何 杰，黃文捷

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型直升機發(fā)動機進氣道熱氣防冰性能研究

何 杰，黃文捷

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

主要通過數(shù)值仿真和試驗驗證的方法對某型直升機發(fā)動機進氣道熱氣防冰性能進行研究，在進氣道水滴撞擊特性數(shù)值計算的基礎上，對其進行熱力計算，確定結冰區(qū)域及表面溫度分布。為驗證數(shù)值仿真的準確性，針對不同外部工況條件設計了進氣道熱氣防冰熱性能試驗，得到各試驗測點在不同引氣流量、溫度、壓力下的表面溫度分布規(guī)律。試驗分析結果表明，進氣道溫度分布最低區(qū)域與數(shù)值仿真結冰區(qū)域基本吻合，可保證所設計的熱氣防冰系統(tǒng)表面溫度在防冰溫度允許范圍內，滿足防冰要求，保障直升機飛行安全。

熱氣防冰系統(tǒng)；進氣道；數(shù)值仿真；試驗驗證

0 引言

直升機在含有過冷水滴的云層中以及在凍雨、霧凇氣象條件下飛行時，迎風部件表面會出現(xiàn)結冰。發(fā)動機進氣道是直升機關鍵迎風部件，結冰會導致內表面氣動特性惡化，速度場分布不均勻，氣流發(fā)生局部分離，從而引起壓氣機葉片振動；若冰層脫落，會隨氣流進入發(fā)動機的壓氣機，造成壓氣機的機械損傷甚至整臺發(fā)動機損壞，影響直升機飛行安全。為了保證直升機飛行的安全性，需對發(fā)動機進氣道進行防冰[1,2]設計。

隨著科學技術的發(fā)展，現(xiàn)代直升機防冰新技術不斷涌現(xiàn)[3]，例如含電加溫層的新型復合材料鋪層、電脈沖除冰裝置、新型高效壓電復合材料等，但對于發(fā)動機進氣道，更加強調防冰措施的有效性和可靠性。由于直升機發(fā)動機壓氣機能夠提供進氣道防冰所需要的熱源，滿足直升機防冰要求，故本文選用熱氣防冰方法，這也是目前國際上普遍采用的防冰方法。

1 防冰腔的設計

熱氣防冰性能的好壞主要取決于防冰腔的設計，熱氣防冰腔實質上是一個具有傳熱傳質過程的熱交換器，與一般熱交換器不同的是外表面不僅有對流換熱，還有蒸發(fā)散熱、水滴撞擊引起的換熱及動力加熱。

熱氣防冰腔的主要目標是在一定的發(fā)動機引氣流量下，使熱氣與防冰通道間的對流換熱系數(shù)和防冰腔向外的傳熱面積盡可能大。為了達到這一目標，某型直升機在設計時將進氣道設計成兩個防冰腔(文中稱為防冰腔1和防冰腔2，其相對位置見圖1)，防冰腔內氣流分配通過腔體開孔來實現(xiàn)，如圖2。直升機在結冰條件下的飛行過程中，過冷液滴首先撞擊在進氣道的迎風面上，因此應使進入防冰腔2中的高溫空氣先與迎風面進行熱交換，讓迎風面吸收大量熱量使其表面上的過冷液滴迅速蒸發(fā)，避免過冷液滴在此處積聚。

在防冰腔1的內壁板A、B處沿周邊等弧長開一系列小孔，使防冰腔1與防冰腔2通過A、B兩處的小孔連通，見圖3。

在防冰腔1的內壁板C處沿航向開一系列小孔，使防冰腔1中的小部分熱空氣直接噴向進氣道內，大部分則通過A、B兩處的定點噴流小孔流向防冰腔2，使防冰腔2中的熱空氣與環(huán)境空氣呈順流熱交換(注：熱氣按圖3中的箭頭方向進入防冰腔1，通過A、B處小孔進入防冰腔2，箭頭示意氣流方向)。

進入防冰腔2后，一部分熱空氣向進氣道入口區(qū)域流動，并從進氣道鋁合金壁板上的細條縫和小孔口中噴出；另一部分熱空氣向進氣道出口區(qū)域流動，并從進氣道鋁合金壁板上的細條縫和小孔口中噴出。噴出的熱空氣與進入進氣道的環(huán)境空氣進行混合，最后流入發(fā)動機。

為了使防冰腔2中的熱空氣均勻地布滿整個防冰腔，在防冰腔2中按一定規(guī)則布置擾流桿。擾流桿既影響著防冰腔2的對流換熱系數(shù)，又影響著上游吹來的熱空氣分散，使防冰腔2內各處都有流動的熱空氣，而不會出現(xiàn)某些區(qū)域流速大，某些區(qū)域空氣滯止，最終讓進氣道鋁合金壁板表面溫度場更加均勻。

2 熱氣防冰系統(tǒng)數(shù)值仿真

熱氣防冰系統(tǒng)設計完成之后，不僅要對其性能進行驗證，而且要對總體性能進行驗證，特別是在適航認證過程中，需要對防冰系統(tǒng)進行飛行試驗，而結冰條件下的飛行試驗風險很高。因此對某型直升機發(fā)動機進氣道熱氣防冰系統(tǒng)性能的研究需借助數(shù)值仿真，以保證飛行試驗的安全性。

目前很多學者致力于熱氣防冰系統(tǒng)數(shù)值計算研究[4-6]，通過各類防冰/結冰計算軟件來進行流場、水滴運動軌跡和相關熱力分析。本文利用加拿大NTI公司的FENSAP-ICE軟件，模擬防冰系統(tǒng)內復雜的流動及傳熱現(xiàn)象，通過迭代計算來模擬流體和固壁之間的傳熱過程，直到流體和固壁之間界面的流體側和固體側的溫度和熱流均達到平衡，得到表面平衡溫度，來分析防冰表面是否存在過熱區(qū)或者加熱不足區(qū)。

2.1熱氣防冰數(shù)值計算模型

為了驗證所設計的熱氣防冰系統(tǒng)能夠滿足給定結冰條件下的防冰要求，在直升機飛行包線通過計算水滴撞擊特性，進而確定進氣道防護范圍及其內表面的水收集系數(shù)，最終確定進氣道防冰熱載荷[6]能否滿足防冰要求。

用三維歐拉模型來計算發(fā)動機的水滴撞擊特性，確定：

局部水收集系數(shù)β為：

撞擊水量為：

在防冰熱力學模型中，基于外部換熱、蒙皮導熱和內部換熱三者耦合，存在能量平衡關系，如圖 4所示。

能量方程在外部流場、水膜運動、固體導熱、內部流場四個部分都是單獨計算的，然后再通過加載邊界條件交換數(shù)據(jù)。對于水膜模型的能量方程，加入導熱熱流，如下式：

式中表示了控制體的能量變化是由水滴撞擊Qβ、輻射Qrad、蒸發(fā)Qevap、結冰Qice、溢流Qconv和固壁導熱Qcond引起的，將其寫成局部微分形式：

式中，導熱熱流Qcond是通過導熱計算獲得的；ρ，cf，cs，σ，ε，Levap，Lfusion是流體和固壁的物性參數(shù)；T∞為遠場空氣溫度，U∞為遠場空氣流速，LWC為液態(tài)水含量；mevap為蒸發(fā)水質量流量，是由對流換熱熱流Qconv獲得的；hf為水膜厚度，T為壁面平衡溫度，mice為結冰質量流量。

在穩(wěn)態(tài)下固體能量平衡可以簡化為內部熱氣對固壁的對流加熱熱流等于固體散失的總熱流，即從固體通過導熱傳導到水膜的能量：

因此，固壁表面的溫度就可以通過求解導熱方程獲得：

2.2數(shù)值仿真結果分析

2.2.1 外部流場及水滴撞擊特性的計算結果

對發(fā)動機外部流場進行網格劃分，通過外流場的計算，得到整個計算區(qū)域內的空氣速度，進而計算發(fā)動機進氣道表面的水滴撞擊特性，得到表面的局部水收集系數(shù)，來分析撞擊水量，初步判斷表面的結冰區(qū)、結冰量和容易結冰的位置。

設定環(huán)境壓力101325Pa，環(huán)境溫度-10℃，馬赫數(shù)0.12，液態(tài)水含量1g/m3，水滴直徑20μm，內部條件考慮為等溫等對流換熱系數(shù)，氣體溫度設10℃，對流換熱系數(shù)設為200W/(m2·K)，將蒙皮導熱和外部熱流耦合計算，得到進氣道表面的溫度分布。圖5為局部水收集系數(shù)的分布云圖，其值為0～0.568132。從圖中可以看出，發(fā)動機唇口處撞擊的水最多，內部也會有水滴撞擊，分布不均勻，可知若防冰不適當，發(fā)動機內部也有可能發(fā)生結冰。

2.2.2 發(fā)動機表面結冰的計算結果

在未開啟熱氣防冰系統(tǒng)時，計算了在結冰氣象條件下50s的結冰量，如圖6所示，冰層厚度為0m～0.00129646m。從圖中可以看出，發(fā)動機的唇口和內部都發(fā)生了結冰，結冰區(qū)的分布也與水滴收集系數(shù)的計算結果相符合，在有水撞擊的位置發(fā)生了結冰。

2.2.3 發(fā)動機表面溫度的計算結果

在上述引氣狀態(tài)下，通過固體導熱和外部熱流的耦合計算，得到了表面溫度分布的結果，表面溫度為-4.018℃～0.726℃。

從圖7可知，發(fā)動機唇口的溫度要高于內部的溫度，尤其是在發(fā)動機壓氣機進口前溫度較低，這是由于在壓氣機進口前截面變小，氣流流速增大，氣流溫度降低，冷氣流對發(fā)動機壁面的換熱量也隨之增大，因此壁面溫度降低。

3 試驗研究

為驗證數(shù)值仿真的正確性以及判定進氣道中的溫度分布最低區(qū)域，即結冰區(qū)域，設計驗證試驗，在當?shù)卦囼炇掖髿猸h(huán)境條件下，根據(jù)試驗的熱動態(tài)響應要求，先將熱路氣源的流量和溫度控制到要求參數(shù)，然后進行熱邊氣路快速轉換，準確模擬發(fā)動機供氣。試驗原理如圖8所示，測試參數(shù)見表1。

序號測試點參數(shù)名稱符號單位1熱邊壓力P1kPa溫度T1℃流量G1kg/h2冷邊壓力P2kPa溫度T2℃流量G2kg/h

3.1試驗測點布置

試驗主要監(jiān)控5種試驗工況(見表2)下20個溫度測點的變化情況，試驗溫度測量點布置見圖9。

3.2試驗結果分析

在冷邊不供氣的試驗條件下，得到進氣道內壁面的溫度場隨時間的變化規(guī)律，即熱動態(tài)響應試驗曲線。以工況3熱邊溫度180℃，熱邊流量150kg/h，熱邊壓力212kPa為例給出試驗結果，如圖10。

表2 試驗工況

在冷邊供氣的試驗條件下，得到進氣道內壁面的溫度場隨時間的變化規(guī)律,即進氣道表面溫度分布變化曲線。以工況5熱邊溫度180℃，熱邊流量150kg/h，熱邊壓力212kPa，冷邊供氣流量為6000kg/h為例給出試驗結果，如圖11。由于篇幅所限，其他工況試驗曲線不再贅述，只給出分析結果。

熱性能試驗過程中，進氣道樣機的20個溫度測點溫度值隨熱邊氣流的流量和溫度的變化而迅速改變，溫度變化曲線正常，為動態(tài)性能試驗的準確打好基礎。從穩(wěn)態(tài)溫度性能試驗數(shù)據(jù)分析，熱邊溫度對進氣道壁面溫度有明顯影響，熱邊溫度越高，壁面溫度越高；熱邊供氣壓力對進氣道壁面溫度無明顯影響；熱邊流量對進氣道壁面溫度有明顯影響，熱邊流量越大，壁面溫度越高。實際工程中可以通過控制熱邊的溫度和流量來實現(xiàn)防冰。

4 仿真計算與試驗驗證對比分析

根據(jù)試驗所得的動態(tài)性能試驗數(shù)據(jù)分析，工況1和工況2(即熱邊400kg/h～700kg/h的大流量狀態(tài))溫度較低的溫度測點是溫度點4和溫度點8；工況3、工況4和工況5(即熱邊50kg/h～150kg/h的小流量狀態(tài)) 溫度較低的溫度測點是溫度點2、溫度點5、溫度點6和溫度點17。各個溫度測點在結冰區(qū)域云圖對應如圖12。

圖12中標識2虛線表示在進氣道下表面，從溫度低點分布區(qū)域與數(shù)值仿真得到的水滴分布區(qū)域相比較，考慮數(shù)值仿真流場條件簡化及試驗誤差可以得出，二者分布區(qū)域基本吻合，即數(shù)值與試驗所得結冰區(qū)域吻合。在冷側引入6000 kg/h的大流量冷流的情況下，各個溫度測點的溫度能夠控制在結冰臨界溫度之上，實現(xiàn)防冰，具有良好的防冰效果，也證實所設計的防冰系統(tǒng)滿足防冰要求。

5 結論

本文對某型直升機進氣道進行了設計，通過數(shù)值仿真和試驗驗證方法對其熱氣防冰性能進行研究，結果表明該熱氣防冰系統(tǒng)設計滿足防冰要求，實際工程中可通過控制熱氣溫度與流量，實現(xiàn)防冰。數(shù)值仿真方法在一定程度上可以反映實際系統(tǒng)，但實驗室條件下只能用干冷空氣作為外部冷源的引氣。對于濕結冰條件，在實驗室內很難模擬，還需進行冰風洞試驗。

[1] 傅見平.直升機防冰技術[J].飛行力學，1999,17(4):71-74.

[2] 常士楠.大型飛機的防/除冰問題[C].中國航空學會2007年學術年會,2007.

[3] 洪海華, 劉偉光,等.直升機的防除冰系統(tǒng)[J].直升機技術，2010,161(1):52-56.

[4] 賀繼林, 楊 勤, 何清華.飛機發(fā)動機進氣道熱氣防冰研究[J].現(xiàn)代制造工程，2011(2):115-118.

[5] 卜雪琴, 林貴平, 郁 嘉.三維內外熱耦合計算熱氣防冰系統(tǒng)表面溫度[J].航空動力學報，2009,24(11)：2495-2500.

[6] 候盼雪, 林貴平, 卜雪琴,等.后掠翼熱氣防冰系統(tǒng)數(shù)值仿真計算[J].航空學報，2011，32(x).

StudyonPerformanceofaHelicopterEngineInletHot-airAnti-icingSystem

HE Jie, HUANG Wenjie

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The performance of a helicopter engine inlet hot-air anti-icing system was studied by both of numerical method and experimental method. Based on the calculation of trajectories of the water droplets, numerical results of the icing area and the surface temperature distribution were presented. In order to verify the accuracy of numerical simulation, the anti-icing tests for different operating states were carried out, and the temperature distribution of various flow, temperature and pressure of air intake were obtained. The results showed that the numerical calculation of icing area was consistent with the experimental result on the whole, and the hot-air anti-icing system met the design requirements.

hot-air anti-icing system; inlet; numerical simulation; experiment

2016-10-31

何 杰(1986-)，女，黑龍江省慶安縣人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機環(huán)境控制、防雨、防冰。

1673-1220(2017)04-034-06

V233.94;V228.7+1

A