某型飞机机翼防冰系统计算
分析
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某型飞机机翼防冰系统计算分析 第23卷第6期
2008年6月
航空动力
JournalofAerospacePower
Vo1.23NO.6
June2008
文章编号:1000—8055(2008)06—1141—05
某型飞机机翼防冰系统计算分析
常士楠,袁美名,霍西恒,张泉
(1.北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100083; 2.陕西飞机工业集团
设计
领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计
院,汉中723213)
摘要:主要针对某型飞机机翼的热气防冰系统计算分析,得到水滴直径变化对撞击极限的影响,飞行
马赫数变化对机翼
表
关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf
面换热系数的影响,分析了不同飞行高度湿表面和干表面的温度分布.结果表明水滴撞
击区随着水滴直径增加而增大;机翼表面的换热系数随飞行马赫数的增加而增加;在相同计算条件下,干表面
温度比湿表面温度要高.对多个典型截面以及其在不同飞行状态的计算结果表明,在给定的计算条件下,4
km及7km时防冰系统工作都是有效的,7km时表面部分位置湿表面温度低于0?. 关键词:航空,航天推进系统;机翼;热气防冰系统;水滴撞击特性;传热分析;湿表面温度
中图分类号:V244.1?文献标识码:A
Investigationsofthebleedairanti_icingsystemforanaircraftwing
CHANGShi—nan,YUANMei—ming,HUoXi—heng,ZHANGQuan (1.SchoolofAeronauticScienceandEngineering.
BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Beijing100083,China; 2.TheAircraftDesignInstitute,ShanxiAircraftIndustryGroup,Hanzhong723213,China) Abstract:Calculationandanalysisforbleedairanti—icingsystemofanaircraftwingwas
conducted,InfluencesofdropletdiameteronimpinginglimitsandMachnumberonheat transfercoefficientwereanalyzed.Evaluationofthesystem'seffectivenessatdifferentflight heightwasconducted.Theresultsshowedthatimpinginglimitsincreasedwiththedroplet diametersincreasing,heattransfercoefficientofthewingsurfaceincreasedwiththeMach numberincreasing,anddrytemperatureofanti—
icedsurfacewashigherthanwettemperature
underthesameconditions.Resultsforseveraltypicalcrosssectionsunderdifferentflight conditionsindicated:forthegivenparameters,thesystemwaseffectiveatH一4kmand
H一7km,somewettemperatureofantiicedsurfaceatH一7kmwaslowerthan0?.
Keywords:aerospacepropulsionsystem;aircraftwing;bleedairanti—icingsystem;
dropletimpingement;heattransferanalysis;wetsurfacetemperature 自从飞机第一次在冬天飞行,结冰就被认定为
一
种潜在的危险现象.随着对结冰现象的深入研
究,发现不仅是在冬天,只要飞机在结冰气象条件
下亚音速飞行就有可能发生结冰.此外,飞机起飞
前在地面上也可能会积聚冰层.结冰所造成的影响
日益突出,很多飞行事故就是由此引起的.飞机机
翼是获得升力的主要部件,其表面结冰是飞机结冰
中比较危险的情况,对其进行防除冰系统设计的意
义非常重大.本文针对某型飞机机翼的热气防
冰系统进行给定计算条件下的热计算分析.
防冰热气通道的结构
某型飞机机翼采用热气防冰系统,该飞机两
侧的机翼防冰系统沿展向各分为四段,沿机身对
收稿日期:2008O1—03;修订日期:20080506
作者简介:常士楠(1968,)女,山西榆次人,副教授,博士,主要从事飞机防除冰,飞机
环控等的研究
航空动力第23卷
称分布.图1为防冰腔结构示意图,单侧机翼各段 的防冰腔A腔之间相互隔断,排气腔B相互连 通,A和B腔之间密封,隔开.发动机引出的气体 流经引射器喷嘴,引射排入B腔内的气体后,经 引射器混合段混合,高速流入A腔,加热蒙皮表 面,起到防冰的作用.
图1防冰腔不意图
Fig.1Schematicdiagramofanti—icingcavity 图1中A腔里的圆表示引射器的混合室出 口,箭头所指方向为气体的流动方向. 机翼为双蒙皮结构,图2为双蒙皮防冰供气 通道结构示意图.
图2防冰供气通道结构示意图
Fig.2Configurationofchannelforanti—icingbleedair
2分析计算
该计算的内容主要包括飞机机翼防冰系统结 构分析,外流场CFD计算,水滴撞击特性计算,机 翼表面换热系数,机翼表面温度计算.防冰系统是 否工作有效,主要体现在机翼蒙皮外表面温度是 否满足要求,为了安全起见,一般认为高于2?即 为满足要求.因此,本文主要着重对机翼外表面温 度的计算进行讨论.
2.1外流场计算
外流场计算时,截取机翼不同位置的截面,视 空气绕机翼的流动为二维,定常,可压,粘性流动.
流场计算使用FLUENT商业软件来完成. 计算中,边界条件选用压力远场和无滑移壁面边 界条件;计算的紊流模型为Spalart—Allnaras紊流 模型.水滴运动计算采用拉格朗日法,在空气流场 计算时,水滴当作为离散相加入,不考虑其对空气 流场的影响_3].部分流场及水滴计算结果见图3 和图4.
.
.
一
三二二二二=,
,
i,…
i,一
,
图3速度等高线局部放大图
Fig.3Zoominofvelocityisolgram
图4水滴运动轨迹图
Fig.4Trajectoriesofdropletsmovement
2.2防冰腔传热计算
2.2.1外流场传热计算
飞机在有过冷水滴的云层中飞行时,飞机部 件的迎风面收集云层中的过冷水滴,若此时表面 温度低于0?,则这些水便在表面上结冰,此时表 面上的热流主要有]:
1)对流换热比热流q;
2)由于附面层摩擦引起的气流对表面的加 热比热流q;
3)表面上水蒸发所需的比热流q.;
4)加热所收集水滴的比热流q;
5)水滴动能转变成的比热流q;
6)防冰表面向大气的辐射热流q;
7)表面上水结冰时放出的融解热q.; 8)如果防冰系统工作,此时的加热比热流q. 通常,防冰系统工作时,一般湿表面温度略高 于水的冰点,此时表面辐射散热热流q比较小, 可忽略不计,且水结冰时放出的融解热q.一0,此 时计算湿表面温度的热平衡方程为
q+q+q一q一q一q一0(1)
飞机在干空气中飞行时其机翼表面温度称为 干表面温度,因此计算干表面温度时没有q,q 以及qwv这几项热流.计算干表面温度的热平衡方 程为
被?叭他?|豳i球季.
,?098754320呲??
第6期常士楠等:某型飞机机翼防冰系统计算分析 q一q一q一0(2)由上式,假设第i段温降?,,就可计算出表
2.2.2机翼蒙皮防冰通道流量计算
该飞机机翼的防冰通道为变截面,从驻点开 始沿弦向截面面积先增大,后减小.根据通道的阻 力特性计算方法,即每个通道的压力损失相等,在 供气总流量确定的情况下,可以计算出每个通道 的流量.
防冰通道的压降2xp
2xp一(+C?L/D)?p?./2(3) 其中,为人口压力损失系数,取0.5,1.0;C为 通道的摩擦阻力系数,c一0.18/R8.,Re为气流
雷诺数;L为通道长度;D为通道的当量直径;p 为气体密度;为气体流速.
2.2.3机翼蒙皮内外传热耦合计算
防冰表面温度是评价热气防冰系统性能的基 础,而表面温度需要通过对防冰系统进行热力分 析,并进行蒙皮表面内,外传热耦合计算得到.计 算中,做以下假设:?忽略外蒙皮沿厚度方向的热 阻,即认为沿蒙皮厚度方向的温度不变;?沿蒙皮 展向无导热;?忽略沿蒙皮弦向的导热;?忽略防 冰通道向内腔方向的传热量.
如图5所示(仅为上表面),沿机翼弦向将机 翼划分若干微元段,由各段机翼引射器出口的参 数及防冰通道的流量计算来确定波纹壁通道人口 的温度,压力以及流量,从而确定双蒙皮波纹壁通 道入口条件.
图5双蒙皮防冰腔沿弦向分区的剖面图 Fig.5Schematicdiagramofdoubleskinanti—icing cavitycrosssectiondivisionfor
heattransferanalysis 由第i段的能量守恒得
a.(,一t0)?口?2xs一Gc2xt(4) 其中,‰为蒙皮外部对流换热系数(w/m.?oC), 由FLUENT计算结果输出t为第i段波纹壁通 道的蒙皮表面温度(oC);t.为环境温度(?);2xs 为第i段波纹壁通道的弧长(m);G为第i段波纹 壁通道的流量(kg/s);2xt为第i段波纹壁通道的 热气温降(oC),2xt一t一t,t为波纹壁通道第i 个节点的温度(oC).
面温度t其表达式为
一
(5)
根据蒙皮外部传热计算,由t可求出第i段 蒙皮表面的加热比热流.根据第q段的能量守 恒亦可得
q?口一(,一t)?2b?ai(6) 其中,t为第i段波纹壁通道的热气平均温度 (oC).根据上式,可计算出t,其表达式为
,===+,(7)
1n'厶c,
进而可求出?,
2xt一2(,H—t)(8)
将这一计算结果与假设的?,进行比较,迭 代计算,直至两者满足设定误差,输出t.从第1 个微元i一0开始,对每个微元重复上述过程,得 到表面温度分布.
3计算结果及分析
3.1机翼表面防冰区域
在结构参数和其他飞行计算参数不变的情况 下,改变撞击水滴的直径,可以得到撞击机翼表面 的水滴直径与撞击区域的关系,见图6. 图6水滴直径与撞击区域的关系
Fig.6Impinginglimitswithdropletdiameters
从图中可以看出,当水滴的直径越大,水滴撞 击的区域越大,防冰所需供热的区域也越大;水滴 直径越小,水滴撞击的区域也越小,防冰所需供热 的区域也越小,而且随着水滴直径的变化,撞击区 域的变化非常明显.机翼防冰设计计算一般采用 连续最大结冰气象条件,确定机翼表面的水滴撞
击区域时,水滴平均有效直径选用40/_tm[1].经过 对各段机翼表面撞击区域的计算,该飞机的设计 防冰区域是符合要求的.
航空动力第23卷
3.2机翼表面换热系数
机翼表面换热系数与飞机的飞行马赫数是密 切相关的,机翼表面换热系数的大小决定机翼表 面单位换热量的因素之一,从而影响到机翼表面 的温度.因此,有必要找出机翼表面换热系数与马 赫数的关系.
在结构参数和其他飞行计算参数不变的情况 下,改变飞行的马赫数,可以得到机翼表面换热系 数与飞行马赫数的关系,见图7.
{
邑\
肇
专
恒
?
图7表面换热系数与飞行马赫数的关系 ,
Fig.7HeattransfercoefficientwithMachnumber
由图7可以看出,当马赫数增加时,机翼表面 的换热系数有明显的增大.图中的横坐标表示机 翼表面某点离驻点的弧长,负半轴代表下表面,正 半轴代表上表面,本文其他图类同,且本文所涉及 的计算参数都为标准天气象参数.
3.3表面温度
高温高压工作流体与被引射流体经引射器混 合段混合后,在机翼防冰腔内进行有限空间射流, 混合流体的温度沿射流方向是递减的,即供气温 度沿机翼的展向是变化的,但温度递减很小,可以 忽略其影响j.
3.3.1湿表面温度
根据该型飞机的机翼结构参数和引气参数, 可以计算出飞机在给定高度和速度下机翼上典型 截面的湿表面温度_6].
图8和图9为飞机机翼某截面在不同高度各 个状态点计算的结果.由图可以看出,在连续最大 结冰气象件下,4km高度时,机翼上表面水滴撞 击区域内的湿表面温度都高于278K,绝大部分 区域都高于280K,此时,防冰系统可以保证飞机 机翼不结冰.7km高度时,由于环境温度很低,机 翼上表面水滴撞击区域内的湿表面温度都高于 272.5K,绝大部分区域都高于275K,此时,飞机 的防冰系统仍然可以满足防冰需求.由于7km 高度时,环境温度较低,所以表面对应位置温度低 于4km时情况.
赠
旧
毫
图8机翼某截面4km高度不同状态点的湿表面温度 Fig.8Wetsurfacetemperaturedistributionofa
crosssectionatH一4km
赠
值
建
图9机翼某截面7km高度不同状态点的湿表面温度 Fig.9Wettemperaturedistributionofacross
sectionsurfaceatH=7km 3.3.2干表面温度
根据该型飞机的机翼结构参数和引气参数, 假设没有水滴撞击机翼表面,可以计算出飞机在 不同高度和速度下的机翼干表面温度. 由图10和图ll可以看出,机翼干表面温度 分布趋势:前沿的温度高,沿弦向温度是逐渐降低 的,4km高度时,机翼防冰区域干表面温度都高 于283K.7km高度时,机翼防冰区域干表面温 度都高于280K.机翼表面温度沿弦向最大温差 在4km时约为62K,在7km时约为70K,这是 由于7km时表面内外温差较大,因此,沿弦向温 差就会稍大一些.
图12为机翼表面各项热流的计算结果,从图 中可以看出,湿表面时表面的各项热流中,水蒸发 所需的比热流在总的加热比热流中占主导作用,同 时加热所收集水滴的比热流也起一定的作用,在干 表面计算时没有这两项热流,因此,相同计算条件
第6期常士楠等:某型飞机机翼防冰系统计算分析1145 弧长s/m
显;机翼表面的换热系数随着飞行马赫数的增加 而增加;湿表面温度沿弦向逐渐降低;在相同计算 条件下,干表面温度比湿表面温度要高. 参考文献
[1]
[2]
图10机翼某截面4km高度不同状态点的干表面温度[3] Fig.10Drytemperaturedistributionofacross
sectionsurfaceatH一4km
350
340
330
320
器3l0
髫?0
陈290
互
280
6—0.4—0.20.00.20.40.6 弧长s/m
[4]
[5]
[6]
图11机翼某截面7km高度不同状态点的干表面温度 Fig.11Drytemperaturedistributionofacross
.ci.nsurfaceaH一7k[7]
弧长s/m
图124km时机翼湿表面换热各项热流
Fig.12Heatfluxdistributionsofawetsurface
atH一4km
下干表面的温度要比湿表面的温度更高一些. 4结论
本文通过对某型飞机机翼防冰系统进行给定 条件的情况下的热力计算,得到以下结论:水滴撞 击的区域随着水滴直径增加而变大,且变化很明 [8]
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