機翼結(jié)冰分析與防除冰系統(tǒng)設計驗證

王海濤，毛玉坤

(西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072)

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機翼結(jié)冰分析與防除冰系統(tǒng)設計驗證

王海濤，毛玉坤

(西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072)

飛機在結(jié)冰條件下飛行時可能發(fā)生結(jié)冰，飛機一旦結(jié)冰，會對安全飛行帶來較大的隱患，如何降低飛機結(jié)冰帶來的危害已成為飛機設計研究的重點內(nèi)容。通過FENSAP-ICE對機翼進行數(shù)值模擬，并通過改進Messinger結(jié)冰熱力學模型模擬更加真實的飛行情況；分析不同飛行環(huán)境下，飛機結(jié)冰前后機翼氣動特性的變化，同時針對機翼設計一套防除冰系統(tǒng)并驗證其可行性。結(jié)果表明：飛行速度越大，機翼表面的局部水收集系數(shù)越大；環(huán)境溫度會影響機翼結(jié)冰的類型和結(jié)冰厚度，機翼發(fā)生結(jié)冰時，其升力系數(shù)減小、阻力系數(shù)增大，機翼的氣動特性受到嚴重的影響；設計的電熱防冰系統(tǒng)可以有效地預防機翼表面結(jié)冰，也可以進行周期性除冰。

飛機結(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冷水滴(Supercooled Droplets)，即溫度處于冰點以下的液態(tài)水滴。當飛機飛行在這類云層時，過冷水滴會撞擊在飛機的迎風部件表面，例如機翼前緣、發(fā)動機進氣道、駕駛艙玻璃以及各類機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。飛機一旦結(jié)冰，尤其是機翼結(jié)冰，不僅破壞了機翼的流線外形，使升力系數(shù)減小、阻力系數(shù)增大，還會嚴重影響飛機的氣動特性，從而影響飛機的穩(wěn)定性和操縱性。因此預防和解決飛機重要部件結(jié)冰問題，降低其帶來的危害已成為飛機設計研究的重點課題[1]。

數(shù)值模擬方法是飛機結(jié)冰研究最常用的方法，國外從20世紀50年代起，就開始使用數(shù)值模擬方法研究飛機迎風面的結(jié)冰過程和機理，設計飛機的防除冰系統(tǒng)，研究飛機迎風面結(jié)冰后對飛機飛行安全帶來的影響等。在國內(nèi)，飛機結(jié)冰研究起步較晚，但是隨著對飛機結(jié)冰研究的重視，國內(nèi)數(shù)值模擬研究也在不斷發(fā)展。易賢[2]用SIMPLE算法對二維定常不可壓粘流的時均N-S方程進行了求解，并進行了結(jié)冰計算，表明霜冰計算結(jié)果與試驗吻合較好之后，同時還給出了光冰計算的結(jié)果。陳維建[3]和張大林等[4]引入了第二代結(jié)冰預測軟件的思想，進行了霜狀冰的數(shù)值模擬。蔣勝矩[5]采用基于密度的方法求解N-S方程，Lagrange法求解水滴運動軌跡，應用Messiger模型模擬冰形增長，對NACA 0012機翼進行了結(jié)冰的數(shù)值模擬研究。

目前有關結(jié)冰的數(shù)值模擬都是對水滴撞擊以及結(jié)冰計算的研究分析，缺乏對飛機防除冰系統(tǒng)設計的研究。本文主要研究飛機機翼防除冰系統(tǒng)的設計和驗證。通過結(jié)冰數(shù)值模擬軟件FENSAP-ICE，采用帶黏性計算分析的N-S方程進行空氣流場求解；采用歐拉雙流體模型建立水滴運動方程；通過改進Messinger結(jié)冰熱力學模型，對冰層增長與其表面水膜流動進行耦合求解，同時對水膜流動建立控制方程與冰層增長并行計算，得到更加真實的結(jié)冰表面，模擬更加真實的飛行環(huán)境；通過FENSAP-CIE的共軛傳熱模塊CHT3D對機翼內(nèi)部結(jié)構進行建模，設計一套防除冰系統(tǒng)。

1 建立控制方程

1.1 空氣流場控制方程

(1) 連續(xù)性方程

(1)

式中：ρ為流體微元的密度；t為時間。

(2) 動量方程

=-δijp+τij

(2)

式中：σij為應力張量；p為靜壓；μ為動力粘度。

(3) 能量方程

(3)

式中：H為總焓；k為導熱系數(shù)。

1.2 水滴運動方程

(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算

影響過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水滴撞擊特性的影響，并分析結(jié)果。機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)就可以相應求出。因此，分析水滴撞擊特性主要就是獲得流場和機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水滴撞擊特性的影響，模擬三組數(shù)據(jù)：飛機飛行速度分別為50、75、100m/s；設定空氣中的液態(tài)水含量為0.000 75kg/m3，溫度為263.15K，飛機飛行攻角為6°，液滴直徑為20μm。經(jīng)過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，機翼的前緣靠近下表面部分的局部水收集系數(shù)相對機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，機翼表面的局部水收集系數(shù)不斷變大，并且機翼表面的水收集區(qū)域也會變大，這是因為水滴在靠近機翼表面運動時，由于受到慣性力的作用，水滴運動軌跡不會和空氣一樣劇烈彎曲，水滴會偏離氣流流線，撞擊在機翼表面[4]；當飛行速度較小時，水滴的慣性力相對其受到的粘性力較小，故撞擊在機翼表面的水滴較少；隨著飛行速度的變大，慣性力逐漸變大，撞擊在機翼表面的水滴越多，局部水收集系數(shù)越大。

經(jīng)過模擬得出的水滴撞擊極限位置如圖2所示。

圖2 不同速度下水滴運動軌跡

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

為了分析環(huán)境溫度對水滴撞擊特性的影響，模擬兩組數(shù)據(jù)：飛機所在的環(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 不同溫度下水滴運動軌跡

從圖3可以看出：水滴集中撞擊在機翼前緣部分，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，表明溫度的變化對于水滴密度的變化影響較小；慣性力變化很小，從而對水滴的運動軌跡影響很小，因此不同溫度時機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 機翼結(jié)冰算例分析

為了研究不同溫度和時間下翼型的結(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：當溫度為-25、-15 ℃，過冷水滴撞擊在機翼表面時，表面沒有水膜流動，水滴直接凝結(jié)在機翼表面，此時結(jié)冰類型為霜冰，而此時結(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，機翼結(jié)此類冰型危害較混合冰、明冰更小[7]；當溫度升高至-10 ℃時，撞擊在機翼表面的過冷水滴并沒有完全凍結(jié)，表面存在水膜流動，水膜在流動的過程中容易在滯止區(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，機翼表面結(jié)冰類型為混合冰；隨著溫度繼續(xù)升高至-5 ℃時，機翼表面的水膜流動現(xiàn)象更加明顯，未凍結(jié)的過冷水滴繼續(xù)往滯止區(qū)下游流動，使得冰角逐漸下移，此時表面結(jié)冰類型為明冰。

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

(a) 結(jié)冰時間為1 min

(b) 結(jié)冰時間為2 min

(c) 結(jié)冰時間為3 min

(d) 結(jié)冰時間為5 min

從圖6可以看出：結(jié)冰時間越長，結(jié)冰冰層厚度就會越大；當結(jié)冰時間為1min時，機翼表面的冰層已經(jīng)超過了3mm，以結(jié)冰強度來衡量，一分鐘內(nèi)結(jié)冰厚度達到2mm屬于強積冰，因此隨著時間的增加，機翼表面結(jié)冰一直屬于強結(jié)冰，并且結(jié)冰越來越強，對機翼存在很大危害；若以結(jié)冰程度來衡量，結(jié)冰時間為1min時，機翼表面最大結(jié)冰厚度小于5mm，屬于弱積冰；結(jié)冰時間為2、3、5min時，最大結(jié)冰厚度在5～15mm之間，屬于輕度積冰[8-9]。

4 結(jié)冰對機翼氣動特性的影響

通過模擬分析機翼結(jié)冰后氣動外形對機翼性能的影響，機翼結(jié)冰前后表面流線的變化如圖7所示，結(jié)冰嚴重造成的氣旋如圖8所示。

(a) 結(jié)冰前

(b) 結(jié)冰后

圖8 結(jié)冰嚴重造成的氣旋

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

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

圖9 機翼結(jié)冰前后升力系數(shù)對比圖

圖10 機翼結(jié)冰前后阻力系數(shù)對比圖

從圖9～圖10可以看出：機翼結(jié)冰后，升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)增大；機翼表面出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象后，在迎角較小時出現(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°時開始呈線性增長，而機翼結(jié)冰后的阻力系數(shù)在迎角為8°時就幾乎呈線性增長了。由此可知，機翼結(jié)冰后，升力系數(shù)減小，而阻力系數(shù)增大，為保持飛機的正常飛行，必須重視機翼防除冰系統(tǒng)的研究[11]。

5 機翼防除冰系統(tǒng)的設計與驗證

飛機機翼結(jié)冰后對其的氣動特性影響很大，因此對飛機的防除冰研究也非常重要。飛機的防除冰主要包括加熱防除冰、化學防除冰和機械防除冰[12-14]。本文對電熱防除冰方法進行分析，通過對機翼前緣的電熱防除冰系統(tǒng)進行設計，在機翼前緣的蒙皮內(nèi)布置電加熱元件，通過控制加熱元件來改變機翼表面的溫度，從而達到防除冰的目的。在機翼前緣的蒙皮內(nèi)設置5個加熱墊，如圖11所示。通過對加熱墊的開啟和關閉可以形成一個簡單的加熱系統(tǒng)，使蒙皮外表面溫度高于凍結(jié)溫度，以達到防除冰的目的。

圖11 蒙皮單元內(nèi)加熱墊分布

5.1 熱傳遞方程

加熱墊的加熱過程是一個熱傳遞的動態(tài)過程，熱傳遞的偏微分方程為

(8)

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

給定時間步長，從一個初始溫度T和初始焓值H開始，熱量傳遞方程通過迭代方法進行求解，直到與新溫度Tnew與新焓值Hnew對應的溫度相匹配。其中：

Tnew=Told+ΔT

(9)

Hnew=Hold+ΔH=Hold+CpΔT

(10)

5.2 模型建立

機翼蒙皮內(nèi)防除冰系統(tǒng)模型結(jié)構如圖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個矩形幾何加熱墊(A、B、C、D、E)。幾何加熱墊的熱通量設置為32 000 W/m2，加熱墊的厚度可忽略不計。以D-E-C-B-A的順序?qū)γ總€加熱墊依次加熱，時間為10 s，一個周期為60 s。

圖12 內(nèi)嵌加熱元件的蒙皮模型

5.3 試驗過程及結(jié)果

模擬試驗時，首先打開D加熱墊，10 s后，關閉D加熱墊，開啟E加熱墊，第二個10 s后，關閉E加熱墊，以此類推，每隔10 s關閉前一個加熱墊，打開后一個加熱墊，50 s過后，關閉所有的加熱墊保持10 s，記錄每個時間段的溫度變化，得出的最終數(shù)據(jù)與國內(nèi)外文獻數(shù)據(jù)進行對比，試驗結(jié)果如圖13所示。

(a) 10 s時

(b) 20 s時

(c) 30 s時

(d) 40 s時

(e) 50 s時

(f) 60 s時

從圖13可以看出：一個加熱周期過后，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；機翼表面的冰層隨著溫度升高逐漸融化，冰層與機翼表面的結(jié)合力逐漸減小，此時飛機飛行時在氣動力、離心力等外力或者振動的作用下，冰層開始脫落，從而達到除冰的效果[15-16]。

6 結(jié) 論

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

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

(3) 機翼結(jié)冰對于飛行安全有重要的影響，本文設計的電熱防除冰系統(tǒng)能夠有效地預防機翼表面結(jié)冰，并能進行周期性除冰。

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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：飛行器設計、適航技術與研究、載運工具與運用工程。

毛玉坤(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛機防除冰技術。