摘 要：本文针对典型涡轴发动机进气机匣开展了流动、水撞击及结冰模拟分析，获得了支板流道内的气动参数分布、水滴撞击特性及不同进气条件和结冰大气环境下的结冰情况，分析了不同参数对进气机匣支板结冰量的影响，可为涡轴发动机防冰结构设计及分析提供参考。
关键词：涡轴发动机 进气机匣支板 结冰模拟
结冰云层中存在大量的过冷水滴，当过冷水滴撞击到发动机进口部件上时会导致进口部件的结冰。进口部件结冰可能导致以下危害：使发动机进口堵塞从而降低发动机空气流量引起发动机功率减小；引起进气流场畸变、进而导致发动机失速或喘振；冰层如果脱落被吸入发动机可能打伤压气机叶片、机匣等，引起发动机的机械损伤。进气机匣支板是涡轴发动机重要的进口部件，因此很有必要对其开展结冰研究。
长期以来，对结冰的研究主要依赖于试验技术，但近年来随着CFD技术的快速发展，而且数值模拟在经济成本上有巨大优势，数值方法研究及预测结冰问题已逐渐成为结冰研究的重要手段。国外对飞行器上的结冰现象模拟比较重视，发展了一系列二维及三维的结冰软件，比较成熟的有LEWICE[1]、CANICE[2]及FENSAP等。国内的许多高校及研究院所在结冰模拟方面做了一定的研究也取得了不少成果[3-5]。国内外对结冰的数值研究主要集中在飞机机翼及直升机旋翼等部位，对发动机进气部件结冰的研究相对较少。
本文采用FENSAP-ICE软件开展了典型涡轴发动机进气机匣支板结冰模拟分析，获得了不同进气条件及结冰大气环境下的结冰情况，分析了不同参数对进气机匣支板结冰量的影响，可为涡轴发动机防冰结构设计及分析提供参考。
1 数值计算方法
1.1 研究对象
由于进气机匣支板在周向上分布不均匀，本文采用整周模型计算。采用ICEM CFD软件进行网格划分，为确保网格质量，流道和支板附近采用O型六面体网格，在近壁面区域进行局部加密并保证正交性。模型及网格如图1所示。
.png)
图1 进气机匣结冰分析模型及网格
1.2 边界条件
计算边界包含支板、流道上下固体壁面以及空气进、出口边界，为了分析不同进气条件，定义了不同的边界条件。其中进口给定总压为大气压力101325Pa，总温为不同的大气温度；出口给定不同的流量以此来区别不同的进气条件；支板及流道壁面均设置为无滑移边界，空气在壁面的速度为零，设置壁面温度均为10℃。此外，为了分析不同结冰大气环境下的结冰情况，定义了不同的大气温度、液态水含量以及水滴直径等参数。
2 流场及水滴撞击计算结果
采用FLUENT软件进行流场计算，选择基于压力的隐式稳态求解器，该模拟为可压缩流动换热过程，需要加入能量方程，选用SST k-ω湍流模型进行求解计算。图2为流道截面速度和压力计算结果。从图中可以看出：沿流动方向流道半径高度逐渐降低导致流通面积相应减小，气流速度逐渐增加，静压逐渐减小。
.png)
图2 流道截面速度、静压分布
采用FENSAP-ICE中DROP3D模块开展水滴撞击特性计算。支板表面水滴收集系数如图3所示,支板前缘正对主流来流方向，因此前缘区域具有比流道更高的水滴收集系数，而支板侧面后方及尾缘由于处于背风面，水滴收集系数为零。
.png)
图3 支板表面水滴收集系数分布
3 结冰计算结果及分析
图4为不同时间下支板表面的结冰形态，从图中可以看出：结冰冰形为霜冰；支板前缘中部结冰厚度沿高度方向基本相同，靠近外流道处最大；结冰时间越长结冰量越大，相同结冰时间间隔内，支板前缘结冰厚度增幅随时间增加而略有减小，这主要是由于结冰形成后改变了支板表面构型，从而改变了局部水滴收集系数分布。
图5给出了不同进口速度下的支板截面冰型分布，从图中可以看出随着进口速度增加结冰厚度也越大，这主要是因为随着水滴速度增大单位时间内撞击支板表面的水增多，同一位置的水滴收集系数越大引起的。
.png)
图4 支板表面的结冰形态
.png)
图5 不同进口速度下的支板截面冰型分布
图6为不同进口温度下的支板截面冰型分布。从图中可以看出：-5℃下的冰型与其它状态差异较明显，结冰区域更大且厚度较薄，这主要是因为当进口温度接近冰点时撞击到表面的水滴没有立即冻结，而是沿支板表面向后流动直至冻结引起的；支板前缘结冰厚度在-5℃到-20℃随着温度降低而增大而从-20℃到-30℃则反而减小。
.png)
图6 不同进口温度下的支板截面冰型分布
图7给出了不同液态水含量下的支板截面冰型分布，从图中可以看出液态水含量不同结冰区域和冰型基本相似，结冰厚度随着水含量增加而增大，这主要是因为液态水含量越大撞击支板表面的水增多，水滴收集系数增大导致的。
.png)
图7 不同液态水含量下的支板截面冰型分布
图8给出了不同水滴直径下的支板截面冰型分布，从图中可以看出随着水滴直径增大结冰区域覆盖位置越大且结冰厚度略有增加。
.png)
图8 不同水滴直径下的支板截面冰型分布
4 结论
本文开展了典型涡轴发动机进气机匣支板结冰模拟分析，得到了以下结论：
1）进气机匣支板结冰区域主要集中在支板前缘附近，因此需对该位置进行重点防冰保护。
2）支板前缘结冰冰型存在对称性，在驻点处结冰量达到最大。
3）支板表面结冰厚度随发动机进口速度和液态水含量的增大而增大；当进口温度接近冰点时结冰区域更大且厚度较薄，随着温度降低结冰厚度不断增大，结冰厚度在-20℃左右达到极值；随着水滴直径增大结冰区域覆盖位置越大且结冰厚度略有增加
参考文献：
[1] Wright W B. Users Manual for the Improved NASA Lewis Ice Accretion Code Lewice 1.6 [R]. United States of America: NASA Glenn Research Center，1995.
[2] Franc P，Morency O，Tezok F. Anti-Icing System Simulation Using CANICE [J]. Journal of Aircraft，1999，36(6): 999-1006.
[3] 易贤，桂业伟，朱国林.飞机三维结冰模型及其数值求解方法[J].航空学报，2010，31(11): 2152-2158.
[4] 常士楠，苏新明，邱义芬.三维机翼结冰模拟[J].航空学报，2011，32(2): 212-222.
[5] 申晓斌.飞机结冰数值模拟研究[D].北京：北京航空航天大学，2012.