某航空發動機短艙防冰腔流動與換熱仿真

徐 寧，徐之太，管 寧*

（1.山東交通學院,山東 濟南；2.中交一公局電氣化工程有限公司,北京）

引言

在長時間高空飛行中，飛機通過含有許多過冷液滴的云層中時，其中某些部件的前緣就會發生結冰現象。結冰現象出現在發動機唇口就會影響發動機工作而失控，進而影響到整架飛機的飛行安全。因此，發動機短艙防冰技術的研究已成為一個備受關注的熱點問題。

張書曄等[1]以某無人機發動機進氣道防冰系統為模型，針對雙蒙皮防冰腔結構進行了仿真分析，計算了12 個狀態下發動機進氣道不采取防冰措施的結冰厚度最大可達0.31 mm。梁青森等[2]針對7 種不同結構的微引射熱氣除冰腔的引射性能進行了數值模擬，并進行結果對比。胡金源等[3]針對微引射式防冰腔結構參數對換熱性能的影響，通過數值模擬，得出射流孔孔距和混合腔最佳長徑比為8。于磊，張書曄[4]針對防冰腔的熱變形問題，運用仿真分析不同工況的熱變形情況，為防冰腔的熱補償設計提供數據支持。上述研究均可為微引射式防冰腔的結構優化提供參考。

基于上述分析可以發現當前對于發動機短艙防冰技術的研究仍較少，本文針對短艙防冰技術方案的優化問題，構建了微元化三維模型，采用數值模擬的方法，對不同引氣速度和溫度防冰問題展開研究。

1 計算模型和計算方法

防冰腔作為熱氣防冰系統的重要組成部分，其三維建模對于仿真模擬的真實性十分重要?？紤]到防冰腔內防冰通道結構較為復雜，仿真所需網格量較大，因此根據防冰通道的周期性分布特點，截取三個防冰通道構建三維模型，進行簡化分析，模型及尺寸如圖1所示。

圖1 防冰腔模型

根據所建立的三維模型，對微引射式防冰腔的外流場進行網格劃分。圖2 展示了外流場的網格劃分情況。圖3 為ICEM 生成體網格。

圖3 ICEM 生成體網格

基于上述網格，本文采用數值模擬的方法對防冰腔內的流動和傳熱進行模擬，控制方程如式（1）-式（3）所示：

動量方程

式中：ρ是流體密度(g/m3)；u 是流體的速度矢量（m/s）t 是時間；p 是流體的壓力；τ 是應力張量，包含的信息包括摩擦應力、渦旋粘滯應力等；g 是重力加速度。

能量方程

式中：e 是流體的內能密度(g/m3)，即單位質量流體的內能；u 是流體的速度矢量；q 是熱通量向量密度。

物質方程

式中：? ?( ρu)表示速度散度，即速度場內物質質量的凈流出流量。

入口邊界條件設定為只有外流場的外部冷氣流，出口邊界條件設定為僅有外流場的壓力出口。蒙皮外表面設定成熱流邊界條件，對流換熱系數設置為200 W/（m2·K）。將展向的壁面設置為絕熱壁面。

2 結果與討論

采用上文的模型及計算方法，本文對防冰腔表面對流換熱系數以及壓力分布展開了數值模擬，并對比分析了不同引氣速度、來流溫度下的防冰效果。

圖4 給出了防冰腔外表面的對流換熱系數分布，由圖可以看出中段的對流換熱系數最大，向兩端逐漸遞減，是由于噴口處的流速大，而兩端流速較小引起的。

圖4 防冰腔外表面對流換熱系數分布

為了分析不同工況參數下的防冰性能，本文對比分析了不同引氣速度和來流溫度對防冰表面溫度的影響。在引氣氣流為100 ℃，外部氣溫為-10 ℃工況下，圖5 分別給出了引氣速度為10 m/s、20 m/s、30 m/s 時的溫度云圖。通過計算可得到防冰表面最低溫度分別為266.4 K、274.8 K、286.2 K。

圖5 防冰腔外蒙皮不同引氣速度工況下溫度云圖

由圖5 可得，引氣速度為10 m/s 時防冰表面最低溫度過低，不能滿足防冰要求。20 m/s 時防冰表面的最低溫度適宜，防冰狀態較佳。30 m/s 時防冰通道的溫度較高，滿足防冰要求但會浪費引氣量。故而引氣速度過大或過小均不利于防冰性能。

在引氣速度為30 m/s，外部氣溫為-10 ℃工況下，圖6 給出了引氣溫度分別為130 ℃、115 ℃、100℃時的溫度云圖。由計算可得防冰表面最低溫度分別為307.1 K、297.3 K、286.2 K。

圖6 防冰腔外蒙皮不同引氣溫度工況下溫度云圖

由圖6 可得，防冰腔外蒙皮的溫度在130 ℃時較高，在100 ℃時較低。說明防冰引氣氣流溫度的升高會導致防冰腔內部與外部蒙皮間的熱流密度增大，從而使表面溫度提高。

3 結論

（1） 當引氣速度不低于15 m/s,引氣溫度不低于380 K 時，本文設計的防冰通道可實現發動機唇口的有效防冰。

（2） 引氣速度從10 m/s 到40 m/s, 防冰表面最高溫度升高了約20.67%，最低溫度升高了約7.13%。與蒙皮最高溫度相比，引氣速度對蒙皮最低溫度的影響較小。

（3） 引氣溫度從100 ℃增加到130 ℃時，防冰表面最高溫度升高了約13.23%，最低溫度升高了約11.51%。