基于合成熱射流的機翼除冰實驗研究

蔣 浩,金 龍,牛上維,夏智勛,羅振兵

(國防科學技術大學 航天科學與工程學院,長沙 410073)

基于合成熱射流的機翼除冰實驗研究

蔣 浩,金 龍,牛上維,夏智勛,羅振兵*

(國防科學技術大學 航天科學與工程學院,長沙 410073)

在人工結冰條件下,利用合成雙射流激勵器與電熱貼片形成合成熱射流激勵器,開展合成熱射流機翼除冰試驗,驗證合成熱射流機翼除冰方案的可行性,同時分別研究除冰的環境溫度和射流出口通道開縫角度對機翼除冰效果的影響。研究表明:合成熱射流方案與純加熱方案相比,除冰時間能夠減少25.0%～36.4%。合成雙射流能夠促進熱能的擴散,加速機翼表面開縫附近冰的融化,使得合成熱射流有較好的除冰效果,且出口通道開縫角度與表面積冰越垂直,加速除冰效果越明顯。

合成熱射流;機翼;低溫環境;除冰;實驗

0 引 言

結冰現象普遍存在于工程實踐和應用當中,例如高壓輸電、軌道交通和風力發電等,特別是當飛機在低于冰點的結冰氣象條件下飛行時,過冷水滴碰到機體后會在機翼、進氣道等部位凍結,其中機翼是飛機主要的升力裝置,其結冰危害性很大。風洞試驗表明:在機翼前緣或上表面增加約1mm的粗糙霜、雪和冰的沉積物可使升力減少30%以上,阻力增加50%以上[1]。為避免結冰事故的發生,保證飛行安全,通常會在飛機上安裝冰防護系統,目前大型飛機如客機已應用有成熟的防除冰系統,而對于一些如無人機等小型飛行器,由于飛行速度低、長時間處于結冰環境且自身攜帶的防除冰能量有限,防除冰問題較為嚴重。因此,亟需發展輕小型化、高效、低能耗防除冰技術。

研究和探索有效的機翼防除冰方法一直受到國內外學者的普遍關注,目前傳統的飛機防冰除冰技術可分為液體防冰、機械除冰(氣動帶除冰、電脈沖除冰)和熱力防除冰(電熱除冰、氣熱防冰)3種[2]。

液體防冰技術利用防除冰液來降低液體冰點、提高飛機表面疏水性和抑制金屬腐蝕[3],但其攜帶質量大、使用效率低、環境污染嚴重。機械除冰技術利用蒙皮形變對冰層施加剪切應力使積冰脫落,國內近年來在電脈沖除冰的理論研究、計算方法與實驗探索上取得了一定的創新與突破[4]。熱力防除冰通過給蒙皮傳熱傳質來防除冰,目前大型飛機氣熱防除冰領域的一個研究熱點為防冰系統結構優化[5]。電熱除冰通常采用周期性的方式將電能轉化成熱能,通過固壁材料傳遞到蒙皮表面的熱量和氣動力共同除冰,相關研究發現高功率周期性加熱方式比低功率連續性加熱方式更為經濟有效[6]。

除了傳統的防除冰技術,國內外學者也在積極探索開發新原理、新技術和新材料。Daniel等[7]設計了一種形狀記憶合金除冰系統,利用形狀記憶合金在溫度變化下收縮、膨脹的特性去除表面冰層。Buschhorn等[8]使用碳纖維鎳金屬鍍層來制作電熱元件,使得電熱除冰系統具有更高密度熱流和除冰效率。美國亞利桑那州州立大學交叉學科研究中心研究員受到毒蛙皮膚啟發,仿生開發出一種新型雙層式除冰涂層,能夠有效減少防凍劑的浪費[9]。蔡晉生等[10]發明了一種介質阻擋放電等離子體除積冰的方法,通過在飛行器蒙皮易結冰部位固定等離子體激勵器,利用介質阻擋放電產生的熱效應對飛行器蒙皮進行除冰。

最近有學者提出將主動流動控制中的合成射流技術應用到防除冰領域,其展現的可分布式、小型化、電控等特點有望解決小型飛行器防除冰問題。2013年Nikisha等[11-13]提出利用底部加熱的合成射流激勵器進行結冰控制的思想,該方法通過在斜劈表面下鑲嵌數個加熱的合成射流激勵器產生的周期性微型噴流,阻礙過冷水滴與機翼表面的碰撞而實現防冰的效果。

而合成射流技術中較為先進的是壓電式合成雙射流技術[14-15],該技術的核心元件是合成雙射流激勵器,其由2個腔體和2個出口共享1個振動膜構成,具有能量效率和射流頻率倍增的特點,因而在防除冰領域中的應用前景更為突出。2016年李玉杰[16]采用合成雙射流激勵器對冷面上水珠結霜結冰后的除霜過程進行了實驗研究,實驗中利用-30℃的半導體制冷片作為冷面,在水滴結冰結霜后啟動合成雙射流激勵器,利用合成雙射流激勵器將溫度為室溫的合成雙射流對凝固冰珠進行強迫對流換熱,從微觀角度驗證了合成雙射流的除冰能力。為進一步揭示合成雙射流激勵器對機翼的除冰效果和除冰機理,本文利用設計和搭建的地面試驗平臺,開展了基于熱力條件下的合成雙射流機翼除冰的實驗研究。

1 實驗設備及實驗過程

1.1 實驗設備

如圖1所示,合成熱射流機翼除冰系統由地面低溫環境下的機翼模型、合成雙射流激勵器系統和觀測系統組成。

圖1 實驗系統示意圖Fig.1 The sketch map of the experimental system

為模擬高空低溫環境,地面除冰試驗在低溫環境中進行,地面低溫環境由制冷設備實現,采用溫度控制范圍為-20～0℃的低溫冰柜。

合成雙射流激勵器及其控制系統主要由4部分組成:合成雙射流激勵器、信號發生器、壓電陶瓷驅動電源和示波器。信號發生器產生波形、幅值及頻率可調的電壓信號,該信號經壓電陶瓷驅動電源放大后為合成雙射流激勵器提供工作所需的能源,同時示波器用來觀察加載于激勵器的電壓信號,本實驗激勵器信號采用頻率400Hz、電壓±180V的正弦波。激勵器內部固支的壓電片在交流電壓的驅動下伸縮變形實現上下振動,從而激發腔體內部流動并在雙出口處產生合成雙射流。

圖2 合成雙射流激勵器Fig.2 The dual synthetic jet actuator

圖2為激勵器示意圖,實驗中合成雙射流激勵器長64mm、寬59mm、高12.5mm,激勵器正面有2個長20mm、寬2mm的長方形射流出口縫,上下腔體體積相等,為9120mm3。同時在激勵器背面貼裝電熱片,電熱片工作參數為電壓20.00V,電流1.00A。

為了了解合成雙射流激勵器的工作特性,在進行除冰實驗之前對激勵器的流場特性進行了PIV實驗測量,圖3給出激勵器在除冰工作條件下1個周期內出口附近的流場圖。

圖3是本實驗采用的合成雙射流激勵器的射流速度矢量和速度云圖1個周期的演變過程,時間間隔為T/8。如圖3所示,在激勵器下游近區,合成雙射流激勵器產生2股相位差為180°的射流,且速度峰值約為40m/s,每股射流的旋渦由于受到相鄰射流的吸引而向其傾斜。當合成雙射流激勵器左側出口的射流加速“吹”出時,右側出口的射流則加速“吸”入;當左側出口的射流減速“吹”出時,右側出口的射流減速“吸”入;當左側出口的射流加速“吸”入時,右側出口的射流加速“吹”出;當左側出口的射流減速“吸”入時,右側出口的射流減速“吹”出;當激勵器進入下一個工作周期也是如此。

圖3 周期內合成雙射流激勵器PIV實驗射流速度云矢圖Fig.3 Periodic velocity contour and vector maps of dual synthetic jet actuator

同時采用型號為WRE-013,規格Φ3×100/1000mm的熱電偶和熱電阻對加熱后的激勵器熱特性進行了點測量,發現二者的測量值接近。在溫度為T=-15℃的環境中測得底部電熱片穩定工作表面溫度約為40℃,而由于激勵器金屬導熱能力比較強,電熱片一部分熱量被接觸的基底通過導熱散失掉,激勵器金屬表面溫度約為20℃,激勵器工作時出口附近熱射流溫度峰值約為10℃。

結冰機翼模型采用NACA0015翼型,弦長為500mm,機翼模型示意圖如圖4所示,機翼模型內部開有能夠鑲嵌下激勵器的槽,機翼模型的2個射流開縫分別與激勵器的長方形射流出口對接,機翼模型的2個射流開縫與翼型弦長方向夾角為θ,本實驗設計了3種角度,分別是17.5°、30°和90°。由于研究的結冰區域只在機翼模型的開縫附近,故加工的模型只截取機翼的前緣上半段部分。

1.2 實驗過程

合成熱射流除冰實驗中設有不同的小組,對應的變量為環境溫度和機翼射流開縫角度,以下為T=-15℃,θ=90°小組的實驗過程:

(1)將冰箱溫度調至-20℃,選擇開口角度θ=90°的機翼模型,在該機翼模型表面的氣流出口處凍結6mm厚的4cm×3cm的長方體冰層,凍結時間為2h;

(2)固定機翼模型和電子顯微鏡的擺放位置,使電子顯微鏡水平正對機翼表面開縫處結冰區域,并對電子顯微鏡進行調焦和標定;

(3)正確連接合成熱射流激勵器系統的線路,并檢查各儀器是否正常工作,設置信號發生器、示波器及壓電陶瓷驅動電源參數,保證合成雙射流激勵器能夠正常工作,工作電壓180V,頻率400Hz,調試好后關閉;

(4)打開激勵器電熱片電源,參數設置為電壓20.00V,電流1.00A,對激勵器腔體進行預熱,同時調整冰箱溫度至實驗所需的-15℃并達到穩定;

(5)實驗設備準備完畢后,迅速將預熱完畢的激勵器放入冰箱內的機翼模型中,將激勵器固定在確定的位置。

(6)同時開啟激勵器和加熱片電源并使用電子顯微鏡開始錄制,記錄機翼模型表面冰層去除的變化過程。

(7)待機翼模型表面冰層完全去除后,關閉電子顯微鏡,記錄環境溫度、濕度,然后關閉激勵器以及加熱片電源。

圖4 機翼模型示意圖Fig.4 The picture of airfoil model

2 實驗現象及分析

實驗過程中,環境的相對濕度和溫度分別為43±1.5%,-15±1.0℃。實驗分為2個過程:(1)先將連接好的機翼模型放置于低溫冰箱結冰環境內,在機翼模型表面開縫附近通過水圍的方式滴水結冰,凍結2h至冰形不再改變;(2)開啟電加熱片,將預熱完畢的合成雙射流激勵器置入機翼模型,并開啟激勵器工作。實驗研究了環境溫度和機翼射流開縫角度2種變量對除冰的影響。

2.1 3種環境溫度下熱射流除冰

如圖5所示,當環境溫度為-15℃時,6mm厚度的冰層在合成雙射流的加熱和機翼表面的升溫雙重作用下融化,靠近機翼模型表面的冰層先融化,當冰層融化到足夠薄時,合成雙射流沖破冰層,最終在實驗開始140s后完全融化。

圖5 合成熱射流除冰過程Fig.5 The process of de-icing using heated DSJA

實驗還在-5和-10℃的環境溫度下使用合成熱射流對機翼結冰進行了觀察,3種環境溫度得到的冰層厚度隨時間的變化關系如圖6所示。

圖6 不同環境溫度下冰層厚度隨時間變化圖Fig.6 The change of ice thickness under different environment temperatures

由圖6可知,在T=-5℃時,除冰時間為85s,T=-10℃時,除冰時間為120s,T=-15℃時,除冰時間為140s,故溫度越低,除冰速度越慢,這說明低溫環境增加了機翼除冰的難度。同時,排除實驗誤差的干擾,對數據進行擬合,隨著時間增加,3種溫度下的除冰速率都呈現“兩段式”的變化規律,即先慢后快的規律,它們的除冰速率拐點位置如表1所示。

表1 不同環境溫度下熱射流除冰速率拐點Table 1 Turning point of de-icing velocity at different environment temperatures

在T=-5、-10和-15℃時,除冰速率拐點分別在除冰進程中的60s(70.6%)、85s(70.8%)和85s(60.7%)出現,分析可知,除冰速率拐點出現在除冰的中后程,并且主要與冰層厚度有關。3種環境溫度除冰速率拐點分別出現在冰層厚度為2.2、2.0和2.6mm,當冰層厚度介于2～3mm時,冰層中含水量升高,冰層的材料性質發生改變,導致除冰速率增加,但是拐點前后除冰速率接近定值。在拐點之后,冰層在熱射流的作用下擾動增加,除冰速度加快,臨近完全除冰前開縫處有一個破冰吹除的現象,如圖7所示。

圖7 冰層破冰吹除Fig.7 The blowing down of ice sheet

2.2 純加熱和純射流除冰

另外為研究合成射流和加熱各自對除冰的作用,分析除冰過程中的能量傳遞,分別進行了合成射流單獨除冰、單獨加熱除冰的實驗,除冰的時間對比如表2所示。

表2 不同環境溫度下3種方案除冰時間Table 2 De-icing time of three cases at different environment temperatures

通過除冰時間可以看出,實驗結果中熱射流與純加熱方案相比,除冰時間能夠減少25.0%～36.4%,然而單純使用合成雙射流時,冰層沒有融化,因為除冰的實質是熱量的輸運,使得冰層受熱而發生相變,而在沒有內部熱源的情況下,合成射流并不會增加冰層的熱能。

為了進一步研究除冰過程中的融冰機理,采取了2個角度進行了拍攝:第1個角度采用更近距離、更高放大倍數觀察冰層,如圖8(a)所示;第2個角度是在冰層斜上方拍攝,如圖8(b)所示。

圖8 冰層融化圖Fig.8 The melting of ice sheet

合成熱射流工作,與物面接觸的冰層受到機翼模型的傳熱和機翼模型開縫內部的強迫對流換熱,使得靠近的冰層發生了相變并形成了一層很薄的水膜。由于水膜溫度較上部分冰層高及上下的水分子濃度差,水分子穿過冰層內部的間隙,向上發生擴散,這個過程為質量傳遞。伴隨著底部冰層的吸熱融化,水分子將底部熱量也帶到較上的冰層,形成了冰水混合層并改變了冰層的材料性質,因此質量傳遞的同時,也產生能量傳遞,圖8(a)中下層較為深色的部分為水膜侵入上部分冰層形成。

以冰層為研究對象,分析冰層的能量傳遞過程,如圖9所示,冰層在受熱條件下的能量方程為:

式中:qi是冰層融解吸收的熱量;qa1是腔體開縫處與冰層的強迫對流換熱的熱量;qn是冰層與底部接觸面傳導的熱量;qe是冰層升華以及水蒸發散走的熱量;qa2是冰層與環境的自然對流換熱的熱量。

冰層覆蓋在有激勵器開縫出口的機翼模型表面,接收的能量分為2部分,第1部分是激勵器底部電加熱片-鋁合金-冰層的路線傳遞的熱量,第2部分是激勵器底部電加熱片-激勵器內部空氣-開縫-冰層的路線傳遞的熱量。雖然金屬的導熱能力遠遠比空氣的導熱能力強,但由于腔體內部的膜片振動引起了壓力脈動,導致腔體內部發生強迫對流換熱,使得電加熱片產生的熱量傳導得更快,故表2中3種溫度條件下熱射流均提升了除冰效果,而不開啟電加熱只有單獨的腔內膜片振動,沒有能量傳輸無法使冰融化。

圖9冰層能量傳遞圖Fig.9 The energy transportation of ice sheet

2.3 3種開縫角度除冰

采取3種合成熱射流開縫角度在-15℃條件下進行了實驗,得到的除冰時間如表3所示。

表3 T=-15℃下3種不同開縫角度實驗除冰時間Table 3 De-icing time of three different jet angles when T=-15℃

腔體至機翼表面的開縫長度可無量綱化表示為1/sinθ,可知開縫角度為17.5°時對應的開縫長度約為開縫角度為90°時對應的開縫長度的3.3倍,相應的除冰時間也從140s增加到了194s。結合式(1)的能量分析可知,不同的開縫角度不影響冰層與底部接觸面傳導的熱量qn,主要影響強迫對流換熱的熱量qa1。開縫角度越小,壁面的阻滯造成速度分量的損失,同時由于結冰條件下合成雙射流激勵器內部流動為低速流動,機翼模型內部孔縫越長,雷諾數越大,邊界層的粘滯作用越強,導致合成熱射流速度損失越大,能量擴散和輸運效果越差。

3 結 論

利用合成熱射流對機翼進行防冰控制[11-13]具有較好的應用前景,即在過冷來流中對機翼進行防冰,同時合成熱射流也一定的除冰效果,其展現的可分布式、小型化、電控等特點有望解決小型飛行器防除冰問題。本文采用合成熱射流對機翼除冰的效果進行了顯微可視化實驗研究。實驗結果表明:

(1)加熱的合成雙射流能夠有效除冰,且環境溫度越高,機翼表面和冰層同空氣自然對流換熱散失的能量越小,除冰速度越快,時間越短;

(2)合成雙射流單獨除冰效果不明顯,合成熱射流除冰的主要機理為金屬壁面導熱和開縫處空氣與冰層的強迫對流換熱,使用加熱條件下的合成雙射流能夠加速電熱片產生的熱能向積冰的傳遞,因而加快電熱除冰速度;

(3)3種機翼射流開縫角度比較,與機翼弦長呈90°時除冰效果最明顯,這樣可以減少開縫角度產生的速度分量阻滯及開縫壁面邊界層的粘滯作用,最大程度減少合成雙射流的速度損失。

在機翼模型除冰實驗過程中,由于電熱貼片發熱功率有限、機翼模型與實際飛機機翼結構的差異,且電熱片較大部分熱量被基底散失,得到的除冰時間仍不理想,距離工程應用有一定差距,為提高合成熱射流的除冰能力,下一步可重點開展以下工作:

(1)采用更接近機翼蒙皮實際的結構,并進行過冷來流條件下的合成熱射流除冰實驗;

(2)對合成熱射流機翼除冰過程進行流固耦合數值模擬,定量研究不同射流角度對應的內部空隙長度與除冰時間的關系;

(3)優化結冰氣象條件下合成射流激勵器工作參數,如激勵器工作電壓、頻率、電熱片位置、激勵器位置等,提高激勵器的工作性能。

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Experimental analysis of de-icing on airfoil using heated dual synthetic jet actuators

Jiang Hao,Jin Long,Niu Shangwei,Xia Zhixun,Luo Zhenbing*
(College of Aerospace Science and Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China)

Under the condition of artificial freezing,experiments of de-icing on airfoil using a heated dual synthetic jet actuator have been carried out.The practicability of de-icing using the heated dual synthetic jet actuator has been proved and the influence of the environment temperature and ventilating angle was then studied respectively.Compared to the heated airfoil model without a dual synthetic jet actuator,the dual synthetic jet actuator helps to decrease the de-icing time by about 25.0%to 36.4%.As the dual synthetic jet actuator promotes heat diffusion and thus helps accelerating the de-icing process on the airfoil model,it is thus preferable to use the heated dual synthetic jet in flight de-icing.What’s more,experiment also reveals that the de-icing effect is better when the ventilating angle is close to 90°.

heated dual synthetic jet;airfoil;low-temperature environment;de-icing;experiment

V211.71;O358

:A

(編輯:張巧蕓)

2016-10-31;

:2017-01-11

*通信作者E-mail:luozhenbing@163.com

Jiang H,Jin L,Niu SW,et al.Experimental analysis of de-icing on airfoil using heated dual synthetic jet actuators.Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2017,31(3):94-100.蔣 浩,金 龍,牛上維,等.基于合成熱射流的機翼除冰實驗研究.實驗流體力學,2017,31(3):94-100.

1672-9897(2017)03-0094-07

10.11729/syltlx20160167

蔣 浩(1992-),男,四川茂縣人,碩士研究生。研究方向:飛機防除冰。通信地址:湖南省長沙市開福區國防科技大學(410073)。E-mail:jiangjeb@163.com