翼型表面结冰准定常数值模拟

对翼型表面的结冰过程进行了准定常数值模拟。在每个时间步长内完成网格随着壁面边界的移动而更新、周围流场和水滴撞击特性重新计算、冰形计算及壁面边界的重构工作,如此循环直至所需的结冰计算时间。采用拉格朗日轨迹追踪法获得水滴撞击特性,应用考虑壁面粗糙度影响的边界层积分法计算壁面的对流换热系数,在此基础上求解Messinger结冰热力学模型,冰层始终沿壁面外法线方向生长。对NACA0012翼型在不同环境下生成的三种典型冰形进行了预测,并与实验结果进行了比较,表明本文所述方法的有效性。     

结冰模拟软件AERO-ICE中的关键数值方法

自然积冰对于航空飞行安全造成重大隐患,飞机在穿越富含过冷水汽的云层时冰形将按一定的物理规律积聚生长。介绍了一款三维结冰数值模拟软件AERO-ICE,该软件由网格自动生成、空气流场RANS计算、水滴场欧拉方法计算、结冰热力学分析四个模块组成。在空气流场计算方面,采用SPF k-v²-ω湍流模型,该模型引入湍流非平衡特性修正,预测的带冰翼型最大升力系数和失速攻角相对SA和SST模型有显著的提高。水滴场欧拉方程由于源项较大,迭代求解时容易发散,AERO-ICE软件采用流场光顺、二阶MUSCL空间离散以及LU-SGS隐式时间推进方法改善了数值稳定性。在结冰热力学分析模块,AERO-ICE软件同时具有Messinger与Myers模型,并将Messinger模型预估的壁面温度作为Myers模型的边界条件,从而解决了Myers模型温度设置的经验性问题。AERO-ICE软件支持多块网格、多重网格加速技术与大规模并行计算,其冰形计算结果得到了初步的验证。     

三维机翼结冰模拟

针对机翼结冰问题,利用欧拉法求解空气水滴两相流流场,通过Fluent软件用户自定义函数功能编程求解三维机翼表面水滴局部收集系数以及结冰情况.在计算中.将水溢流方向沿机翼弦向和展向分解,以此对Messinger结冰热力学模型进行改进,使之更符合三维情况,并在此基础上进行三维传质传热分析;修正传统的二维表面对流换热系数求解...     

基于Myers模型的三维结冰数值仿真

三维结冰表面上的水膜流动和结冰增长是结冰计算模型应考虑的核心内容,其中广泛应用的是Myers模型。Myers模型考虑了空气剪切力和空气压力对结冰表面水膜流动的影响,以及冰层、水膜和空气之间的导热与对流传热对结冰速率的影响。本文在使用Myers模型进行结冰预测时,发现Myers模型对霜冰转化为明冰的判断标准存在缺陷,会在结冰极限处产生不合理的冰角。因此对Myers模型的结冰类型判断标准进行了修改,对机翼表面的结冰过程进行了更加准确的模拟,并应用了有效的离散算法计算水膜流动和结冰增长过程。对比了二维NACA0012翼型的单步法、多步法计算结果和实验结果。明冰结冰温度较低时,本文计算结果与实验结果吻合很好,明冰结冰温度较高时,本文对上冰角的计算与实验结果有一定差距。本文提供了三维GLC-305后掠翼的结冰计算结果和实验结果的对比,冰角厚度的计算结果略小于实验结果,但整体趋势一致。     

飞机三维结冰模型及其数值求解方法

 对飞机结冰外形进行纯三维数值模拟,是目前飞机结冰预测中的一大难点。为了建立三维结冰数值模拟方法,基于Messinger的二维结冰模型,提出了一种考虑液态水溢流效应的三维结冰计算模型,并针对该模型建立了表面单元内溢流水流动的分配方案、发展了相应的迭代求解方法。采用本文方法对MS-317后掠翼结冰进行了计算,并与实验和Lewice3D的计算结果进行了对比。研究结果显示：本文方法具有较好的收敛性,计算的霜冰和明冰外形均与Lewice3D计算的冰形一致;对于霜冰和结冰时间较短的明冰,本文计算的冰形与实验吻合较好;对于结冰时间较长的明冰,本文计算的冰形与实验对比还有一定差异,但冰生长的总体趋势和大致体积与实验一致。同时,对比了MS-317无后掠翼与有后掠翼结明冰的外形,发现机翼后掠导致的三维溢流效应对结冰外形有明显影响,因此,对于三维结冰分析,如果用二维截面的结果来代替三维结果,其合理性还需验证。     

机翼结冰过程的数值模拟

为预测飞机机翼结冰的形状,建立了一套采用时间步进法进行结冰过程数值模拟的方法.开发了一个软件框架用于使结冰模拟和网格更新全自动化.基于Messinger的质量和能量守恒方程建立了结冰热力学模型.采用了基于Spalart-Allmaras湍流模型在粗糙壁面的扩展模型来计算表面传热系数.提出了一种新的结冰生长方式.能预测霜...     

溢流条件下飞机结冰过程的传热特性研究

基于液/固相变和液膜流动的基础理论,对飞机结冰过程的传热特性进行了研究,建立了溢流与液/固相变耦合的结冰传热模型,并采用该模型对来流各参数对冰层生长特性的影响进行了分析.研究结果表明,结冰表面液态水的溢流将促进液/固相变过程,并进而提高冰层生长速率.气动剪切力是影响溢流效应的主要因素,来流速度越高,气动剪切力越大,溢流效应也越明显;反之,则溢流效应越微弱.在溢流条件下,来流参数中来流温度和速度是影响冰层生长速率的主要原因.来流速度越高或温度越低,则冰层生长速率越大,反之则生长速率越小.比较而言,液态水含量和水收集系数的变化对冰层生长速率的影响相对较小.      

基于欧拉方法的2 维翼型冰晶结冰数值计算

针对现有航空发动机冰晶结冰试验方法存在数据采集困难,且难以揭示冰晶结冰机理问题,对某楔形翼型进行冰晶结 冰数值计算。采用S-A 湍流模型获得流场结果,应用欧拉方法获得冰晶和液滴轨迹结果,基于Messinger 模型获得冰形,并以 NASA-NRC 的第139 号试验结果验证了数值方法的可行性。结果表明：在其他工况相同时,压力越低（飞行高度越高）,冰晶/ 液滴蒸 发越强烈,结冰情况越严重;分析不同液态水含量与总水含量比例（CLW/CTW）对结冰的影响可知,液态水过少或过多都不利于冰层形成。     

二维翼型结冰数值计算

翼型结冰计算是随着结冰时间步长变化的准定常过程,因此在每个时间步长后都要更新各个模块的计算工作,如此反复直到达总结冰计算时间.在各模块计算中,分别采用了泊松方程法生成网格、求解雷诺时均方程计算流场、拉格朗日追踪法求解水滴轨迹、基于Messinger模型计算冰形、采用变距滤点法重构边界.引入动态链接库技术将各模块集成为结冰计算平台,并将三种冰形(楔形冰、槽状冰及混合冰)计算结果与国外软件及试验数据进行了对比.      

二维机翼混合相结冰数值模拟

近年来冰晶引发的飞机结冰问题逐渐引起人们的重视。针对冰晶和过冷水滴同时存在的混合相结冰问题,通过数值模拟的方法实现结冰冰形预测。空气流场和对流换热的计算中采用了转捩剪切应力输运（SST）湍流模型,基于欧拉法计算冰晶和水滴收集系数。在Messinger结冰热力学模型基础上进行扩展,分析了二维结冰部件表面在混合相气象条件下的传热传质过程,建立了适用于混合相的结冰热力学模型,同时考虑冰晶的黏附效应,添加黏附效率经验公式。利用FLUENT的用户自定义函数（UDF）编程求解混合相热力学模型,计算了霜冰和明冰条件下NACA0012翼型表面结冰情况,与国外风洞试验结果进行比较,验证了计算模型和方法的有效性。结果表明,冰晶黏附效应对混合相结冰量及冰形有很大影响,明冰条件结冰形状偏向楔形。     

考虑水膜蒸发的三维明冰积冰数值研究

明冰积冰过程中冰层表面会覆盖一层薄水膜,水膜在冰层表面流动和传热,水膜蒸发会引起质量和能量传递,对积冰相变产生影响。为了研究水膜蒸发对积冰的影响,在已有三维积冰模型的基础上,考虑了明冰积冰过程中水膜的蒸发,建立了考虑水膜蒸发的三维积冰数学模型,并开发了相应的积冰计算程序。选取NASA提供的典型算例,模拟了明冰积冰条件下NACA0012翼型的积冰过程,并将计算结果与NASA试验和数值结果进行对比。结果表明水膜的平均蒸发量为1.5g/(m~2·s),蒸发吸收的热量占总传热的35%。与不考虑水膜蒸发的计算结果相比,本文得到的积冰量和冰形都与试验结果具有更好的一致性,说明三维明冰计算中考虑水膜蒸发是有必要和合理的。     

不同来流条件对机翼结冰及气动特性影响研究

针对三维机翼结冰问题,基于Navier-Stoke控制方程,采用多时间步长的计算方法,通过求解气液两相流的Eluer法得到空气中水滴的轨迹,再根据Messinger模型计算结冰冰形来实现对机翼结冰的数值模拟。首先以三维NACA0012机翼为研究对象,进行结冰数值模拟方法验证,随后计算不同迎角和不同来流速度对三维ONERA M6机翼结冰冰形的影响,最后分析了机翼结冰对气动特性的影响规律。结果表明,结冰后机翼的阻力系数增大,升阻比减小;来流速度对机翼前缘的结冰类型影响较大,当机翼前缘的结冰类型由霜冰变为混合冰时,将使机翼的气动特性恶化。     

机翼结冰分析与防除冰系统设计验证

飞机在结冰条件下飞行时可能发生结冰,飞机一旦结冰,会对安全飞行带来较大的隐患,如何降低飞机结冰带来的危害已成为飞机设计研究的重点内容.通过FENSAP-ICE对机翼进行数值模拟,并通过改进Messinger结冰热力学模型模拟更加真实的飞行情况;分析不同飞行环境下,飞机结冰前后机翼气动特性的变化,同时针对机翼设计一套防除冰系统并验证其可行性.结果表明:飞行速度越大,机翼表面的局部水收集系数越大;环境温度会影响机翼结冰的类型和结冰厚度,机翼发生结冰时,其升力系数减小、阻力系数增大,机翼的气动特性受到严重的影响;设计的电热防冰系统可以有效地预防机翼表面结冰,也可以进行周期性除冰.     

翼型表面明冰的数值模拟

提出一种翼型表面明冰的数值模拟方法.基于欧拉两相流理论,建立空气、水滴两相流控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击;采用考虑了粗糙度影响的边界层积分法求解结冰表面的对流换热特性,基于经典Messinger模型提出明冰数值模拟的热力学模型;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,采用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在不同环境温度下的明冰冰形进行了预测,并与实验结果进行了对比.      

基于相界面数据交换的结冰多相传热过程研究

发动机结冰会对飞行安全造成影响，研究发动机结冰过程机理可以帮助提高飞行安全性能和完成适航验证。使用欧拉法计算了水滴运动过程，使用能量平衡法计算了结冰的多相传热流动过程，使用一维导热模型矫正了壁面导热过程，并提出了基于相界面导热平衡方程的数据交换模型。基于此模型进行了发动机进口部件的冰风洞实验数据数值验证，模拟计算最大结冰厚度与试验误差能够控制在10%左右。相界面数据交换模型能够对近壁的水膜流动和温度梯度进行精细化模拟，并且将用户自定义函数（UDF）与求解器进行流场参数的实时交换，经验证后表明该模型在计算结冰最大厚度时具有较好的精度。     

结冰表面粗糙度预测与分析

通过对结冰表面液态水的受力分析,确定了水膜、水珠和细流特征粗糙度的大小及其之间的界限划分,发展和完善了结冰表面的粗糙度模型,开发了耦合该粗糙度模型的多步结冰计算程序;利用该程序计算结冰表面的粗糙度大小和分布特征,并对粗糙度影响下的流动和换热特性进行了计算分析;研究发现,结冰表面的粗糙度在分布是不均匀的,且随着结冰温度的降低,局部粗糙度的最大值降低,但在整个结冰过程中,局部粗糙度的最大值表现出增加的趋势;粗糙度的存在增强了结冰表面的对流换热。     

飞机结冰过程的液/固相变传热研究

基于液/固相变的基本理论, 对飞机结冰过程的液/固相变传热特性进行了研究, 建立了液膜及冰层生长的分析模型, 并采用该模型对来流条件各参数对冰层生长特征及其速率的影响进行了分析.研究表明, 在飞机结冰过程中, 冰层生长速率及不同冰型的形成不但受来流参数的影响, 而且与固、液相区的内部传热特性相关, 因而考虑各相区的传热过程是提高冰层生长预测准确性的重要途径.所建模型考虑了液/固相变的非线性特征, 对冰层生长速率及冰型特征有着较好的预测作用.      

发动机进气道短舱前缘结冰三维模拟研究

为计算发动机进气道短舱前缘的结冰冰形,在Messinger结冰热力学模型的基础上发展了一套纯三维的表面溢流水流动结冰模型。考虑空气摩擦力为表面溢流水流动的主要驱动力,用空气对进气道表面的剪切力来确定溢流水的流动方向及流量分配。为求解溢流水结冰模型,发展了一套重复查找表面控制体状态的方法,能够快速完成整个三维表面的计算。用该方法对某三维发动机进气道进行计算,得到了三维结冰冰形,并将计算结果与FENSAP-ICE计算结果进行了对比,结果显示两者的冰形轮廓基本一致,仅在冰角处存在差异,表明本文三维发动机结冰计算模型与计算方法是有效的,其计算精度与FENSAP-ICE结果相当。     

临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究

临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于 CFD 方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于 Jameson 中心格式的有限体积法求解 N-S 方程;水滴撞击特性计算采用 Eulerian 方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的 Messinger 热力学模型。选取 CRM 飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用“几何外形敏感性分析方法”,即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM 飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm 时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41 mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min 待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。     

某全机模型的水滴撞击特性分析

飞机结冰会对其飞行造成巨大隐患。应用Fensap软件,使用CFD计算方法,采用Spalart-Allmaras湍流模型对德国宇航中心(DLR)某型飞机的三维模型进行气动及水滴撞击特性分析。通过控制变量的方法,确定环境参量对水滴撞击特性的影响。结果表明:飞机速度增大,局部水收集系数减小;水滴直径减小,局部水收集效率也减小。