液态水含量对防冰表面水膜流动换热的影响

为了研究液态水含量对防冰表面水膜流动换热的影响,基于机翼防冰表面水膜及空气相互作用机理,并考虑水膜表面传热传质过程,建立了水膜与空气的流动换热模型,得到溢流水膜及空气边界层流动换热的积分控制方程,通过对比文献试验结果验证了模型的准确性.在此基础上,比较了不同液态水含量条件下防冰表面水膜厚度及主要热流量的分布情况.结果表明:液态水含量对水膜沿表面厚度分布有明显影响,而对换热过程中各项热流的影响主要集中在水滴撞击区域,加热热流与散热热流随液态水含量的增加呈现相反的变化趋势.     

来流速度对防冰表面溢流水流动换热的影响

为研究来流速度对防冰表面溢流水流动形态及换热的影响,基于空气-水两层相互作用的质量、动量和能量守恒,建立防冰表面溢流水水膜流动换热及破裂的数学模型,分析了防冰表面溢流水在不同来流条件下的流动形态和表面换热情况。计算分析表明:来流速度增加时,防冰表面相同位置处的连续水膜厚度减小,水膜破裂位置随之延后;较高来流速度条件下,破裂处水膜厚度稍有增加,使得破裂后形成的溪流厚度和宽度增大;作为主要的表面散热项,连续水膜表面蒸发及对流换热热流均随来流速度的增加而增大。此外,由水膜破裂引起的表面溢流水流态变化对防冰表面蒸发热流有一定影响。     

短舱防冰系统三维内外流耦合计算方法

为提高防冰性能评估效率,更好地支撑发动机短舱防冰系统设计工作,基于松散耦合方法开展了适用于短舱进气道笛形管防冰系统的三维内外流耦合仿真计算方法研究。将三维全尺寸短舱进气道计算模型分割为内、外流计算域,并以防冰腔外表面温度和换热系数作为计算域之间的交互数据,以实现内外流耦合迭代。根据干、湿空气条件下防冰表面流动传热特性,考虑湿空气条件下由过冷水滴撞击产生的质量与能量源项,同时引入短舱进气道周向非对称特性导致的三维溢流效应影响,总结了干、湿空气条件下短舱进气道防冰系统内外流松散耦合迭代策略。计算结果表明：在干空气条件下防冰内外流松散耦合迭代仅需3个轮次即可收敛;在湿空气条件下,受防冰表面溢流影响,内外流耦合迭代4个轮次后趋于收敛。     

机翼电加热防冰表面内外传热的耦合计算

分析了机翼防冰表面的传热传质现象,对电加热防冰表面内外传热耦合计算进行了研究.采用附面层积分法对机翼表面传热系数进行计算.根据传热传质比拟得到了防冰表面蒸发量.建立表面微元的能量与质量守恒差分方程组,利用高斯-赛德尔迭代法求解,将外部防冰载荷、蒙皮弦向导热和内部加热热流三者耦合,采用亚松弛系数稳定迭代过程,最后得到平衡表面温度、溢流水和溢流结冰的范围.计算结果和文献中试验以及其他数值仿真结果比较,吻合较好,表明了模型及计算方法的正确性.      

表面凸起对机翼热气防冰腔内换热强化的影响

采用数值模拟对比研究了光滑表面和具有表面凸起结构热气防冰腔内湍流流动的换热特性。机翼防冰腔内笛形管具有三排射流孔,射流孔角度有0°±45°组合以及0°±30°组合。为了强化射流冲击光滑表面的流动换热,在防冰腔内表面正对射流孔的射流冲击区,设计了表面凸起结构,用来强化射流对壁面的冲击换热效果并起到引流作用。通过改变射流孔射流角度研究了射流角度对传热特性的影响。计算结果表明:与光滑防冰腔内表面射流冲击换热相比,表面凸起结构可以将均匀发散的壁面射流集中为高速壁面射流,提高壁面射流区的对流换热系数,从而增强射流冲击换热效果,机翼前缘的强化换热效果尤为明显。     

三维内外热耦合计算热气防冰系统表面温度

提出了一种三维内外强固传热耦合计算热气防冰系统表面温度的方法并进行算例计算.外部表面传热系数计算采用附面层积分方法,内部热气流动与换热采用CFD(计算流体动力学)方法,利用FLU-ENT的用户自定义函数UDFs(user-defined functions)实现蒙皮外表面热载荷计算及热流边界条件的自动加载,使迭代自动推进.对表面温度及外部热载荷进行亚松弛来稳定迭代计算,用强固传热耦合迭代来加快计算速度.所研究的三维热气防冰系统表面温度计算新方法可应用于防冰系统的热性能验证及系统优化.      

复合材料部件电加热防冰性能试验

在基于涡轮组和制冷机组联合制冷及气/液两流体喷嘴产生雾化水滴的小型直流式冰风洞中,进行了复合材料部件电加热防冰系统的性能试验.通过改变来流风速、模拟的结冰气象条件、电加热功率及加热方式,得到了不同防冰方式下试验件内的温度分布.结果表明:在本文研究范围内,相同防冰方式下电防冰加热功率随来流风速单调增加;空气温度和液态水含量对电加热功率的影响相互耦合;电加热功率与防护区内的温度及温度梯度成正比;相同防冰负荷下,采用分(多)区加热可以使防护区内的温度及温度梯度分布更合理.     

某型飞机机翼防冰系统计算分析

主要针对某型飞机机翼的热气防冰系统计算分析,得到水滴直径变化对撞击极限的影响,飞行马赫数变化对机翼表面换热系数的影响,分析了不同飞行高度湿表面和干表面的温度分布.结果表明水滴撞击区随着水滴直径增加而增大;机翼表面的换热系数随飞行马赫数的增加而增加;在相同计算条件下,干表面温度比湿表面温度要高.对多个典型截面以及其在不同飞行状态的计算结果表明,在给定的计算条件下,4km及7km时防冰系统工作都是有效的,7km时表面部分位置湿表面温度低于0℃.      

航空发动机热气防冰结构的冲击换热特性研究

为了验证冲击换热特性在热气防冰结构中的适用性,利用数值模拟方法对典型热气防冰系统整流支板中的冲击换热结构进行了研究。根据相应的换热试验简化了计算模型,利用该模型计算了冲击距离、冲击孔直径、冲击孔间距和Re对热气防冰系统冲击结构换热能力的影响,验证了整流支板中冲击换热结构的换热规律与单独冲击换热结构的一致性,并获得了热气防冰系统中其他结构对冲击换热结构换热的影响规律。计算结果表明：减小冲击距、增加孔径、减小孔间距及增大Re都能够增强换热能力。     

飞机防冰表面材料研究进展

结冰不仅给人们的日常生活带来诸多不便,而且影响飞机的飞行安全,甚至引起重大的经济问题和人身威胁。虽然飞机的防/除冰研究已经进行了数十年,但仍然需要开发出对环境无害、经济且有效的防冰策略。防冰表面材料可通过延长结冰时间和降低冰的附着力减轻甚至消除冰的积聚,是目前飞机防/除冰领域学科发展的前沿方向,制备高性能防冰表面材料具有十分重要的意义。本文综述了当前防冰表面材料的研究现状,对超疏水材料以及润滑层材料等应用于防冰领域的优劣势进行分析,并分析与展望了防冰材料的发展方向。     

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

热气防冰腔结构参数对其热性能影响研究

采用数值模拟方法,开展了热气防冰系统结构参数对其热性能影响的研究。首先建立了不同管壁距、喷孔排数、喷口喷射角度的防冰腔结构,运用计算流体力学方法对其内部热气流动与换热进行了模拟,得到了防冰腔热效率以及热气喷射蒙皮内表面的对流传热系数的分布。结果表明:管壁距在4mm至36mm范围内增大,将降低防冰腔的热效率,并且弱化射流正对冲击表面传热性能;流量一致时,喷孔排数由3排减至2排,提高了防冰腔热效率;3排喷孔射流角度朝上表面方向旋转15°,将会提升防冰腔热效率,表明曲面曲率影响射流表面传热性能。     

基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究

以机翼热气防冰系统为研究对象,建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型,对整个计算区域生成混合网格,边界条件为第三类边界条件,采用计算流体力学方法以FLUENT软件为工具,对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解,获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果,并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著,温度分布较均匀,防冰引气温度为200℃时,防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃,最低温度为21℃,3mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃,防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果,能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。     

航空发动机1 次表面换热器流动换热性能分析

为了研究航空发动机1次表面换热器流动换热性能,基于传热单元数法并结合其结构特性,建立了换热器热力学设计方法并对经典热力学公式进行了对比分析。同时针对适用于航空发动机的4种不同结构形式1次表面换热器(直通道逆流型和1 5°,30°及45°叉流型),在真实工况下的流动换热特性开展了数值模拟研究。通过对比不同结构换热器在不同工况下的流动换热特点,可以为一次表面换热器芯体核心部件的优化设计提供设计依据和方法。基于数值计算结果,对比分析了不同交错角度θ对换热器的换热性能与流动特性的影响。结果表明:对于直通道逆流换热器,整个换热器内部温度有规律均匀分布;对于叉流换热器,由于波纹板片呈一定角度交替放置,内部流动复杂,局部存在明显的涡流强化换热,气体流动通道内的速度、温度分布极不均匀。随着交错角度的不断增大,叉流换热器的换热性能不断增强,但其冷热两侧压降也大幅增大。     

基于雷诺平均Navier-Stokes方程的表面传热系数计算

采用有限体积法数值求解控制二维绕流的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组,计算了光滑和粗糙NACA0012翼型以及圆柱表面的局部表面传热系数.分析了近壁面网格间距、湍流模式和表面粗糙度模型对数值计算结果的影响.结果表明:切应力输运(SST)湍流模型能够区分层流和湍流边界层的对流传热特性,并能预测转捩的发生;采用Spalart-Allmaras(S-A) 扩展模型能够计算粗糙壁面的对流传热系数,但采用忽略转捩函数的S-A模型不能有效计算层流边界层的传热系数.当近壁面网格间距接近10-5量级的黏性子层时,在光滑和粗糙壁面都能得到准确的传热系数分布.结合合适的近壁面网格间距,湍流模式和表面粗糙度模型可以得到与实验数据十分接近的表面传热系数曲线.通过与求解不可压缩RANS方程得到的结果比较后发现,不可压缩RANS方程主要忽略了压缩和黏性耗散效应,这种效应可以通过绝热升温项的形式并入总体热分析.