某型飛機機翼熱氣防冰系統流量仿真研究

夏天駿

中航通飛華南飛機工業有限公司 廣東 珠海 519040

引言

飛機結冰氣象條件下飛行時，云層中的過冷水滴撞擊飛機表面后凍結而造成結冰，在主要升力部件上的結冰會嚴重破壞氣動外形，威脅飛行安全。熱氣防冰是飛機用于機翼結冰防護的一種方式，將高溫高壓的發動機引氣送入機翼前緣防冰腔，使蒙皮升溫，保證機翼前緣表面防護區域不結冰。因此，確定供入防冰腔熱氣的溫度、壓力、流量是否滿足設計需求，就成為系統研發過程中重要的研究目標。

1 軟件仿真在系統研發過程中的應用

Flowmaster軟件基于網絡流體算法，該方法特點是將系統的結構分解成由相應元件和節點組成的網絡，用有限的元件和流動介質類型描述各種結構的系統。網絡采用質量守恒原理和節點壓力殘量修正法計算，具有良好的通用性和可操作性，計算穩定性和收斂性好。本文以某型飛機機翼防冰系統為研究對象，建立系統模型開展穩態仿真，計算各個元件及節點的壓力、流量、流速等特性[1]。

2 建模仿真研究

2.1 仿真目的

通過對機翼防冰系統的仿真，達到以下目標：

2.1.1 確定笛形孔孔數、孔徑等參數；

2.1.2 校核該參數設置下笛形管總泄流量是否符合設計指標要求，單個笛形孔是否達到音速射流；

2.1.3 計算校核管路各處溫降、壓降，笛形管入口溫度壓力是否合理；

2.1.4 計算校核管路各處流速是否處于合理范圍，管徑設置是否合理。

2.2 系統建模

使用Flowmaster軟件建立系統管路仿真模型，如圖1所示。

圖1 機翼防冰系統模型

使用的元器件包括Source: Pressure、Pipe: Compressible Rigid、Valve: Butterfly、Junction: T 90°、Junction: Y、Transition: Gradual、Bend: Circular R、Piccolo Tube等。其中：

2.2.1 壓力源2處設置為氣源系統調壓目標壓力，1處設置為當地大氣環境壓力，隨高度變化，作為防冰腔出口環境。

2.2.2 管路、彎管、三通、變徑管、限流器按設計數模管徑、長度、材料、絕熱層厚度等進行參數設置。

2.2.3 笛形管作為關鍵特性部件，根據相關研發試驗結果對軟件內置性能曲線進行了調整，使其結果更貼近試驗數據，并匹配笛形管小孔流量的計算基礎公式：

K：常數，取值為0.040418；

C：出流系數，通常取0.80～0.85；

P：笛形管內氣體的壓力（Pa）；

T：笛形管內氣體的溫度（K）；

A：笛形孔的橫截面積（m2）。

根據某型飛機分流量臺架試驗數據，如表1所示，考慮試驗保守量，將笛形管計算出流系數定義為0.85，同步調整Flowmaster笛形管模型自定函數[2]。

表1 分流量臺架試驗數據摘錄

2.3 工況選取

計算工況選取如表2所示。

表2 計算工況

依據飛行包線及發動機引氣參數，選取了等待、爬升、下降、平飛4個典型工況，匹配對應的飛行高度、環境溫度和引氣溫度，作為模型參數輸入，開展仿真。

3 仿真結果

輸入工況參數進行仿真計算，軟件輸出數據結果包括：各節點質量流量，沿程溫度、壓力，流速等。主要數據結果如表3所示。

表3 仿真計算結果

仿真數據表明，笛形管流量滿足1450～1500kg/h的基本設計目標。同時管路沿程沒有明顯的溫度、壓力波動，符合預期。

溫度與壓力的變化影響笛形管流量，同時溫度的變化也影響防冰腔整體熱交換。在氣源保持334 kPa輸出的前提下，供氣溫度變化、環境壓力變化對管路沿程壓降的影響非常小，4工況各節點壓力基本一致。圖2展示了等待工況下各節點壓力變化曲線[3]。

圖2 沿程壓降折線圖

圖中橫坐標為從氣源引氣調壓處開始計算的防冰管路沿線累計長度（m）?？v坐標為節點壓力值（kPa）?？梢钥闯龅研喂苋肟趬毫υ?12 kPa～317 kPa之間，整體符合初期估算值315 kPa。壓力在2 m處存在較大壓降，對應位置均為氣源系統與機翼防冰接口T型三通（壓降3 kPa）、機翼防冰活門（壓降4 kPa）。由于采用單側單活門的控制方式，活門處氣流集中，壓降稍大是無法避免的。外側笛型管由于總流量大、流速快、流阻高，入口壓力較內側笛型管低約3 kPa。

管路沿程溫降如圖3所示。

圖3 沿程溫降折線圖

圖中橫坐標為防冰管路沿線累計長度（m）。縱坐標為節點溫度值（℃）。可以看出熱氣溫度基本沿管路按穩定斜率均勻下降，平均每米管路約2 ℃溫降。等待、爬升和平飛工況笛形管入口溫度在215℃～220℃之間，下滑工況由于發動機慢車狀態引氣出口溫度低，笛形管入口溫度為201℃。2m處為內發引氣經氣源管路散熱溫降后與外發引氣混合，帶來5℃溫降。從氣源調壓處至笛形管入口整體溫降約4℃，笛形管入口溫度基本直接取決于發動機引氣溫度。而發動機引氣溫度則由發動機功率、環境溫度、高度、空速等參數綜合影響。

圖4 沿程管內流速

供氣管路各處流速均低于0.2Ma，不易引發共振，保證系統穩定；笛形孔流速為1Ma，處于限流狀態，笛型管內流速實際表現為由入口處流速平滑下降至0的曲線，圖中不再標出。

通過對系統笛形孔流量、溫度、壓力、管內流速的仿真校核，確認當前設置的機翼熱氣防冰系統管路、笛形管分配方案是可行的，表明系統性能符合設計預期[4]。

4 結束語

由于結冰對飛機飛行安全的危害性，防冰系統的功能性能符合性是飛機設計、驗證過程中較為重要的一環。其驗證工作復雜，從仿真計算到風洞試驗到飛行試驗，費用與周期層層遞增，如何通過一維流體仿真軟件快速計算主要性能符合度，加快設計迭代效率，節約試驗成本，縮短周期，降低風險，是在系統設計初期時應著重考慮的。

本文以某型飛機機翼防冰系統為研究對象，使用Flowmaster對系統進行仿真計算，為讀者提供機翼防冰系統初期設計的一些思路。