1、第 55 卷第 2 期2023 年 4 月Vol.55 No.2Apr.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics短舱进气道热气防冰系统传热特性研究秦娜，冯丽娟，尹金鸽，郑梅（中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海 200241）摘要：为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响，进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和
2、 Nusselt（Nu）数分布的影响。分析结果表明：射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内，进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高，随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。关键词：短舱进气道；热气防冰系统；笛形管设计参数；传热特性中图分类号：V211.48 文献标志码：A 文章编号：1005-2615（2023）02-0274-08Heat Transfer Characteristic Investigation of Nacelle Inlet Hot AirAnti-icing SystemQIN Na，FENG Lijuan，YIN Jinge，ZHENG
3、Mei（AECC Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd.，Shanghai 200241，China）Abstract:To investigate the influence of design parameters of anti-icing chamber of hot air anti-icing systems of piccolo tube on heat transfer characteristics of inlet lip skin，coupled simulation of internal and external flow of ant
4、i-icing chamber and solid domain under different parameters are conducted.The impact of different design parameters such as hole diameter，vertical distance between holes and lip skin on temperature，convection heat transfer coefficient and Nusselt（Nu）number distribution of inlet lip skin lower surfac
5、e are obtained.The results show that while the values of hole diameter and vertical distance between holes and lip skin are within a certain range，the temperature of inlet lip skin and convection heat transfer coefficient increase with the increase of jet hole diameter and with the decrease of dista
6、nce between middle row holes and lip skin.Key words:nacelle inlet；hot air anti-icing system；piccolo design parameter；heat transfer characteristics发动机短舱进气道唇口的结冰会使得进气道流通面积减小，造成压气机吸入空气量减少，发动机推力下降，甚至导致压气机的喘振。进气道唇口内的冰脱落甚至会打伤高速旋转的风扇或压气机叶片，引起发动机的机械损伤，造成灾难性的事故1。因此，短舱进气道防冰系统对发动机的安全运行尤为重要。目前航空发动机短舱结冰防护的主要方法是热
7、气防冰。热气防冰中最常见的是传热效率较高的笛形管冲击射流防冰。短舱笛形管热气防冰系统从发动机高压压气机引气，经过压力调节阀和流量调节阀，进入进气道前缘的笛形管，从笛形管上的小孔中流入防冰腔并以冲击射流的方式加热蒙皮前缘以达到防冰的目的。笛形管防冰腔热冲击射流是一类典型的凹形靶面射流冲击问题，大量研究表明，射流孔的结构DOI：10.16356/j.1005-2615.2023.02.013基金项目：国家科技重大专项（J2019-0010-0054）。收稿日期：2022-02-17；修订日期：2022-07-30通信作者：秦娜，女，工程师，E-mail：。引用格式：秦娜，冯丽娟，尹金鸽，等.短舱进
8、气道热气防冰系统传热特性研究 J.南京航空航天大学学报，2023，55（2）：274-281.QIN Na，FENG Lijuan，YIN Jinge，et al.Heat Transfer characteristic investigation of nacelle inlet hot air anti-ic-ing system J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2023，55（2）：274-281.第 2 期秦娜，等：短舱进气道热气防冰系统传热特性研究形式和靶板的曲率都对冲击射流的流动和换热特性有着重
9、要影响。国外研究人员首先针对单孔冲击射流进行了大量机理试验研究。文献 2-3 研究了平板垂直冲击射流，并得出了冲击平板上传热特性与冲击射流参数的关系式，该研究中射流孔和冲击表面的距离 H 与孔径 d 的比值 H/d12。文献4 通过试验研究了多孔冲击射流对曲面上传热特性的影响，发现当 1 150Re5 500 时，最优距离比为 3H/d5。文献 5 研究了不同角度下冲击射流对曲面上传热特性的影响，获得了 Nusselt 数最大值与雷诺数、冲击角度、冲击距离和喷孔直径的关系。文献 6 针对机翼笛形管防冰系统，利用数值仿真方法和试验方法研究了不同的防冰腔结构设计参数对防冰效果的影响，同时考虑了笛形
10、管位置（x，y）、射流孔角度、射流孔到蒙皮的距离等参数设计了 24 组笛形管结构，对比分析了这些结构参数对弦向横截面蒙皮表面温度分布的影响。文献 7 将 Goldstein 经验关系式应用于 LEWICE软件的传热模型，完成了机翼表面传热特性的计算、后流冰的计算和防冰性能的评估。文献 8 以飞机缝翼笛形管防冰系统为研究对象，使用定量红外热成像技术图像化分析了多孔射流防冰系统的对流换热情况，成功复现了防冰腔凹面的热交换系数，这种技术所复现的结果与数值计算结果吻合较好。文献 9 提出了一种笛形管热气防冰优化方法，基于三维数值计算、降阶模型以及遗传算法对笛形管参数（喷射角、孔间距、射流孔到蒙皮的距离
11、）进行了优化。文献 10 通过数值计算模拟了 3种笛形管射流孔模式的工作效果，分析了不同三维孔分布模式对前缘蒙皮加热效果的影响。国内相关研究中，文献 11 采用基于 Kriging模型的优化方法，对选取的机翼热气防冰腔结构参数进行优化，从而提高了蒙皮在防冰区域的表面温度和换热系数，提高防冰效果。文献 12 针对某翼型研究了防冰腔几何参数（笛形管中心位置、射流孔角度、防冰腔隔板到前缘距离）对防护表面温度和防冰效率的影响。文献 13 采用数值模拟方法建立了不同管壁距、喷口喷射角度和喷孔排数的防冰腔结构，计算并分析了不同设计参数下防冰腔射流表面的传热性能。文献 14 通过改变微小防冰通道的换热结构和
12、防冰排气方式提高了结冰区的防冰性能，提高了热气的利用效率。由于国内外开展的不同设计参数下防冰腔传热特性研究主要针对机翼笛形管防冰系统，机翼笛形管防冰系统和短舱进气道笛形管防冰系统有一定差异，包括前缘蒙皮外形、前缘防冰区域范围以及射流孔到唇口的距离等参数。目前关于短舱进气道防冰腔设计优化缺少试验研究和相关的影响规律总结。本文以短舱笛形管防冰系统为研究对象，开展了不同笛形管设计参数条件下进气道防冰表面温度和传热特性的研究，重点关注于笛形管设计参数对防冰下表面（主要防护区域）的防冰效果的影响评估和对比分析，为短舱笛形管防冰系统的优化设计提供数据支撑。1 仿真计算由于本文主要关注防冰腔结构设计参数对防
13、冰腔传热特性的影响，物理模型中不考虑外部冷流中的过冷水滴撞击、壁面水膜累积和相变过程，即将外流视为单项低温空气。本文防冰腔内外流耦合仿真主要包括防冰腔内流域中的多孔冲击射流、内流域和唇口蒙皮内表面的对流换热、防冰腔外流域与蒙皮外表面的对流换热以及蒙皮固体域的热传导等物理过程。1.1防冰腔模型由于进气道全环防冰腔的耦合传热计算网格量巨大且耦合计算速度缓慢，本文选取进气道全环4%的区域为研究对象。进气道唇口蒙皮厚度为 1.5 mm，笛形管三排圆形射流孔呈“钻石型”分布，上排孔和中间排孔的夹角 以及下排孔和中间排孔的夹角 都为 50，如图 1所示。热气防冰腔的主要组成部分包括：笛形管、进气道蒙皮和隔
14、板，如图 2 所示。不同防冰腔设计参数条件下的防冰腔构型如表 1 所示。表 1中，d1d2d3，H1H2H3H4，且 d3-d2=d2-d1，H4-H3=H3-H2=H2-H1选 取 射 流 孔 直 径 d和中间排射流孔到前缘的射流距离 H 这两个参数作为设计变量，H/d 的范围为 12.525，射流孔间距 Zn为不变量。图 1 笛形管上的射流孔分布Fig.1 Hole distribution on piccolo tube图 2 防冰腔结构示意图Fig.2 Structure sketch of anti-icing chamber275第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报为
15、了便于后续仿真结果分析，在试验件蒙皮表面选取了 6 条曲线，如图 3 所示，6 条曲线分别为：上排孔驻点连线、中间排孔驻点连线、下排孔驻点连线、Z=0 m 曲线、Z=0.03 m 曲线和 Z=-0.03 m曲线。3 条驻点连接曲线分别经过不同射流孔在蒙皮表面的驻点，而 Z=0 m 曲线、Z=0.03 m 曲线和 Z=-0.03 m 曲 线 分 别 为 Z=0 m 平 面、Z=0.03 m 平面和 Z=-0.03 m 平面与进气道蒙皮表面的交线。1.2计算网格采用 ICEM 软件依次对表 1 所示的构型 1构型 6的进气道防冰腔计算模型进行网格划分，共生成 6套结构化网格，每套网格均包含进气道外
16、部流场、防冰腔内部流场和蒙皮固体域。为了计算内外流耦合传热过程，固体域和内外流域边界层网格节点分布应尽量保持一致。为了准确模拟进气道蒙皮内表面的对流换热，对固体壁面附面层的网格进行了局部加密处理，附面层第一层网格高度约为 0.001 mm，保证壁面区无量纲法向距离 y+与湍流模型相适应。图 4、5分别为进气道防冰腔外流域网格和防冰腔内流域网格。6 套结构化网格的网格质量均达到 0.45 以上，每套网格的网格数约为 1 200 万个，同时完成了网格无关性的验证。1.3边界条件采用 Fluent 进行防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真计算，边界条件设置如下：（1）笛形管射流孔选用压力入口边界，入口处压力为 241 kPa，总温为 555 K。（2）笛形管管壁为无滑移恒温壁面，进气道前缘的内外表面均为耦合壁面。（3）外流域的来流马赫数 Ma 为 0.427，来流温度为 263.5 K。（4）外流域和内流域的两侧端面设为对称面，外流域的其余边界设为压力远场。（5）风扇入口设为压力出口边界。（6）内外流域中的气体均为理想气体，固体域材料选用铝合金。其中，笛形管射流参数和外流参数条件的选取来源于进气
