某型直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道熱氣防冰性能研究

何 杰，黃文捷

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道熱氣防冰性能研究

何 杰，黃文捷

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

主要通過數(shù)值仿真和試驗驗證的方法對某型直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道熱氣防冰性能進(jìn)行研究，在進(jìn)氣道水滴撞擊特性數(shù)值計算的基礎(chǔ)上，對其進(jìn)行熱力計算，確定結(jié)冰區(qū)域及表面溫度分布。為驗證數(shù)值仿真的準(zhǔn)確性，針對不同外部工況條件設(shè)計了進(jìn)氣道熱氣防冰熱性能試驗，得到各試驗測點在不同引氣流量、溫度、壓力下的表面溫度分布規(guī)律。試驗分析結(jié)果表明，進(jìn)氣道溫度分布最低區(qū)域與數(shù)值仿真結(jié)冰區(qū)域基本吻合，可保證所設(shè)計的熱氣防冰系統(tǒng)表面溫度在防冰溫度允許范圍內(nèi)，滿足防冰要求，保障直升機(jī)飛行安全。

熱氣防冰系統(tǒng)；進(jìn)氣道；數(shù)值仿真；試驗驗證

0 引言

直升機(jī)在含有過冷水滴的云層中以及在凍雨、霧凇氣象條件下飛行時，迎風(fēng)部件表面會出現(xiàn)結(jié)冰。發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道是直升機(jī)關(guān)鍵迎風(fēng)部件，結(jié)冰會導(dǎo)致內(nèi)表面氣動特性惡化，速度場分布不均勻，氣流發(fā)生局部分離，從而引起壓氣機(jī)葉片振動；若冰層脫落，會隨氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)，造成壓氣機(jī)的機(jī)械損傷甚至整臺發(fā)動機(jī)損壞，影響直升機(jī)飛行安全。為了保證直升機(jī)飛行的安全性，需對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行防冰[1,2]設(shè)計。

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代直升機(jī)防冰新技術(shù)不斷涌現(xiàn)[3]，例如含電加溫層的新型復(fù)合材料鋪層、電脈沖除冰裝置、新型高效壓電復(fù)合材料等，但對于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，更加強(qiáng)調(diào)防冰措施的有效性和可靠性。由于直升機(jī)發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)能夠提供進(jìn)氣道防冰所需要的熱源，滿足直升機(jī)防冰要求，故本文選用熱氣防冰方法，這也是目前國際上普遍采用的防冰方法。

1 防冰腔的設(shè)計

熱氣防冰性能的好壞主要取決于防冰腔的設(shè)計，熱氣防冰腔實質(zhì)上是一個具有傳熱傳質(zhì)過程的熱交換器，與一般熱交換器不同的是外表面不僅有對流換熱，還有蒸發(fā)散熱、水滴撞擊引起的換熱及動力加熱。

熱氣防冰腔的主要目標(biāo)是在一定的發(fā)動機(jī)引氣流量下，使熱氣與防冰通道間的對流換熱系數(shù)和防冰腔向外的傳熱面積盡可能大。為了達(dá)到這一目標(biāo)，某型直升機(jī)在設(shè)計時將進(jìn)氣道設(shè)計成兩個防冰腔(文中稱為防冰腔1和防冰腔2，其相對位置見圖1)，防冰腔內(nèi)氣流分配通過腔體開孔來實現(xiàn)，如圖2。直升機(jī)在結(jié)冰條件下的飛行過程中，過冷液滴首先撞擊在進(jìn)氣道的迎風(fēng)面上，因此應(yīng)使進(jìn)入防冰腔2中的高溫空氣先與迎風(fēng)面進(jìn)行熱交換，讓迎風(fēng)面吸收大量熱量使其表面上的過冷液滴迅速蒸發(fā)，避免過冷液滴在此處積聚。

在防冰腔1的內(nèi)壁板A、B處沿周邊等弧長開一系列小孔，使防冰腔1與防冰腔2通過A、B兩處的小孔連通，見圖3。

在防冰腔1的內(nèi)壁板C處沿航向開一系列小孔，使防冰腔1中的小部分熱空氣直接噴向進(jìn)氣道內(nèi)，大部分則通過A、B兩處的定點噴流小孔流向防冰腔2，使防冰腔2中的熱空氣與環(huán)境空氣呈順流熱交換(注：熱氣按圖3中的箭頭方向進(jìn)入防冰腔1，通過A、B處小孔進(jìn)入防冰腔2，箭頭示意氣流方向)。

進(jìn)入防冰腔2后，一部分熱空氣向進(jìn)氣道入口區(qū)域流動，并從進(jìn)氣道鋁合金壁板上的細(xì)條縫和小孔口中噴出；另一部分熱空氣向進(jìn)氣道出口區(qū)域流動，并從進(jìn)氣道鋁合金壁板上的細(xì)條縫和小孔口中噴出。噴出的熱空氣與進(jìn)入進(jìn)氣道的環(huán)境空氣進(jìn)行混合，最后流入發(fā)動機(jī)。

為了使防冰腔2中的熱空氣均勻地布滿整個防冰腔，在防冰腔2中按一定規(guī)則布置擾流桿。擾流桿既影響著防冰腔2的對流換熱系數(shù)，又影響著上游吹來的熱空氣分散，使防冰腔2內(nèi)各處都有流動的熱空氣，而不會出現(xiàn)某些區(qū)域流速大，某些區(qū)域空氣滯止，最終讓進(jìn)氣道鋁合金壁板表面溫度場更加均勻。

2 熱氣防冰系統(tǒng)數(shù)值仿真

熱氣防冰系統(tǒng)設(shè)計完成之后，不僅要對其性能進(jìn)行驗證，而且要對總體性能進(jìn)行驗證，特別是在適航認(rèn)證過程中，需要對防冰系統(tǒng)進(jìn)行飛行試驗，而結(jié)冰條件下的飛行試驗風(fēng)險很高。因此對某型直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道熱氣防冰系統(tǒng)性能的研究需借助數(shù)值仿真，以保證飛行試驗的安全性。

目前很多學(xué)者致力于熱氣防冰系統(tǒng)數(shù)值計算研究[4-6]，通過各類防冰/結(jié)冰計算軟件來進(jìn)行流場、水滴運動軌跡和相關(guān)熱力分析。本文利用加拿大NTI公司的FENSAP-ICE軟件，模擬防冰系統(tǒng)內(nèi)復(fù)雜的流動及傳熱現(xiàn)象，通過迭代計算來模擬流體和固壁之間的傳熱過程，直到流體和固壁之間界面的流體側(cè)和固體側(cè)的溫度和熱流均達(dá)到平衡，得到表面平衡溫度，來分析防冰表面是否存在過熱區(qū)或者加熱不足區(qū)。

2.1熱氣防冰數(shù)值計算模型

為了驗證所設(shè)計的熱氣防冰系統(tǒng)能夠滿足給定結(jié)冰條件下的防冰要求，在直升機(jī)飛行包線通過計算水滴撞擊特性，進(jìn)而確定進(jìn)氣道防護(hù)范圍及其內(nèi)表面的水收集系數(shù)，最終確定進(jìn)氣道防冰熱載荷[6]能否滿足防冰要求。

用三維歐拉模型來計算發(fā)動機(jī)的水滴撞擊特性，確定：

局部水收集系數(shù)β為：

撞擊水量為：

在防冰熱力學(xué)模型中，基于外部換熱、蒙皮導(dǎo)熱和內(nèi)部換熱三者耦合，存在能量平衡關(guān)系，如圖 4所示。

能量方程在外部流場、水膜運動、固體導(dǎo)熱、內(nèi)部流場四個部分都是單獨計算的，然后再通過加載邊界條件交換數(shù)據(jù)。對于水膜模型的能量方程，加入導(dǎo)熱熱流，如下式：

式中表示了控制體的能量變化是由水滴撞擊Qβ、輻射Qrad、蒸發(fā)Qevap、結(jié)冰Qice、溢流Qconv和固壁導(dǎo)熱Qcond引起的，將其寫成局部微分形式：

式中，導(dǎo)熱熱流Qcond是通過導(dǎo)熱計算獲得的；ρ，cf，cs，σ，ε，Levap，Lfusion是流體和固壁的物性參數(shù)；T∞為遠(yuǎn)場空氣溫度，U∞為遠(yuǎn)場空氣流速，LWC為液態(tài)水含量；mevap為蒸發(fā)水質(zhì)量流量，是由對流換熱熱流Qconv獲得的；hf為水膜厚度，T為壁面平衡溫度，mice為結(jié)冰質(zhì)量流量。

在穩(wěn)態(tài)下固體能量平衡可以簡化為內(nèi)部熱氣對固壁的對流加熱熱流等于固體散失的總熱流，即從固體通過導(dǎo)熱傳導(dǎo)到水膜的能量：

因此，固壁表面的溫度就可以通過求解導(dǎo)熱方程獲得：

2.2數(shù)值仿真結(jié)果分析

2.2.1 外部流場及水滴撞擊特性的計算結(jié)果

對發(fā)動機(jī)外部流場進(jìn)行網(wǎng)格劃分，通過外流場的計算，得到整個計算區(qū)域內(nèi)的空氣速度，進(jìn)而計算發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道表面的水滴撞擊特性，得到表面的局部水收集系數(shù)，來分析撞擊水量，初步判斷表面的結(jié)冰區(qū)、結(jié)冰量和容易結(jié)冰的位置。

設(shè)定環(huán)境壓力101325Pa，環(huán)境溫度-10℃，馬赫數(shù)0.12，液態(tài)水含量1g/m3，水滴直徑20μm，內(nèi)部條件考慮為等溫等對流換熱系數(shù)，氣體溫度設(shè)10℃，對流換熱系數(shù)設(shè)為200W/(m2·K)，將蒙皮導(dǎo)熱和外部熱流耦合計算，得到進(jìn)氣道表面的溫度分布。圖5為局部水收集系數(shù)的分布云圖，其值為0～0.568132。從圖中可以看出，發(fā)動機(jī)唇口處撞擊的水最多，內(nèi)部也會有水滴撞擊，分布不均勻，可知若防冰不適當(dāng)，發(fā)動機(jī)內(nèi)部也有可能發(fā)生結(jié)冰。

2.2.2 發(fā)動機(jī)表面結(jié)冰的計算結(jié)果

在未開啟熱氣防冰系統(tǒng)時，計算了在結(jié)冰氣象條件下50s的結(jié)冰量，如圖6所示，冰層厚度為0m～0.00129646m。從圖中可以看出，發(fā)動機(jī)的唇口和內(nèi)部都發(fā)生了結(jié)冰，結(jié)冰區(qū)的分布也與水滴收集系數(shù)的計算結(jié)果相符合，在有水撞擊的位置發(fā)生了結(jié)冰。

2.2.3 發(fā)動機(jī)表面溫度的計算結(jié)果

在上述引氣狀態(tài)下，通過固體導(dǎo)熱和外部熱流的耦合計算，得到了表面溫度分布的結(jié)果，表面溫度為-4.018℃～0.726℃。

從圖7可知，發(fā)動機(jī)唇口的溫度要高于內(nèi)部的溫度，尤其是在發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口前溫度較低，這是由于在壓氣機(jī)進(jìn)口前截面變小，氣流流速增大，氣流溫度降低，冷氣流對發(fā)動機(jī)壁面的換熱量也隨之增大，因此壁面溫度降低。

3 試驗研究

為驗證數(shù)值仿真的正確性以及判定進(jìn)氣道中的溫度分布最低區(qū)域，即結(jié)冰區(qū)域，設(shè)計驗證試驗，在當(dāng)?shù)卦囼炇掖髿猸h(huán)境條件下，根據(jù)試驗的熱動態(tài)響應(yīng)要求，先將熱路氣源的流量和溫度控制到要求參數(shù)，然后進(jìn)行熱邊氣路快速轉(zhuǎn)換，準(zhǔn)確模擬發(fā)動機(jī)供氣。試驗原理如圖8所示，測試參數(shù)見表1。

序號測試點參數(shù)名稱符號單位1熱邊壓力P1kPa溫度T1℃流量G1kg/h2冷邊壓力P2kPa溫度T2℃流量G2kg/h

3.1試驗測點布置

試驗主要監(jiān)控5種試驗工況(見表2)下20個溫度測點的變化情況，試驗溫度測量點布置見圖9。

3.2試驗結(jié)果分析

在冷邊不供氣的試驗條件下，得到進(jìn)氣道內(nèi)壁面的溫度場隨時間的變化規(guī)律，即熱動態(tài)響應(yīng)試驗曲線。以工況3熱邊溫度180℃，熱邊流量150kg/h，熱邊壓力212kPa為例給出試驗結(jié)果，如圖10。

表2 試驗工況

在冷邊供氣的試驗條件下，得到進(jìn)氣道內(nèi)壁面的溫度場隨時間的變化規(guī)律,即進(jìn)氣道表面溫度分布變化曲線。以工況5熱邊溫度180℃，熱邊流量150kg/h，熱邊壓力212kPa，冷邊供氣流量為6000kg/h為例給出試驗結(jié)果，如圖11。由于篇幅所限，其他工況試驗曲線不再贅述，只給出分析結(jié)果。

熱性能試驗過程中，進(jìn)氣道樣機(jī)的20個溫度測點溫度值隨熱邊氣流的流量和溫度的變化而迅速改變，溫度變化曲線正常，為動態(tài)性能試驗的準(zhǔn)確打好基礎(chǔ)。從穩(wěn)態(tài)溫度性能試驗數(shù)據(jù)分析，熱邊溫度對進(jìn)氣道壁面溫度有明顯影響，熱邊溫度越高，壁面溫度越高；熱邊供氣壓力對進(jìn)氣道壁面溫度無明顯影響；熱邊流量對進(jìn)氣道壁面溫度有明顯影響，熱邊流量越大，壁面溫度越高。實際工程中可以通過控制熱邊的溫度和流量來實現(xiàn)防冰。

4 仿真計算與試驗驗證對比分析

根據(jù)試驗所得的動態(tài)性能試驗數(shù)據(jù)分析，工況1和工況2(即熱邊400kg/h～700kg/h的大流量狀態(tài))溫度較低的溫度測點是溫度點4和溫度點8；工況3、工況4和工況5(即熱邊50kg/h～150kg/h的小流量狀態(tài)) 溫度較低的溫度測點是溫度點2、溫度點5、溫度點6和溫度點17。各個溫度測點在結(jié)冰區(qū)域云圖對應(yīng)如圖12。

圖12中標(biāo)識2虛線表示在進(jìn)氣道下表面，從溫度低點分布區(qū)域與數(shù)值仿真得到的水滴分布區(qū)域相比較，考慮數(shù)值仿真流場條件簡化及試驗誤差可以得出，二者分布區(qū)域基本吻合，即數(shù)值與試驗所得結(jié)冰區(qū)域吻合。在冷側(cè)引入6000 kg/h的大流量冷流的情況下，各個溫度測點的溫度能夠控制在結(jié)冰臨界溫度之上，實現(xiàn)防冰，具有良好的防冰效果，也證實所設(shè)計的防冰系統(tǒng)滿足防冰要求。

5 結(jié)論

本文對某型直升機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行了設(shè)計，通過數(shù)值仿真和試驗驗證方法對其熱氣防冰性能進(jìn)行研究，結(jié)果表明該熱氣防冰系統(tǒng)設(shè)計滿足防冰要求，實際工程中可通過控制熱氣溫度與流量，實現(xiàn)防冰。數(shù)值仿真方法在一定程度上可以反映實際系統(tǒng)，但實驗室條件下只能用干冷空氣作為外部冷源的引氣。對于濕結(jié)冰條件，在實驗室內(nèi)很難模擬，還需進(jìn)行冰風(fēng)洞試驗。

[1] 傅見平.直升機(jī)防冰技術(shù)[J].飛行力學(xué)，1999,17(4):71-74.

[2] 常士楠.大型飛機(jī)的防/除冰問題[C].中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會,2007.

[3] 洪海華, 劉偉光,等.直升機(jī)的防除冰系統(tǒng)[J].直升機(jī)技術(shù)，2010,161(1):52-56.

[4] 賀繼林, 楊 勤, 何清華.飛機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道熱氣防冰研究[J].現(xiàn)代制造工程，2011(2):115-118.

[5] 卜雪琴, 林貴平, 郁 嘉.三維內(nèi)外熱耦合計算熱氣防冰系統(tǒng)表面溫度[J].航空動力學(xué)報，2009,24(11)：2495-2500.

[6] 候盼雪, 林貴平, 卜雪琴,等.后掠翼熱氣防冰系統(tǒng)數(shù)值仿真計算[J].航空學(xué)報，2011，32(x).

StudyonPerformanceofaHelicopterEngineInletHot-airAnti-icingSystem

HE Jie, HUANG Wenjie

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The performance of a helicopter engine inlet hot-air anti-icing system was studied by both of numerical method and experimental method. Based on the calculation of trajectories of the water droplets, numerical results of the icing area and the surface temperature distribution were presented. In order to verify the accuracy of numerical simulation, the anti-icing tests for different operating states were carried out, and the temperature distribution of various flow, temperature and pressure of air intake were obtained. The results showed that the numerical calculation of icing area was consistent with the experimental result on the whole, and the hot-air anti-icing system met the design requirements.

hot-air anti-icing system; inlet; numerical simulation; experiment

2016-10-31

何 杰(1986-)，女，黑龍江省慶安縣人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機(jī)環(huán)境控制、防雨、防冰。

1673-1220(2017)04-034-06

V233.94;V228.7+1

A