表面凸起对机翼热气防冰腔内换热强化的影响

郭之强， 郑梅， 董威，*， 朱剑鋆

1.上海交通大学 机械与动力工程学院， 上海 200240 2.中国航发商用航空发动机有限责任公司， 上海 201108

表面凸起对机翼热气防冰腔内换热强化的影响

郭之强1， 郑梅1， 董威1，*， 朱剑鋆2

1.上海交通大学 机械与动力工程学院， 上海 200240 2.中国航发商用航空发动机有限责任公司， 上海 201108

采用数值模拟对比研究了光滑表面和具有表面凸起结构热气防冰腔内湍流流动的换热特性。机翼防冰腔内笛形管具有三排射流孔，射流孔角度有0°±45° 组合以及0°±30° 组合。为了强化射流冲击光滑表面的流动换热，在防冰腔内表面正对射流孔的射流冲击区，设计了表面凸起结构，用来强化射流对壁面的冲击换热效果并起到引流作用。通过改变射流孔射流角度研究了射流角度对传热特性的影响。计算结果表明：与光滑防冰腔内表面射流冲击换热相比，表面凸起结构可以将均匀发散的壁面射流集中为高速壁面射流，提高壁面射流区的对流换热系数，从而增强射流冲击换热效果，机翼前缘的强化换热效果尤为明显。

热气防冰； 冲击射流； 表面凸起； 强化换热； 数值模拟

热气防冰腔系统作为一种有效的机翼防冰手段，一直广泛应用在航空飞行器上。热气系统在工作时从航空发动机中抽取部分热气对部件表面进行加热以达到防冰的目的，防冰腔引气量的大小会直接影响航空发动机的热效率，所以开展防冰腔内强化换热研究以减少热气引气量是十分必要的。

国外很早就开展了笛形管和射流冲击弯曲表面的实验研究[1-2]，当时的工作主要集中在狭缝和单孔射流以及射流冲击平板换热的研究上；随后，在射流冲击平板换热的基础上，开始着手研究射流冲击弯曲表面和平板之间的区别[3-4]。Hrycak[3-4]的试验结果表明：当雷诺数为12 000～88 000，射流冲击小弯曲率的弯曲表面时，滞止点处对流换热系数弯曲表面要高于平板，且总的对流换热系数也高于平板；对于高弯曲率的弯曲表面，在流体冲击换热时存在流体的卷吸现象[5-8]。为了增强射流表面的对流换热效果，提高射流换热效率，研究人员从提高射流壁面流动的掺混力度增强流动的湍流特性入手，针对多孔射流冲击表面做了深入研究[9-11]，研究参数主要包括：射流孔的射流角度、射流孔间距、射流孔距前缘的距离以及射流表面旋转转速等。

相对于试验而言数值计算成本相对较低，可较为详细地展示防冰腔内部流体的流动状态，因此越来越多的学者开始致力于这方面的研究，主要分为两部分：一是冲击弯曲表面换热的数值计算方法；二是通过数值模拟优化笛形管防冰腔系统。Mujumdar等[12-15]通过数值计算的方法研究湍流模型对射流冲击表面对流换热系数预测准确度的影响，并且在原有的湍流模型上加以改进。总的来说二方程的湍流模型只能部分模拟出射流冲击弯曲表面的流动特性，湍流模型的使用还有待改善。通过对射流冲击换热湍流模型的研究，研究人员基本锁定了改进的k-ε湍流模型和剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型作为数值计算采用的湍流模型，用数值计算的方法研究在不同几何和不同流体参数状态下，射流流体的传热传质特性。Kumar等[16]数值研究了射流孔雷诺数、射流孔距壁面距离及孔间距等对射流表面对流换热系数和壁面压力分布的影响。其结果表明：在增加出口雷诺数、减小射流孔到壁面距离和减小孔间距的情况下，壁面对流换热系数随之增加；Sharif和Mothe[17]数值模拟研究了出口雷诺数对表面对流换热系数的影响，并且通过耦合数值数据得到了关于平均表面对流换热系数的经验公式。Mattos和Oliveira[18]使用商业软件Fluent耦合计算了防冰系统的内外场对流换热情况。Planquart[19]通过试验和数值的方法对机翼前缘的热气防冰结构进行了结构优化。Liu和Hua[20]建立了一套完整的热气防冰腔结构，通过Fluent软件求解三维Navier-Stokes方程，分析了内外场热流量和固壁间的导热性能，以及在外场改变的情况下，蒙皮表面温度、表面对流换热系数的变化情况。Fregeau等[21]通过数值方法研究了多排射流孔冲击凹表面的对流换热效果。Wang[22]提到了一种用于笛形管结构优化设计的方法，在同时使用降阶模型和遗传算法的情况下，建立了笛形管射流角度、孔间距、小孔至前缘距离等参数的函数。

国内近年来也开展了关于热气防冰系统的研究。主要包括裘燮纲[23]、梁青深[24]等关于微引射热气防冰腔的研究，使用微引射优化热气防冰腔防冰性能;卜雪琴等[25]关于笛形管热气防冰系统结构优化的数值研究。

本文从射流表面结构出发，分析研究了结构表面对防冰腔内流体传热传质特性的影响。利用数值模拟方法，计算了两种不同防冰腔结构，研究了凸起结构表面对射流冲击强化换热的影响。通过改变射流角度，分析了在不同射流角度下，表面凸起结构对热气防冰腔防冰性能的影响。数值计算结果表明，表面凸起结构可以将均匀发散的壁面射流集中为高速壁面射流，提高壁面射流区的对流换热系数，从而增强射流冲击换热效果，表面凸起结构对机翼前缘起到很好的强化换热效果。通过采用表面凸起结构可以改进机翼防冰腔的热气防冰效果，为热气防冰优化设计提供参考。

1 射流冲击换热流动物理模型

图1 射流流动状态
Fig.1 Flow state of jet

自由射流区内流体的流动特性与自由射流相同，射流以初始速度u0自喷口处射出后，在该区由于射流的卷吸效应，射流流体连带着周围的静止流体一起运动。随着自由射流的发展被卷吸的流体越来越多，射流边界也随之不断地向两侧扩展。在此过程中，由于静止流体与射流的掺混，产生了对射流的阻力，使得射流边缘部分流速下降，但是射流的势流核心区仍然保持着原出口流速u0。此外，自由射流中的压强可以认为等于周围流体的压强。根据这一特性，射流中的压力p沿X方向没有变化，即∂p/∂X=0。

在冲击区流体撞击壁面，射流流体经历了显著的弯曲，在该区域存在着很大的压力梯度，射流在冲击区压力p沿Y方向急剧下降，最后压力在进入壁面射流区前趋于平缓。并且在区域末端流体几乎变成了平行于壁面的流动，进而进入壁面射流区。

壁面射流区由于流动特性呈现壁面射流特性，随着流体的流动发展，射流流体出现明显的壁面边界层，所以在该区域可以设置适当的扰流片，以破化边界层达到强化换热的效果。

从压力分布来看，射流冲击区和壁面射流区之间的过渡存在很大的压力梯度。本文基于此对笛形管射流冲击换热结构进行了优化。在冲击区和壁面射流区的过渡位置增加了壁面凸起结构。利用射流冲击区流体的高压特性，加速壁面射流流体，破坏壁面射流区流动边界层，提高流体湍动能，进而增强了壁面射流区的对流换热效果。

2 机翼热气防冰腔几何模型

经典的热气防冰腔结构包括热气通道笛形管、布置于笛形管上的热气排气孔、狭缝通道隔板以及射流冲击表面(机翼内表面)。热气从发动机中引出后进入笛形管，热气在笛形管流动过程中由冲击孔排出，射流冲击加热机翼内表面。

在医疗保健方面，美国拥有市场化的医疗保险计划以及保健网络。在美国政府的全力支持下，民众的医疗保健服务质量将得到进一步提升。其中，2015年美国创新战略通过大力推动医疗技术和服务创新来改善医疗质量，此外，美国政府将通过建立医疗保障及医疗补助改革中心来探索新型的医疗护理模式。

图2(a)为机翼NACA23014模型，C为该计算翼型弦长，±S为机翼驻点处到机翼表面的弧长，上表面为正(+)，下表面为负(-)。为方便研究热气防冰腔的防冰性能，在计算中只选取了机翼前缘拥有热气防冰腔的部分结构进行数值模拟。图2(b)～图2(d)为数值计算基准模型，机翼蒙皮厚度为1.3 mm。射流孔间距为66 mm，笛形管前缘距射流冲击表面前缘6 mm，所计算热气防冰腔系统具有三排直径为1.32 mm的射流孔，它们所成的角度分别为0°和±45°，其中±45° 角射流冲击孔在同一机翼展向截面上。笛形管直径为38 mm，计算域笛形管的长度为132 mm。

图2 NACA23014模型和基准模型尺寸
Fig.2 NACA23014 model and size of basic model

在基准模型的基础上，对热气防冰腔模型进行了改进，如图3所示，在正对射流孔位置添加了壁面凸起结构，其他尺寸与基准模型相同。该壁面凸起结构由4个3 mm×3 mm的矩形小块组成，在这4个矩形小块之间留有2 mm的热气流道，以此来引导热气顺着流道加速流动，将均匀发散的壁面射流集中为高速壁面射流。

图3 带有壁面凸起结构的热气防冰腔
Fig.3 Hot air anti-icing cavity with convex structure on wall

3 数值计算

使用ANSYS-ICEM网格生成工具生成的六面体网格，如图4所示。图4(a)为基准模型网格，图4(b)为带表面凸起模型网格。两套网格采用了相同的网格划分方法和加密方式。在近壁面处划分了壁面边界层网格，对近壁面网格进行了加密。网格总数约为700万。图4(c)为壁面凸起结构的网格，为了保证计算的准确性该凸起的近壁面网格也做了相应的加密处理。

数值计算采用ANSYS-FLUENT作为计算工具，图5为计算中所使用的边界条件。考虑到笛形管热气防冰系统的真实工作状态，一般热气从射流孔喷出具有(0.5～1.0)Ma的速度，并且参考了文献[26]所使用的边界条件，所以在数值模拟中将射流入口速度定为212.57 m/s，温度设置为449.817 K。机翼的外表面以320 K的定壁温作为边界条件，在展向方向上设置平移周期边界，出口采用压力出口。

图4 模型计算网格
Fig.4 Computational grid of model

图5 边界条件
Fig.5 Boundary conditions

计算采用二阶迎风格式的SIMPLE算法进行了稳态数值模拟。考虑到射流热气的可压缩性，数值模拟中使用了理想气体状态方程。

计算所使用的湍流模型为SSTk-ω湍流模型，该种湍流模型为混合型湍流模型，在近壁面处使用k-ω湍流模型求解近壁面流动换热而不是壁面函数，在流体的远场位置使用标准的k-ω湍流模型。与传统的k-ω模型相比，在保证壁面网格尺度要求下，SSTk-ω模型在计算中可以得到更精确的结果。

为了验证防冰腔表面凸起对腔内换热的影响，本文通过数值模拟对比了光滑表面和带凸起表面热气防冰腔内流体的流动以及传热传质特性，数值模拟分析的防冰腔结构参数如表1所示，表中几何模型1为基准模型。

表1 模型结构参数Table 1 Parameters of model structure

4 计算结果与分析

针对表1的防冰腔结构，各算例的边界条件相同，通过数值模拟获得了4种结构防冰腔各截面上的对流换热系数、速度场以及外表面热流量的分布情况。

图6以带凸起结构表面防冰腔为例展示出了各截面所在位置。Z=35.5 mm截面为0° 射流孔轴线截面，Z=-30.5 mm截面为±45° 和±30° 射流孔轴线截面，Z=31.5 mm以及Z=-26.5 mm 截面为壁面突起的边缘位置截面，Z=2.5 mm为计算域的中截面。

图6 各截面位置
Fig.6 Position of each cross-section

4.1 数值模型验证

图7为Z=-30.5 mm截面上本次数值计算所得结果与文献[26]数值计算所得结果以及采用Goldstein经验公式[27]所得壁面对流换热系数h的对比曲线图。

图7 壁面对流换热系数对比
Fig.7 Comparison of wall heat transfer coefficients

从图7中可以发现，本文所得壁面对流换热系数介于经验公式和文献[26]的计算结果之间，对流换热系数的趋势在两个射流孔之间区域与文献计算结果较接近，在两射流孔外面区域与经验公式得到的结果更接近一些，在驻点区域的对流换热系数本文计算值略高。

4.2 表面凸起结构对换热系数的影响

图8为基准模型的光滑表面和带凸起表面(几何模型1和2)Z=35.5 mm和Z=-30.5 mm 壁面对流换热系数对比曲线图，对流换热系数的参考温度为射流孔热气温度。在这两个截面上带凸起表面在壁面射流区的对流换热系数相较于光滑表面要高，但对射流冲击区的对流换热系数影响不大。从图8可以看出，对比两截面上对流换热系数，0° 截面处壁面射流区对流换热系数提升较多。

这两个截面上壁面对流换热系数产生变化的原因，主要是由于表面凸起结构改变了防冰腔内流体的流动状态导致的。图9(a)为光滑表面热气腔Z=35.5 mm截面上的流体流动速度云图和流线图，从图中可以看出，在防冰前缘部位出现了明显的涡旋，热气流一直被卷吸回流，导致对冲击前缘加热效果显著而后缘加热无力的情况。表面凸起结构明显改变了这一情况，从图9(b)可以看出，冲击前缘的涡旋被高速发散流取代。带表面凸起结构的防冰腔在该截面上的加热特性得到了优化，有利于提高热气防冰效果。

在Z=-30.5 mm截面上流体的流动特性也发生了较为明显的变化。图10(a)为光滑表面防冰腔内流动情况，两孔之间流体相互碰撞产生一对涡旋。但是对凸起结构表面，流体交互区的这对涡旋被冲散，图10(b)表明流体在交互区出现上涌和脱离冲击表面的局部涡旋，该种涡旋使得腔内未完全冷却流体和射流孔处的热气出现引射掺混现象。这一效果可以有效地回收利用腔内未完全冷却的热气流体，对笛形管热气防冰系统的防冰效率起到一定改善作用。

图8 Z=35.5, -30.5 mm截面上壁面对流换热系数对比
Fig.8 Comparison of wall heat transfer coefficients for cross-sections with Z=35.5, -30.5 mm

图9 Z=35.5 mm截面流体速度云图和流线图
Fig.9 Velocity contour and streamline for cross-section with Z=35.5 mm

图10 Z=-30.5 mm截面上流体速度云图和流线图
Fig.10 Velocity contour and streamline for cross-section with Z=-30.5 mm

图11为带表面凸起结构的防冰腔边缘截面和两个射流孔中截面处壁面对流换热系数对比曲线图。图11(a)和图11(c)分别为单孔处表面凸起结构边缘区域和两个射流孔处表面凸起结构边缘区域对流换热系数对比图。

图11 Z=31.5，2.5，-26.5 mm截面壁面对流换热系数对比
Fig.11 Comparison of wall heat transfer coefficients for cross-section with Z=31.5， 2.5， -26.5 mm

图11(b)是两个射流孔中截面处壁面对流换热系数对比曲线图，从该图可以看出由壁面凸起结构引导的高速流体显著强化了机翼前缘区域的对流换热效果。在流动后缘，由于流体在流动过程中较为集中，所以后缘区域的对流换热系数有所下降。机翼防冰过程中，由于前缘水滴撞击效率高，大量过冷水滴撞击在该区域，因此前缘的防冰需热量很大，在机翼前缘提高热气换热效率非常重要。

图12为表面凸起结构防冰腔内射流气体的流线图，从图中可以看出，在表面凸起结构的边缘区域由于存在流动“死区”，直接导致边缘区的两个截面上的壁面对流换热系数出现一定下降，这对防冰腔的防冰性能产生了不利效果。但该区域只是突起边缘很小一块，从图11(a)和图11(b)中可以发现带凸起表面对流换热系数有小段下降区域，但很快对流换热系数又回升，并且在后缘带凸起表面对流换热系数要强于光滑表面。所以该流动“死区”不会对笛形管热气防冰效果产生很大影响。

在真实的防除冰过程中，比较关注外表面的防冰热流量。图13对比了光滑表面和表面凸起结构热气防冰腔的外表面热流密度分布。对比发现壁面凸起结构缩小了射流冲击区的高热流量区域，将高热流量区域拉长了，特别是Y方向上的延展尤为明显。这一现象使得热流体的影响范围增大，可以有效提高机翼前缘表面的防冰效果。

图12 表面凸起结构防冰腔内流线
Fig.12 Inner streamlines in anti-icing cavity with convex structure

图13 ±45° 射流孔防冰腔外表面热流密度分布
Fig.13 Distribution of heat flux density on external
surface for ±45° impingment holes

4.3 射流角度对防冰腔换热的影响

为了研究射流孔角度对壁面凸起结构强化换热的影响，对比分析了表1中的模型3和模型4。

图14为Z=-30.5 mm截面(±30° 双孔中线截面)上的壁面对流换热系数。从图中可以看出，凸起结构在减小孔角度的情况下，仍可以产生相应的强化换热效果。

图15对比光滑壁面和带凸起壁面两种不同表面结构防冰腔，壁面凸起可以使热流体的影响范围增加，表现为热流密度分布向四周延展。对比图13(b)和图15(b)可以看出，随着射流孔角度从45° 减小到30°，两孔间距离拉近，其交互区域热流密度出现了局部的增强，这是由于分别来自两个射流孔的两股热流体在该处发生剧烈碰撞所导致。

图14 对流换热系数对比
Fig.14 Comparison of heat transfer coefficients

图15 ±30° 射流孔防冰腔外表面热流密度分布
Fig.15 Distribution of heat flux density on external surface for ±30° impingement holes

5 结 论

1) 对单孔射流冲击换热采用表面凸起结构是有利的，可以提高壁面对流换热系数，提升防冰腔防冰效果。

2) 对于存在交互流动的双孔射流，孔角度越小也即两孔越接近，两孔之间的交互效应增强。

3) 表面凸起结构使得壁面高热流量区域得以延展，射流流体的影响范围得以增加，优化了热气防冰腔换热特性。

致 谢

本文的研究得到了上海交通大学机械与动力工程学院工程热物理研究所陈勇老师、雷桂林博士以及刘荫泽硕士的支持和帮助，在此对他们表示感谢。

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(责任编辑： 李明敏)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.002.html

Influenceofsurfaceconvexonheattransferenhancementofwinghotairanti-icingsystem

GUOZhiqiang1,ZHENGMei1,DONGWei1,*,ZHUJianjun2

1.SchoolofMechanicalEngineering,ShanghaiJiaotongUniversity,Shanghai200240,China2.AECCCommercialAircraftEngineCo.,Ltd,Shanghai201108,China

Acomparativestudyisconductedtoinvestigatetheheattransfercharacteristicofturbulentflowinthehotairanti-icingsystemwithandwithoutsurfaceconvexbyusingnumericalsimulationmethod.Three-rowimpingementjetholesaresetonthepiccolotube,withdifferentimpingingangles0°±45°and0°±30°.Inordertostrengthentheimpingingheattransfer,thesurfaceprotrusionslocatedinfrontoftheimpingingholesaredesignedasaguidingpassageofthehotair.Theinfluenceofjetangleonheattransfercharacteristicsisstudiedbychangingtheangleofthejet.Calculationresultsshowthatthesurfacestructurescanenablethewalljetflowdispersinguniformlytobeconcentratedintowalljetflowwithhigherspeed.Comparedtothejetimpingementheattransferofanti-icingcavitywithsmoothsurface,theconvectiveheattransferofthewalljetzoneisenhanced.Theheattransferofjetimpingement,especiallyonthewingleadingedge,isthusincreased.

hotairanti-icing;impingingjet;structureconvex;enhancedheattransfer;numericalsimulation

2016-08-26；Revised2016-10-10；Accepted2016-11-16；Publishedonline2016-11-301518

s：NationalBasicResearchProgramofChina(2015CB755800);NationalNaturalScienceFoundationofChina(11572195,11272212)

.E-mailwdong@sjtu.edu.cn

2016-08-26；退修日期2016-10-10；录用日期2016-11-16； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-11-301518

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161130.1518.002.html

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郭之强， 郑梅， 董威， 等． 表面凸起对机翼热气防冰腔内换热强化的影响J． 航空学报,2017,38(2):520709.GUOZQ,ZHENGM,DONGW,etal.Influenceofsurfaceconvexonheattransferenhancementofwinghotairanti-icingsystemJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(2):520709.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0300

V211.3

A

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