短艙防冰系統防冰性能計算方法的工程應用

華銳睿+李志茂+譚正文+徐佳佳

【摘 要】適航條款要求，民用飛機必須能在附錄C確定的連續和間斷的最大結冰狀態下安全運行。必須通過分析確認，飛機在各種運行形態下其各種部件的防冰是足夠的。因此，應確定結冰條件下，短艙防冰系統防冰性能是足夠的。本文利用上海飛機設計研究院開發的CFD數值模擬方法，在CCAR25 附錄C規定的結冰條件下，選取性能計算狀態點，對某型短艙防冰系統防冰性能進行評估。

【關鍵詞】民用飛機；短艙防冰；結冰條件

【Abstract】According to airworthiness standards， civil airplane must be able to safely operate in the continuous maximum and intermittent maximum icing conditions of appendix C. An analysis must be performed to establish that the ice protection for the various components of the airplane is adequate. To evaluate the performance of specific engine nacelle anti-icing system in icing conditions of appendix C， this paper utilize A CFD method developed by Shanghai Aircraft Design and Research Institute.

【Key words】Civil airplane； Nacelle anti-icing； Icing conditions

0 引言

飛機在結冰條件下飛行時，發動機的進氣道會發生結冰。如進氣道內的冰層發生脫落，則會隨氣流進入發動機的壓氣機，從而打傷發動機葉片，造成壓氣機的機械損傷或導致發動機損壞，影響飛機的飛行安全。目前，現有的商用運輸類飛機中，普遍利用從發動機壓氣機引出的熱空氣來對進氣道進行防冰[1]。

CCAR25部1419條款規定，如果申請帶有防冰設施的合格審定，飛機必須能在附錄C確定的連續和間斷的最大結冰狀態下安全運行。為確認這一點，必須通過分析確認，飛機在各種運行形態下其各種部件的防冰是足夠的[2]。

本文利用上海飛機設計研究院開發的數值模擬方法，選取性能計算狀態點，對某飛機短艙防冰系統的防冰性能進行評估。

1 計算方法

1.1 短艙防冰計算原理

短艙防冰系統防冰原理為：飛機發動機短艙唇口處蒙皮外部熱載荷和內部加熱熱流導致蒙皮內外表面溫度差，在蒙皮中形成導熱熱流，通過導熱熱流，將防冰腔內部加熱熱流傳遞到蒙皮外表面，使外表面溫度升高到冰點以上，達到防冰目的。

其中外部熱載荷可用公式表示為：

1.2 計算方法與思路

本文進行的計算內容包括：外部流場計算、水滴撞擊特性計算、防冰腔內部流場計算以及防冰內外表面耦合計算，最終得到發動機短艙蒙皮表面溫度，評估系統的防冰性能。防冰計算具體流程如下：

1）使用ICEM軟件進行計算網格劃分，包括外部流動網格和內部流動網格；

2）使用FLUENT軟件進行外流場和水滴撞擊特性計算，防護表面壓力系數、局部水收集系數等參數；

3）使用FLOWMASTER軟件進行防冰管路一維流動計算，得到笛形管射流噴口參數；

4）使用FLUENT軟件進行防冰腔內部流動計算，得到內部流動參數；

5）使用FLUENT軟件UDF進行內外耦合計算，得到表面溫度分布。

具體計算流程如圖1所示：

1.3 短艙計算模型

1.3.1 防冰管路計算模型

防冰管路的流動仿真計算通過FLOWMASTER軟件實現，具體方法為：將防冰管路的3D模型進行簡化，建立計算網絡和相應邊界條件，計算得到網絡末端笛形管各噴孔處的溫度、壓力參數。防冰管路的FLOWMASTER網絡模型如圖2所示。

1.3.2 短艙防冰系統計算模型

飛機外流場和防冰腔內流場計算采用ICEM軟件繪制，外流場采用非結構化網格，總數300萬，防冰腔內流場采用結構化網格，總數965萬，在笛形管噴孔區域進行局部加密處理，3D模型和網格剖面見圖3。

2 計算結果與分析

計算狀態說明：

本文利用上述短艙防冰系統防冰性能計算方法，選取CCAR25 附錄C規定的結冰條件下的計算狀態點，對短艙防冰系統在連續最大結冰條件下和間斷最大結冰條件下的防冰性能進行分析，評估短艙防冰系統的防冰性能。

本文分別在連續最大結冰條件下和間斷最大結冰條件下選取2個不同飛行高度、飛行速度、液態水含量的狀態點進行短艙防冰性能分析。具體參數詳見表1和表2。

3 計算結果

在防冰性能評估方面，通常使用防冰表面溫度作為性能指標。

本文選取短艙蒙皮0°、90°、180°、225°、270°截面的表面溫度性能計算結果進行分析，選取的溫度截面位置如圖4所示。

不同狀態點下的計算結果如圖5-圖8所示，橫坐標為蒙皮外表面的弧長，s=0代表短艙前緣幾何駐點，s為負值時代表進氣道唇口內表面，s為正值時代表進氣道唇口外表面。

通過該計算結果可以看出，利用該計算方法得到的短艙蒙皮表面溫度值均高于0℃；且發動機短艙內側（s值為負值）表面溫度較外側高，原因是笛形管噴口朝向短艙內側蒙皮表面。

4 結論

本文利用上海飛機設計研究院開發的短艙防冰系統防冰性能計算方法，選取連續最大結冰條件下以及間斷最大結冰條件下的計算狀態點，對某飛機短艙防冰系統的防冰性能進行了評估。計算結果顯示，在選取的計算狀態點下，短艙蒙皮表面溫度值均高于0℃，各截面整體溫度分布趨勢與預期結果一致。計算結果表明短艙防冰系統在選取計算狀態點下滿足防冰性能。該數值仿真方法可作為后續短艙防冰系統性能評估的工具，指導短艙防冰系統設計研究工作。

【參考文獻】

[1]裘燮綱，韓鳳華.飛機防冰系統[M].航空專業教材編審組出版，1985，6.

[2]CCAR25-R3中國民用航空規章第25部運輸類飛機適航標準[S].中國：中國民用航空局，2001.

[責任編輯：湯靜]