飛機短艙防冰表面對流換熱系數的校核

徐佳佳

【摘 要】發動機短艙防冰系統設計過程中，通常使用計算模擬的方式獲得短艙防冰表面的熱載荷，根據熱載荷需求設置合理的供氣流量以保證短艙防冰表面不產生不利于發動機運轉的冰積聚。而影響防冰熱載荷計算的關鍵因素是防冰表面的對流換熱系數。為了獲得準確的對流換熱系數，本文在低速吹風試驗中測量了不同工況下風擋表面對流換熱系數，并利用CFD方法建立了一個仿真風洞模型，計算試驗工況下的風擋表面對流換熱系數，通過測量值來校核CFD的計算值，獲得一個修正方法。

【關鍵詞】民用飛機；短艙防冰；對流換熱系數；修正

0 引言

由于高空云層中過冷水滴的存在，飛機穿過云層時，風擋表面可能會產生結冰，影響飛行員的視界，進而危及飛行安全[1]。根據CCAR25.1419（a）條款要求[2]，如果申請帶有防冰設施的合格審定，飛機必須能在附錄C確定的連續和間斷最大結冰狀態下安全運行。為確認這一點，必須通過分析確認，飛機在各種運行形態下其各種部件的防冰是足夠的。

發動機短艙防冰系統設計過程中，通常使用計算模擬的方式獲得短艙防冰表面的熱載荷，根據熱載荷需求設置合理的供氣流量以保證短艙防冰表面不產生不利于發動機運轉的冰積聚。表面的對流換熱是影響防冰熱載荷的主要因素。

本文采用低速吹風試驗，在不同工況下測量唇口表面對流換熱系數，同時利用CDF方法對試驗工況建模計算對流換熱系數，并對兩種方式得到的局部對流換熱系數值進行比較分析，確定一種可靠的計算值修正方法。

1 低速風洞試驗

短艙防冰腔截面形狀與二維翼型類似，因此采用簡化的二維翼型作為對流換熱系數測量試驗件。試驗件加工選用長度440mm，寬度300mm，厚度1mm的鋁合金，材料物性參數與短艙進氣道蒙皮相近，試驗件見圖1。在試驗件上、下截面的內表面共布置19個測溫熱電偶。

對流換熱系數為每個測溫點的局部對流換熱系數，可由以下公式計算得到：

h=Q/（Ts-T）（1）

式中Ts為風擋表面溫度，T為來流溫度，Q為加熱熱流密度。

加熱熱流密度可由調節自耦調壓變壓器的電壓來確定：

Q=U2/（R·A）（2）

其中U為加熱電壓，R為電阻，A為加熱膜面積。

試驗吹風裝置采用單進風高壓離心風機外接經過整流處理的風道，然后吹襲到試驗件表面，風速設置分別為30m/s和40m/s。

2 數值模擬

對于上述試驗工況，采用防冰性能計算過程中一致的CFD方法建立計算模型，分別對2 組不同風速的試驗工況進行CFD 計算，計算模型見圖2。

對流換熱系數的試驗結果與計算結果對比情況見圖3。

從短艙防冰表面對流換熱系數的試驗值和計算值可以看出，隨著風速的增加對流換熱系數增大，計算值與試驗值的趨勢均較為合理，但在不同風速下計算值均較試驗值偏小，分析有以下原因：

a）計算采用的湍流模型為標準k-ε模型，其假定湍動粘度是各向同性的，在處理彎曲壁面流動時也存在一定偏差；

b）試驗時未考慮電加熱防冰的熱損失，假設電加熱功率全部轉化為對流換熱量，導致對流換熱系數值偏大。

為了消除此偏差對最終防冰熱載荷、表面平衡溫度計算結果的影響，在計算得到的對流換熱系數值的基礎上結合吹風試驗進行修正，并考慮以上兩項因素，對流換熱系數的修正系數定為1.2。

3 結論

本文以發動機防冰腔截面為研究對象，采用了低速吹風試驗和CFD方法分別唇口表面對流換熱系數的測量和計算。在不同的風速和加熱功率的條件下，兩種方法均獲得了較可靠的結果。并通過實驗值與計算值的比較與分析，確定了計算結果中對流換熱系數的修正方法。

【參考文獻】

[1]裘燮綱，韓鳳華.飛機防冰系統[M].航空專業教材編審組出版，1985.6.

[2]CCAR25-R3中國民用航空規章第25部運輸類飛機適航標準[S].中國：中國民用航空局，2001.

[責任編輯：朱麗娜]endprint