基于FENSAP—ICE發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件熱氣防冰分析

胡頌軍 劉媛 宋石平

摘 要：本文運(yùn)用FENSAP-ICE對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件在四個典型狀態(tài)下防冰熱性進(jìn)行了分析，分析表明：對于軸向進(jìn)氣形式機(jī)匣，流道外表面水滴撞擊效率遠(yuǎn)高于流道內(nèi)表面，流道外表面水滴撞擊效率沿流向先增加后減小，流道內(nèi)表面幾乎沒有水滴撞擊；支板水滴撞擊效率高于流道，且前緣區(qū)域最大，前緣兩側(cè)沿流向呈對稱分布；在防冰熱氣溫度恒定時，防冰流量越大，防冰效果越好。

關(guān)鍵詞：FENSAP-ICE；收集系數(shù)；過冷水滴；熱氣防冰

飛機(jī)在結(jié)冰條件下飛行時，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件容易結(jié)冰。積冰破壞了進(jìn)氣流道的氣動外形，減小流通面積，造成壓氣機(jī)失速甚至喘振，且積冰脫落會打壞高速旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子葉片，引發(fā)飛行事故。目前大部分航空發(fā)動機(jī)都是利用熱能來進(jìn)行防冰，其中利用熱氣對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行防冰是典型的熱防冰系統(tǒng)。熱氣是從壓氣機(jī)的高壓級引出，經(jīng)過導(dǎo)管然后被輸送到進(jìn)氣道表面，使結(jié)冰表面溫度高于冰點(diǎn)[1][2]。

在影響防冰性能的主要參數(shù)中，防冰熱氣流量和溫度對防冰效果起決定性作用，同時引起量對發(fā)動機(jī)的性能產(chǎn)生影響[3]。因此，在國內(nèi)試驗(yàn)條件缺乏的情況下，想提高防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的可靠性，使發(fā)動機(jī)在空中安全、可靠的工作，同時又將熱氣的引氣量對發(fā)動機(jī)的影響降低到最小，利用數(shù)值仿真對防冰系統(tǒng)性能分析有重要意義。

FENSAP-ICE是加拿大NTI公司研發(fā)的先進(jìn)的飛行結(jié)冰仿真軟件。FENSAP-ICE是目前唯一商業(yè)化的使用完全三維CFD技術(shù)的飛機(jī)、發(fā)動機(jī)結(jié)冰、防冰設(shè)計(jì)分析軟件。本文運(yùn)用該軟件對某型渦軸發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件進(jìn)行了防冰分析。

1分析方法

防冰分析是一個復(fù)雜的過程，主要包括外部的兩相流場特性計(jì)算、內(nèi)部熱氣流動換熱特性分析和內(nèi)外熱力問題和固體表面的耦合傳熱。具體的分析流程如下圖1所示。

首先采用FENSAP-ICE中的流場分析模塊（FENSAP）對內(nèi)、外流場進(jìn)行計(jì)算，獲得內(nèi)外流場的氣動和換熱特性，在外流場計(jì)算結(jié)果基礎(chǔ)上加載水滴參數(shù)，運(yùn)用DROP3D模塊對水滴撞擊特性進(jìn)行求解，然后采用ICE3D模塊計(jì)算水膜分布，最后在CHT3D耦合傳熱模塊中對整個系統(tǒng)進(jìn)行傳熱分析，得到防冰表面溫度分布。

2 分析模型

下圖2給出了進(jìn)氣機(jī)匣示意圖，圖3給出了進(jìn)氣機(jī)匣相應(yīng)的二維視圖及相關(guān)尺寸。其中R0為進(jìn)氣機(jī)匣內(nèi)流道進(jìn)口半徑，H0=0.56R0，R1=0.45R0，H1=0.54R0，L=2.6R0。圖4給出了采用ANSYS ICEM劃分的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，約63萬個網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)。

3 數(shù)值計(jì)算

3.1 水滴撞擊特性計(jì)算

在防冰計(jì)算中，通常采用局部水撞擊效率進(jìn)行分析。圖5為局部水滴撞擊系數(shù)計(jì)算示意圖，局部水滴收集系數(shù)是指實(shí)際局部水撞擊率 與微元 上最大可能的水滴撞擊率 之比，即

圖6和圖7分別給出了流道表面和支板中間截面局部水滴收集系數(shù)分布?？梢钥闯觯鞯劳獗砻娴木植渴占禂?shù)明顯高于內(nèi)表面，且內(nèi)表面的收集系數(shù)基本為零。流道表面的收集系數(shù)明顯小于支板表面。在支板前緣處，收集系數(shù)最高，支板兩側(cè)的收集系數(shù)對稱性較好，隨后沿流向急劇降低并在支板中間附近趨于零。

在四個算例中，隨著進(jìn)口水滴速度的增大，外流道表面局部收集系數(shù)沿流向先增大后減小，在約60%機(jī)匣長度處達(dá)到最大值；隨著進(jìn)口速度的增加，支板同一位置的局部水滴收集系數(shù)增大。這主要是因?yàn)殡S著水滴速度增大，水滴的慣性增大，從而相同的 ，分子ds減小，進(jìn)而導(dǎo)致局部水滴收集系數(shù)（ ）增大。圖中還可以看出，C和D狀態(tài)的收集系數(shù)分布曲線非常接近，趨于重合，而與之速度差相當(dāng)?shù)腁和B狀態(tài)收集系數(shù)分布曲線區(qū)別明顯，這可能與速度變化的相對量有關(guān)。流道內(nèi)表面多為背風(fēng)面，沒有水滴撞擊，因而也就不存在對應(yīng)的 ，根據(jù)公式，其 值為零。

3.2 防冰計(jì)算

在四個典型狀態(tài)中，A狀態(tài)為小狀態(tài)，其防冰熱氣溫度和壓力均小于其它狀態(tài)，但其結(jié)冰參數(shù)與其它狀態(tài)一致，因此，在四個狀態(tài)中，A狀態(tài)對防冰系統(tǒng)的要求最為苛刻。限于篇幅，本節(jié)重點(diǎn)分析A狀態(tài)的防冰效果。

為了減小防冰引氣對發(fā)動機(jī)性能的影響，對不同引氣量（M1﹥M2﹥M3﹥M4）時的防冰效果進(jìn)行計(jì)算。下圖8為防冰熱氣內(nèi)流道示意圖。表2是根據(jù)FNESAP計(jì)算結(jié)果提取的防冰內(nèi)通道換熱系數(shù)及換熱溫度。

圖9給出的進(jìn)氣機(jī)匣流道外表面沿程溫度分布，為便于對應(yīng)流道位置，給出了流道幾何形狀，同時給出了180s時間內(nèi)的積冰形狀。根據(jù)上節(jié)分析，流道外表面迎風(fēng)區(qū)域?yàn)樗巫矒糁饕獏^(qū)域，也是積冰區(qū)域，防冰系統(tǒng)是否有效即為判定流道外表面在該區(qū)域的壁面溫度是否高于1.5℃。而圖中給出的180s積冰結(jié)果小于流道外表面迎風(fēng)區(qū)域，同時考慮到防冰系統(tǒng)工作模式，其響應(yīng)時間小于180s，因而當(dāng)180s積冰區(qū)域流道壁溫高于1.5℃即可認(rèn)為防冰系統(tǒng)有效。

流道外表面沿程壁面溫度先升高而后降低，隨著引氣量的減小，壁面溫度降低。在防冰相對引氣量為M1、M2、M3、M4時，整個流道外表面溫度均大于1.5℃，滿足防冰要求。

圖10～圖13給出了進(jìn)氣機(jī)匣支板在不同相對引氣量下的溫度分布。隨著引氣量的增加，支板表面溫度升高，支板前緣溫度最高，沿流向逐漸降低，在支板尾緣靠近內(nèi)流處最低達(dá)到278K（5℃），滿足防冰要求。

5 結(jié)論

本文運(yùn)用FENSAP-ICE軟件分析了發(fā)動機(jī)進(jìn)口部件在四個典型狀態(tài)下的水滴撞擊特性，并根據(jù)分析結(jié)果對其中最惡劣的防冰狀態(tài)進(jìn)行了防冰分析，得到結(jié)論如下：

1）對于軸向進(jìn)氣形式機(jī)匣，流道外表面水滴撞擊效率遠(yuǎn)高于流道內(nèi)表面，流道內(nèi)表面幾乎沒有水滴撞擊；

2）在流道外表面水滴撞擊效率沿流向先增加后減小，在機(jī)匣軸向長度0.6倍處達(dá)到最大值，且與流道構(gòu)型密切相關(guān)；

3）支板表面水滴撞擊效率高于流道，前緣區(qū)域最大，且前緣兩側(cè)沿流向?qū)ΨQ分布；

4）在防冰熱氣溫度恒定時，防冰流量越大，防冰效果越好。

參考文獻(xiàn)

[1] I.Parashivoiu，F(xiàn).Saeed，Aircaft Icing，JOHN WILEY &SONS，INC.

[2] Cole J，Sand W. Statistical Study of Aircraft Icing Accidents[R].AIAA 91-0558，1991.

[3] Burick R A，Ryan R J.FAA Certification of the Lockheed Martin C-130J Transport Ice Protection System[R].AIAA 99-4016，1999.