华锐睿+李志茂+谭正文+徐佳佳

【摘 要】适航条款要求，民用飞机必须能在附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行。必须通过分析确认，飞机在各种运行形态下其各种部件的防冰是足够的。因此，应确定结冰条件下，短舱防冰系统防冰性能是足够的。本文利用上海飞机设计研究院开发的CFD数值模拟方法，在CCAR25 附录C规定的结冰条件下，选取性能计算状态点，对某型短舱防冰系统防冰性能进行评估。

【关键词】民用飞机；短舱防冰；结冰条件

【Abstract】According to airworthiness standards， civil airplane must be able to safely operate in the continuous maximum and intermittent maximum icing conditions of appendix C. An analysis must be performed to establish that the ice protection for the various components of the airplane is adequate. To evaluate the performance of specific engine nacelle anti-icing system in icing conditions of appendix C， this paper utilize A CFD method developed by Shanghai Aircraft Design and Research Institute.

【Key words】Civil airplane； Nacelle anti-icing； Icing conditions

0 引言

飞机在结冰条件下飞行时，发动机的进气道会发生结冰。如进气道内的冰层发生脱落，则会随气流进入发动机的压气机，从而打伤发动机叶片，造成压气机的机械损伤或导致发动机损坏，影响飞机的飞行安全。目前，现有的商用运输类飞机中，普遍利用从发动机压气机引出的热空气来对进气道进行防冰[1]。

CCAR25部1419条款规定，如果申请带有防冰设施的合格审定，飞机必须能在附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行。为确认这一点，必须通过分析确认，飞机在各种运行形态下其各种部件的防冰是足够的[2]。

本文利用上海飞机设计研究院开发的数值模拟方法，选取性能计算状态点，对某飞机短舱防冰系统的防冰性能进行评估。

1 计算方法

1.1 短舱防冰计算原理

短舱防冰系统防冰原理为：飞机发动机短舱唇口处蒙皮外部热载荷和内部加热热流导致蒙皮内外表面温度差，在蒙皮中形成导热热流，通过导热热流，将防冰腔内部加热热流传递到蒙皮外表面，使外表面温度升高到冰点以上，达到防冰目的。

其中外部热载荷可用公式表示为：

1.2 计算方法与思路

本文进行的计算内容包括：外部流场计算、水滴撞击特性计算、防冰腔内部流场计算以及防冰内外表面耦合计算，最终得到发动机短舱蒙皮表面温度，评估系统的防冰性能。防冰计算具体流程如下：

1）使用ICEM软件进行计算网格划分，包括外部流动网格和内部流动网格；

2）使用FLUENT软件进行外流场和水滴撞击特性计算，防护表面压力系数、局部水收集系数等参数；

3）使用FLOWMASTER软件进行防冰管路一维流动计算，得到笛形管射流喷口参数；

4）使用FLUENT软件进行防冰腔内部流动计算，得到内部流动参数；

5）使用FLUENT软件UDF进行内外耦合计算，得到表面温度分布。

具体计算流程如图1所示：

1.3 短舱计算模型

1.3.1 防冰管路计算模型

防冰管路的流动仿真计算通过FLOWMASTER软件实现，具体方法为：将防冰管路的3D模型进行简化，建立计算网络和相应边界条件，计算得到网络末端笛形管各喷孔处的温度、压力参数。防冰管路的FLOWMASTER网络模型如图2所示。

1.3.2 短舱防冰系统计算模型

飞机外流场和防冰腔内流场计算采用ICEM软件绘制，外流场采用非结构化网格，总数300万，防冰腔内流场采用结构化网格，总数965万，在笛形管喷孔区域进行局部加密处理，3D模型和网格剖面见图3。

2 计算结果与分析

计算状态说明：

本文利用上述短舱防冰系统防冰性能计算方法，选取CCAR25 附录C规定的结冰条件下的计算状态点，对短舱防冰系统在连续最大结冰条件下和间断最大结冰条件下的防冰性能进行分析，评估短舱防冰系统的防冰性能。

本文分别在连续最大结冰条件下和间断最大结冰条件下选取2个不同飞行高度、飞行速度、液态水含量的状态点进行短舱防冰性能分析。具体参数详见表1和表2。

3 计算结果

在防冰性能评估方面，通常使用防冰表面温度作为性能指标。

本文选取短舱蒙皮0°、90°、180°、225°、270°截面的表面温度性能计算结果进行分析，选取的温度截面位置如图4所示。

不同状态点下的计算结果如图5-图8所示，横坐标为蒙皮外表面的弧长，s=0代表短舱前缘几何驻点，s为负值时代表进气道唇口内表面，s为正值时代表进气道唇口外表面。

通过该计算结果可以看出，利用该计算方法得到的短舱蒙皮表面温度值均高于0℃；且发动机短舱内侧（s值为负值）表面温度较外侧高，原因是笛形管喷口朝向短舱内侧蒙皮表面。

4 结论

本文利用上海飞机设计研究院开发的短舱防冰系统防冰性能计算方法，选取连续最大结冰条件下以及间断最大结冰条件下的计算状态点，对某飞机短舱防冰系统的防冰性能进行了评估。计算结果显示，在选取的计算状态点下，短舱蒙皮表面温度值均高于0℃，各截面整体温度分布趋势与预期结果一致。计算结果表明短舱防冰系统在选取计算状态点下满足防冰性能。该数值仿真方法可作为后续短舱防冰系统性能评估的工具，指导短舱防冰系统设计研究工作。

【参考文献】

[1]裘燮纲，韩凤华.飞机防冰系统[M].航空专业教材编审组出版，1985，6.

[2]CCAR25-R3中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准[S].中国：中国民用航空局，2001.

[责任编辑：汤静]