基于FLOWMASTER的機翼防冰系統管路設計分析

樂光

摘 要：以某型飛機機翼防冰系統為研究對象，基于Flowmaster軟件建立管路仿真模型，對不同工況下防冰系統管路的引氣流量、笛形管射流孔出口流速、溫度與壓力分布進行分析，并在此基礎上提出防冰系統管路的優化方案。分析結果表明：機翼防冰系統不同縫翼段內直徑不同的笛形管可通過設置不同的射流孔孔徑以優化防冰系統管路。

關鍵詞：機翼防冰；熱氣防冰；管路設計

飛機在大氣中飛行時，在一定的氣象條件下其表面會積聚冰層，如果飛機升力表面結冰時，會帶來翼型阻力增加、臨界攻角減小、升阻比下降等不利影響，使得飛機的操縱性和穩定品質惡化。為保證飛機飛行的安全性，在飛機研制時必須對作為主要升力部件的機翼采取防冰措施[1]。

目前航線飛行的客機機翼防冰系統有熱氣防冰和電熱防冰兩種[2]。電熱防冰是波音787為發展電動構架設計理念而采用的方案，其將加熱片嵌入在多層復合材料結構的機翼前緣蒙皮內部，電加熱片的熱量通過導熱對蒙皮外表面加熱以達到防冰效果。電熱防冰系統淘汰了發動機引氣及相關的氣源系統，具有重量減輕、效率提高、代償損失減小、油耗和維修成本降低等優點，是一種先進的防除冰系統。熱氣防冰是最主要的機翼防冰方式，其利用發動機引出的熱空氣作為熱源對飛機結冰防護表面進行連續加熱，以避免結冰現象的發生，其使用維護簡單、工作可靠，但熱量利用率較低且管路系統增加了飛機重量。考慮到波音787電熱防冰技術受到嚴格的專利保護，加之目前我國飛機研制的實際狀況，機翼防冰仍采用技術更為成熟的熱氣防冰。

1 機翼防冰系統管路仿真模型

對于翼吊發動機布局的飛機，機翼熱氣防冰系統將從發動機某一級引出的部分高溫高壓氣體送入機翼前緣防冰腔內，并通過機翼防冰活門調節熱氣流量，使機翼防護表面溫度高于結冰溫度。笛形管是防冰系統最重要的組成部分，也是實現防冰效果的重要部件，其用于將引入熱氣噴射到前緣縫翼蒙皮上達到防冰目的[3]。機翼防冰系統管路建模分析的目的在于分析機翼防冰系統所需引氣流量，判斷笛形管射流孔的出口流速是否滿足要求，分析管路的溫度和壓力分布情況。

機翼防冰系統管路主要分布于四段縫翼內，其中第一段為光管，后三段為笛形管。采用Flowmaster航空模塊進行建模分析，模型中的元件主要包括Pipe（管道）、Bend（彎頭）、Transition（漸變管）、Butterfly valve（蝶閥）、Source（流量源和壓力源）、Piccolo（笛形管）等[4，5]，其中笛形管是系統最主要的部件，直接影響著系統的供氣量大小[6]。

2 機翼防冰系統管路仿真結果與分析

機翼防冰系統仿真分析重點關注引氣流量、笛形管射流孔出口流速、主防冰管路的溫度和壓力沿機翼展向的壓力分布。某型飛機機翼防冰系統分析工況如表1所示。

由表2可知，引氣流量隨入口溫度的升高而降低，隨入口壓力的升高而升高；在四種工況下，每段笛形管上的射流孔的出風速度均達到音速，形成了高速射流。由圖1與圖2可知，第一段防冰管為光管，管內熱氣的溫降和壓降較平穩；第二段為笛形管，管內熱氣的壓降較平穩，但溫降相比于前段光管來說較大；第三段笛形管因管內熱氣流量減小，其溫降和壓降相對前段笛形管的變化程度加劇，當到達笛形管末端（第四段）時，管內熱氣的溫度顯著下降。因此，在設計防冰系統管路時，應注意調整笛形管的參數以實現防冰要求。

3 機翼防冰系統管路優化設計

機翼防冰系統管路在設計時，可通過調整笛形管上射流孔的孔徑和孔距來改善防冰效果。在分析時，將射流孔孔徑分別設置為2mm、2.5mm、3mm與3.5mm，射流孔孔距減半（即射流孔個數加倍）與加倍（即射流孔個數減半），以分析不同參數對防冰管路引氣流量、出口流速、溫度與壓力分布的影響，結果如表3、圖3至圖6所示。

由表3可知，機翼防冰系統單側引氣流量隨射流孔孔徑的增大而增大，隨射流孔孔距的增大而減小，且各參數下射流孔出口流速均達到音速。由圖4至圖7可知，防冰管路的壓降與溫降主要發生在笛形管部分，隨射流孔孔徑增加，笛形管沿翼展方向溫降減小且減小程度呈減弱趨勢，但壓降增加且呈增大趨勢；隨射流孔孔距增加，笛形管沿翼展方向的溫降程度增加，壓降程度顯著減小。由此可知，在防冰系統管路設計時，應綜合考慮沿管程的溫度與壓力變化情況來選擇結構參數。

根據上述仿真結果與分析，考慮對不同笛形管段的射流孔設置不同的孔徑，以優化防冰系統管路。第一、二、三段笛形管射流孔直徑分別為2mm、2.5mm、3mm與2.5mm、3mm、3.5mm時，與射流孔直徑均為3mm的管路系統的計算結果如表4、圖8與圖9所示。

由表4可知，不同笛形管段設置不同射流孔直徑后，引氣流量發生改變，但射流孔流速均可達到音速。由圖7與圖8可知，第一、二、三段笛形管射流孔直徑分別設置為2mm、2.5mm、3mm后，防冰管路系統的溫降雖然增大，但變化程度較小，而壓降明顯減小；射流孔直徑設置為2.5mm、3mm、3.5mm后，防冰系統管路的溫降雖減小，但壓降在第二、三段內顯著增大。因此，對不同縫翼段內直徑不同的笛形管，可通過設置不同的射流孔孔徑來優化防冰系統管路。

4 結論

本文基于Flowmaster軟件建立某型飛機機翼防冰管路系統仿真模型，對防冰系統管路的引氣流量、笛形管射流孔出口流速、溫度與壓力分布進行分析，在此基礎上提出防冰管路的優化方案，得出以下結論：

（1）單側引氣流量隨入口溫度的升高而降低，隨入口壓力的升高而升高；不同工況下，每段笛形管上的射流孔的出風速度均達到音速；笛形管沿展向的溫降和壓降程度逐漸增大。

（2）單側引氣流量隨射流孔孔徑的增大而增大，隨射流孔孔距的增大而減小，且各參數下射流孔出口流速均達到音速；射流孔孔徑增加，笛形管沿翼展方向溫降減小但壓降增大；射流孔間距增加，笛形管沿展向的溫降程度增加，壓降程度顯著減小。

（3）對不同縫翼段內直徑不同的笛形管可設置不同的射流孔孔徑以優化防冰系統管路。

參考文獻：

[1]管寧.三維機翼防冰熱載荷的數值模擬[D].南京航空航天大學，2007.

[2]霍西恒，劉鵬，賈麗杰.民用客機機翼熱氣防冰系統問題初探[J].民用飛機設計與研究，2011 （4）：1618.

[3]曹廣生，吳鐵鋒，李光春，等. CJ828 機翼防除冰系統設計方案研究[J].民用飛機設計與研究，2013 （A01）：97100.

[4]卜雪琴，郁嘉，林貴平，等.機翼熱氣防冰系統設計[J].北京航空航天大學學報，2010 （8）：927930.

[5]劉超，劉志麗，施紅，等.基于 Flowmaster 軟件的飛機防冰系統導管仿真計算[J].科技信息，2012 （32）： I0231I0232.

[6]王大偉.民用飛機防冰系統笛形管熱，流量分配研究[J].民用飛機設計與研究，2013 （B11）：169173.