合成熱射流對機翼表面溫度特性影響的數值研究

2022-05-10 06:05:34楊升科郭奇靈劉森云肖春華

空氣動力學學報 2022年2期

楊升科，易賢，2，*，郭奇靈，劉森云，肖春華

(1. 中國空氣動力研究與發展中心結冰與防除冰重點實驗室，綿陽 621000；2. 中國空氣動力研究與發展中心空氣動力學國家重點實驗室，綿陽 621000)

0 引言

飛機在穿越含過冷水滴的云層時，云層中的過冷水滴撞擊到飛機的迎風表面，水滴凍結即會出現結冰現象[1]。飛機結冰會改變飛機表面的氣動外形，使得飛機機翼、尾翼等部件最大升阻比下降、失速迎角減小，影響飛機的操作性和穩定性，嚴重時甚至會造成機毀人亡的安全事故[2-4]。為了保障飛行安全，針對飛機的防冰需求，目前國內外已發展了多項有效的防除冰技術。根據物理原則不同，可將防除冰方法分為液體防冰、熱防除冰和機械除冰等[5-8]，其中熱防除冰方法中的氣熱和電熱防除冰應用最廣，同時也是最成熟的方法[9-10]。熱氣防護系統具有防冰效果好、穩定性高等優點，但需要飛機發動機提供大量熱氣，且管路較為復雜，在傳輸的過程中能量消耗較大，目前多用于載荷量大的飛機[11]；電加熱防除冰系統主要利用電能轉化為熱能，具有可靠性高、重量輕、易于實現自動化等優點，同時具有防冰和除冰功能[12]，且符合全電飛機的發展趨勢，備受研究者的青睞[13]。但是在長期的飛行和實驗中發現，采用電加熱防除冰系統對機翼進行防除冰時，若采用不完全蒸發防冰，防冰的過程中容易在防冰區域后側形成溢流冰[14]，隨著時間的積累，溢流冰厚度增大會嚴重影響機翼的氣動特性[15]；若采用完全蒸發防冰或是在整個機翼都布置電加熱模塊，則會增加能量的消耗，不利于電加熱系統在飛機中應用，特別是功率較低的無人機[16]。

針對目前已有的電熱防除冰系統的不足，本文創新性地提出了一種電加熱與合成射流耦合防冰系統。該系統一方面可以保留電加熱防除冰系統可靠性高、重量輕、防除冰效果好等優勢，另一方面合成熱射流的噴出可以改變機翼表面水滴的運動軌跡，使得水滴不能在機翼后表面附著；此外，還可利用電熱的能量加熱合成射流，合成熱射流與主流相互作用會在機翼后表面形成一層熱邊界層，提高機翼后表面的溫度，使得落在此區域的水滴不易凍結，從而減緩甚至消除不完全蒸發防冰和除冰過程中形成的溢流冰現象。即，合成熱射流在該系統中的貢獻主要為：一是對水滴在機翼表面分布特性的控制，二是對機翼表面加熱特性的控制。其中合成射流對水滴分布的影響已經在文獻[17]中進行了闡述，本文將對合成熱射流控制機翼表面溫度能力展開研究，同時研究射流速度、溫度、角度等參數對機翼表面溫度的影響，為后期開展電熱與合成射流耦合防除冰系統優化設計提供支撐。

1 物理模型和數值方法

1.1 物理模型

根據電熱與合成熱射流防冰原理，結合飛機機翼防冰需求，設計了如圖1所示的電熱與合成熱射流耦合防冰系統。電熱系統布置于機翼前緣，通過加熱使得機翼前緣溫度高于水滴的凍結溫度，保證過冷水滴不會在機翼前緣凍結。合成射流激勵器設計于機翼內部，通過連接機翼內表面和振動膜片形成一個腔體，壓電陶瓷振動膜片對腔體內的氣體進行周期性的壓縮和擴張，在出口處形成合成射流，通過在腔體內布置加熱模塊，對腔體內氣體進行加熱，實現對合成射流溫度的控制。電熱與合成熱射流耦合系統防冰時，前緣溢流水流經合成射流出口時會發生兩種情況：當合成射流處于沖程時，溢流水受到合成射流垂直于出口的沖擊會脫離機翼表面；當合成射流處于吸程時，水膜在吸力的作用下流入合成射流腔體內，吸入的水滴會在下一個沖程振動下形成小水滴，并隨合成射流噴出。此外合成熱射流可提高機翼表面溫度，從而消除機翼表面的溢流冰。

圖1 電熱與合成熱射流耦合防冰系統Fig. 1 Hybrid ice protection system combining thermoelectric and synthetic jet

1.2 數值方法

計算模型采用典型的NACA0012翼型，模型尺寸選取與實驗模型一致，翼型弦長0.2 m，合成射流激勵器出口中心距離機翼前緣駐點0.07 m，激勵器出口寬度為0.002 m。針對合成射流周期性地與來流相互作用，為了更好地捕捉流場特征，計算網格采用C型劃分，并對流場較為復雜的機翼前緣駐點處和合成射流出口附近網格進行加密處理，如圖2所示。網格無關性驗證如圖3所示，可看到，網格數量為74萬時的機翼表面平均溫度分布與87萬網格計算結果基本一致，為提高計算效率，選擇數量為74萬的網格作為計算網格。

圖2 計算網格Fig. 2 The mesh for numerical simulation

圖3 網格無關性驗證Fig. 3 Verification of grid independence

將機翼前緣設置為恒溫壁面用來模擬電熱作用。根據壓電式合成射流流場控制特性，在進行合成射流數值仿真時，可簡化計算模型，不考慮腔體部分[18]，在激勵器出口位置給定正弦變化速度條件，以實現周期性的壁面吹吸，合成射流出口速度規律如下：

其中，Vm為射流幅值，f為吹吸頻率，t為流場演化時間， φ0為初始相位角。

計算時流場入口設置為速度入口條件，出口為壓力出口，機翼表面定義為無滑移壁面條件，由于計算域為低速來流，采用三維不可壓Navier-Stokes方程對流場進行求解，控制方程如下[19]：

其中，v、 ρ、T、p、k、分別為流體的速度、密度、溫度、壓強和湍流動能，cp、 λeff、 μeff分別為定壓比熱、有效黏度和導熱系數。

湍流模型選用Realizablek-ε模型，該模型在流動分離、射流等的計算中都有較好的表現[20]。由于本文研究的合成射流對機翼表面溫度加熱與射流氣膜冷卻類似，故以文獻[21]中氣膜冷卻的實驗結果作為基準對比不同湍流模型計算結果的準確性，計算結果如圖4所示?？梢姴捎肦ealizablek-ε模型的計算結果更接近實驗值。對于合成射流的計算，采用文獻[22，23]中提出的計算模型，該計算模型對合成射流的計算結果與實驗結果吻合較好。

圖4 不同湍流模型計算結果與實驗結果對比Fig. 4 Comparisons between numerical results and experimental data

2 典型工況結果分析

本文采用合成熱射流對機翼表面進行加熱控制。來流速度為30 m/s，模型迎角為0°，來流溫度為263.15 K，壓力為101 325 Pa，機翼前緣電熱區域設置工作溫度為303.15 K，合成熱射流的工作頻率為100 Hz，射流幅值為15 m·s-1，射流溫度為303.15 K。

為了得到流場穩定情況下合成熱射流與主流的相互作用的結果，選取第50個周期作為合成熱射流控制機翼表面溫度的研究對象。因為合成射流出口速度是周期性的正弦變化，根據合成射流的狀態將一個工作周期分為四個特征相位，分別為合成熱射流噴出初始相位t0、噴出射流速度峰值相位t0+1/4T、吸程初始相位t0+2/4T和吸程速度峰值相位t0+3/4T。圖5給出了基準工況下合成熱射流與主流相互作用下四個特征相位的速度云圖和流線圖。從圖中可以看出，在相位t0時，此時合成熱射流還未從射流孔噴出，機翼表面流線緊貼壁面，較為光滑；合成熱射流的噴出與主流相互作用，在出口后側形成一個渦結構，隨著合成熱射流速度慢慢增大，形成的渦結構也增大，在t0+1/4T時達到最大值；同時，在來流的作用下，渦結構不斷沿著機翼表面向下游發展，并在與來流的相互作用下不斷的耗散，最終表現為與邊界層合為一體。對比相位t0和t0+2/4T，這兩個相位合成射流出口速度均為0，但t0+2/4T相位合成射流出口后側的邊界層要明顯厚于t0相位；合成射流處于吸程時，從t0+3/4T相位流線圖可以看出，合成射流吸入的流體主要來自上游，噴出的合成熱射流已隨主流流至機翼下游，即合成射流的吸程不會影響合成射流的沖程。

圖5 速度云圖和流線圖計算結果Fig. 5 Computational results of velocity and streamlines

圖6為合成熱射流在一個周期內不同相位時機翼周圍溫度分布云圖，從圖中可以看出，由于機翼前緣布置有加熱模塊，來流經過機翼前緣加熱，會在機翼表面形成一層很薄的熱邊界層。機翼上表面合成熱射流的溫度發展趨勢與圖5中渦結構的發展趨勢一致，合成熱射流噴出與主流相互作用形成渦結構，在來流的作用下渦結構不斷向下游發展，渦結構的卷吸作用使得高溫射流和低溫主流不斷摻混，同時冷熱氣體間存在熱交換，使得熱射流向下游發展的過程中溫度降低。

圖6 溫度云圖Fig. 6 Temperature contours

圖7為合成射流激勵器出口后側機翼表面溫度分布曲線圖，可以看出在主流和合成熱射流的相互作用下，機翼表面的溫度峰值不斷向后移。在相位t0時，此時合成射流剛完成上一個吸程，機翼表面位于x＜ 0.105 m的表面加熱量來自機翼前緣電熱加熱的邊界層，由于部分邊界層被合成射流激勵器吸入，所以溫度低于無控狀態下機翼表面溫度，x＞ 0.105 m表面的加熱量主要來自合成熱射流上一個沖程噴出的熱射流；在相位t0+1/4T時，合成射流沖程速度最大，合成熱射流已噴出1/4個周期，此時機翼后表面溫度迅速提高，在靠近合成射流出口處的溫度接近熱射流溫度303.15 K；相位t0+2/4T時合成熱射流完成沖程，在主流的作用下，噴出的熱射流向下游發展，其出口處的熱量由前緣加熱邊界層提供，故出口處溫度與無控狀態下溫度相當；在吸程最大時，即t0+3/4T，由于合成射流將前緣加熱的邊界層部分吸入，此時出口附近的溫度最低。由于機翼防冰是一個時間積累的過程，考察合成熱射流對機翼表面平均溫度的影響更有實際意義，為了減小誤差，本文選取t0時刻后4個周期的溫度平均值作為平均溫度。從圖7中可明顯看出，相比于無控狀態下機翼表面的溫度，加入合成熱射流能夠使整個機翼后表面的溫度提高3.5～6.5 K，有利于防止機翼表面溢流水凍結。

圖7 機翼表面溫度分布曲線Fig. 7 Temperature distribution curve of on the airfoil

圖8為機翼表面距離前緣駐點0.08 m、0.12 m、0.16 m三個位置處溫度隨時間的變化曲線。各點處溫度隨時間的變化呈周期性，且與合成熱射流周期一致，但不呈正弦分布。從0.08 m至0.12 m，機翼表面的峰值溫度降低13.7 K，而從0.12 m至0.16 m，機翼表面峰值溫度降低6.9 K，這是由于出口附近射流與主流作用形成的渦結構卷吸作用較強，且與環境溫度溫差較大，使得出口附近熱交換較強，導致出口附近溫度降低速率較快。

圖8 機翼表面不同位置溫度隨時間曲線Fig. 8 Time histories of temperature at different locations of an airfoil

3 參數影響規律分析

為明晰合成熱射流參數對機翼表面加熱特性的影響規律，開展了合成射流速度、溫度、角度等參數的影響研究，設計工況見表1，其中Tm為合成射流溫度，α為合成射流方向與主流方向的夾角。

表1 計算工況Table 1 Calculation conditions

3.1 合成熱射流溫度對機翼表面溫度分布的影響

合成熱射流溫度是影響機翼表面溫度分布的重要參數之一，在實際中可以通過控制激勵器腔體內加熱模塊的功率實現對合成熱射流溫度的調節。

圖9為不同溫度合成熱射流控制下機翼表面平均溫度曲線圖，Tw為絕熱壁面溫度。從圖中可以看出，機翼表面的溫度隨著射流溫度的升高而升高，當合成熱射流溫度達到323.15 K時，能夠使出口后側整個機翼表面的溫度達到273.15 K以上，即高于水滴的凍結的溫度。對于飛機而言，用于防除冰的功率是有限的，所以在實現防除冰的同時應盡可能提高能量利用率。根據氣膜冷卻中冷卻效率的定義[24-25]，本文定義合成熱射流對機翼表面加熱的平均加熱效率為：

圖9 Case1 工況下機翼表面溫度分布曲線Fig. 9 Temperature distribution of the airfoil in Case1

式中Tm為合成熱射流溫度，T0為來流溫度。圖10為合成熱射流不同溫度下換熱效率，對于不同溫度的合成射流，隨著射流溫度的增高，其與主流的溫差增大，熱交換強度增強，使得平均換熱效率降低。

圖10 Case1 工況下平均加熱效率Fig. 10 The average heating efficiency in Case1

3.2 合成熱射流速度對機翼表面溫度分布的影響

合成射流速度主要由壓電陶瓷膜片的振動幅值和頻率決定，通過控制輸入電信號的電壓和頻率可以控制壓電陶瓷膜片的振動狀態。前期研究表明合成射流的速度在一定的范圍內隨驅動電壓的增大而增大，隨驅動頻率變化較為復雜，存在兩個極值點。本小節研究了不同速度下合成射流對機翼表面溫度分布的影響，具體算例設置見表1中Cace3。

圖11給出了不同合成射流速度下機翼表面平均溫度分布曲線圖，相比于合成射流溫度對機翼表面溫度分布的影響，合成射流速度對機翼表面溫度分布的影響更為復雜。從出口位置至x= 0.13 m區域，速度較小時合成熱射流對機翼表面加熱溫度更高，x=0.13 m至尾緣區域，速度大的合成熱射流對機翼表面加熱更明顯。圖12給出了不同合成射流峰值速度下，t0+1/4時刻合成熱射流與主流相互作用速度云圖和流線圖。從圖中可以看出隨著合成射流速度增大，射流動量增大，穿透主流邊界層的能力增強，合成射流與主流相互作用形成的渦結構更大，脫離壁面的熱流增加，參與到摻混的低溫主流面積增大，使得出口附近區域機翼表面溫度迅速下降，所以在x＜ 0.13 m區域合成射流速度越高，機翼表面平均溫度越低。在相同的振動頻率下，合成熱射流的速度越大，單位時間內輸出的總能量越多，表現為機翼尾緣附近區域溫度隨合成射流速度增大而增大。

圖11 Case2 工況下機翼表面溫度分布曲線Fig. 11 Temperature distribution curve of the airfoil in Case2

圖12 Case2 工況下速度云圖和流線圖Fig. 12 Velocity and streamlines of the airfoil in Case2

3.3 合成熱射流角度對機翼表面溫度分布的影響

圖13為不同合成射流角度下機翼表面平均溫度分布曲線。從總體上看，采用順向（射流與來流夾角小于90°）射流對機翼表面的加熱特性優于逆向（射流與來流夾角大于 90°）射流。圖14為不同合成射流角度下，t0+1/4時刻合成熱射流與主流相互作用速度云圖和流線圖。由于逆向射流速度方向與主流方向相反，加劇了冷熱氣體之間的摻混，使得逆向射流對機翼表面的加熱溫度整體降低。單獨對比不同角度的順向射流，在相同的射流速度下，射流法向速度越小，其壁面貼附性越好，越有利于對出口附近的表面加熱，對比不同角度的逆向射流也可得到相同結論。