直升機(jī)旋翼積冰的數(shù)值模擬

鐘 國 曹義華 趙 明

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

直升機(jī)旋翼積冰的數(shù)值模擬

鐘 國 曹義華 趙 明

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

為研究直升機(jī)旋翼槳葉積冰問題，通過對積冰形成機(jī)理和直升機(jī)飛行原理的分析，建立了基于CFD（Computational Fluid Dynamics）技術(shù)的直升機(jī)旋翼槳葉結(jié)冰預(yù)測的理論模型;采用歐拉法求解水滴控制方程，在經(jīng)典Messinger模型的基礎(chǔ)上提出了積冰表面質(zhì)能平衡的改進(jìn)模型;以UH-60型直升機(jī)和CH-47型直升機(jī)為樣機(jī)，具體分析了積冰條件下直升機(jī)槳葉冰形預(yù)測的方法，為進(jìn)一步研究直升機(jī)結(jié)冰后的飛行動力學(xué)問題及防除冰系統(tǒng)的設(shè)計奠定了基礎(chǔ)，對提高直升機(jī)飛行安全性具有積極意義.

旋翼結(jié)冰;積冰預(yù)測;數(shù)值模擬;熱力學(xué)模型

直升機(jī)是一種依靠旋翼控制水平和垂直方向運(yùn)動的特種飛行器，廣泛應(yīng)用于軍事、民用領(lǐng)域的多個方向.直升機(jī)多在6 000 m以下的低空飛行，常遇到雨雪冰霜等惡劣天氣，當(dāng)大氣中的液態(tài)水含量較高時，會使直升機(jī)發(fā)生結(jié)冰現(xiàn)象并導(dǎo)致安全隱患［1］.

相較于固定翼飛機(jī)，直升機(jī)在飛行時更容易遭遇結(jié)冰狀況，且其對飛行品質(zhì)的影響更為突出，尤其是旋翼槳葉的結(jié)冰會導(dǎo)致飛行阻力增加，需用功率增加，并引起槳葉失速、空速受限、續(xù)航時間和航程顯著下降等問題.

我國對飛行器結(jié)冰問題的研究相對落后，尤其在數(shù)值模擬方面的探索還處于初級階段.從20世紀(jì)90年代開始，陸續(xù)有國內(nèi)學(xué)者發(fā)表了關(guān)于飛機(jī)部件水滴撞擊特性計算、機(jī)翼表面霜冰的數(shù)值模擬、機(jī)翼表面明冰的數(shù)值模擬等研究成果［2－5］.但這些研究多限于固定翼飛機(jī)，在直升機(jī)結(jié)冰預(yù)測方面國內(nèi)目前仍較少有研究涉及.

本文的主要內(nèi)容是通過對翼面結(jié)冰理論的探索和分析，預(yù)測直升機(jī)旋翼槳葉結(jié)冰的位置和形狀，同時考察徑向和周向位置對結(jié)冰的影響.具體包括:分析直升機(jī)旋翼槳葉的運(yùn)動狀態(tài)，模擬旋翼流場，計算槳葉翼面的水滴收集特性，在經(jīng)典Messinger模型的基礎(chǔ)上提出結(jié)冰表面質(zhì)能平衡的改進(jìn)模型，預(yù)測不同徑向和周向位置下旋翼槳葉翼型的積冰范圍和積冰形狀，進(jìn)一步探討旋翼積冰對氣動特性的影響.

1 旋翼槳葉結(jié)冰的數(shù)值模擬

1.1 直升機(jī)旋翼槳葉結(jié)冰預(yù)測模型

本文基于 CFD（ComputationalFluid Dynamics）技術(shù)建立旋翼結(jié)冰理論模型，采用二維翼型結(jié)冰的數(shù)值模擬方法，將旋翼槳盤沿周向和徑向等分為多個計算區(qū)域，均化處理每個區(qū)域內(nèi)的來流迎角和速度，計算結(jié)冰前槳葉翼型的空氣流場和水滴撞擊特性，應(yīng)用改進(jìn)的結(jié)冰熱力學(xué)模型模擬槳葉翼型在每個計算區(qū)域內(nèi)的結(jié)冰外形，整體考察全部計算區(qū)域，即可得到直升機(jī)旋翼的結(jié)冰狀況.圖1為直升機(jī)旋翼結(jié)冰數(shù)值模擬流程圖.

圖1 直升機(jī)旋翼槳葉結(jié)冰數(shù)值模擬流程圖

1.2 積冰預(yù)測的熱力學(xué)模型

本文基于經(jīng)典Messinger模型［6］提出了改進(jìn)方案，在結(jié)冰表面的每個控制體內(nèi)建立質(zhì)量和能量守恒方程，通過聯(lián)立求解該平衡方程組獲得每個結(jié)冰控制體的積冰量.改進(jìn)后的積冰熱力學(xué)模型（如圖2所示）可表示為如下形式:

通過聯(lián)立求解式（1）、式（2）所構(gòu)成的方程組即可獲得每個控制體的結(jié)冰量，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對翼面結(jié)冰外形的預(yù)測.

圖2 改進(jìn)后的積冰熱力學(xué)模型

改進(jìn)模型的解析方法詳見文獻(xiàn)［7］.從2.1.1節(jié)的算例分析中可以看出，計算所得的數(shù)值結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)有較好的吻合效果.

我和阿花去了中汕廠，直闖總經(jīng)理室。中汕廠的老板江鋒挺友善，非?？蜌獾亟哟宋覀?。本以為江老板也像林老板那么老氣橫秋老奸巨滑呢，沒想到江老板才三十來歲，儀表堂堂，高大挺拔，談吐不俗，侃侃道來，講商場上的道理，講做人與做事的道理，哲理性很強(qiáng)。江老板說得冠冕堂皇，中汕廠中止和你們合作，不是懾服于誰，而是出于對合作單位的尊重，我們可以跟你們合作，給你們訂單，但前提是，你們必須修復(fù)和大發(fā)廠的關(guān)系，否則我們只能求大舍小。

2 算例分析

2.1 旋翼槳葉翼型的積冰預(yù)測

2.1.1 NACA0012 翼型的積冰預(yù)測

以NACA0012翼型為例，采用1.2節(jié)所述的結(jié)冰模擬方法對翼型表面的結(jié)冰外形進(jìn)行數(shù)值模擬，并與已有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［8］進(jìn)行對比，從而驗(yàn)證計算的準(zhǔn)確性.計算條件如表1所示.

表1 NACA0012翼型翼面積冰環(huán)境

環(huán)境溫度T=－3.9℃時的結(jié)冰外形如圖3所示.計算結(jié)果顯示，翼型駐點(diǎn)附近結(jié)冰量較少，而在駐點(diǎn)兩側(cè)的結(jié)冰量較多，并形成了兩個冰角.這主要是由于撞擊到翼型表面的過冷水滴在撞擊處部分發(fā)生凍結(jié)，未凍結(jié)的水則沿著翼型表面分別向上下翼面流動，并在流動過程中逐漸凍結(jié).本文計算所得的結(jié)冰外形和范圍同實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合，該算法具有良好的準(zhǔn)確性.

2.1.2 NLF0414 翼型的積冰預(yù)測

以弦長為0.9 m的NLF0414翼型為例，采用1.2節(jié)所述的結(jié)冰模擬方法對翼型表面的結(jié)冰外形進(jìn)行數(shù)值模擬，并與已有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［9］進(jìn)行對比，從而驗(yàn)證本文算法對于直升機(jī)旋翼槳葉翼型的適用性.計算條件如表2和表3所示.

圖3 －3.9℃時的積冰外形

表2NLF0414翼型翼面積冰環(huán)境（LWC不同）

圖4所示為不同液態(tài)水含量下的積冰外形.可見，在其他條件相同的情況下，液態(tài)水含量較小時，積冰量較小，如圖4a所示;反之，液態(tài)水含量較大時，積冰量較大，且明冰所占的比重也有所增大，如圖4b所示.

圖4 不同液態(tài)水含量下的積冰外形

圖5所示為不同積冰時間下的積冰外形.可見，隨著積冰時間的增加，積冰量不斷積累，明冰的特征也隨之增強(qiáng).如圖5a所示，積冰時間為6 min，冰形呈現(xiàn)混合冰的特征;如圖5b所示，積冰時間為22.5 min，冰形出現(xiàn)羊角形，呈現(xiàn)典型的明冰特征.

表3 NLF0414翼面積冰環(huán)境（τ不同）

圖5 不同積冰時間下的積冰外形

2.2 UH-60直升機(jī)前旋翼槳葉的積冰預(yù)測

以UH-60型直升機(jī)前旋翼為例，采用1.1中提出的直升機(jī)旋翼槳葉積冰模型，以及1.2節(jié)所述積冰模擬方法對其前旋翼槳葉的積冰外形進(jìn)行數(shù)值模擬.模擬條件如表4和表5所示.

表4 UH-60直升機(jī)旋翼槳葉參數(shù)

表5 UH-60直升機(jī)翼面積冰環(huán)境

2.2.1 旋翼槳葉各剖面的飛行狀態(tài)

將旋翼槳盤沿徑向取5個位置點(diǎn)（0.25R，0.43R，0.61R，0.79R，0.97R），沿周向分為 12 個計算區(qū)域 （0°，30°，60°，90°，120°，150°，180°，210°，240°，270°，300°，330°），并作均化處理.這里主要討論懸停狀態(tài)下的情況.

根據(jù)渦流理論可求得，3種情況下各剖面的迎角和馬赫數(shù)，如表6所示.

表6 懸停時UH-60型直升機(jī)槳葉各剖面的飛行狀態(tài)

2.2.2 懸停狀態(tài)下的冰形預(yù)測

圖6所示為懸停狀態(tài)下旋翼槳葉的冰形預(yù)測結(jié)果.

圖6 UH-60型直升機(jī)懸停時的槳葉冰形

2.3 CH-47直升機(jī)前旋翼槳葉的積冰預(yù)測

以CH-47型直升機(jī)前旋翼為例，采用1.1節(jié)提出的直升機(jī)旋翼槳葉積冰模型，以及1.2節(jié)所述積冰模擬方法對其前旋翼槳葉的積冰外形進(jìn)行數(shù)值模擬.模擬條件如表6和表7所示.

表6 CH-47直升機(jī)旋翼槳葉參數(shù)

表7 CH-47直升機(jī)翼面積冰環(huán)境

2.3.1 旋翼槳葉各剖面的飛行狀態(tài)

將旋翼槳盤沿徑向取5個位置點(diǎn)（0.25R，0.43R，0.61R，0.79R，0.97R），沿周向分為 12 個計算區(qū)域 （0°，30°，60°，90°，120°，150°，180°，210°，240°，270°，300°，330°），并作均化處理.這里主要討論懸停和前飛狀態(tài)下90°方位角、270°方位角，共3種情況.

根據(jù)渦流理論可求得，3種情況下各剖面的迎角和馬赫數(shù)，如表8所示.

表8 CH-47直升機(jī)槳葉各剖面的飛行狀態(tài)

2.3.2 懸停狀態(tài)下的冰形預(yù)測

圖7所示為懸停狀態(tài)下旋翼槳葉的冰形預(yù)測結(jié)果.

圖7 懸停時的槳葉冰形

2.3.3 前飛狀態(tài)下的冰形預(yù)測

圖8所示為前飛狀態(tài)下90°方位角旋翼槳葉的冰形預(yù)測結(jié)果.

圖9所示為前飛狀態(tài)下270°方位角旋翼槳葉的冰形預(yù)測結(jié)果.

2.3.4 積冰預(yù)測結(jié)果分析

由直升機(jī)飛行原理可知，旋翼以某一角速度旋轉(zhuǎn)，沿翼展方向的切向線速度發(fā)生變化，槳尖處最大，槳根處則最小，如表8所示.由數(shù)值模擬的冰形結(jié)果可以看出，在其條件不變時，相對氣流速度越大，積冰越嚴(yán)重，如圖7～圖9所示.在實(shí)際情況中，由于槳葉轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的離心力導(dǎo)致溢流水向槳尖方向流動，翼尖的積冰情況可能更為嚴(yán)重.而槳尖的氣動性能對直升機(jī)整體性能的影響更為嚴(yán)重，這就加劇了積冰問題的危害.

圖8 前飛時90°方位角的槳葉冰形

圖9 前飛時270°方位角的槳葉冰形

由于直升機(jī)旋翼的復(fù)合運(yùn)動，不僅徑向的積冰狀況不同，不同方位角上槳葉翼型的迎角和速度也不同，于是槳葉沿周向的積冰量和積冰位置會有很大不同.這一點(diǎn)在對比前飛90°和270°兩種情況時可以發(fā)現(xiàn)，如表8、圖8、圖9所示.前飛90°時，槳葉迎角較小，積冰位置更靠近前緣處;前飛270°時，槳葉迎角較大，積冰位置更靠近下翼面.積冰位置的差異使得直升機(jī)旋翼機(jī)軸在不平衡的狀態(tài)下運(yùn)轉(zhuǎn)，加速了機(jī)件的磨損，降低了工作的可靠性.

通過對流場的分析可得出旋翼槳葉各剖面積冰前后升阻系數(shù)的變化情況，如表9所示.

表9 槳葉各剖面積冰前后的升阻系數(shù)變化情況

由表9可以看出，積冰破壞了旋翼槳葉的氣動外形，使得槳葉翼型升力減小，阻力增加，氣動性能嚴(yán)重惡化.其中槳尖部分由于速度較大，積冰現(xiàn)象最為嚴(yán)重，氣動性能的變化也最大.

3 結(jié)論

為研究直升機(jī)旋翼槳葉積冰問題，通過對積冰形成機(jī)理和直升機(jī)飛行原理的分析，建立了基于CFD技術(shù)的直升機(jī)旋翼槳葉積冰預(yù)測的理論模型;采用歐拉法求解水滴控制方程，提出了基于經(jīng)典Messinger模型的積冰表面?zhèn)髻|(zhì)傳熱的改進(jìn)模型.

通過對UH-60和CH-47型直升機(jī)前旋翼積冰問題的研究，探討了直升機(jī)旋翼積冰模擬的方法，為進(jìn)一步研究直升機(jī)積冰后的飛行動力學(xué)問題及防除冰系統(tǒng)的設(shè)計奠定了基礎(chǔ).

（References）

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Numerical simulation of ice accretion on helicopter rotor

Zhong Guo Cao Yihua Zhao Ming
（School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China）

In order to study the prediction of ice accretion on helicopter rotor，a theoretical rotor icing model was founded based on the computational fluid dynamics（CFD）technique by analyzing the theory of ice accretion and helicopter flight.Euler two-phase flow theory was used in solving the governing equations corresponding to droplets，and a modified model of the mass and heat transfer on ice surface was proposed based on the classical Messinger model.The method of prediction of ice shape on rotor was analyzed detailedly by using UH-60 and CH-47 as examples，and they can lay the foundation of the research about the helicopter dynamics in the icing condition and the design of anti/de-ice system.The result shows that the method has positive significance of improving the flight safety performance of helicopter.

rotor icing;prediction of ice accretion;numerical simulation;thermodynamic model

V 221.5

A

1001-5965（2012）03-0330-05

2010-11-01;< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間:

時間:2012-03-20 10:38

www.cnki.net/kcms/detail/11.2625.V.20120320.1038.016.html

航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目（2009ZA51007）

鐘 國（1985－），女，天津人，研究實(shí)習(xí)員，zhongguo_ferrari@yahoo.com.cn.

（編 輯:李 晶）