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院， 上海 200240 2.中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司， 上海 201108

表面凸起對(duì)機(jī)翼熱氣防冰腔內(nèi)換熱強(qiáng)化的影響

郭之強(qiáng)1， 鄭梅1， 董威1，*， 朱劍鋆2

1.上海交通大學(xué) 機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院， 上海 200240 2.中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司， 上海 201108

采用數(shù)值模擬對(duì)比研究了光滑表面和具有表面凸起結(jié)構(gòu)熱氣防冰腔內(nèi)湍流流動(dòng)的換熱特性。機(jī)翼防冰腔內(nèi)笛形管具有三排射流孔，射流孔角度有0°±45° 組合以及0°±30° 組合。為了強(qiáng)化射流沖擊光滑表面的流動(dòng)換熱，在防冰腔內(nèi)表面正對(duì)射流孔的射流沖擊區(qū)，設(shè)計(jì)了表面凸起結(jié)構(gòu)，用來(lái)強(qiáng)化射流對(duì)壁面的沖擊換熱效果并起到引流作用。通過(guò)改變射流孔射流角度研究了射流角度對(duì)傳熱特性的影響。計(jì)算結(jié)果表明：與光滑防冰腔內(nèi)表面射流沖擊換熱相比，表面凸起結(jié)構(gòu)可以將均勻發(fā)散的壁面射流集中為高速壁面射流，提高壁面射流區(qū)的對(duì)流換熱系數(shù)，從而增強(qiáng)射流沖擊換熱效果，機(jī)翼前緣的強(qiáng)化換熱效果尤為明顯。

熱氣防冰； 沖擊射流； 表面凸起； 強(qiáng)化換熱； 數(shù)值模擬

熱氣防冰腔系統(tǒng)作為一種有效的機(jī)翼防冰手段，一直廣泛應(yīng)用在航空飛行器上。熱氣系統(tǒng)在工作時(shí)從航空發(fā)動(dòng)機(jī)中抽取部分熱氣對(duì)部件表面進(jìn)行加熱以達(dá)到防冰的目的，防冰腔引氣量的大小會(huì)直接影響航空發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率，所以開(kāi)展防冰腔內(nèi)強(qiáng)化換熱研究以減少熱氣引氣量是十分必要的。

國(guó)外很早就開(kāi)展了笛形管和射流沖擊彎曲表面的實(shí)驗(yàn)研究[1-2]，當(dāng)時(shí)的工作主要集中在狹縫和單孔射流以及射流沖擊平板換熱的研究上；隨后，在射流沖擊平板換熱的基礎(chǔ)上，開(kāi)始著手研究射流沖擊彎曲表面和平板之間的區(qū)別[3-4]。Hrycak[3-4]的試驗(yàn)結(jié)果表明：當(dāng)雷諾數(shù)為12 000～88 000，射流沖擊小彎曲率的彎曲表面時(shí)，滯止點(diǎn)處對(duì)流換熱系數(shù)彎曲表面要高于平板，且總的對(duì)流換熱系數(shù)也高于平板；對(duì)于高彎曲率的彎曲表面，在流體沖擊換熱時(shí)存在流體的卷吸現(xiàn)象[5-8]。為了增強(qiáng)射流表面的對(duì)流換熱效果，提高射流換熱效率，研究人員從提高射流壁面流動(dòng)的摻混力度增強(qiáng)流動(dòng)的湍流特性入手，針對(duì)多孔射流沖擊表面做了深入研究[9-11]，研究參數(shù)主要包括：射流孔的射流角度、射流孔間距、射流孔距前緣的距離以及射流表面旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速等。

相對(duì)于試驗(yàn)而言數(shù)值計(jì)算成本相對(duì)較低，可較為詳細(xì)地展示防冰腔內(nèi)部流體的流動(dòng)狀態(tài)，因此越來(lái)越多的學(xué)者開(kāi)始致力于這方面的研究，主要分為兩部分：一是沖擊彎曲表面換熱的數(shù)值計(jì)算方法；二是通過(guò)數(shù)值模擬優(yōu)化笛形管防冰腔系統(tǒng)。Mujumdar等[12-15]通過(guò)數(shù)值計(jì)算的方法研究湍流模型對(duì)射流沖擊表面對(duì)流換熱系數(shù)預(yù)測(cè)準(zhǔn)確度的影響，并且在原有的湍流模型上加以改進(jìn)?？偟膩?lái)說(shuō)二方程的湍流模型只能部分模擬出射流沖擊彎曲表面的流動(dòng)特性，湍流模型的使用還有待改善。通過(guò)對(duì)射流沖擊換熱湍流模型的研究，研究人員基本鎖定了改進(jìn)的k-ε湍流模型和剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)k-ω湍流模型作為數(shù)值計(jì)算采用的湍流模型，用數(shù)值計(jì)算的方法研究在不同幾何和不同流體參數(shù)狀態(tài)下，射流流體的傳熱傳質(zhì)特性。Kumar等[16]數(shù)值研究了射流孔雷諾數(shù)、射流孔距壁面距離及孔間距等對(duì)射流表面對(duì)流換熱系數(shù)和壁面壓力分布的影響。其結(jié)果表明：在增加出口雷諾數(shù)、減小射流孔到壁面距離和減小孔間距的情況下，壁面對(duì)流換熱系數(shù)隨之增加；Sharif和Mothe[17]數(shù)值模擬研究了出口雷諾數(shù)對(duì)表面對(duì)流換熱系數(shù)的影響，并且通過(guò)耦合數(shù)值數(shù)據(jù)得到了關(guān)于平均表面對(duì)流換熱系數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式。Mattos和Oliveira[18]使用商業(yè)軟件Fluent耦合計(jì)算了防冰系統(tǒng)的內(nèi)外場(chǎng)對(duì)流換熱情況。Planquart[19]通過(guò)試驗(yàn)和數(shù)值的方法對(duì)機(jī)翼前緣的熱氣防冰結(jié)構(gòu)進(jìn)行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化。Liu和Hua[20]建立了一套完整的熱氣防冰腔結(jié)構(gòu)，通過(guò)Fluent軟件求解三維Navier-Stokes方程，分析了內(nèi)外場(chǎng)熱流量和固壁間的導(dǎo)熱性能，以及在外場(chǎng)改變的情況下，蒙皮表面溫度、表面對(duì)流換熱系數(shù)的變化情況。Fregeau等[21]通過(guò)數(shù)值方法研究了多排射流孔沖擊凹表面的對(duì)流換熱效果。Wang[22]提到了一種用于笛形管結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)的方法，在同時(shí)使用降階模型和遺傳算法的情況下，建立了笛形管射流角度、孔間距、小孔至前緣距離等參數(shù)的函數(shù)。

國(guó)內(nèi)近年來(lái)也開(kāi)展了關(guān)于熱氣防冰系統(tǒng)的研究。主要包括裘燮綱[23]、梁青深[24]等關(guān)于微引射熱氣防冰腔的研究，使用微引射優(yōu)化熱氣防冰腔防冰性能;卜雪琴等[25]關(guān)于笛形管熱氣防冰系統(tǒng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化的數(shù)值研究。

本文從射流表面結(jié)構(gòu)出發(fā)，分析研究了結(jié)構(gòu)表面對(duì)防冰腔內(nèi)流體傳熱傳質(zhì)特性的影響。利用數(shù)值模擬方法，計(jì)算了兩種不同防冰腔結(jié)構(gòu)，研究了凸起結(jié)構(gòu)表面對(duì)射流沖擊強(qiáng)化換熱的影響。通過(guò)改變射流角度，分析了在不同射流角度下，表面凸起結(jié)構(gòu)對(duì)熱氣防冰腔防冰性能的影響。數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，表面凸起結(jié)構(gòu)可以將均勻發(fā)散的壁面射流集中為高速壁面射流，提高壁面射流區(qū)的對(duì)流換熱系數(shù)，從而增強(qiáng)射流沖擊換熱效果，表面凸起結(jié)構(gòu)對(duì)機(jī)翼前緣起到很好的強(qiáng)化換熱效果。通過(guò)采用表面凸起結(jié)構(gòu)可以改進(jìn)機(jī)翼防冰腔的熱氣防冰效果，為熱氣防冰優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。

1 射流沖擊換熱流動(dòng)物理模型

圖1 射流流動(dòng)狀態(tài)
Fig.1 Flow state of jet

自由射流區(qū)內(nèi)流體的流動(dòng)特性與自由射流相同，射流以初始速度u0自噴口處射出后，在該區(qū)由于射流的卷吸效應(yīng)，射流流體連帶著周?chē)撵o止流體一起運(yùn)動(dòng)。隨著自由射流的發(fā)展被卷吸的流體越來(lái)越多，射流邊界也隨之不斷地向兩側(cè)擴(kuò)展。在此過(guò)程中，由于靜止流體與射流的摻混，產(chǎn)生了對(duì)射流的阻力，使得射流邊緣部分流速下降，但是射流的勢(shì)流核心區(qū)仍然保持著原出口流速u(mài)0。此外，自由射流中的壓強(qiáng)可以認(rèn)為等于周?chē)黧w的壓強(qiáng)。根據(jù)這一特性，射流中的壓力p沿X方向沒(méi)有變化，即?p/?X=0。

在沖擊區(qū)流體撞擊壁面，射流流體經(jīng)歷了顯著的彎曲，在該區(qū)域存在著很大的壓力梯度，射流在沖擊區(qū)壓力p沿Y方向急劇下降，最后壓力在進(jìn)入壁面射流區(qū)前趨于平緩。并且在區(qū)域末端流體幾乎變成了平行于壁面的流動(dòng)，進(jìn)而進(jìn)入壁面射流區(qū)。

壁面射流區(qū)由于流動(dòng)特性呈現(xiàn)壁面射流特性，隨著流體的流動(dòng)發(fā)展，射流流體出現(xiàn)明顯的壁面邊界層，所以在該區(qū)域可以設(shè)置適當(dāng)?shù)臄_流片，以破化邊界層達(dá)到強(qiáng)化換熱的效果。

從壓力分布來(lái)看，射流沖擊區(qū)和壁面射流區(qū)之間的過(guò)渡存在很大的壓力梯度。本文基于此對(duì)笛形管射流沖擊換熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化。在沖擊區(qū)和壁面射流區(qū)的過(guò)渡位置增加了壁面凸起結(jié)構(gòu)。利用射流沖擊區(qū)流體的高壓特性，加速壁面射流流體，破壞壁面射流區(qū)流動(dòng)邊界層，提高流體湍動(dòng)能，進(jìn)而增強(qiáng)了壁面射流區(qū)的對(duì)流換熱效果。

2 機(jī)翼熱氣防冰腔幾何模型

經(jīng)典的熱氣防冰腔結(jié)構(gòu)包括熱氣通道笛形管、布置于笛形管上的熱氣排氣孔、狹縫通道隔板以及射流沖擊表面(機(jī)翼內(nèi)表面)。熱氣從發(fā)動(dòng)機(jī)中引出后進(jìn)入笛形管，熱氣在笛形管流動(dòng)過(guò)程中由沖擊孔排出，射流沖擊加熱機(jī)翼內(nèi)表面。

在醫(yī)療保健方面，美國(guó)擁有市場(chǎng)化的醫(yī)療保險(xiǎn)計(jì)劃以及保健網(wǎng)絡(luò)。在美國(guó)政府的全力支持下，民眾的醫(yī)療保健服務(wù)質(zhì)量將得到進(jìn)一步提升。其中，2015年美國(guó)創(chuàng)新戰(zhàn)略通過(guò)大力推動(dòng)醫(yī)療技術(shù)和服務(wù)創(chuàng)新來(lái)改善醫(yī)療質(zhì)量，此外，美國(guó)政府將通過(guò)建立醫(yī)療保障及醫(yī)療補(bǔ)助改革中心來(lái)探索新型的醫(yī)療護(hù)理模式。

圖2(a)為機(jī)翼NACA23014模型，C為該計(jì)算翼型弦長(zhǎng)，±S為機(jī)翼駐點(diǎn)處到機(jī)翼表面的弧長(zhǎng)，上表面為正(+)，下表面為負(fù)(-)。為方便研究熱氣防冰腔的防冰性能，在計(jì)算中只選取了機(jī)翼前緣擁有熱氣防冰腔的部分結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬。圖2(b)～圖2(d)為數(shù)值計(jì)算基準(zhǔn)模型，機(jī)翼蒙皮厚度為1.3 mm。射流孔間距為66 mm，笛形管前緣距射流沖擊表面前緣6 mm，所計(jì)算熱氣防冰腔系統(tǒng)具有三排直徑為1.32 mm的射流孔，它們所成的角度分別為0°和±45°，其中±45° 角射流沖擊孔在同一機(jī)翼展向截面上。笛形管直徑為38 mm，計(jì)算域笛形管的長(zhǎng)度為132 mm。

圖2 NACA23014模型和基準(zhǔn)模型尺寸
Fig.2 NACA23014 model and size of basic model

在基準(zhǔn)模型的基礎(chǔ)上，對(duì)熱氣防冰腔模型進(jìn)行了改進(jìn)，如圖3所示，在正對(duì)射流孔位置添加了壁面凸起結(jié)構(gòu)，其他尺寸與基準(zhǔn)模型相同。該壁面凸起結(jié)構(gòu)由4個(gè)3 mm×3 mm的矩形小塊組成，在這4個(gè)矩形小塊之間留有2 mm的熱氣流道，以此來(lái)引導(dǎo)熱氣順著流道加速流動(dòng)，將均勻發(fā)散的壁面射流集中為高速壁面射流。

圖3 帶有壁面凸起結(jié)構(gòu)的熱氣防冰腔
Fig.3 Hot air anti-icing cavity with convex structure on wall

3 數(shù)值計(jì)算

使用ANSYS-ICEM網(wǎng)格生成工具生成的六面體網(wǎng)格，如圖4所示。圖4(a)為基準(zhǔn)模型網(wǎng)格，圖4(b)為帶表面凸起模型網(wǎng)格。兩套網(wǎng)格采用了相同的網(wǎng)格劃分方法和加密方式。在近壁面處劃分了壁面邊界層網(wǎng)格，對(duì)近壁面網(wǎng)格進(jìn)行了加密。網(wǎng)格總數(shù)約為700萬(wàn)。圖4(c)為壁面凸起結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格，為了保證計(jì)算的準(zhǔn)確性該凸起的近壁面網(wǎng)格也做了相應(yīng)的加密處理。

數(shù)值計(jì)算采用ANSYS-FLUENT作為計(jì)算工具，圖5為計(jì)算中所使用的邊界條件?？紤]到笛形管熱氣防冰系統(tǒng)的真實(shí)工作狀態(tài)，一般熱氣從射流孔噴出具有(0.5～1.0)Ma的速度，并且參考了文獻(xiàn)[26]所使用的邊界條件，所以在數(shù)值模擬中將射流入口速度定為212.57 m/s，溫度設(shè)置為449.817 K。機(jī)翼的外表面以320 K的定壁溫作為邊界條件，在展向方向上設(shè)置平移周期邊界，出口采用壓力出口。

圖4 模型計(jì)算網(wǎng)格
Fig.4 Computational grid of model

圖5 邊界條件
Fig.5 Boundary conditions

計(jì)算采用二階迎風(fēng)格式的SIMPLE算法進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬。考慮到射流熱氣的可壓縮性，數(shù)值模擬中使用了理想氣體狀態(tài)方程。

計(jì)算所使用的湍流模型為SSTk-ω湍流模型，該種湍流模型為混合型湍流模型，在近壁面處使用k-ω湍流模型求解近壁面流動(dòng)換熱而不是壁面函數(shù)，在流體的遠(yuǎn)場(chǎng)位置使用標(biāo)準(zhǔn)的k-ω湍流模型。與傳統(tǒng)的k-ω模型相比，在保證壁面網(wǎng)格尺度要求下，SSTk-ω模型在計(jì)算中可以得到更精確的結(jié)果。

為了驗(yàn)證防冰腔表面凸起對(duì)腔內(nèi)換熱的影響，本文通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)比了光滑表面和帶凸起表面熱氣防冰腔內(nèi)流體的流動(dòng)以及傳熱傳質(zhì)特性，數(shù)值模擬分析的防冰腔結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示，表中幾何模型1為基準(zhǔn)模型。

表1 模型結(jié)構(gòu)參數(shù)Table 1 Parameters of model structure

4 計(jì)算結(jié)果與分析

針對(duì)表1的防冰腔結(jié)構(gòu)，各算例的邊界條件相同，通過(guò)數(shù)值模擬獲得了4種結(jié)構(gòu)防冰腔各截面上的對(duì)流換熱系數(shù)、速度場(chǎng)以及外表面熱流量的分布情況。

圖6以帶凸起結(jié)構(gòu)表面防冰腔為例展示出了各截面所在位置。Z=35.5 mm截面為0° 射流孔軸線截面，Z=-30.5 mm截面為±45° 和±30° 射流孔軸線截面，Z=31.5 mm以及Z=-26.5 mm 截面為壁面突起的邊緣位置截面，Z=2.5 mm為計(jì)算域的中截面。

圖6 各截面位置
Fig.6 Position of each cross-section

4.1 數(shù)值模型驗(yàn)證

圖7為Z=-30.5 mm截面上本次數(shù)值計(jì)算所得結(jié)果與文獻(xiàn)[26]數(shù)值計(jì)算所得結(jié)果以及采用Goldstein經(jīng)驗(yàn)公式[27]所得壁面對(duì)流換熱系數(shù)h的對(duì)比曲線圖。

圖7 壁面對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比
Fig.7 Comparison of wall heat transfer coefficients

從圖7中可以發(fā)現(xiàn)，本文所得壁面對(duì)流換熱系數(shù)介于經(jīng)驗(yàn)公式和文獻(xiàn)[26]的計(jì)算結(jié)果之間，對(duì)流換熱系數(shù)的趨勢(shì)在兩個(gè)射流孔之間區(qū)域與文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果較接近，在兩射流孔外面區(qū)域與經(jīng)驗(yàn)公式得到的結(jié)果更接近一些，在駐點(diǎn)區(qū)域的對(duì)流換熱系數(shù)本文計(jì)算值略高。

4.2 表面凸起結(jié)構(gòu)對(duì)換熱系數(shù)的影響

圖8為基準(zhǔn)模型的光滑表面和帶凸起表面(幾何模型1和2)Z=35.5 mm和Z=-30.5 mm 壁面對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比曲線圖，對(duì)流換熱系數(shù)的參考溫度為射流孔熱氣溫度。在這兩個(gè)截面上帶凸起表面在壁面射流區(qū)的對(duì)流換熱系數(shù)相較于光滑表面要高，但對(duì)射流沖擊區(qū)的對(duì)流換熱系數(shù)影響不大。從圖8可以看出，對(duì)比兩截面上對(duì)流換熱系數(shù)，0° 截面處壁面射流區(qū)對(duì)流換熱系數(shù)提升較多。

這兩個(gè)截面上壁面對(duì)流換熱系數(shù)產(chǎn)生變化的原因，主要是由于表面凸起結(jié)構(gòu)改變了防冰腔內(nèi)流體的流動(dòng)狀態(tài)導(dǎo)致的。圖9(a)為光滑表面熱氣腔Z=35.5 mm截面上的流體流動(dòng)速度云圖和流線圖，從圖中可以看出，在防冰前緣部位出現(xiàn)了明顯的渦旋，熱氣流一直被卷吸回流，導(dǎo)致對(duì)沖擊前緣加熱效果顯著而后緣加熱無(wú)力的情況。表面凸起結(jié)構(gòu)明顯改變了這一情況，從圖9(b)可以看出，沖擊前緣的渦旋被高速發(fā)散流取代。帶表面凸起結(jié)構(gòu)的防冰腔在該截面上的加熱特性得到了優(yōu)化，有利于提高熱氣防冰效果。

在Z=-30.5 mm截面上流體的流動(dòng)特性也發(fā)生了較為明顯的變化。圖10(a)為光滑表面防冰腔內(nèi)流動(dòng)情況，兩孔之間流體相互碰撞產(chǎn)生一對(duì)渦旋。但是對(duì)凸起結(jié)構(gòu)表面，流體交互區(qū)的這對(duì)渦旋被沖散，圖10(b)表明流體在交互區(qū)出現(xiàn)上涌和脫離沖擊表面的局部渦旋，該種渦旋使得腔內(nèi)未完全冷卻流體和射流孔處的熱氣出現(xiàn)引射摻混現(xiàn)象。這一效果可以有效地回收利用腔內(nèi)未完全冷卻的熱氣流體，對(duì)笛形管熱氣防冰系統(tǒng)的防冰效率起到一定改善作用。

圖8 Z=35.5, -30.5 mm截面上壁面對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比
Fig.8 Comparison of wall heat transfer coefficients for cross-sections with Z=35.5, -30.5 mm

圖9 Z=35.5 mm截面流體速度云圖和流線圖
Fig.9 Velocity contour and streamline for cross-section with Z=35.5 mm

圖10 Z=-30.5 mm截面上流體速度云圖和流線圖
Fig.10 Velocity contour and streamline for cross-section with Z=-30.5 mm

圖11為帶表面凸起結(jié)構(gòu)的防冰腔邊緣截面和兩個(gè)射流孔中截面處壁面對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比曲線圖。圖11(a)和圖11(c)分別為單孔處表面凸起結(jié)構(gòu)邊緣區(qū)域和兩個(gè)射流孔處表面凸起結(jié)構(gòu)邊緣區(qū)域?qū)α鲹Q熱系數(shù)對(duì)比圖。

圖11 Z=31.5，2.5，-26.5 mm截面壁面對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比
Fig.11 Comparison of wall heat transfer coefficients for cross-section with Z=31.5， 2.5， -26.5 mm

圖11(b)是兩個(gè)射流孔中截面處壁面對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比曲線圖，從該圖可以看出由壁面凸起結(jié)構(gòu)引導(dǎo)的高速流體顯著強(qiáng)化了機(jī)翼前緣區(qū)域的對(duì)流換熱效果。在流動(dòng)后緣，由于流體在流動(dòng)過(guò)程中較為集中，所以后緣區(qū)域的對(duì)流換熱系數(shù)有所下降。機(jī)翼防冰過(guò)程中，由于前緣水滴撞擊效率高，大量過(guò)冷水滴撞擊在該區(qū)域，因此前緣的防冰需熱量很大，在機(jī)翼前緣提高熱氣換熱效率非常重要。

圖12為表面凸起結(jié)構(gòu)防冰腔內(nèi)射流氣體的流線圖，從圖中可以看出，在表面凸起結(jié)構(gòu)的邊緣區(qū)域由于存在流動(dòng)“死區(qū)”，直接導(dǎo)致邊緣區(qū)的兩個(gè)截面上的壁面對(duì)流換熱系數(shù)出現(xiàn)一定下降，這對(duì)防冰腔的防冰性能產(chǎn)生了不利效果。但該區(qū)域只是突起邊緣很小一塊，從圖11(a)和圖11(b)中可以發(fā)現(xiàn)帶凸起表面對(duì)流換熱系數(shù)有小段下降區(qū)域，但很快對(duì)流換熱系數(shù)又回升，并且在后緣帶凸起表面對(duì)流換熱系數(shù)要強(qiáng)于光滑表面。所以該流動(dòng)“死區(qū)”不會(huì)對(duì)笛形管熱氣防冰效果產(chǎn)生很大影響。

在真實(shí)的防除冰過(guò)程中，比較關(guān)注外表面的防冰熱流量。圖13對(duì)比了光滑表面和表面凸起結(jié)構(gòu)熱氣防冰腔的外表面熱流密度分布。對(duì)比發(fā)現(xiàn)壁面凸起結(jié)構(gòu)縮小了射流沖擊區(qū)的高熱流量區(qū)域，將高熱流量區(qū)域拉長(zhǎng)了，特別是Y方向上的延展尤為明顯。這一現(xiàn)象使得熱流體的影響范圍增大，可以有效提高機(jī)翼前緣表面的防冰效果。

圖12 表面凸起結(jié)構(gòu)防冰腔內(nèi)流線
Fig.12 Inner streamlines in anti-icing cavity with convex structure

圖13 ±45° 射流孔防冰腔外表面熱流密度分布
Fig.13 Distribution of heat flux density on external
surface for ±45° impingment holes

4.3 射流角度對(duì)防冰腔換熱的影響

為了研究射流孔角度對(duì)壁面凸起結(jié)構(gòu)強(qiáng)化換熱的影響，對(duì)比分析了表1中的模型3和模型4。

圖14為Z=-30.5 mm截面(±30° 雙孔中線截面)上的壁面對(duì)流換熱系數(shù)。從圖中可以看出，凸起結(jié)構(gòu)在減小孔角度的情況下，仍可以產(chǎn)生相應(yīng)的強(qiáng)化換熱效果。

圖15對(duì)比光滑壁面和帶凸起壁面兩種不同表面結(jié)構(gòu)防冰腔，壁面凸起可以使熱流體的影響范圍增加，表現(xiàn)為熱流密度分布向四周延展。對(duì)比圖13(b)和圖15(b)可以看出，隨著射流孔角度從45° 減小到30°，兩孔間距離拉近，其交互區(qū)域熱流密度出現(xiàn)了局部的增強(qiáng)，這是由于分別來(lái)自兩個(gè)射流孔的兩股熱流體在該處發(fā)生劇烈碰撞所導(dǎo)致。

圖14 對(duì)流換熱系數(shù)對(duì)比
Fig.14 Comparison of heat transfer coefficients

圖15 ±30° 射流孔防冰腔外表面熱流密度分布
Fig.15 Distribution of heat flux density on external surface for ±30° impingement holes

5 結(jié) 論

1) 對(duì)單孔射流沖擊換熱采用表面凸起結(jié)構(gòu)是有利的，可以提高壁面對(duì)流換熱系數(shù)，提升防冰腔防冰效果。

2) 對(duì)于存在交互流動(dòng)的雙孔射流，孔角度越小也即兩孔越接近，兩孔之間的交互效應(yīng)增強(qiáng)。

3) 表面凸起結(jié)構(gòu)使得壁面高熱流量區(qū)域得以延展，射流流體的影響范圍得以增加，優(yōu)化了熱氣防冰腔換熱特性。

致 謝

本文的研究得到了上海交通大學(xué)機(jī)械與動(dòng)力工程學(xué)院工程熱物理研究所陳勇老師、雷桂林博士以及劉蔭澤碩士的支持和幫助，在此對(duì)他們表示感謝。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.002.html

Influenceofsurfaceconvexonheattransferenhancementofwinghotairanti-icingsystem

GUOZhiqiang1,ZHENGMei1,DONGWei1,*,ZHUJianjun2

1.SchoolofMechanicalEngineering,ShanghaiJiaotongUniversity,Shanghai200240,China2.AECCCommercialAircraftEngineCo.,Ltd,Shanghai201108,China

Acomparativestudyisconductedtoinvestigatetheheattransfercharacteristicofturbulentflowinthehotairanti-icingsystemwithandwithoutsurfaceconvexbyusingnumericalsimulationmethod.Three-rowimpingementjetholesaresetonthepiccolotube,withdifferentimpingingangles0°±45°and0°±30°.Inordertostrengthentheimpingingheattransfer,thesurfaceprotrusionslocatedinfrontoftheimpingingholesaredesignedasaguidingpassageofthehotair.Theinfluenceofjetangleonheattransfercharacteristicsisstudiedbychangingtheangleofthejet.Calculationresultsshowthatthesurfacestructurescanenablethewalljetflowdispersinguniformlytobeconcentratedintowalljetflowwithhigherspeed.Comparedtothejetimpingementheattransferofanti-icingcavitywithsmoothsurface,theconvectiveheattransferofthewalljetzoneisenhanced.Theheattransferofjetimpingement,especiallyonthewingleadingedge,isthusincreased.

hotairanti-icing;impingingjet;structureconvex;enhancedheattransfer;numericalsimulation

2016-08-26；Revised2016-10-10；Accepted2016-11-16；Publishedonline2016-11-301518

s：NationalBasicResearchProgramofChina(2015CB755800);NationalNaturalScienceFoundationofChina(11572195,11272212)

.E-mailwdong@sjtu.edu.cn

2016-08-26；退修日期2016-10-10；錄用日期2016-11-16； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-11-301518

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國(guó)家“973”計(jì)劃 (2015CB755800)； 國(guó)家自然科學(xué)基金 (11572195,11272212)

.E-mailwdong@sjtu.edu.cn

郭之強(qiáng)， 鄭梅， 董威， 等． 表面凸起對(duì)機(jī)翼熱氣防冰腔內(nèi)換熱強(qiáng)化的影響J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(2):520709.GUOZQ,ZHENGM,DONGW,etal.Influenceofsurfaceconvexonheattransferenhancementofwinghotairanti-icingsystemJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(2):520709.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0300

V211.3

A

1000-6893(2017)02-520709-10