表面凸起對機翼熱氣防冰腔內換熱強化的影響

郭之強， 鄭梅， 董威，*， 朱劍鋆

1.上海交通大學 機械與動力工程學院， 上海 200240 2.中國航發商用航空發動機有限責任公司， 上海 201108

表面凸起對機翼熱氣防冰腔內換熱強化的影響

郭之強1， 鄭梅1， 董威1，*， 朱劍鋆2

1.上海交通大學 機械與動力工程學院， 上海 200240 2.中國航發商用航空發動機有限責任公司， 上海 201108

采用數值模擬對比研究了光滑表面和具有表面凸起結構熱氣防冰腔內湍流流動的換熱特性。機翼防冰腔內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。為了強化射流沖擊光滑表面的流動換熱，在防冰腔內表面正對射流孔的射流沖擊區，設計了表面凸起結構，用來強化射流對壁面的沖擊換熱效果并起到引流作用。通過改變射流孔射流角度研究了射流角度對傳熱特性的影響。計算結果表明：與光滑防冰腔內表面射流沖擊換熱相比，表面凸起結構可以將均勻發散的壁面射流集中為高速壁面射流，提高壁面射流區的對流換熱系數，從而增強射流沖擊換熱效果，機翼前緣的強化換熱效果尤為明顯。

熱氣防冰； 沖擊射流； 表面凸起； 強化換熱； 數值模擬

熱氣防冰腔系統作為一種有效的機翼防冰手段，一直廣泛應用在航空飛行器上。熱氣系統在工作時從航空發動機中抽取部分熱氣對部件表面進行加熱以達到防冰的目的，防冰腔引氣量的大小會直接影響航空發動機的熱效率，所以開展防冰腔內強化換熱研究以減少熱氣引氣量是十分必要的。

國外很早就開展了笛形管和射流沖擊彎曲表面的實驗研究[1-2]，當時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上，開始著手研究射流沖擊彎曲表面和平板之間的區別[3-4]。Hrycak[3-4]的試驗結果表明：當雷諾數為12 000～88 000，射流沖擊小彎曲率的彎曲表面時，滯止點處對流換熱系數彎曲表面要高于平板，且總的對流換熱系數也高于平板；對于高彎曲率的彎曲表面，在流體沖擊換熱時存在流體的卷吸現象[5-8]。為了增強射流表面的對流換熱效果，提高射流換熱效率，研究人員從提高射流壁面流動的摻混力度增強流動的湍流特性入手，針對多孔射流沖擊表面做了深入研究[9-11]，研究參數主要包括：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轉速等。

相對于試驗而言數值計算成本相對較低，可較為詳細地展示防冰腔內部流體的流動狀態，因此越來越多的學者開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值計算方法；二是通過數值模擬優化笛形管防冰腔系統。Mujumdar等[12-15]通過數值計算的方法研究湍流模型對射流沖擊表面對流換熱系數預測準確度的影響，并且在原有的湍流模型上加以改進。總的來說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特性，湍流模型的使用還有待改善。通過對射流沖擊換熱湍流模型的研究，研究人員基本鎖定了改進的k-ε湍流模型和剪切應力輸運(SST)k-ω湍流模型作為數值計算采用的湍流模型，用數值計算的方法研究在不同幾何和不同流體參數狀態下，射流流體的傳熱傳質特性。Kumar等[16]數值研究了射流孔雷諾數、射流孔距壁面距離及孔間距等對射流表面對流換熱系數和壁面壓力分布的影響。其結果表明：在增加出口雷諾數、減小射流孔到壁面距離和減小孔間距的情況下，壁面對流換熱系數隨之增加；Sharif和Mothe[17]數值模擬研究了出口雷諾數對表面對流換熱系數的影響，并且通過耦合數值數據得到了關于平均表面對流換熱系數的經驗公式。Mattos和Oliveira[18]使用商業軟件Fluent耦合計算了防冰系統的內外場對流換熱情況。Planquart[19]通過試驗和數值的方法對機翼前緣的熱氣防冰結構進行了結構優化。Liu和Hua[20]建立了一套完整的熱氣防冰腔結構，通過Fluent軟件求解三維Navier-Stokes方程，分析了內外場熱流量和固壁間的導熱性能，以及在外場改變的情況下，蒙皮表面溫度、表面對流換熱系數的變化情況。Fregeau等[21]通過數值方法研究了多排射流孔沖擊凹表面的對流換熱效果。Wang[22]提到了一種用于笛形管結構優化設計的方法，在同時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的函數。

國內近年來也開展了關于熱氣防冰系統的研究。主要包括裘燮綱[23]、梁青深[24]等關于微引射熱氣防冰腔的研究，使用微引射優化熱氣防冰腔防冰性能;卜雪琴等[25]關于笛形管熱氣防冰系統結構優化的數值研究。

本文從射流表面結構出發，分析研究了結構表面對防冰腔內流體傳熱傳質特性的影響。利用數值模擬方法，計算了兩種不同防冰腔結構，研究了凸起結構表面對射流沖擊強化換熱的影響。通過改變射流角度，分析了在不同射流角度下，表面凸起結構對熱氣防冰腔防冰性能的影響。數值計算結果表明，表面凸起結構可以將均勻發散的壁面射流集中為高速壁面射流，提高壁面射流區的對流換熱系數，從而增強射流沖擊換熱效果，表面凸起結構對機翼前緣起到很好的強化換熱效果。通過采用表面凸起結構可以改進機翼防冰腔的熱氣防冰效果，為熱氣防冰優化設計提供參考。

1 射流沖擊換熱流動物理模型

圖1 射流流動狀態
Fig.1 Flow state of jet

自由射流區內流體的流動特性與自由射流相同，射流以初始速度u0自噴口處射出后，在該區由于射流的卷吸效應，射流流體連帶著周圍的靜止流體一起運動。隨著自由射流的發展被卷吸的流體越來越多，射流邊界也隨之不斷地向兩側擴展。在此過程中，由于靜止流體與射流的摻混，產生了對射流的阻力，使得射流邊緣部分流速下降，但是射流的勢流核心區仍然保持著原出口流速u0。此外，自由射流中的壓強可以認為等于周圍流體的壓強。根據這一特性，射流中的壓力p沿X方向沒有變化，即?p/?X=0。

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

壁面射流區由于流動特性呈現壁面射流特性，隨著流體的流動發展，射流流體出現明顯的壁面邊界層，所以在該區域可以設置適當的擾流片，以破化邊界層達到強化換熱的效果。

從壓力分布來看，射流沖擊區和壁面射流區之間的過渡存在很大的壓力梯度。本文基于此對笛形管射流沖擊換熱結構進行了優化。在沖擊區和壁面射流區的過渡位置增加了壁面凸起結構。利用射流沖擊區流體的高壓特性，加速壁面射流流體，破壞壁面射流區流動邊界層，提高流體湍動能，進而增強了壁面射流區的對流換熱效果。

2 機翼熱氣防冰腔幾何模型

經典的熱氣防冰腔結構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(機翼內表面)。熱氣從發動機中引出后進入笛形管，熱氣在笛形管流動過程中由沖擊孔排出，射流沖擊加熱機翼內表面。

在醫療保健方面，美國擁有市場化的醫療保險計劃以及保健網絡。在美國政府的全力支持下，民眾的醫療保健服務質量將得到進一步提升。其中，2015年美國創新戰略通過大力推動醫療技術和服務創新來改善醫療質量，此外，美國政府將通過建立醫療保障及醫療補助改革中心來探索新型的醫療護理模式。

圖2(a)為機翼NACA23014模型，C為該計算翼型弦長，±S為機翼駐點處到機翼表面的弧長，上表面為正(+)，下表面為負(-)。為方便研究熱氣防冰腔的防冰性能，在計算中只選取了機翼前緣擁有熱氣防冰腔的部分結構進行數值模擬。圖2(b)～圖2(d)為數值計算基準模型，機翼蒙皮厚度為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，所計算熱氣防冰腔系統具有三排直徑為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翼展向截面上。笛形管直徑為38 mm，計算域笛形管的長度為132 mm。

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

在基準模型的基礎上，對熱氣防冰腔模型進行了改進，如圖3所示，在正對射流孔位置添加了壁面凸起結構，其他尺寸與基準模型相同。該壁面凸起結構由4個3 mm×3 mm的矩形小塊組成，在這4個矩形小塊之間留有2 mm的熱氣流道，以此來引導熱氣順著流道加速流動，將均勻發散的壁面射流集中為高速壁面射流。

圖3 帶有壁面凸起結構的熱氣防冰腔
Fig.3 Hot air anti-icing cavity with convex structure on wall

3 數值計算

使用ANSYS-ICEM網格生成工具生成的六面體網格，如圖4所示。圖4(a)為基準模型網格，圖4(b)為帶表面凸起模型網格。兩套網格采用了相同的網格劃分方法和加密方式。在近壁面處劃分了壁面邊界層網格，對近壁面網格進行了加密。網格總數約為700萬。圖4(c)為壁面凸起結構的網格，為了保證計算的準確性該凸起的近壁面網格也做了相應的加密處理。

數值計算采用ANSYS-FLUENT作為計算工具，圖5為計算中所使用的邊界條件。考慮到笛形管熱氣防冰系統的真實工作狀態，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[26]所使用的邊界條件，所以在數值模擬中將射流入口速度定為212.57 m/s，溫度設置為449.817 K。機翼的外表面以320 K的定壁溫作為邊界條件，在展向方向上設置平移周期邊界，出口采用壓力出口。

圖4 模型計算網格
Fig.4 Computational grid of model

圖5 邊界條件
Fig.5 Boundary conditions

計算采用二階迎風格式的SIMPLE算法進行了穩態數值模擬。考慮到射流熱氣的可壓縮性，數值模擬中使用了理想氣體狀態方程。

計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換熱而不是壁面函數，在流體的遠場位置使用標準的k-ω湍流模型。與傳統的k-ω模型相比，在保證壁面網格尺度要求下，SSTk-ω模型在計算中可以得到更精確的結果。

為了驗證防冰腔表面凸起對腔內換熱的影響，本文通過數值模擬對比了光滑表面和帶凸起表面熱氣防冰腔內流體的流動以及傳熱傳質特性，數值模擬分析的防冰腔結構參數如表1所示，表中幾何模型1為基準模型。

表1 模型結構參數Table 1 Parameters of model structure

4 計算結果與分析

針對表1的防冰腔結構，各算例的邊界條件相同，通過數值模擬獲得了4種結構防冰腔各截面上的對流換熱系數、速度場以及外表面熱流量的分布情況。

圖6以帶凸起結構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為計算域的中截面。

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

4.1 數值模型驗證

圖7為Z=-30.5 mm截面上本次數值計算所得結果與文獻[26]數值計算所得結果以及采用Goldstein經驗公式[27]所得壁面對流換熱系數h的對比曲線圖。

圖7 壁面對流換熱系數對比
Fig.7 Comparison of wall heat transfer coefficients

從圖7中可以發現，本文所得壁面對流換熱系數介于經驗公式和文獻[26]的計算結果之間，對流換熱系數的趨勢在兩個射流孔之間區域與文獻計算結果較接近，在兩射流孔外面區域與經驗公式得到的結果更接近一些，在駐點區域的對流換熱系數本文計算值略高。

4.2 表面凸起結構對換熱系數的影響

圖8為基準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 壁面對流換熱系數對比曲線圖，對流換熱系數的參考溫度為射流孔熱氣溫度。在這兩個截面上帶凸起表面在壁面射流區的對流換熱系數相較于光滑表面要高，但對射流沖擊區的對流換熱系數影響不大。從圖8可以看出，對比兩截面上對流換熱系數，0° 截面處壁面射流區對流換熱系數提升較多。

這兩個截面上壁面對流換熱系數產生變化的原因，主要是由于表面凸起結構改變了防冰腔內流體的流動狀態導致的。圖9(a)為光滑表面熱氣腔Z=35.5 mm截面上的流體流動速度云圖和流線圖，從圖中可以看出，在防冰前緣部位出現了明顯的渦旋，熱氣流一直被卷吸回流，導致對沖擊前緣加熱效果顯著而后緣加熱無力的情況。表面凸起結構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散流取代。帶表面凸起結構的防冰腔在該截面上的加熱特性得到了優化，有利于提高熱氣防冰效果。

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

圖8 Z=35.5, -30.5 mm截面上壁面對流換熱系數對比
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為帶表面凸起結構的防冰腔邊緣截面和兩個射流孔中截面處壁面對流換熱系數對比曲線圖。圖11(a)和圖11(c)分別為單孔處表面凸起結構邊緣區域和兩個射流孔處表面凸起結構邊緣區域對流換熱系數對比圖。

圖11 Z=31.5，2.5，-26.5 mm截面壁面對流換熱系數對比
Fig.11 Comparison of wall heat transfer coefficients for cross-section with Z=31.5， 2.5， -26.5 mm

圖11(b)是兩個射流孔中截面處壁面對流換熱系數對比曲線圖，從該圖可以看出由壁面凸起結構引導的高速流體顯著強化了機翼前緣區域的對流換熱效果。在流動后緣，由于流體在流動過程中較為集中，所以后緣區域的對流換熱系數有所下降。機翼防冰過程中，由于前緣水滴撞擊效率高，大量過冷水滴撞擊在該區域，因此前緣的防冰需熱量很大，在機翼前緣提高熱氣換熱效率非常重要。

圖12為表面凸起結構防冰腔內射流氣體的流線圖，從圖中可以看出，在表面凸起結構的邊緣區域由于存在流動“死區”，直接導致邊緣區的兩個截面上的壁面對流換熱系數出現一定下降，這對防冰腔的防冰性能產生了不利效果。但該區域只是突起邊緣很小一塊，從圖11(a)和圖11(b)中可以發現帶凸起表面對流換熱系數有小段下降區域，但很快對流換熱系數又回升，并且在后緣帶凸起表面對流換熱系數要強于光滑表面。所以該流動“死區”不會對笛形管熱氣防冰效果產生很大影響。

在真實的防除冰過程中，比較關注外表面的防冰熱流量。圖13對比了光滑表面和表面凸起結構熱氣防冰腔的外表面熱流密度分布。對比發現壁面凸起結構縮小了射流沖擊區的高熱流量區域，將高熱流量區域拉長了，特別是Y方向上的延展尤為明顯。這一現象使得熱流體的影響范圍增大，可以有效提高機翼前緣表面的防冰效果。

圖12 表面凸起結構防冰腔內流線
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 射流角度對防冰腔換熱的影響

為了研究射流孔角度對壁面凸起結構強化換熱的影響，對比分析了表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)上的壁面對流換熱系數。從圖中可以看出，凸起結構在減小孔角度的情況下，仍可以產生相應的強化換熱效果。

圖15對比光滑壁面和帶凸起壁面兩種不同表面結構防冰腔，壁面凸起可以使熱流體的影響范圍增加，表現為熱流密度分布向四周延展。對比圖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，其交互區域熱流密度出現了局部的增強，這是由于分別來自兩個射流孔的兩股熱流體在該處發生劇烈碰撞所導致。

圖14 對流換熱系數對比
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 論

1) 對單孔射流沖擊換熱采用表面凸起結構是有利的，可以提高壁面對流換熱系數，提升防冰腔防冰效果。

2) 對于存在交互流動的雙孔射流，孔角度越小也即兩孔越接近，兩孔之間的交互效應增強。

3) 表面凸起結構使得壁面高熱流量區域得以延展，射流流體的影響范圍得以增加，優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機械與動力工程學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，在此對他們表示感謝。

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(責任編輯： 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)

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2016-08-26；退修日期2016-10-10；錄用日期2016-11-16； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-11-301518

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

國家“973”計劃 (2015CB755800)； 國家自然科學基金 (11572195,11272212)

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V211.3

A

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