热防冰表面水膜流动换热与冰脊生成的数值研究

发布时间：2020-07-16 15:57

【摘要】：飞机在云层中飞行时,过冷水滴撞击在飞机迎风表面后会失去稳定,从而发生结冰现象。飞机迎风表面结冰时不仅会增大飞机的重量,降低升阻比,严重时还可能酿成飞行事故。因此,研究飞机结冰、防冰对确保飞行安全、提高飞机性能具有重要意义。防冰表面水膜的流动与传热对结冰、防冰性能具有重要影响,但目前国内外开发的计算软件大多基于二维Messinger模型,该模型没有考虑水膜的流动。现有的三维防冰计算软件也仅对水膜流动作简单处理,并没有建立水膜流动的动量方程。本文在考虑水膜流动的基础上,发展了三维结冰、防冰数学模型和计算方法,开发了三维结冰、防冰计算程序,并进行了结冰、防冰计算。首先,本文在已有的三维积冰计算模型的基础上,考虑了水膜的蒸发对积冰的影响,发展了相应的积冰计算方法,开发了考虑水膜蒸发的三维积冰计算程序。选取NACA0012翼型作为研究对象,在公开发表文献的典型工况下,进行了积冰计算,并将计算结果与相同条件下的试验结果和其他结冰计算软件的数值结果进行了对比。结果表明,在本文计算条件下,蒸发吸收的热量占水膜总传热的百分比为35%,考虑水膜蒸发后,结冰量、结冰冰形和范围都与NASA试验结果更吻合,表明考虑水膜蒸发对结冰研究很有必要。其次,本文在给定防冰表面的加热热流密度的条件下,发展了三维防冰数学模型和计算方法。通过简化N-S方程得到水膜流动、传热控制方程,其中水膜的能量方程中保留对流项,考虑了水膜流动对水膜传热的影响。采用二阶迎风格式离散能量控制方程的对流项,发展了防冰计算的数值解法,自主开发了三维防冰计算程序。最后,选取NACA0012翼型作为研究对象,在典型的工况下进行了防冰计算,得到了防冰热表面水膜随时间推进的发展过程以及防冰热表面的温度分布。计算结果表明,在热防护区,由于加热热流密度充足,防护区内水膜温度均在冰点以上,本文所计算的两个算例的水膜平均温度分别为4.5℃和5℃,与相同条件下NASA试验结果非常接近,该区域没有发生结冰现象。随着水膜向下游流动到未防护区时,其温度逐渐降低,直到冰点温度以下,并相应的在未防护区生成冰脊。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V244.15
【图文】：

飞机机翼

南京航空航天大学硕士学位论文第一章绪论及形态比较低（低于冰点）时，空气或者云层中会含有大量的过行，撞击到飞机迎风部件表面的过冷水滴会失去稳定，成冰层。飞机在此种环境条件下飞行的时间越长，结冰量主要有：飞机机翼、尾翼、直升机旋翼、发动机旋转帽[2]，图 1.1为飞机机翼结冰，图 1.2为飞机发动机帽罩结冰

帽罩,发动机,飞机机翼

比较低（低于冰点）时，空气或者云层中会含有大量的过行，撞击到飞机迎风部件表面的过冷水滴会失去稳定，成冰层。飞机在此种环境条件下飞行的时间越长，结冰量主要有：飞机机翼、尾翼、直升机旋翼、发动机旋转帽[2]，图 1.1为飞机机翼结冰，图 1.2为飞机发动机帽罩结冰图 1.1 飞机机翼结冰

收集系数,拉格朗日法

格来求解过冷水滴的流场，如此便可以方便的获得每个控制体内水滴的质量分数以及撞击水滴的质量。近年来，越来越多的采用 Euler 法计算水滴相的流场。BourgauTong 与 Luke 等[9]采用 Euler 法进行了数值研究都获得了满意的结果。1.2 水滴撞击特性计算NASA 早在 50 年代就进行了过冷水滴撞击特性的研究，早期计算中，通过求解欧拉WICE 和 ONERA）或势流得到流场，采用拉格朗日法研究过冷水滴的运动轨迹，最部水收集系数，计算方法如图 1.4所示。由于空气流场、水滴轨迹计算时采用的坐标计算的过程中需要进行坐标转换、插值运算，当结冰表面的状况很复杂时，计算难度都急剧增大。并且，对于复杂的三维物体，拉格朗日法追踪的粒子数量非常大，并且粒子释放的范围，水滴的撞击极限也很难去预测。而采用欧拉法时，不需要追踪大量降低了工作量，近年来得到了广泛的应用。Bourgault,Y 和 G.Habashi 等通过求解 N-流场，过冷水滴撞击特性通过欧拉法计算。它将水滴视为连续相，求解水滴相控制方为空气流场的网格，最后由水滴相的流场求得局部水收集系数，典型的 FENSAP-I采用欧拉法计算局部水收集系数，大大减小了工作量。

【参考文献】