基于FENSAP—ICE發動機進氣部件熱氣防冰分析

胡頌軍 劉媛 宋石平

摘 要：本文運用FENSAP-ICE對發動機進氣部件在四個典型狀態下防冰熱性進行了分析，分析表明：對于軸向進氣形式機匣，流道外表面水滴撞擊效率遠高于流道內表面，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，且前緣區域最大，前緣兩側沿流向呈對稱分布；在防冰熱氣溫度恒定時，防冰流量越大，防冰效果越好。

關鍵詞：FENSAP-ICE；收集系數；過冷水滴；熱氣防冰

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

在影響防冰性能的主要參數中，防冰熱氣流量和溫度對防冰效果起決定性作用，同時引起量對發動機的性能產生影響[3]。因此，在國內試驗條件缺乏的情況下，想提高防冰系統設計的可靠性，使發動機在空中安全、可靠的工作，同時又將熱氣的引氣量對發動機的影響降低到最小，利用數值仿真對防冰系統性能分析有重要意義。

FENSAP-ICE是加拿大NTI公司研發的先進的飛行結冰仿真軟件。FENSAP-ICE是目前唯一商業化的使用完全三維CFD技術的飛機、發動機結冰、防冰設計分析軟件。本文運用該軟件對某型渦軸發動機進氣部件進行了防冰分析。

1分析方法

防冰分析是一個復雜的過程，主要包括外部的兩相流場特性計算、內部熱氣流動換熱特性分析和內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、外流場進行計算，獲得內外流場的氣動和換熱特性，在外流場計算結果基礎上加載水滴參數，運用DROP3D模塊對水滴撞擊特性進行求解，然后采用ICE3D模塊計算水膜分布，最后在CHT3D耦合傳熱模塊中對整個系統進行傳熱分析，得到防冰表面溫度分布。

2 分析模型

下圖2給出了進氣機匣示意圖，圖3給出了進氣機匣相應的二維視圖及相關尺寸。其中R0為進氣機匣內流道進口半徑，H0=0.56R0，R1=0.45R0，H1=0.54R0，L=2.6R0。圖4給出了采用ANSYS ICEM劃分的結構化網格，約63萬個網格節點。

3 數值計算

3.1 水滴撞擊特性計算

在防冰計算中，通常采用局部水撞擊效率進行分析。圖5為局部水滴撞擊系數計算示意圖，局部水滴收集系數是指實際局部水撞擊率 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分布。可以看出，流道外表面的局部收集系數明顯高于內表面，且內表面的收集系數基本為零。流道表面的收集系數明顯小于支板表面。在支板前緣處，收集系數最高，支板兩側的收集系數對稱性較好，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，隨著進口水滴速度的增大，外流道表面局部收集系數沿流向先增大后減小，在約60%機匣長度處達到最大值；隨著進口速度的增加，支板同一位置的局部水滴收集系數增大。這主要是因為隨著水滴速度增大，水滴的慣性增大，從而相同的 ，分子ds減小，進而導致局部水滴收集系數（ ）增大。圖中還可以看出，C和D狀態的收集系數分布曲線非常接近，趨于重合，而與之速度差相當的A和B狀態收集系數分布曲線區別明顯，這可能與速度變化的相對量有關。流道內表面多為背風面，沒有水滴撞擊，因而也就不存在對應的 ，根據公式，其 值為零。

3.2 防冰計算

在四個典型狀態中，A狀態為小狀態，其防冰熱氣溫度和壓力均小于其它狀態，但其結冰參數與其它狀態一致，因此，在四個狀態中，A狀態對防冰系統的要求最為苛刻。限于篇幅，本節重點分析A狀態的防冰效果。

為了減小防冰引氣對發動機性能的影響，對不同引氣量（M1﹥M2﹥M3﹥M4）時的防冰效果進行計算。下圖8為防冰熱氣內流道示意圖。表2是根據FNESAP計算結果提取的防冰內通道換熱系數及換熱溫度。

圖9給出的進氣機匣流道外表面沿程溫度分布，為便于對應流道位置，給出了流道幾何形狀，同時給出了180s時間內的積冰形狀。根據上節分析，流道外表面迎風區域為水滴撞擊主要區域，也是積冰區域，防冰系統是否有效即為判定流道外表面在該區域的壁面溫度是否高于1.5℃。而圖中給出的180s積冰結果小于流道外表面迎風區域，同時考慮到防冰系統工作模式，其響應時間小于180s，因而當180s積冰區域流道壁溫高于1.5℃即可認為防冰系統有效。

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給出了進氣機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，在支板尾緣靠近內流處最低達到278K（5℃），滿足防冰要求。

5 結論

本文運用FENSAP-ICE軟件分析了發動機進口部件在四個典型狀態下的水滴撞擊特性，并根據分析結果對其中最惡劣的防冰狀態進行了防冰分析，得到結論如下：

1）對于軸向進氣形式機匣，流道外表面水滴撞擊效率遠高于流道內表面，流道內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，在機匣軸向長度0.6倍處達到最大值，且與流道構型密切相關；

3）支板表面水滴撞擊效率高于流道，前緣區域最大，且前緣兩側沿流向對稱分布；

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

[1] I.Parashivoiu，F.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.