某航空发动机短舱防冰腔流动与换热仿真

徐 宁，徐之太，管 宁*

（1.山东交通学院,山东 济南；2.中交一公局电气化工程有限公司,北京）

引言

在长时间高空飞行中，飞机通过含有许多过冷液滴的云层中时，其中某些部件的前缘就会发生结冰现象。结冰现象出现在发动机唇口就会影响发动机工作而失控，进而影响到整架飞机的飞行安全。因此，发动机短舱防冰技术的研究已成为一个备受关注的热点问题。

张书晔等[1]以某无人机发动机进气道防冰系统为模型，针对双蒙皮防冰腔结构进行了仿真分析，计算了12 个状态下发动机进气道不采取防冰措施的结冰厚度最大可达0.31 mm。梁青森等[2]针对7 种不同结构的微引射热气除冰腔的引射性能进行了数值模拟，并进行结果对比。胡金源等[3]针对微引射式防冰腔结构参数对换热性能的影响，通过数值模拟，得出射流孔孔距和混合腔最佳长径比为8。于磊，张书晔[4]针对防冰腔的热变形问题，运用仿真分析不同工况的热变形情况，为防冰腔的热补偿设计提供数据支持。上述研究均可为微引射式防冰腔的结构优化提供参考。

基于上述分析可以发现当前对于发动机短舱防冰技术的研究仍较少，本文针对短舱防冰技术方案的优化问题，构建了微元化三维模型，采用数值模拟的方法，对不同引气速度和温度防冰问题展开研究。

1 计算模型和计算方法

防冰腔作为热气防冰系统的重要组成部分，其三维建模对于仿真模拟的真实性十分重要。考虑到防冰腔内防冰通道结构较为复杂，仿真所需网格量较大，因此根据防冰通道的周期性分布特点，截取三个防冰通道构建三维模型，进行简化分析，模型及尺寸如图1所示。

图1 防冰腔模型

根据所建立的三维模型，对微引射式防冰腔的外流场进行网格划分。图2 展示了外流场的网格划分情况。图3 为ICEM 生成体网格。

图3 ICEM 生成体网格

基于上述网格，本文采用数值模拟的方法对防冰腔内的流动和传热进行模拟，控制方程如式（1）-式（3）所示：

动量方程

式中：ρ是流体密度(g/m3)；u 是流体的速度矢量（m/s）t 是时间；p 是流体的压力；τ 是应力张量，包含的信息包括摩擦应力、涡旋粘滞应力等；g 是重力加速度。

能量方程

式中：e 是流体的内能密度(g/m3)，即单位质量流体的内能；u 是流体的速度矢量；q 是热通量向量密度。

物质方程

式中：∇ ∙( ρu)表示速度散度，即速度场内物质质量的净流出流量。

入口边界条件设定为只有外流场的外部冷气流，出口边界条件设定为仅有外流场的压力出口。蒙皮外表面设定成热流边界条件，对流换热系数设置为200 W/（m2·K）。将展向的壁面设置为绝热壁面。

2 结果与讨论

采用上文的模型及计算方法，本文对防冰腔表面对流换热系数以及压力分布展开了数值模拟，并对比分析了不同引气速度、来流温度下的防冰效果。

图4 给出了防冰腔外表面的对流换热系数分布，由图可以看出中段的对流换热系数最大，向两端逐渐递减，是由于喷口处的流速大，而两端流速较小引起的。

图4 防冰腔外表面对流换热系数分布

为了分析不同工况参数下的防冰性能，本文对比分析了不同引气速度和来流温度对防冰表面温度的影响。在引气气流为100 ℃，外部气温为-10 ℃工况下，图5 分别给出了引气速度为10 m/s、20 m/s、30 m/s 时的温度云图。通过计算可得到防冰表面最低温度分别为266.4 K、274.8 K、286.2 K。

图5 防冰腔外蒙皮不同引气速度工况下温度云图

由图5 可得，引气速度为10 m/s 时防冰表面最低温度过低，不能满足防冰要求。20 m/s 时防冰表面的最低温度适宜，防冰状态较佳。30 m/s 时防冰通道的温度较高，满足防冰要求但会浪费引气量。故而引气速度过大或过小均不利于防冰性能。

在引气速度为30 m/s，外部气温为-10 ℃工况下，图6 给出了引气温度分别为130 ℃、115 ℃、100℃时的温度云图。由计算可得防冰表面最低温度分别为307.1 K、297.3 K、286.2 K。

图6 防冰腔外蒙皮不同引气温度工况下温度云图

由图6 可得，防冰腔外蒙皮的温度在130 ℃时较高，在100 ℃时较低。说明防冰引气气流温度的升高会导致防冰腔内部与外部蒙皮间的热流密度增大，从而使表面温度提高。

3 结论

（1） 当引气速度不低于15 m/s,引气温度不低于380 K 时，本文设计的防冰通道可实现发动机唇口的有效防冰。

（2） 引气速度从10 m/s 到40 m/s, 防冰表面最高温度升高了约20.67%，最低温度升高了约7.13%。与蒙皮最高温度相比，引气速度对蒙皮最低温度的影响较小。

（3） 引气温度从100 ℃增加到130 ℃时，防冰表面最高温度升高了约13.23%，最低温度升高了约11.51%。