航空发动机热气防冰结构的冲击换热特性研究

李云单，陆海鹰，朱惠人

（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015；2.西北工业大学 动 力与能源学院，西安 710072）

航空发动机热气防冰结构的冲击换热特性研究

李云单1，陆海鹰1，朱惠人2

（1.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015；2.西北工业大学 动 力与能源学院，西安 710072）

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。

防冰系统；冲击换热；整流支板；数值模拟；航空发动机?

0 引言

航空发动机结冰主要由低温大气云层中存在的过冷水微滴、冰晶以及冻雨和降雪等引起。当飞机穿过低温云层时，如果发动机进口部件的防冰能力不足，就会结冰。航空发动机结冰的危害极大：直接导致发动机进口堵塞，轻者减少发动机的进口流量，重者引起发动机喘振；叶片表面积冰将破坏叶片气动外形，降低风扇效率；冰的堆积或脱落会造成旋转不均匀，引起发动机振动增大；脱落的冰块很容易损坏发动机部件，甚至打毁叶片，造成飞行事故。美国国家运输安全局调查显示，在整个航空界每年发生100起与结冰有关的故障和28起机毁人亡的事故[1]。由此可见，结冰问题对于发动机的性能和工作稳定性的影响很大，必须引起高度重视。

本文以某型航空发动机热气防冰结构为原型，对真实结构的整流支板防冰结构换热特性进行了数值计算，得到了冲击结构在真实整流支板中的换热特性。

1 研究现状

航空发动机采用的防冰系统种类很多，在不同的使用环境下可以采用不同的形式。其包括气动脉冲防冰系统、液体防冰系统、电加热防冰系统、空气和空气－滑油加热防冰系统、黏性涂层等。目前，涡轮发动机采用的防冰系统以加热式为主，其中最主要的是热气式，其原理是使用从高压压气机引来的热空气加热需要防护的表面，使积冰融化或者水蒸发以防止结冰。其优点是工艺比较成熟，结构简单，质量轻和可靠性较高；缺点是从压气机引气会使发动机性能恶化[2]。在热气式防冰系统设计中，高效的换热结构能够在保证防冰效果的同时降低防冰系统引气量，从而提高航空发动机性能。

典型的热气防冰系统是在航空发动机进口整流支板及帽罩内部设计换热结构对发动机进口部件进行加热防冰。在整流支板中，采用1种常用的换热形式——冲击换热。由高压压气机引来的热空气通过集气腔进入到整流支板后，一部分通过后腔通道进入整流帽罩，另一部分通过前、后腔之间隔板上的冲击孔对前腔前缘和侧壁进行冲击加热后从整流支板侧壁的气膜缝流出形成气膜覆盖到整流支板外表面，从而达到防止结冰的目的。整流支板的防冰原理如图1所示，横截面结构如图2所示。由于在整个换热结构中，存在冲击和气膜2种加热方式，因此，这种防冰方式也称为冲击-气膜复合防冰。该防冰系统整流支板中的换热在狭窄、渐缩通道进行，同时受冲击、气膜出流等因素的影响，其换热规律特别复杂。

在进行数值研究之前，对上述整流支板中的冲击换热结构进行了试验研究[3]，该试验采用热色液晶全表面测温技术，得到了整流支板冲进腔内表面的换热规律。在试验研究基础上，进行相应的数值模拟，利用商业软件CFX对试验中简化的冲击换热结构进行了数值计算。从Re、冲击距离、冲击孔间距和冲击孔直径等方面研究和探讨了不同因素对典型热气防冰结构冲击腔换热规律的影响，并与试验结果进行了比较，验证了数值计算的有效性。

2 数值计算

2.1 计算模型

冲击换热结构计算模型由试验模型简化得到。根据试验过程中的流动方式，计算模型包括进口段、冲击孔、冲击腔及气膜缝等，具体结构如图3所示。数值计算网格如图4所示。计算采用结构化网格，由于需要考察壁面附近的换热特性，对壁面附近的网格进行了加密。

真实整流支板的计算模型包括整流支板、整流支板内腔和发动机进气道扇段。为了减少计算量，对整流支板做了简化处理，缩短了整流支板的长度，由于在半径方向上，整流支板具有一定的周期性，该简化不会影响相应结论的得出。对计算模型划分结构化网格，并对局部近壁面进行了加密处理，网格数量为420万，计算模型及计算网格如图5所示。

2.2 湍流模型

数值计算中采用的湍流模型为RNG k-ε模型，是对N-S方程进行重正化群分析，在标准k-ε模型的基础上提高了湍流漩涡和方程的计算精度得到的，适用于速度梯度变化较大、有涡流存在、Re不太高的情形[4]。其输运方程形式为

式中：Cε1RNG、Cε2RNG、σk和 σεRNG为常数；Pk为黏性力和浮生力引起的湍流附加项。

2.3 参数定义及边界条件

式中：ρ为冲击孔内平均气流密度；u为平均气流流速；d为冲击孔直径。

为了便于在计算中调整参数，经过换算之后可以表达为

式中：m为进口气流的质量流量。

壁面Nu定义为

式中：h为换热系数；λ为进口气流的导热系数[5]。

为了方便与试验结果对比，本文计算Re=15000～35000。计算中对冲击换热结构加载的边界条件为：进口按照相应的工况给定流量边界条件，出口给定压力边界条件。真实整流支板边界条件根据发动机真实工况给出，具体数值在结果分析中部分给出。

3 计算结果与分析

3.1 冲击距离对冲击腔内表面换热的影响

在Re=20000，d=6 mm，孔间距s=65.2mm，冲击距离l分别为120、84.6 mm时，冲击腔侧壁和端壁数值计算和试验得到的Nu云图如图6所示。从图中可见，在冲击气流流动方向上存在换热能力较强的冲击区。冲击距离较大时，气膜缝对侧壁Nu的影响较大，气膜缝周围Nu比周围其他区域的大；随着冲击距离的减小，侧壁Nu最大值区域向端壁与侧壁交界处移动，气膜缝增强，换热效果减弱，而整体换热能力增强，端壁处的Nu增大，冲击驻点区域变小，但端壁平均Nu增大，这与冲击换热本身的特点一致。比较相同工况下的计算与试验结果可知，二者Nu分布情况基本相同。所不同的是计算结果中的气膜缝附近的Nu增强区域以及驻点区域更加明显，其原因可能是由试验过程中冲击气流有漏气或者壁面粗糙影响造成的。

在相同结构下，侧壁和端壁平均Nu随冲击距离的变化如图7所示。从图中可见，随着冲击距离的减小，换热能力明显增强，端壁的增大趋势要大于侧壁的。小冲击距离下端壁Nu计算值与试验值相差较大，其原因可能是由于在小冲击距离下，试验过程中存在的气流阻力要大于计算过程中的理想值，而计算过程中没有对这部分阻力进行考虑，导致冲击端壁的气流要大于试验过程的，因此端壁换热计算值大于试验值。

3.2 冲击孔间距对冲击腔内表面换热的影响

在 Re=35000，d=6 mm，l=120mm，s分别为65.2、32.6 mm时，侧壁和端壁的Nu分布如图8所示。从图中可见，随着孔间距的减小，冲击腔内表面侧壁的换热能力增强，并且在较小的孔间距下Nu分布更加均匀。随着孔间距的减小，冲击换热加强区域向冲击气流上游移动，在端壁处冲击效果减弱。产生这种情况的原因是由于随着孔间距的减小，冲击气流相互之间的干扰增强，流动阻力增大，导致冲击气流流动速度衰减很快，使得冲击到端壁的气流减少，从而对端壁的冲击效果减弱。因此，冲击孔间距需要在一定范围内，太小的孔间距不利于整流支板冲击腔端壁的换热。比较相同结构下的计算值与试验值，二者具有相似的Nu分布，在相同区域中的Nu计算结果同样要比试验结果偏大，其原因可能与第3.1节中的原因类似。

平均Nu随孔间距的变化如图9所示。从图中可见，侧壁的Nu随着孔间距的减小而增大，端壁的Nu随着孔间距减小先增大再增小，孔间距减小到一定值时，端壁的平均Nu基本不再变化。其原因是孔间距减小时，如Re不变，则进入冲击腔的气流增加，Nu增大；当孔间距减小到一定值时，冲击气流之间的相互扰动较大，流动阻力增大，气流很难直接冲击到端壁，造成端壁Nu减小。因此在防冰系统设计时，孔间距应设定在一定范围内，否则达不到预期效果。

3.3 冲击孔直径对冲击腔内表面换热的影响

在Re=30000，l=120mm，s=65.2mm，d分别为4、6、8mm时，冲击腔结构内表面计算及试验得到的侧壁和端壁Nu分布云图如图10所示。从图中可见，冲击孔直径对内表面Nu分布的影响不大，对Nu大小有一定的影响；随着冲击孔直径的增大，内表面Nu增大，并且侧壁Nu的峰值随着孔径的增大向下游移动。在Re不变的情况下，随着冲击孔直径增大，流量也增加，冲击腔内表面换热能力增强，冲击到端壁附近的气量相应增加，这样端壁附近的换热必然增强。对比数值计算和试验计算的结果，数值计算与试验得到的换热分布相似，但绝对值有所差异。

冲击腔内表面平均Nu随孔径的变化曲线如图11所示。从图中可见，随着孔径的增加，平均换热系增大。并且随着Re的增大，数值计算与试验得到的结果偏差增大，说明计算所选择的湍流模型在较高Re下计算精度有所下降。

3.4 Re对冲击腔内表面换热系数的影响

对比相同结构不同Re的计算与试验结果可知：在结构不变的情况下，Re的增大不会改变冲击腔换热的分布，但冲击腔内表面的换热能力会随着Re的增大而增强。由Re的定义可知，增大Re意味着增加冲击气体流量，从而导致换热增强。在防冰系统工作过程中，增加防冰系统引气量，可以提高防冰能力，但这与从发动机引气会降低发动机性能相矛盾。因此，利用提高防冰系统整流支板进口Re来提高防冰能力是防冰系统设计不考虑的方法。

表1 边界条件

3.5 真实整流支板计算结果及分析

为了验证上述冲击换热结构在真实整流支板内部的换热特点，对如图5所示的计算模型进行了流固耦合计算。根据发动机的工作状态，给定进口流量和温度边界条件，给定出口压力边界条件，见表1。

真实整流支板冲击腔内表面Nu分布云图如图12所示。从图中可见，与单独冲击腔相比，真实整流支板中的冲击换热结构具有相似的换热分布。在靠近端壁的气膜缝附近，换热能力明显加强，而与之对应的端壁上的冲击效果却比相邻驻点区域的弱，其原因是冲击气流在冲击到靠近端壁的气膜缝附近时，流速减小，压力增大，在气膜缝的抽吸作用下，更多的气流直接从气膜缝流出，造成对端壁的冲击效果减弱，从而使气膜缝附近的换热增强。从图中还可以看出，冲击腔内表面换热系数从进口端到出口端有减小的趋势，其原因是流动损失的存在使得进入到冲击孔的气流逐渐减少，换热必然减弱。数值计算结果表明，前面对单独冲击腔进行的换热研究得到的规律在真实整流支板结构中同样适用，在进行热气防冰系统设计时，需要考虑孔径、孔间距、冲击距离的影响。

整流支板外表面温度分布云图如图13所示。从图中可见，在没有考虑结冰环境影响的情况下，整流支板外表面温度基本在0℃以上，可以达到防冰的目的。整流支板外表面的温度分布从上到下逐渐降低，温度最低点在整流支板的下部。这是因为内表面换热系数从上到下逐渐减小的缘故。因此，发动机在容易结冰的条件下工作时，整流支板下部靠近帽罩部分是最容易结冰的部位，进行防冰系统设计时应该着重考虑该部位的防冰效果。整流支板内部流动的流线如图14所示。从图中可见，冲击腔内部的冲击效果比较明显，而且上部的流动要比下部的复杂，这也是造成换热效果从上到下逐渐减弱的原因；在整流支板后腔下部，存在1个明显的涡，使得该处流动比较弱，换热能力不强，这是造成整流支板下部温度最低的原因。

4 结论

（1）本文利用数值计算研究了航空发动机热气防冰系统整流支板冲击腔的换热特性。结果表明：冲击距离、冲击孔直径、冲击孔间距等因素是影响该结构冲击换热效果的主要因素。减小冲击距，增大冲击孔直径，减小冲击孔间距都能够增强换热效果。在结构不变的情况下，增大Re也可以提高冲击腔换热能力。

（2）在整流支板结构中，气膜缝对冲击腔内表面换热系数有很大影响，冲击气体从气膜缝流出使得气膜缝周围的换热能力增强，气膜缝和端壁之间的距离对端壁的换热系数有一定影响，由于气体从靠近端壁的气膜缝直接流出较多，端壁的换热能力有一定减弱。

（3）单独冲击腔的换热规律在真实热气防冰结构中同样适用，可以利用单独冲击腔试验研究结果进行热气防冰系统设计。

（4）在热气防冰系统中，整流支板下部是最容易结冰的部位，在进行传热结构设计时应该着重考虑。

（5）减小冲击孔间距可以增强换热能力，但冲击孔间距应该在一定范围内，孔间距过小时由于冲击气流的相互影响使得冲击效果减弱。

总之，在热气防冰系统设计中，应该综合考虑冲击距离、冲击孔直径和冲击孔距离等因素的影响。在强度、工艺允许的情况下，尽量减小冲击距，增大冲击孔直径，并确定合适的冲击孔间距；同时应该重点考虑易结冰部位（如整流支板下部）的防冰能力，使防冰系统能够用最少的引气达到最佳的防冰效果，保证发动机安全、可靠地运行。

[1]Jeanne GM.Theiceparticle threattoenginesinflight[C]//44thAIAAAerospace Sciences Meetingand Exhibit，Nevada USA，2006.

[2]安东诺夫A H.航空燃气涡流发动机防冰系统设计原理和试验方法[M].莫斯科：俄罗斯中央航空发动机研究院，2001.

[3]周雷声，朱惠人，杨祺，等.带射流的收缩型通道内部换热特性液晶瞬态实验[J].航空学报，2010（1）：35-40.

[4]Speziale G G，Thangam S.Analysis of an RNG based turbulence model for separated flows [J].Journal of Engineering Science，1992，30（10）：1379-1388.

[5]陶智，徐国强.航空发动机传热学[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.

Study of Impacting Heat Transfer Characteristic for Aeroengine Heat Anti-icing Structure

LI Yun-dan1,LU Hai-ying1,ZHU Hui-ren2
（1.AVIC Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University Xi'an 710072,China）

In order to validate the application of impacting heat transfer characteristic in the anti-icing structure,the impacting heat transfer of typical heat anti-icing system in fairing plate was studied by numerical simulation.The numerical model was obtained by experiment.The effect of impact distance,impacting hole diameter,impacting hole spacing and Reynolds number （Re） on the heat transfer of impacting structure for the heat anti-icing system was calculated by the model.The heat transfer rule consistency between the whole fairing and separate impacting heat transfer structure was demonstrated.The effect law of other structure on the impacting heat transfer in the heat anti-icing system was obtained.The results show that reducing the impact distance and hole spacing,increasing the hole diameter and Re can enhance the heat transfer capability.

anti-icing system;impacting heat transfer;fairing spoke;numerical simulation;aeroengine

李云单（1980），男，工程师，从事航空发动机空气系统、防冰系统、热分析等设计分析工作。