（人机与环境工程专业论文）发动机前缘导向叶片复合材料热气防冰系统性能研究.pdf

n 删i n gu n i v e r s i t yo f a e r o n a u t i c sa n da s t r o n a u t i c s t h eg r a d u a t es c h o o l c 0 1 l e g eo fa e r o s p a c ee n g i n e e r i n g p e r f o r m a n c e a n a i y s i so fh o t a i r a n t i i c i n g s y s t e mo fa e r o e n g i n ei n l e tg u i d e v a n e o fc o m p l e xm a t e r i a l a t h e s i si n a e r o s p a c es c i e n c ea n dt e c h n o l o g y b y s h e nd o n g a d v i s e db y p r o f e s s o rz h a n gd a l i n s u b m i t t e di np a r t i a lf u l f i l l m e n t o ft h er e q u i r e m e n t s f o rt h ed e g r e eo f m a s t e ro fe n g i n e e r i n g d e c ，2 0 0 9 承诺书 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下， 独立进行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明 引用的内容外，本学位论文的研究成果不包含任何他人享有著 作权的内容。对本论文所涉及的研究工作做出贡献的其他个人 和集体，均已在文中以明确方式标明。 本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复 印件，允许论文被查阅和借阅，可以将学位论文的全部或部分 内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或其他复 制手段保存论文。 ( 保密的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名： 日期： l 纯食、 训矿绛j 日阳 -ilijillllll 一 一 一 南京航窄航天人学硕l ：论文 摘要 飞机在穿越云层时，云层中含有的过冷水滴撞击剑飞机迎风面发生冻结，称为匕机结冰。 结冰对飞机的飞行具有极人的危害，冈此需要在影响飞机飞行安全的结冰表面上加设防冰或除 冰系统。 本文的主要l = 作是对发动机前缘复合材料导向叶片进行热气防冰系统设计。首先，采用数 值模拟的方法对导流叶片的外部流场进行分析，在此基础上，州欧拉方法建立了水滴撞击特性 方程，对水收集系数进行了计算，通过建立和求解叶片表面的热平衡方程，得剑系统在完全蒸 发防冰和湿表面防冰两种情况卜，叶片表面防冰热载荷，并分析了不同飞行条件和气象条件对 水收集系数的影响。其次，提出并设计了基丁冲击射流和微小通道换热的导向叶片防冰腔结构， 在选定的防冰条件f ，用数值计算得出的防冰热载荷结果作为防冰系统所需热流量，对其进行 了设计计算。最后，对所设计的导流叶片热气防冰腔系统进行了试验研究。对数值计算方法进 行了验证性试验。利川已有的直流式冰风洞试验台，米模拟导向州片防冰系统的飞行和气象条 件，为复合材料导向叶片热气防冰系统在1 ：稃中的应川提供了依据。 关键词：水滴收集系数，防冰热载荷，热气防冰，数值计算，冰风洞试验 发动机导向叶j i 复合材料热气防冰系统性能研究 a b s t r a c t t h em a i nr e s e a r c hi nt h i st h e s i si sd e s i g n i n gan e wa n t i - i c i n gt h e r m a ls y s t e mo fa e r o e n g i n ei n l e t g u i d ev a n e f i r s t ，n u m e r i c a is i m u l a t i o ni st a k e n ，at h r e e d i m e n s i o n a ln u m e r i c a lm o d e l i se s t a b l i s h e di n t h i st h e s i s 雏c o r d i n gt ot h ei c et u n n e le x p e r i m e n t a lc o n d i t i o n t h e n ，t h em o m e n t a le q u a t i o n so f s u p e r c o o l e dw a t e rd r o p l e t sa r ee s t a b l i s h e db ye u l e rm e t h o d ，a n dt h ed i s t r i b u t i o no f w a t e rc o l l e c t i o n c o e 衔c i e n to nt h eg u i d ev a n es u r f a c ei sc a l c u l a t e db ys o l v i n gt h e s ee q u a t i o n s f i n a n y ，t h ea n t i - i c i n g t h e r m a ll o a d so fb o t he v a p o r a t i v es y s t e m sa n dr u n n i n gw e ts y s t e m sa r ec a l c u l a t e db ye s t a b l i s h i n ga n d s o l v i n gt h em a s sa n de n e 理黟c o n s e a t i o ne q u a t i o n s b ys u m m a r i z i n gt h ef e s u i t s ，t h ei n f l u e n c e s0 f e l e m e n t s i n c l u d i n gf l y i n gs p e e d ， a i r t e m p e r a t u r e ， a n dm e a nv a l id i a m e t e r0 nw a t e rc o l l e c t i o n c o e 衔c i e n t 雒w e l l 部t h e r m a ll o a d sa r ec o n c l u d e d i nt h ee x p e r i m e n t a lr e s e a r c h ，a ni c i n gw i n dt u n n e l e x p e r i m e n ti sc a r r i e do u tt ot e s tt h er e s u t to ft h et h e m a l l o a d s 。a no p e n c i r c u i ti c i n gw i n dt u n n e l i s c o n s t m c t e dt 0s i m u l a t eb o t ht h ef l i g h tc o n d i t i o na n dt h ew e a t h e rc o n d i t i o no ft h eg u i d ev a n e ，锄d h o t - a i ri sa d d e dt ot h et h e r n l a l 锄t i i c i n gs y s t e ma c c o r d i n gt ot h ec a l c u l a t e dt h e r m a ll o a d s t h er e s u l t s s h o wt h a tt h em e t h o du s e di nn u m e r i c a ls i m u l a t i o ni sc o r r e c t k e y w o r d s ：w a t e rc o l l e c t i o nc o e f n c i e n t ，t h e r m a ll o a d s ，a i 卜t h e r m a l 蛐t i - i c i n 舀n u m e r i c a ls i m u l a t i o n ， i c i n gw i n dt u n n e ie x p e r i m e n t h 南京航窄航天人学倾i ：论义 目录 第一章绪论。1 1 1 研究背景1 1 2 国内外研究现状1 1 3 飞机防冰系统3 1 4 相大研究综述4 1 4 1 冲击射流换热。4 1 4 2 微小通道换热。7 1 5 本文土要f ：作9 第二章数值模拟方法与理论基础1 0 2 1 网格生成技术与i c e m c f d 简介1 0 2 2f l u e n t 软件简介与湍流流场的求解方法1 l 2 2 1f l u e n t 求解概述1 1 2 2 2 湍流数值计算的理论基础12 2 3 过冷水滴撞击特性概述l2 2 3 1 过冷水滴运动方程的建立13 2 3 2 过冷水滴运动方样的求解1 5 2 3 3 水滴收集系数的计算1 6 2 4 防冰热载荷的计算方法16 第三章导向叶片防冰腔设计计算1 9 3 1 导向叶片外部流场的模拟计算1 9 3 1 1 导向叶片外部网格的生成1 9 3 1 2 运j h jf l u e n t 进行流场求解2 0 3 2 水滴撞击特性计算条件2 2 3 3 防冰热载荷计算条件。2 3 3 5 防冰热载荷的计算结果与分析2 4 3 5 1 导向叶片表面水滴撞击特性计算结果2 4 3 5 2 飞行和气象条什对水滴收集系数的影响2 4 3 5 3 防冰热载荷计算结果2 5 3 5 4 飞行和气象条件对防冰热载荷的影响2 6 发动机导向叶片复合材料热气防冰系统性能研究 3 6 复合材料导向叶片防冰腔的设计与计算2 7 第四章导向叶片防冰系统试验研究2 9 4 1 冰风洞试验技术2 9 4 1 1 冰风洞的种类2 9 4 1 2 冰风洞试验相似准则3 0 4 1 3 低速直流式冰风洞基本结构3l 4 2 试验原理与设备3 2 4 2 1 直流式冰风洞3 2 4 2 2 空气处理系统3 4 4 2 3 结冰喷雾系统3 6 4 2 4 测餐控制系统3 7 4 3 导向叶片防冰系统试验件3 7 4 4 试验结果与分析3 9 4 4 1 试验状态3 9 4 4 2 无液态水和有液态水状态下温度对比4 0 4 4 3 不同液态水含量对表面温度的影响4 l 4 4 4 不同防冰热气温度对表面温度的影响4 l 4 4 5 不同冷气温度对表面温度的影响4 2 4 4 6 影响表面温度分布的主要条件4 3 第五章总结与展望4 5 参考文献4 6 致谢z 1 9 在学期间的研究成果及发表的学术论文5 0 南京航窄航天人学硕l ：论义 图表清单 图1 1 热气防冰腔典型结构3 图1 2 防冰腔展向切面形式4 图1 3 单孔射流结构示意图5 图1 4 多孔射流结构示意图6 图2 1 水滴运动轨迹与遮蔽区。l5 图2 2 质鬣守恒示意图1 7 图2 3 能量守恒示意图17 图3 1 导向叶片缩比模型19 图3 3 计算模型的网格划分结果2 0 图3 4 入口空气流速以= 3 0 州j 时，叶片外同空气流场的数值模拟结果2 2 图3 5 虬= 3 0 ，叫s 时，分布情况2 4 图3 6 不同条什下，的分布情况2 4 图3 7m v d 对的影响2 5 图3 8 完全蒸发、虬= 3 0 ，形j 、瓦= 一2 0 时的计算结果2 5 图3 9 完全蒸发、乩= 3 0 ，形s 、瓦= 一5 时的计算结果2 5 图3 1 0 湿表面防冰、虬= 3 0 ，形s 、瓦= 一2 0 、2 6 瓦= 9 、c = l g m 3 时的计算结果2 6 图3 1 1 湿表面防冰、虬= 3 0 ，s 、瓦= 一5 、。2 6 瓦= 21 、c = 2 9 m 3 时的计算结果2 6 图3 1 3 导向叶片防冰结构i ! i 2 7 图4 1 美国n a s al e w i s 研究中心的冰风洞2 9 图4 2a m o l d i ：程发展中心的冰风洞3 0 图4 3 典型低速直流式冰风洞示意图3 2 图4 4 试验用冰风洞结构示意图3 3 图4 5 冰风洞各组成部分照片3 3 图4 6 压缩空气供气系统和涡轮冷却系统结构示意幽3 4 图4 7 压缩空气供气系统及涡轮冷却系统照片3 4 图4 8 空气干燥器照片3 4 图4 9 热气路系统结构示意图3 5 v 发动机导向叶片复合材料热气防冰系统性能研究 图4 1 0 自制的管式电炉3 5 图4 1 1 加热棒的布置3 5 图4 1l 电压调：1 了器3 5 图4 12 结冰喷雾系统结构示意图3 6 图4 1 3 二流体雾化喷嘴3 6 图4 14 雾化特性3 6 图4 15 雾化喷嘴与蜂窝器照片3 6 图4 1 6 测餐控制仪器的布置3 7 图4 1 7l a b v i e w 界面3 7 图4 1 8 导流叶片实物图3 8 图4 1 9 外蒙皮实物图3 8 图4 2 0 铺设了毛细管的叶片3 8 图4 2 l 铺没了毛细管后的横截面图3 8 图4 2 2 制作完成的试验件3 8 图4 2 3 试验件的安装3 9 图4 2 4 冷气温度5 、热气温度为14 0 ，无水状态下表面温度的分布4 0 图4 2 5 冷气温度5 、热气温度1 2 0 时不同液态水含龉对温度的影响4 1 图4 2 6 冷气温度5 、液态水含苗为l m 3 时不同热气温度对温度的影响4 l 图4 2 7 防冰热气温度12 0 、液态水含鼙为2 9 ，m 3 时不同冷气温度对温度的影响4 2 图4 2 8 冷气温度1 0 时液态水含量和热气温度对温度的影响对比图4 3 图4 2 9 防冰热气温度1 2 0 时液态水含量和冷气温度对温度的影响对比图4 3 表3 1 导向叶片水滴撞击特性的计算条件2 3 表3 2 完全蒸发防冰，各算例的计算条件2 3 表3 3 湿表面防冰，各算例的计算条件2 3 表3 4 各算例中系统的防冰总热流2 7 表4 1 测鼍仪器。3 7 表4 2 试验状态表3 9 南京航帘航天人学烦f ? 论义 英文字母： 流昔 压力 热流 气体常数 热力学渝度 摄氏温度 当苗直径 射流高度 注释表 ( 若文中另有说明，则以文中为准) 希腊字母： a导热系数，速度系数 p密度 下标： w w 6 麟面参数 通道间罐面参数 ) 刀 湍流动能，绝热指数 雷诺数 普c | j j 特数 传热系数 努寒尔数 马赫数 水滴平均直径 液态水含茸 运动粘度 动力粘度 射流参数 通道内部参数 v i i 七 k 阶 办 m 腑 脚 胱 g 妒 g r 丁 ， d f 南京航窄航天人学硕i ：论义 第一章绪论 1 1 研究背景 飞机在人气中飞行时，在一定的气象条件卜其表面会积聚冰层，我们称这种现象为飞机结 冰。飞机结冰造成事故的案例很多，有文献研究表明，飞机结冰并不限丁高寒地带，在人气中 1 万米高度以内的飞行器均可能结冰，而最可能结冰的高度范同是1 0 0 0 米至7 0 0 0 米。冈此， 飞机结冰现象及其防除冰研究是匕机研制必须认真考虑的问题。对丁多种军用飞机，特别是人 型运输机、预警机、加油机、舰载机、海上巡逻机和武装直升机等，均需要具备防除冰的能力。 飞机升力表面结冰时，会引起翼型阻力增加、临界攻角减小以及升阻比_ 卜降，使得操纵性 和稳定性品质恶化；发动机进气道及动力装置发生结冰时，会使得内表面气动特性恶化、速度 场分布不均匀和使气流发生局部分离，从而引起压气机州片的振动，严重时会导致发动机的损 坏及停乍。 对丁飞机发动机而言，其进气道、进气部彳，l ：和动力装置均会发生结冰。进气道及进气部件 结冰，是指进气道前缘、发动机压气机前的整流罩、导流隔板及第一级压气机前的导向叶片等 部件的结冰。发动机进气道结冰将会缩小气流的流通面积，使得进入发动机的气流流域减少， 降低了发动机的推力，严重时还会引起压气机喘振。进气道内的冰层脱落，有可能跟随气流进 入发动机而打伤转速很人的压气机叶片，造成压气机的机械损伤甚至整台发动机的损坏，严重 威胁着飞行安全幢1 。 可见，结冰对发动机的影响是很人的，轻则会使发动机功率降低，重则造成发动机损坏。 冈而飞机防冰系统已经成为飞机环境控制的一个重要的研究方向，是飞行，尤其在恶劣气象条 件下飞行安全的必要保障。 1 2 国内外研究现状 在数值仿真研究方面，美国航空航天局( n a s a ) 的g l e n n 研究中心最初的l e w i c e 只能模 拟2 dr i m ei c e ，随着研究的不断深入，l e w i c e 渐渐发展成考虑粘性、可压缩、3 d 的防除冰仿 真软件。该软件可以预测水滴收集系数、结冰形状、防冰热载荷等。除n a s a 外，国外其它一些 研究单位也开发了二维或者三维的结冰仿真稃序，如英国的d r a m l ，法国的0 n e r a ，意人利的 c i r a m i l 悼剖在实验研究方面，硝方发达国家的防冰实验技术研究己有数十年的历史，目前拥有 冰风洞的国家有关国、法国、加拿人、英国、意人利等。 国内近年来在飞机结冰防冰技术研究以及数值仿真方面投入也渐多。仿真方面包括水滴状 撞击特性旧1 ，结冰的数值模拟n 引，结冰对气动特性的影响”引，但还朱见专业的计算软件。 l 发动机导流叶片复合材料热气防冰系统性能研究 实验设备方面尚不完善，除武汉航空仪表厂建立了国内第一座川丁航空仪表试验川小型冰风洞， 主要用丁各种航空仪表( 攻角传感器、空速管、结冰信号器和大气总温传感器) 的结冰、防冰 模拟和验证实验外，我国尚无用丁研究翼面结冰和验证飞机防冰系统的冰风洞。 国外针对防冰技术之一热气防冰技术也已经展开了一些数值和实验的研究。p h p l a n q u a r t 利用红外温度记录仪和热薄膜方法测得义排直喷式热气防冰腔蒙皮内表面换热系数分布情况， 并与c f d 软件f l u e n t 三维数值模拟结果一致，得出其换热性能与冲击r e 数，射流孔的展向和 弦向分布距离相关。b r o 、j | nj 一m | 1 圳在2 0 0 2 年发表了匕机机舱热气防冰系统热传递的试验研究 结果，得剑了雷诺数与撞击区域的热传递的关系式。在这项研究中，z d ( 孔到蒙皮的距离与孔 的直径的比值) 是在5 到2 0 之间。f a r o o qs a e e d 他使用一种基丁基冈算法的优化程序确定了 热气防冰腔的典型参数：在一定飞行和结冰条件下的射流温度，雷诺数，喷嘴尺寸，多重射流 的高度和距离，通过算例验证了算法的可行性；另外，这种算法也可以用于使h j 混合形式的防 冰腔的情况，以充分利川热气防冰腔和其它形式的防冰腔的优点。f s a e e d 利用软件n s c 2 k e 数 值模拟了二维直喷式热气防冰腔内部流场，验证了c f d 软件在防冰腔设计及优化中的有效性， 例如可以确定防冰所需要的热流密度以避免发动机引气不必要的浪费。j b r o w n 心引通过实验得 一一 ， ，、 1 出了防冰腔蒙皮面n u 关丁孔间距c 。，射流孔直径d 的准则关系式m = o 5 7 7 r e 品i 之lp r ， “ 。d 其中r e 仃= ! 竺，g 为射流区域单位面积的质量流量。w i l1 i a mb w r i g h t 啪1 通过l e w i c e 软件 死| l 数值模拟得剑顺排和三孔义排的热气防冰腔表面温度和冰型与实验相近。m a t h i e uf r e g e a u 晗引 通过建立n a c a 0 0 1 2 机翼和n l f 0 4 1 4 机翼在相同的几何条件和结冰条仆卜带有热气防冰系统的计 算模硝，h jc a n i c e 模拟了热气防冰系统j ：作情况：在防冰射流覆盖区，系统明显的防止了冰的 形成，但在表面下游，仍然有冰的形成：错排的喷口可以扩人换热区的面积，提高防冰系统的 性能。f m o r e n c y 心副认为热气防冰腔完整的性能研究包括四个部分：1 外部流动区域，2 水滴 溢流区，3 固体区域，4 防冰热气区域。该文用c a n i c e 软件研究了热气防冰腔表面的换热情况， 研究认为由丁温度变化导致的表丽蒸发的热域损火人于对流换热所引起的热量损火。 国内专门针对丁热气防冰腔性能的研究较少。文献 2 6 介绍了微引射防冰腔的热力及流体 动力计算的方法，以运七实际机翼结构、飞行条件、结冰条件及发动机j ：作状态，用所开发的 计算机程序对其机翼微引射防冰腔进行了实际计算，得出结论：微引射防冰腔比一般防冰腔节 省h j 气；讨论的计算方法可用丁微引射防冰腔的热力及流体动力计算。微引射特性计算结果已 经试验验证，防冰腔的计算方法在国外已试验验证。徐磊幢引借助计算流体力学软件f l u e n t 对 飞机机翼前缘微引射防冰腔的性能进行了数值模拟研究：通过l ：程计算设计微引射防冰腔的结 构，并把该结构作为采用数值模拟方法分析微引射防冰腔性能的基本儿何模型，通过改变微引 2 南京航窄航天人学硕i ：论文 射防冰腔的一些结构参数得剑一系列模型，分析不同结构参数卜的f l u e n t 计算结果，对微引射 防冰腔的结构设计提山建议：混合室山口气流方向对微引射防冰腔的性能影响较人，应尽昔保 持气流与被冲击面乖直，增人热气分配小孔与混合室入口的距离有利丁提高微引射防冰腔的热 能利用效率，渐缩玳通道能改善防冰腔性能。 1 3 飞机防冰系统 处理匕机结冰问题所形成的系统分为两人类：一类称为防冰系统，即不允许在飞机部什上 产生结冰的系统。另一类称为除冰系统，该系统允许在飞机部件结少鼙的冰，然后周期性地把 冰除去。根据防除冰所采川能培方式的不同，有机械除冰系统、液体防冰系统、电热防除冰 系统、热气防除冰系统等，分别介纠如下： 1 机械除冰系统：用机械的方法把冰破碎，然后用气流吹除或用离心力、振动把冰去除。 用机械方法使冰破碎的方法很多，如：用胶管充气膨胀的方法使冰破碎，用超卢波使蒙皮产生 的高频振动除冰，或者通过周期性地给蒙皮一个脉冲力使蒙皮产生高频振动而除冰等。机械除 冰方法在早期低速飞机上应用j i 泛。 2 液体防冰系统：这种系统不断向防冰表面供给防冰液，此防冰液与飞机部什收集的水混 合，使混合液的冰点低丁表面温度而不至结冰。防冰液种类有乙烯乙二二醇、异丙醇、乙醇筲。 3 热气防冰系统：多采川发动机压气机引山的热空气米防冰。由发动机压气机引山的热空 气进入防冰腔后，住流动过程中将热鬣传递给蒙皮，使防冰表面的温度达剑一定值。从而保证 表面不结冰。 4 电热防除冰系统：主要利用电加热的方法加热防冰表面，以达剑防冰或除冰的目的。 对于飞机的机翼、尾哭、直升机旋翼等防冰需热鼙人的部1 j ，i ：，采刚表面连续电加热防冰系统会 消耗人量的电能，一般都采川周期电除冰系统。 目前，热气防冰系统是l ：作十分可靠且应用最为广泛的系统。发动机进气道一般也是采h j 热气防冰系统，其防冰腔的结构形式很多，文献 1 列出了现有的几种土要形式，如。卜图所示： 卜蒙皮2 一墒3 一波纹板4 一梁5 一集气管( 分配管) 6 一混合室 图1 1 热气防冰腔典刑结构 方案a 为最简单的防冰腔，热气在空腔a 中流动，由丁a 腔的横断面积人，冈此热气的流 3 发动机导流叶片复含材料热气防冰系统件能研究 速很小，热空气与外蒙皮之间的换热情况很差；另外，通过墙2 的热损失也较大。所以，这类 系统只适用丁尺寸很小的部分( 如发动机叶片) 。 方案b 在a 的基础上加设了波纹板通道，热气在通道中流动时把热量传给外蒙皮。由于防 冰通道的流通面积小，空气流速人，所以换热系数较人。 方案c 为直接喷射式。在a 腔中加一分配管，热气由此管上的一系列小孔( 喷嘴) 喷射到 前缘，这样可以增强换热并减少热气的能龉损失，换热效果较a 好，但由丁缺少波纹板通道， 换热效果仍不够理想。 方案d 称为“微引射”式。热气从分配管的喷嘴喷出，并引射防冰后的空气，使部分防冰 后的暖气循环使用，这样可以减少防冰所需的热气，提高热能的利用率。 防冰腔展向切面的常见形式，有图1 2 所示的单蒙皮和双蒙皮两种形式： 防冰通道 m 防冰通道 l 呈 一- l ( a ) ( b ) 图1 2 防冰腔展向切面形式 图1 2 ( a ) 为单蒙皮波纹板通道，其中m 为通道间距，n 为通道宽，h 为通道高度。这种通 道的缺点是展向传热面积较小，冈为防冰通道外无热气通过。于是提出了方案b ，它是在a 的 基础上加上了一个挡板，这样传热面积有所增加，但是结构更加复杂，加j i ：较困难。 1 4 相关研究综述 冲击射流和微小通道内的流动与换热是本文研究的一部分。下面对其基本结构及其流动传 热特性的研究情况做以简单介绍。 1 4 1 冲击射流换热 冲击射流换热技术作为一种具有重要学术意义和r 程应用价值的强化换热手段，广泛应用 于各种领域。其特点是高速射流体法向冲击传热表面，使得被冲击表面温度边界层变薄，温度 梯度变大，从而具有极高的换热效率，使冲击区域产生很强的换热效果。同时这种换 节省人餐换热空间，便丁应用丁局部换热。 4 南京航窄航天人学硕i ? 论义 界层 贴壁射流区驻点区 贴壁射流区 图1 3 单孑l 射流结构示意图 冲击射流的流动结构，一般可将其分为三个区，如l ! e i1 4 所示，即自由射流区，驻点区和 贴壁射流区。根据流动区域的不同，流动特性也有不同的表现。当流体由喷嘴喷山之后，射流 宽度会随着流动的进行不断增人，直至冲击传热蹙面。由喷嘴山口剑鼙面之间的射流流动称为 自由射流区，在此范闸内，：l ：质流动具有自由射流的特点，并存在势流核心区。同时，射流 质的流动会对周围的环境介质产生强烈的卷吸作用，增强了射流主体的湍流度，从而起剑强化 传热的效果。在驻点区，射流1 ：质在与肇面乖直方向上强烈冲击传热肇面，法向速度变为零， 具有极强的传热效率。由丁径向压力梯度的作川，使流体从乖直丁肇面方向转变为平行壁面方 向流动，并在一定顺压梯度作用卜保持层流状态。随着流动的进行，射流流体进入贴罐射流区， 在此区域内，由丁压力梯度的消火，j r ：质流动速度逐渐减小：并且，随着边界层的增厚。流动 可能会发生层流向湍流的过渡，局部传热冈而可能得剑强化。其土要几何参数有：喷嘴直径d ， 喷嘴剑肇面间距离h ，喷嘴轴线与入射肇面的夹角等。 衡聋冲击射流传热参数的效果有局部传热系厅和数局部努赛尔数m ： 办= l( 卜1 ) t w ti m ：丝 ( 1 2 ) 入j 由丁冲击射流有j “泛的1 ：稃麻刚背景，冈此很甲就有人开展这方面的研究，早期的i ：作主 要集中在传热特性的实验研究上，如m 数的分布，流动r e 、距离h d 对传热系数的影响等。 通过对单个喷嘴的射流换热特性研究。有以下一般性的结论：局部传热系数无论是径向还是轴 向都擎1 卜单调性变化，传热系数的径向分布人体上是钟形的，但在射流喷嘴距离传热面比较近 ( h d 8 ) 时，局部传热率可能出现两个峰值。 文献 2 8 通过实验研究了喷嘴剑壁面间距离h d 和r e 对单个圆形射流局部换热特性的影 响。研究结果指山：单个圆形射流局部传热系数随着r e 的增加而人幅度增加，r e 是影响局部 5 发动机导流叶j 午复合材料热气防冰系统性能研究 换热系数的土要冈素。在同一r e 下局部换热系数沿轴向非单凋变化，在驻点处当h d 6 时换 热系数达到峰值：h d 4 时，m 。，发生在驻点上，显然与势流核心区的k 度一致。当超过射流核心区 的长度时，射流的速度和传热系数逐渐减小。当h d 较小时，在r d = 0 5 左右和r d = 1 5 左右 有双峰值出现。( 4 ) 圆孔冲击射流和狭缝冲击射流的影响：一般狭缝冲击射流比圆孔冲击射流产 生的m 分布更均匀，但圆孔射流的m 值能提高8 的传热系数。( 5 ) 入射角的影响：入射角 变化时，m 。，的位置会有所变化，数值也会减小，但是由丁入射面的增大，整个面上的传热 系数不变。( 6 ) 曲率的影响：对丁凹面而言，曲率越人，驻点区的传热系数越小。但由于增人了 冲击面界，总的传热量却比平面的有所增火。 当多孔射流冲击平板时除了具有单孔冲击射流的基本流动区域外，还有上喷形成区和上 喷流区，并在每股射流与上喷流之间诱导一个漩涡区。如图1 - 5 所示： 自由射流区驻点区贴肇射流区上喷形成区上喷流滞- i ：线涡旋区 图1 4 多孔射流结构示意图 多孔射流要比单孔复杂得多，不仅射流孔之间流体流动会相互干扰，而且流体流出射流区 的路径也会对它的传热效率产生重要影响。因此，多孔射流传热效率的影响冈素包括射流雷诺 数r e 、射流孔径d 、射流冲击高度h 、孔的分布方式和孔间距l 、流体流出路径等。 当h d 较小时，射流由喷嘴喷出到达被冲击平面以前，射流未能得剑充分发展，紊流度小， 传热效果不佳，而且由于射流直径不大，覆盖面小，有可能随着l d 的增人，出现无射流所及 6 南京航窄航天人学硕l ：论文 的夕匕区；当h d 较人时，射流逐渐发展，在射流到达冲击平面之前，射流不仅卷吸周同介质。 而且射流之间相互干扰，使射流剑达冲击平面时动能降低，也会影响传热效果。冈此考虑各种 影响冈素的作用，寻找最佳参数组合，是研究者们追寻的目标。 文献 3 0 认为，雷诺数r e 、无鼙纲冲击高度h d 和无量纲喷嘴间距l d 是影响换热效果的 主要冈素，当雷诺数为6 6 7 0 3 9 9 0 0 时，取l d = 4 6 、h d = 5 7 ，则整个平板将得剑均匀而高 效的换热效果。文献 3 2 以空气为介质，用正交设计和同归正交设计方法对多孔射流进行了实 验研究，认为，影响平均对流换热系数的诸l 灭l 素的主次顺序为l d 、r e 和h d ，冈此在设计时 应优先保证l d 的最佳取值。在换热面温度2 0 0 4 0 0 ，r e = 2 7 0 6 0 0 0 的条f i ，i ：卜，l d = 5 7 ， h d = 5 6 5 时可得剑合理的换热系数。千宝官等旧川对多排均布圆孔垂直冲击平板冷却换热进行 了初步的实验研究和分析，结果表明，横流对冲击冷却换热的影响比较人，在1 0 3 7 h d 2 3 3 3 ， 换热系数随冲击间距的增人而增人。在冲击间距确定时，换热系数随冷却气流的流颦增人而增 大。 1 4 2 微小通道换热 微通道换热作为一种新兴的强化换热方法，以其传热温筹小、传热效率高以及结构紧凑等 优点，逐渐被人们所重视。微细尺度传热现象和过程的研究，冈其潜在的学科发展意义和鲜明 强烈的应用背景，成为当今传热传质学研究的热点之一。 研究结果表明，在微尺度下的流动与传热与常规尺度下的流动与换热有许多不一样的地方， 出现了如下现象1 ：( 1 ) 微细通道流动阻力与常规尺度不一样，研究结果甚至互相矛盾，有的 认为微细通道人，有的认为微细通道小：( 2 ) 充分发展通道流的厂r e c o n s t ，认为阻力冈 子与雷诺数的乘积不再是常数，它应是雷诺数的函数：( 3 ) 微细通道层流向紊流过渡的雷诺数 减小，其过渡雷诺数r e 可为3 0 0 1 0 0 0 ；( 4 ) 微细通道流传热数据很分散，充分发展通道流 的m c o n s t ，且是雷诺数的函数：( 5 ) 微细通道紊流的m 比常规情况高5 7 倍。研究认 为这是由丁在微尺度。卜冈尺寸人人降低而引起了所谓的尺寸效应导致的。这种效应通常用 k n u d s e n 数表征： j 砌= 二( 卜3 ) d 。 其中：允是气体分子平均自由程，m ；吃是流体特征尺寸，m 。 对丁气体流动，当通道直释人丁o 1 m m ( 即砌 l o o o ( 2 - 6 ) w a l l i s k l i a c h k o 公式： = ( 1 + r e 等6 ) 2 4 r e 。， l r e 。， l o o o ( 2 7 ) s t o c k e s 公式： c d = 2 4 r e 。，r e 。， l ( 2 8 ) 以上各式中，r e 。，的计算式为： r e 。，= p i 一”。l d ( 2 9 ) 把式( 2 5 ) 、( 2 9 ) 代入式( 2 4 ) ，则过冷水滴的运动方程可以写为： 昙( 眠) + 丢( 嘁) = 三口鲁( 飞。) + 口( 风一p ) 吕 c 2 枷， 1 4 南京航窄航天人学倾i ：论义 从简化后的空气和过冷水滴的控制方程可以看山，空气的控制方科不含过冷水滴的参数， 空气和过冷水滴的控制方科之间并不相互耦合，则空气的控制方程可以单独求解。在确定了空 气流场的速度分布后，再求解过冷水滴的控制方程，获得过冷水滴的速度分布，这样就可以进 行防冰表面水滴收集系数的计算了。 2 3 2 过冷水滴运动方程的求解 2 3 2 1 遮蔽区的处理方法 过冷水滴绕过结冰表面时，会形成一个遮蔽区。在遮蔽区中没有水滴存在，遮蔽区的起始 位置就是水滴的撞击极限( 1 笠i2 1 ) 。在计算过冷水滴速度场的时候，需要准确预测水滴撞击极 限的位置，并合理地对遮蔽区进行处理。 图2 1 水滴运动轨迹与遮蔽区 遮蔽区可以通过动苗方程米定义。过冷水滴运动方稃组( 2 1 ) 一( 2 2 ) 、( 2 3 ) 一( 2 4 ) 及 ( 2 1 0 ) 是守恒形式的方程，源项包括水滴与空气的相互作用项及重力作刚项，也包含了水滴 的体积分数口。由丁水的材料密度风，为常数，可以把式( 2 一l o ) 的偏导数展开，引入连续方程， 再两端同时除以口，则该运动方程可写成如下1 卜守恒形式： 知m 。丢j ) - 去霈“仇叶一外 仫 当上式中口不为零时，为1 卜守恒形式的方程：当口为零时，上式对速度没有定义。此时说明区 域内没有水滴存在。这个速度没有定义的区域就是遮蔽区。 在处理遮蔽区时，采刚文献【2 9 】中提出的处理方法：认为遮蔽区内存在虚拟的水滴，但水 滴的表观密度为零。这是冈为当水滴的表观密度为零时，水滴速度没有定义，此时任何速度都 1 5 发动机导流叶片复合材料热气防冰系统性能研究 能满足动量方稃，并且遮蔽区内的信息不会影响到其他区域。冈此可以选择一个合理的运动方 程进行求解，其结果作为遮蔽区虚拟水滴的速度。由于简化后的水滴运动方程组是双曲型方程 组，计算时信息从上游向卜游传递，遮蔽区的虚拟水滴的上游是撞击极限处的叶片表面，冈此 应该保证叶片表面上没有信息传递到遮蔽区。这就需要对叶片表面处的边界条件作如下处理： 把表面看作一个吸收体，即水滴撞击到表面后就被表面吸收，这样就无法将信息传递到下游的 计算区域了。 2 3 。2 2 水滴运动方程的分层求解方法 在实际计算中，采用设定遮蔽区内水滴的密度和速度的最小值的方法，对这两个值进行限 定，使它们不小于这个最小值。由丁遮蔽区内水滴的表观密度为零，因此最小值的量级应该足 够小。在计算中，采川分层求解的方法，即首先不求解体积分数方程，而是求解动量方程得到 速度场，使遮蔽区内水滴的速度得到定义：再以这个速度场为初场，求解连续方程，得到体积 分数；最后同时求解连续方程和动量方程。 2 3 3 水滴收集系数的计算 水滴收集系数是表征结冰表面法向水滴流率大小的无量纲参数，也是决定结冰表面热载荷 的重要参数。虑川e u l e r 法计算水滴收集系数时，只需计算山网格中距离结冰表面第一内点的 法向水滴速度。采用水滴平均直径计算时，水滴收集系数的计算式如下： = 一口靠虬 ( 2 - 1 2 ) 其中为结冰表面法向水滴速度，虬为自由米流空气速度。则防冰表面水滴质量流量可由 下式计算： ，f l 。= c 虬彳 ( 2 - 1 3 ) 其中彳为过冷水滴流进控制体时的法向投影面积。 2 4 防冰热载荷的计算方法 在确定了结冰表面的水滴收集系数的基础上进行防冰热载荷的计算。防冰热载荷的计算需 要对防冰表面收集剑的水建立热平衡方程，通过对方程的求解得到防冰系统需要的热流域。 采川控制容积法，建立防冰表面