基于CFD的水收集系数及防冰表面温度预测_卜雪琴
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热气防冰系统工作时 , 防冰表面的损失热流 密度有 :对流换热热流密度 qa , 表面上水 蒸发散 走的热流 密度 qe , 加热 收集 水所 需的 热流密 度 qw ;加热热流密度有 :气流对表面的气动加热热流
密度 qv , 水滴动能转变成的热流密度 qw v , 腔内热
气加热热流密度 qn. 因此可得到部件表面的热平
Key wo rds:aircraft an ti-icing;collection efficiency;surface tem perature
飞机空中结冰危害很大 , 不仅增加飞机重量 , 而且破坏飞机气动外形 , 增加飞机阻力 , 导致操纵 性 、稳定性下降 , 可能引起严重的飞行事故. 为保 证飞机在结冰气象条件下的安全飞行 , 需要在关 键部件处采取保护措施. 现有的飞机结冰保护系 统分为两类 :一类是防冰系统 , 即不允许在飞机部 件上结冰的系统 ;另一类是除冰系统 , 允许在飞机 部件结少量冰 , 然后周期性除冰. 根据所采用能量 方式的不同 , 有机械除冰系统 、液体防 (除 )冰系 统 、热气防冰系统 、电热防 (除 )冰系统等.
关 键 词 :飞机防冰 ;水收集系数 ;表面温度 中图分类号 :V 244. 1 +5 文献标识码 :A 文 章 编 号 :1001-5965(2007)10-1182-04
P red ictions of co llection e ffic iency and anti-ic ing surface temperature
液态水含量 /( g m - 3)
注 :机翼安装角为 3°.
Biblioteka Baidu
状态 1(起飞 )
0 101 325 1. 225
78. 3 0. 23
0 - 2. 2
20 0. 59
状态 2(爬升 )
2 400 75 749 0. 966 6 125. 8 0. 38
5. 7 - 9. 2
20 0. 44
状态 3(巡航 )
6 400 44 772 0. 630 9
170 0. 54 4. 2 - 18. 8
20 0. 25
状态 4(下降 )
3 000 70 121 0. 909 1 128. 1 0. 39
5. 3 - 8. 3
20 0. 43
状态 5(待机 )
5 200 52 682 0. 720 3 118. 3 0. 37
本文对机翼展向每隔 1 m 截取一个翼型剖 面 , 共 12个 , 其中包括根部 0m 处翼型 , 剖面平行
1 18 4
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 2007年
于气流方向. 将翼型采用距机翼根部的距离来命 名 , 如距机翼根部 1m 的翼型命名为 1m 翼型 , 如 图 3所示. 各气象条件见表 1.
衡方程式 :qgain =qloss, 即
qv +qw v +qn =qa +qe +qw
(2)
而防冰所需的 qn则为
qn =qa +qe +qw - qv - qw v
(3)
各热流计算模型请见参考文献 [ 2].
2. 2 防冰表面温度计算
防冰表面温度在内外部热流作用下最终达到 平衡[ 3] . 内部热 流根据加热形 式不同而不同. 外 部热流即防冰热载荷计算见前述 ;内部流动和换
图 1 β与防冰热载荷 计算流程图
β是指微元表面上的实际水收集率 Wβ与该 微元表面上的最大可能的水收 集率 Wβ, max之 比 , 根据此定义得到公式 [ 1] :
β
= Wβ W β, max
=(V V0
n
) α0
αx ρw
ρw
=(V V0
n
) α0
αx
(1)
式中 , ρw为水的密度 ;V0为远场来流速度 ;V 为当 地速度矢量 ;n 为表面的法线方向矢量 ;αx和 α0分 别为水滴撞击壁面处当地及远场处的水滴容积分
欧拉法采用两相流计算空气 -水滴两相流. 该 方法认为水滴和空气均是连续相 , 求解 两套 N-S 方程 , 不需确定粒子发射源. 对于复杂的三维物体 的防冰计算 , 欧拉法比拉格朗日法更具优势. 加拿 大的 FENSAP -ICE结 /防冰计算软件基于欧拉法. 本文采用的方法是两相流欧拉法 , 计算过程如图 1 所 示.
流 , 两者耦合计算得到新的表面温度并作为下一
步迭代计算的已知条件. 迭代计算直到相邻两次
计算的表面温差 ΔT 不超过 0. 1 K. 此时的表面温 度即为相应结冰气象条件下 , 防冰系统工作稳定
后的表面温度 , 且不应低于 0℃, 不应高于蒙皮材
料允许的最高温度.
图 2 表面温度计算方法
3 计算翼型剖面选取及气象条件
收稿日期 :2006-11-17 作者简介 :卜雪琴 (1982 - ), 女, 江西萍乡人 , 博士生 , buxueq in@ase. buaa. edu. cn.
第 10期 卜雪琴等 :基于 CFD 的水收集系数及防冰表面温度预测
118 3
1 局部水收集系数计算
局部水收集系数 β 的计算 是防冰计算 的基 础 , 有两种方法 :拉格朗日法和欧拉法.
本文对 1, 3, 6, 9m 翼型的 β进行计算和结果 分析. 对 9m 翼型处巡航状态下的防冰表面温度 进行了预测.
表 2 飞机飞行及气象条件
图 3 各翼型剖面
参数
飞行高度 /m 压力 /Pa
空气密度 /( kg m - 3) V0 /(m s -1 ) Ma 攻角 /(°) 环境温度 /℃ 水滴直径 /μm
基于 CFD的水收集系数及防冰表面温度预测
卜雪琴 林贵平
(北京航空航天大学 航空科学与工程学院 , 北京 100083)
摘 要 :利用计算流体力学 (CFD, Com puta tiona l F lu id Dynam ics)软件 FLUENT, 对二 维机翼在结冰气象条件下飞行时的水收集系数 , 以及防冰系统工作并达到稳定后的防冰表面 温度进行了计算. 水收集系数计算采用 FLUENT 中的欧拉两相流模型以及用户自定义函数. 特 定飞行条件及热气防冰系统结构下的防冰表面平衡温度分布预测采用防冰腔内外热流耦合的 方法. 所得结果和理论分析一致 , 表明了利用 FLUENT 可以有效的进行防冰研究 , 包括水收集 系数及防冰表面温度的预测 , 为今后进一步研究设计热气或电热防冰系统打下基础.
热模拟采用 CFD 方法. 对于给定防冰腔 , 已知集
气管喷口热气流量 、进气温度 、飞机飞行状态以及
气象条件 , 可得到防冰表面温度 , 并检验此温度是
否满足防冰要求.
表面温度的计算方法 如图 2. 根据飞行气象
条件 , 首先设定初始表面温度计算防冰热载荷 , 根
据热气防冰腔的进气流量以及温度 , 得到内部热
Abstract:Com puta tiona l flu id dynam ics (CFD) so ftw are too lk it FLUENT w as used to predict the drop le t co llec tion efficiency and an ti-icing surface equilibrium temperature on two-dim ensiona l a irfoils w hen the ice pro tection system w as in operation. C ollection efficiencies we re ob tained using the Eu le rian mu ltiphase m ode l, im plem en ted th rough use r-de fined functions in FLUETN. The su rface equ ilibrium tem pe ra ture distribution in respond ing to certain fligh t condition and the hot-air inlet configu ra tion w as predicted by an integ rated airfo il leading-edge in terio r-exterior therm odynam ic ana lysis. Som e examp le s and validation stud ies w ere presented. The num e rical results a re acceptab le and consistence w ith the theo ry analysis. The presented research w ork indica tes a validity of using FLUENT in study ing aircraft anti-icing, inc lud ing prediction o f w ater collection efficiency and tem perature distribu tion on anti-icing surface, w hich are usefu l fo r fu tu re study in design of aircraft hot-a ir anti-icing system.
对于热气防冰系统 , 机翼处装有集气管 , 热气 由管壁上的孔喷入前缘防冰腔 , 并沿腔内通道流 动 , 把热量传给蒙皮 , 使防冰表面温度能保证表面 不结冰. 为预测防冰热载荷 、防冰系统热气流量及 蒙皮表面温度 , 首先需计算水滴撞击特性参数. 本 文利用欧拉法得到局部水收集系数 , 进而计算防 冰腔内 、外部流动及热载荷 , 得到内外平衡后的表 面温度. 算例选取了多个翼型剖面及多个飞行气 象状态进行计算 , 得到了一些有参考价值的分析 结果.
DO I 牶牨牥牣牨牫牱牥牥牤j牣bh牣牨牥牥牨牠牭牴牰牭牣牪牥牥牱牣牨牥牣牥牥牳
第20 0373年卷
第
10 月 1 0期
北京航空航天大学学报 Journa l o f Be ijing U niversity of A eronautics and A stronautic s
O ctober 2007 V o.l 33 N o.10
Bu Xueqin L in Guiping
(S chool of A eronau tic S cien ce and E ngineering, Bei jing U n iversity of A eronau tics and A stron aut ics, Beijing 100083, Ch ina)
本文对某机翼截取了多个翼型剖面进行 β及 热载荷计算 , 得到了从机翼翼根到翼尖 β变化情 况. 计算并分析了某翼型剖面在巡航状态 、特定防 冰供气流量和温度下的表面温度. 热气防冰系统 中单孔射流结构的防冰腔具有一定的三维特性 , 由于三维情况的防冰腔 内高质量网格划 分较困 难 , 且三维的内外热流耦合计算有待继续研究 , 因 此本文只进行二维计算.
数 , α0可由给定的远场液态水含量计算得到.
2 防冰热载荷及表面温度计算
2. 1 防冰热载荷计算 防冰热载荷的计算是利用两相流计算结果 ,
通过 FLUENT 的 U se r-de fined function (UDF, 用 户自定义 函数 )进 行二 次开 发 , 将 UDF 挂靠 到 FLUENT 软件中进行后处理计算.
8 - 10 20 0. 42
状态 6(进场 )
1 500 84 689 1. 058 73. 0 0. 22
5. 6 -16. 1
20 0. 29
4 数值计算及结果分析
4. 1 网格划分及边界条件设置 图 4和图 5分别是防冰腔外部流场和内部流
拉格朗日法采用单相流计算空气流场 , 建立 水滴轨迹运动方程 , 跟踪水滴轨迹 , 得到水滴撞击 点后计算水滴撞击极限及 β. 目前大部分的结 /防 冰计算软件采用拉格朗日法 , 如美国 LEW ICE, 意 大利 C IRAM IL等. 此方法面临的挑战是 , 在计算 复杂物体的 β时需跟踪大量的水滴及确定水滴发 射源的位置.
密度 qv , 水滴动能转变成的热流密度 qw v , 腔内热
气加热热流密度 qn. 因此可得到部件表面的热平
Key wo rds:aircraft an ti-icing;collection efficiency;surface tem perature
飞机空中结冰危害很大 , 不仅增加飞机重量 , 而且破坏飞机气动外形 , 增加飞机阻力 , 导致操纵 性 、稳定性下降 , 可能引起严重的飞行事故. 为保 证飞机在结冰气象条件下的安全飞行 , 需要在关 键部件处采取保护措施. 现有的飞机结冰保护系 统分为两类 :一类是防冰系统 , 即不允许在飞机部 件上结冰的系统 ;另一类是除冰系统 , 允许在飞机 部件结少量冰 , 然后周期性除冰. 根据所采用能量 方式的不同 , 有机械除冰系统 、液体防 (除 )冰系 统 、热气防冰系统 、电热防 (除 )冰系统等.
关 键 词 :飞机防冰 ;水收集系数 ;表面温度 中图分类号 :V 244. 1 +5 文献标识码 :A 文 章 编 号 :1001-5965(2007)10-1182-04
P red ictions of co llection e ffic iency and anti-ic ing surface temperature
液态水含量 /( g m - 3)
注 :机翼安装角为 3°.
Biblioteka Baidu
状态 1(起飞 )
0 101 325 1. 225
78. 3 0. 23
0 - 2. 2
20 0. 59
状态 2(爬升 )
2 400 75 749 0. 966 6 125. 8 0. 38
5. 7 - 9. 2
20 0. 44
状态 3(巡航 )
6 400 44 772 0. 630 9
170 0. 54 4. 2 - 18. 8
20 0. 25
状态 4(下降 )
3 000 70 121 0. 909 1 128. 1 0. 39
5. 3 - 8. 3
20 0. 43
状态 5(待机 )
5 200 52 682 0. 720 3 118. 3 0. 37
本文对机翼展向每隔 1 m 截取一个翼型剖 面 , 共 12个 , 其中包括根部 0m 处翼型 , 剖面平行
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北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 2007年
于气流方向. 将翼型采用距机翼根部的距离来命 名 , 如距机翼根部 1m 的翼型命名为 1m 翼型 , 如 图 3所示. 各气象条件见表 1.
衡方程式 :qgain =qloss, 即
qv +qw v +qn =qa +qe +qw
(2)
而防冰所需的 qn则为
qn =qa +qe +qw - qv - qw v
(3)
各热流计算模型请见参考文献 [ 2].
2. 2 防冰表面温度计算
防冰表面温度在内外部热流作用下最终达到 平衡[ 3] . 内部热 流根据加热形 式不同而不同. 外 部热流即防冰热载荷计算见前述 ;内部流动和换
图 1 β与防冰热载荷 计算流程图
β是指微元表面上的实际水收集率 Wβ与该 微元表面上的最大可能的水收 集率 Wβ, max之 比 , 根据此定义得到公式 [ 1] :
β
= Wβ W β, max
=(V V0
n
) α0
αx ρw
ρw
=(V V0
n
) α0
αx
(1)
式中 , ρw为水的密度 ;V0为远场来流速度 ;V 为当 地速度矢量 ;n 为表面的法线方向矢量 ;αx和 α0分 别为水滴撞击壁面处当地及远场处的水滴容积分
欧拉法采用两相流计算空气 -水滴两相流. 该 方法认为水滴和空气均是连续相 , 求解 两套 N-S 方程 , 不需确定粒子发射源. 对于复杂的三维物体 的防冰计算 , 欧拉法比拉格朗日法更具优势. 加拿 大的 FENSAP -ICE结 /防冰计算软件基于欧拉法. 本文采用的方法是两相流欧拉法 , 计算过程如图 1 所 示.
流 , 两者耦合计算得到新的表面温度并作为下一
步迭代计算的已知条件. 迭代计算直到相邻两次
计算的表面温差 ΔT 不超过 0. 1 K. 此时的表面温 度即为相应结冰气象条件下 , 防冰系统工作稳定
后的表面温度 , 且不应低于 0℃, 不应高于蒙皮材
料允许的最高温度.
图 2 表面温度计算方法
3 计算翼型剖面选取及气象条件
收稿日期 :2006-11-17 作者简介 :卜雪琴 (1982 - ), 女, 江西萍乡人 , 博士生 , buxueq in@ase. buaa. edu. cn.
第 10期 卜雪琴等 :基于 CFD 的水收集系数及防冰表面温度预测
118 3
1 局部水收集系数计算
局部水收集系数 β 的计算 是防冰计算 的基 础 , 有两种方法 :拉格朗日法和欧拉法.
本文对 1, 3, 6, 9m 翼型的 β进行计算和结果 分析. 对 9m 翼型处巡航状态下的防冰表面温度 进行了预测.
表 2 飞机飞行及气象条件
图 3 各翼型剖面
参数
飞行高度 /m 压力 /Pa
空气密度 /( kg m - 3) V0 /(m s -1 ) Ma 攻角 /(°) 环境温度 /℃ 水滴直径 /μm
基于 CFD的水收集系数及防冰表面温度预测
卜雪琴 林贵平
(北京航空航天大学 航空科学与工程学院 , 北京 100083)
摘 要 :利用计算流体力学 (CFD, Com puta tiona l F lu id Dynam ics)软件 FLUENT, 对二 维机翼在结冰气象条件下飞行时的水收集系数 , 以及防冰系统工作并达到稳定后的防冰表面 温度进行了计算. 水收集系数计算采用 FLUENT 中的欧拉两相流模型以及用户自定义函数. 特 定飞行条件及热气防冰系统结构下的防冰表面平衡温度分布预测采用防冰腔内外热流耦合的 方法. 所得结果和理论分析一致 , 表明了利用 FLUENT 可以有效的进行防冰研究 , 包括水收集 系数及防冰表面温度的预测 , 为今后进一步研究设计热气或电热防冰系统打下基础.
热模拟采用 CFD 方法. 对于给定防冰腔 , 已知集
气管喷口热气流量 、进气温度 、飞机飞行状态以及
气象条件 , 可得到防冰表面温度 , 并检验此温度是
否满足防冰要求.
表面温度的计算方法 如图 2. 根据飞行气象
条件 , 首先设定初始表面温度计算防冰热载荷 , 根
据热气防冰腔的进气流量以及温度 , 得到内部热
Abstract:Com puta tiona l flu id dynam ics (CFD) so ftw are too lk it FLUENT w as used to predict the drop le t co llec tion efficiency and an ti-icing surface equilibrium temperature on two-dim ensiona l a irfoils w hen the ice pro tection system w as in operation. C ollection efficiencies we re ob tained using the Eu le rian mu ltiphase m ode l, im plem en ted th rough use r-de fined functions in FLUETN. The su rface equ ilibrium tem pe ra ture distribution in respond ing to certain fligh t condition and the hot-air inlet configu ra tion w as predicted by an integ rated airfo il leading-edge in terio r-exterior therm odynam ic ana lysis. Som e examp le s and validation stud ies w ere presented. The num e rical results a re acceptab le and consistence w ith the theo ry analysis. The presented research w ork indica tes a validity of using FLUENT in study ing aircraft anti-icing, inc lud ing prediction o f w ater collection efficiency and tem perature distribu tion on anti-icing surface, w hich are usefu l fo r fu tu re study in design of aircraft hot-a ir anti-icing system.
对于热气防冰系统 , 机翼处装有集气管 , 热气 由管壁上的孔喷入前缘防冰腔 , 并沿腔内通道流 动 , 把热量传给蒙皮 , 使防冰表面温度能保证表面 不结冰. 为预测防冰热载荷 、防冰系统热气流量及 蒙皮表面温度 , 首先需计算水滴撞击特性参数. 本 文利用欧拉法得到局部水收集系数 , 进而计算防 冰腔内 、外部流动及热载荷 , 得到内外平衡后的表 面温度. 算例选取了多个翼型剖面及多个飞行气 象状态进行计算 , 得到了一些有参考价值的分析 结果.
DO I 牶牨牥牣牨牫牱牥牥牤j牣bh牣牨牥牥牨牠牭牴牰牭牣牪牥牥牱牣牨牥牣牥牥牳
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10 月 1 0期
北京航空航天大学学报 Journa l o f Be ijing U niversity of A eronautics and A stronautic s
O ctober 2007 V o.l 33 N o.10
Bu Xueqin L in Guiping
(S chool of A eronau tic S cien ce and E ngineering, Bei jing U n iversity of A eronau tics and A stron aut ics, Beijing 100083, Ch ina)
本文对某机翼截取了多个翼型剖面进行 β及 热载荷计算 , 得到了从机翼翼根到翼尖 β变化情 况. 计算并分析了某翼型剖面在巡航状态 、特定防 冰供气流量和温度下的表面温度. 热气防冰系统 中单孔射流结构的防冰腔具有一定的三维特性 , 由于三维情况的防冰腔 内高质量网格划 分较困 难 , 且三维的内外热流耦合计算有待继续研究 , 因 此本文只进行二维计算.
数 , α0可由给定的远场液态水含量计算得到.
2 防冰热载荷及表面温度计算
2. 1 防冰热载荷计算 防冰热载荷的计算是利用两相流计算结果 ,
通过 FLUENT 的 U se r-de fined function (UDF, 用 户自定义 函数 )进 行二 次开 发 , 将 UDF 挂靠 到 FLUENT 软件中进行后处理计算.
8 - 10 20 0. 42
状态 6(进场 )
1 500 84 689 1. 058 73. 0 0. 22
5. 6 -16. 1
20 0. 29
4 数值计算及结果分析
4. 1 网格划分及边界条件设置 图 4和图 5分别是防冰腔外部流场和内部流
拉格朗日法采用单相流计算空气流场 , 建立 水滴轨迹运动方程 , 跟踪水滴轨迹 , 得到水滴撞击 点后计算水滴撞击极限及 β. 目前大部分的结 /防 冰计算软件采用拉格朗日法 , 如美国 LEW ICE, 意 大利 C IRAM IL等. 此方法面临的挑战是 , 在计算 复杂物体的 β时需跟踪大量的水滴及确定水滴发 射源的位置.