蔣 浩,金 龍,牛上維,夏智勛,羅振兵

(國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073)

基于合成熱射流的機(jī)翼除冰實(shí)驗(yàn)研究

蔣 浩,金 龍,牛上維,夏智勛,羅振兵*

(國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073)

在人工結(jié)冰條件下,利用合成雙射流激勵(lì)器與電熱貼片形成合成熱射流激勵(lì)器,開展合成熱射流機(jī)翼除冰試驗(yàn),驗(yàn)證合成熱射流機(jī)翼除冰方案的可行性,同時(shí)分別研究除冰的環(huán)境溫度和射流出口通道開縫角度對(duì)機(jī)翼除冰效果的影響。研究表明:合成熱射流方案與純加熱方案相比,除冰時(shí)間能夠減少25.0%～36.4%。合成雙射流能夠促進(jìn)熱能的擴(kuò)散,加速機(jī)翼表面開縫附近冰的融化,使得合成熱射流有較好的除冰效果,且出口通道開縫角度與表面積冰越垂直,加速除冰效果越明顯。

合成熱射流;機(jī)翼;低溫環(huán)境;除冰;實(shí)驗(yàn)

0 引 言

結(jié)冰現(xiàn)象普遍存在于工程實(shí)踐和應(yīng)用當(dāng)中,例如高壓輸電、軌道交通和風(fēng)力發(fā)電等,特別是當(dāng)飛機(jī)在低于冰點(diǎn)的結(jié)冰氣象條件下飛行時(shí),過(guò)冷水滴碰到機(jī)體后會(huì)在機(jī)翼、進(jìn)氣道等部位凍結(jié),其中機(jī)翼是飛機(jī)主要的升力裝置,其結(jié)冰危害性很大。風(fēng)洞試驗(yàn)表明:在機(jī)翼前緣或上表面增加約1mm的粗糙霜、雪和冰的沉積物可使升力減少30%以上,阻力增加50%以上[1]。為避免結(jié)冰事故的發(fā)生,保證飛行安全,通常會(huì)在飛機(jī)上安裝冰防護(hù)系統(tǒng),目前大型飛機(jī)如客機(jī)已應(yīng)用有成熟的防除冰系統(tǒng),而對(duì)于一些如無(wú)人機(jī)等小型飛行器,由于飛行速度低、長(zhǎng)時(shí)間處于結(jié)冰環(huán)境且自身攜帶的防除冰能量有限,防除冰問(wèn)題較為嚴(yán)重。因此,亟需發(fā)展輕小型化、高效、低能耗防除冰技術(shù)。

研究和探索有效的機(jī)翼防除冰方法一直受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的普遍關(guān)注,目前傳統(tǒng)的飛機(jī)防冰除冰技術(shù)可分為液體防冰、機(jī)械除冰(氣動(dòng)帶除冰、電脈沖除冰)和熱力防除冰(電熱除冰、氣熱防冰)3種[2]。

液體防冰技術(shù)利用防除冰液來(lái)降低液體冰點(diǎn)、提高飛機(jī)表面疏水性和抑制金屬腐蝕[3],但其攜帶質(zhì)量大、使用效率低、環(huán)境污染嚴(yán)重。機(jī)械除冰技術(shù)利用蒙皮形變對(duì)冰層施加剪切應(yīng)力使積冰脫落,國(guó)內(nèi)近年來(lái)在電脈沖除冰的理論研究、計(jì)算方法與實(shí)驗(yàn)探索上取得了一定的創(chuàng)新與突破[4]。熱力防除冰通過(guò)給蒙皮傳熱傳質(zhì)來(lái)防除冰,目前大型飛機(jī)氣熱防除冰領(lǐng)域的一個(gè)研究熱點(diǎn)為防冰系統(tǒng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化[5]。電熱除冰通常采用周期性的方式將電能轉(zhuǎn)化成熱能,通過(guò)固壁材料傳遞到蒙皮表面的熱量和氣動(dòng)力共同除冰,相關(guān)研究發(fā)現(xiàn)高功率周期性加熱方式比低功率連續(xù)性加熱方式更為經(jīng)濟(jì)有效[6]。

除了傳統(tǒng)的防除冰技術(shù),國(guó)內(nèi)外學(xué)者也在積極探索開發(fā)新原理、新技術(shù)和新材料。Daniel等[7]設(shè)計(jì)了一種形狀記憶合金除冰系統(tǒng),利用形狀記憶合金在溫度變化下收縮、膨脹的特性去除表面冰層。Buschhorn等[8]使用碳纖維鎳金屬鍍層來(lái)制作電熱元件,使得電熱除冰系統(tǒng)具有更高密度熱流和除冰效率。美國(guó)亞利桑那州州立大學(xué)交叉學(xué)科研究中心研究員受到毒蛙皮膚啟發(fā),仿生開發(fā)出一種新型雙層式除冰涂層,能夠有效減少防凍劑的浪費(fèi)[9]。蔡晉生等[10]發(fā)明了一種介質(zhì)阻擋放電等離子體除積冰的方法,通過(guò)在飛行器蒙皮易結(jié)冰部位固定等離子體激勵(lì)器,利用介質(zhì)阻擋放電產(chǎn)生的熱效應(yīng)對(duì)飛行器蒙皮進(jìn)行除冰。

最近有學(xué)者提出將主動(dòng)流動(dòng)控制中的合成射流技術(shù)應(yīng)用到防除冰領(lǐng)域,其展現(xiàn)的可分布式、小型化、電控等特點(diǎn)有望解決小型飛行器防除冰問(wèn)題。2013年Nikisha等[11-13]提出利用底部加熱的合成射流激勵(lì)器進(jìn)行結(jié)冰控制的思想,該方法通過(guò)在斜劈表面下鑲嵌數(shù)個(gè)加熱的合成射流激勵(lì)器產(chǎn)生的周期性微型噴流,阻礙過(guò)冷水滴與機(jī)翼表面的碰撞而實(shí)現(xiàn)防冰的效果。

而合成射流技術(shù)中較為先進(jìn)的是壓電式合成雙射流技術(shù)[14-15],該技術(shù)的核心元件是合成雙射流激勵(lì)器,其由2個(gè)腔體和2個(gè)出口共享1個(gè)振動(dòng)膜構(gòu)成,具有能量效率和射流頻率倍增的特點(diǎn),因而在防除冰領(lǐng)域中的應(yīng)用前景更為突出。2016年李玉杰[16]采用合成雙射流激勵(lì)器對(duì)冷面上水珠結(jié)霜結(jié)冰后的除霜過(guò)程進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,實(shí)驗(yàn)中利用-30℃的半導(dǎo)體制冷片作為冷面,在水滴結(jié)冰結(jié)霜后啟動(dòng)合成雙射流激勵(lì)器,利用合成雙射流激勵(lì)器將溫度為室溫的合成雙射流對(duì)凝固冰珠進(jìn)行強(qiáng)迫對(duì)流換熱,從微觀角度驗(yàn)證了合成雙射流的除冰能力。為進(jìn)一步揭示合成雙射流激勵(lì)器對(duì)機(jī)翼的除冰效果和除冰機(jī)理,本文利用設(shè)計(jì)和搭建的地面試驗(yàn)平臺(tái),開展了基于熱力條件下的合成雙射流機(jī)翼除冰的實(shí)驗(yàn)研究。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及實(shí)驗(yàn)過(guò)程

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

如圖1所示,合成熱射流機(jī)翼除冰系統(tǒng)由地面低溫環(huán)境下的機(jī)翼模型、合成雙射流激勵(lì)器系統(tǒng)和觀測(cè)系統(tǒng)組成。

圖1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.1 The sketch map of the experimental system

為模擬高空低溫環(huán)境,地面除冰試驗(yàn)在低溫環(huán)境中進(jìn)行,地面低溫環(huán)境由制冷設(shè)備實(shí)現(xiàn),采用溫度控制范圍為-20～0℃的低溫冰柜。

合成雙射流激勵(lì)器及其控制系統(tǒng)主要由4部分組成:合成雙射流激勵(lì)器、信號(hào)發(fā)生器、壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)電源和示波器。信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生波形、幅值及頻率可調(diào)的電壓信號(hào),該信號(hào)經(jīng)壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)電源放大后為合成雙射流激勵(lì)器提供工作所需的能源,同時(shí)示波器用來(lái)觀察加載于激勵(lì)器的電壓信號(hào),本實(shí)驗(yàn)激勵(lì)器信號(hào)采用頻率400Hz、電壓±180V的正弦波。激勵(lì)器內(nèi)部固支的壓電片在交流電壓的驅(qū)動(dòng)下伸縮變形實(shí)現(xiàn)上下振動(dòng),從而激發(fā)腔體內(nèi)部流動(dòng)并在雙出口處產(chǎn)生合成雙射流。

圖2 合成雙射流激勵(lì)器Fig.2 The dual synthetic jet actuator

圖2為激勵(lì)器示意圖,實(shí)驗(yàn)中合成雙射流激勵(lì)器長(zhǎng)64mm、寬59mm、高12.5mm,激勵(lì)器正面有2個(gè)長(zhǎng)20mm、寬2mm的長(zhǎng)方形射流出口縫,上下腔體體積相等,為9120mm3。同時(shí)在激勵(lì)器背面貼裝電熱片,電熱片工作參數(shù)為電壓20.00V,電流1.00A。

為了了解合成雙射流激勵(lì)器的工作特性,在進(jìn)行除冰實(shí)驗(yàn)之前對(duì)激勵(lì)器的流場(chǎng)特性進(jìn)行了PIV實(shí)驗(yàn)測(cè)量,圖3給出激勵(lì)器在除冰工作條件下1個(gè)周期內(nèi)出口附近的流場(chǎng)圖。

圖3是本實(shí)驗(yàn)采用的合成雙射流激勵(lì)器的射流速度矢量和速度云圖1個(gè)周期的演變過(guò)程,時(shí)間間隔為T/8。如圖3所示,在激勵(lì)器下游近區(qū),合成雙射流激勵(lì)器產(chǎn)生2股相位差為180°的射流,且速度峰值約為40m/s,每股射流的旋渦由于受到相鄰射流的吸引而向其傾斜。當(dāng)合成雙射流激勵(lì)器左側(cè)出口的射流加速“吹”出時(shí),右側(cè)出口的射流則加速“吸”入;當(dāng)左側(cè)出口的射流減速“吹”出時(shí),右側(cè)出口的射流減速“吸”入;當(dāng)左側(cè)出口的射流加速“吸”入時(shí),右側(cè)出口的射流加速“吹”出;當(dāng)左側(cè)出口的射流減速“吸”入時(shí),右側(cè)出口的射流減速“吹”出;當(dāng)激勵(lì)器進(jìn)入下一個(gè)工作周期也是如此。

圖3 周期內(nèi)合成雙射流激勵(lì)器PIV實(shí)驗(yàn)射流速度云矢圖Fig.3 Periodic velocity contour and vector maps of dual synthetic jet actuator

同時(shí)采用型號(hào)為WRE-013,規(guī)格Φ3×100/1000mm的熱電偶和熱電阻對(duì)加熱后的激勵(lì)器熱特性進(jìn)行了點(diǎn)測(cè)量,發(fā)現(xiàn)二者的測(cè)量值接近。在溫度為T=-15℃的環(huán)境中測(cè)得底部電熱片穩(wěn)定工作表面溫度約為40℃,而由于激勵(lì)器金屬導(dǎo)熱能力比較強(qiáng),電熱片一部分熱量被接觸的基底通過(guò)導(dǎo)熱散失掉,激勵(lì)器金屬表面溫度約為20℃,激勵(lì)器工作時(shí)出口附近熱射流溫度峰值約為10℃。

結(jié)冰機(jī)翼模型采用NACA0015翼型,弦長(zhǎng)為500mm,機(jī)翼模型示意圖如圖4所示,機(jī)翼模型內(nèi)部開有能夠鑲嵌下激勵(lì)器的槽,機(jī)翼模型的2個(gè)射流開縫分別與激勵(lì)器的長(zhǎng)方形射流出口對(duì)接,機(jī)翼模型的2個(gè)射流開縫與翼型弦長(zhǎng)方向夾角為θ,本實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)了3種角度,分別是17.5°、30°和90°。由于研究的結(jié)冰區(qū)域只在機(jī)翼模型的開縫附近,故加工的模型只截取機(jī)翼的前緣上半段部分。

1.2 實(shí)驗(yàn)過(guò)程

合成熱射流除冰實(shí)驗(yàn)中設(shè)有不同的小組,對(duì)應(yīng)的變量為環(huán)境溫度和機(jī)翼射流開縫角度,以下為T=-15℃,θ=90°小組的實(shí)驗(yàn)過(guò)程:

(1)將冰箱溫度調(diào)至-20℃,選擇開口角度θ=90°的機(jī)翼模型,在該機(jī)翼模型表面的氣流出口處凍結(jié)6mm厚的4cm×3cm的長(zhǎng)方體冰層,凍結(jié)時(shí)間為2h;

(2)固定機(jī)翼模型和電子顯微鏡的擺放位置,使電子顯微鏡水平正對(duì)機(jī)翼表面開縫處結(jié)冰區(qū)域,并對(duì)電子顯微鏡進(jìn)行調(diào)焦和標(biāo)定;

(3)正確連接合成熱射流激勵(lì)器系統(tǒng)的線路,并檢查各儀器是否正常工作,設(shè)置信號(hào)發(fā)生器、示波器及壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)電源參數(shù),保證合成雙射流激勵(lì)器能夠正常工作,工作電壓180V,頻率400Hz,調(diào)試好后關(guān)閉;

(4)打開激勵(lì)器電熱片電源,參數(shù)設(shè)置為電壓20.00V,電流1.00A,對(duì)激勵(lì)器腔體進(jìn)行預(yù)熱,同時(shí)調(diào)整冰箱溫度至實(shí)驗(yàn)所需的-15℃并達(dá)到穩(wěn)定;

(5)實(shí)驗(yàn)設(shè)備準(zhǔn)備完畢后,迅速將預(yù)熱完畢的激勵(lì)器放入冰箱內(nèi)的機(jī)翼模型中,將激勵(lì)器固定在確定的位置。

(6)同時(shí)開啟激勵(lì)器和加熱片電源并使用電子顯微鏡開始錄制,記錄機(jī)翼模型表面冰層去除的變化過(guò)程。

(7)待機(jī)翼模型表面冰層完全去除后,關(guān)閉電子顯微鏡,記錄環(huán)境溫度、濕度,然后關(guān)閉激勵(lì)器以及加熱片電源。

圖4 機(jī)翼模型示意圖Fig.4 The picture of airfoil model

2 實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象及分析

實(shí)驗(yàn)過(guò)程中,環(huán)境的相對(duì)濕度和溫度分別為43±1.5%,-15±1.0℃。實(shí)驗(yàn)分為2個(gè)過(guò)程:(1)先將連接好的機(jī)翼模型放置于低溫冰箱結(jié)冰環(huán)境內(nèi),在機(jī)翼模型表面開縫附近通過(guò)水圍的方式滴水結(jié)冰,凍結(jié)2h至冰形不再改變;(2)開啟電加熱片,將預(yù)熱完畢的合成雙射流激勵(lì)器置入機(jī)翼模型,并開啟激勵(lì)器工作。實(shí)驗(yàn)研究了環(huán)境溫度和機(jī)翼射流開縫角度2種變量對(duì)除冰的影響。

2.1 3種環(huán)境溫度下熱射流除冰

如圖5所示,當(dāng)環(huán)境溫度為-15℃時(shí),6mm厚度的冰層在合成雙射流的加熱和機(jī)翼表面的升溫雙重作用下融化,靠近機(jī)翼模型表面的冰層先融化,當(dāng)冰層融化到足夠薄時(shí),合成雙射流沖破冰層,最終在實(shí)驗(yàn)開始140s后完全融化。

圖5 合成熱射流除冰過(guò)程Fig.5 The process of de-icing using heated DSJA

實(shí)驗(yàn)還在-5和-10℃的環(huán)境溫度下使用合成熱射流對(duì)機(jī)翼結(jié)冰進(jìn)行了觀察,3種環(huán)境溫度得到的冰層厚度隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖6所示。

圖6 不同環(huán)境溫度下冰層厚度隨時(shí)間變化圖Fig.6 The change of ice thickness under different environment temperatures

由圖6可知,在T=-5℃時(shí),除冰時(shí)間為85s,T=-10℃時(shí),除冰時(shí)間為120s,T=-15℃時(shí),除冰時(shí)間為140s,故溫度越低,除冰速度越慢,這說(shuō)明低溫環(huán)境增加了機(jī)翼除冰的難度。同時(shí),排除實(shí)驗(yàn)誤差的干擾,對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合,隨著時(shí)間增加,3種溫度下的除冰速率都呈現(xiàn)“兩段式”的變化規(guī)律,即先慢后快的規(guī)律,它們的除冰速率拐點(diǎn)位置如表1所示。

表1 不同環(huán)境溫度下熱射流除冰速率拐點(diǎn)Table 1 Turning point of de-icing velocity at different environment temperatures

在T=-5、-10和-15℃時(shí),除冰速率拐點(diǎn)分別在除冰進(jìn)程中的60s(70.6%)、85s(70.8%)和85s(60.7%)出現(xiàn),分析可知,除冰速率拐點(diǎn)出現(xiàn)在除冰的中后程,并且主要與冰層厚度有關(guān)。3種環(huán)境溫度除冰速率拐點(diǎn)分別出現(xiàn)在冰層厚度為2.2、2.0和2.6mm,當(dāng)冰層厚度介于2～3mm時(shí),冰層中含水量升高,冰層的材料性質(zhì)發(fā)生改變,導(dǎo)致除冰速率增加,但是拐點(diǎn)前后除冰速率接近定值。在拐點(diǎn)之后,冰層在熱射流的作用下擾動(dòng)增加,除冰速度加快,臨近完全除冰前開縫處有一個(gè)破冰吹除的現(xiàn)象,如圖7所示。

圖7 冰層破冰吹除Fig.7 The blowing down of ice sheet

2.2 純加熱和純射流除冰

另外為研究合成射流和加熱各自對(duì)除冰的作用,分析除冰過(guò)程中的能量傳遞,分別進(jìn)行了合成射流單獨(dú)除冰、單獨(dú)加熱除冰的實(shí)驗(yàn),除冰的時(shí)間對(duì)比如表2所示。

表2 不同環(huán)境溫度下3種方案除冰時(shí)間Table 2 De-icing time of three cases at different environment temperatures

通過(guò)除冰時(shí)間可以看出,實(shí)驗(yàn)結(jié)果中熱射流與純加熱方案相比,除冰時(shí)間能夠減少25.0%～36.4%,然而單純使用合成雙射流時(shí),冰層沒(méi)有融化,因?yàn)槌膶?shí)質(zhì)是熱量的輸運(yùn),使得冰層受熱而發(fā)生相變,而在沒(méi)有內(nèi)部熱源的情況下,合成射流并不會(huì)增加冰層的熱能。

為了進(jìn)一步研究除冰過(guò)程中的融冰機(jī)理,采取了2個(gè)角度進(jìn)行了拍攝:第1個(gè)角度采用更近距離、更高放大倍數(shù)觀察冰層,如圖8(a)所示;第2個(gè)角度是在冰層斜上方拍攝,如圖8(b)所示。

圖8 冰層融化圖Fig.8 The melting of ice sheet

合成熱射流工作,與物面接觸的冰層受到機(jī)翼模型的傳熱和機(jī)翼模型開縫內(nèi)部的強(qiáng)迫對(duì)流換熱,使得靠近的冰層發(fā)生了相變并形成了一層很薄的水膜。由于水膜溫度較上部分冰層高及上下的水分子濃度差,水分子穿過(guò)冰層內(nèi)部的間隙,向上發(fā)生擴(kuò)散,這個(gè)過(guò)程為質(zhì)量傳遞。伴隨著底部冰層的吸熱融化,水分子將底部熱量也帶到較上的冰層,形成了冰水混合層并改變了冰層的材料性質(zhì),因此質(zhì)量傳遞的同時(shí),也產(chǎn)生能量傳遞,圖8(a)中下層較為深色的部分為水膜侵入上部分冰層形成。

以冰層為研究對(duì)象,分析冰層的能量傳遞過(guò)程,如圖9所示,冰層在受熱條件下的能量方程為:

式中:qi是冰層融解吸收的熱量;qa1是腔體開縫處與冰層的強(qiáng)迫對(duì)流換熱的熱量;qn是冰層與底部接觸面?zhèn)鲗?dǎo)的熱量;qe是冰層升華以及水蒸發(fā)散走的熱量;qa2是冰層與環(huán)境的自然對(duì)流換熱的熱量。

冰層覆蓋在有激勵(lì)器開縫出口的機(jī)翼模型表面,接收的能量分為2部分,第1部分是激勵(lì)器底部電加熱片-鋁合金-冰層的路線傳遞的熱量,第2部分是激勵(lì)器底部電加熱片-激勵(lì)器內(nèi)部空氣-開縫-冰層的路線傳遞的熱量。雖然金屬的導(dǎo)熱能力遠(yuǎn)遠(yuǎn)比空氣的導(dǎo)熱能力強(qiáng),但由于腔體內(nèi)部的膜片振動(dòng)引起了壓力脈動(dòng),導(dǎo)致腔體內(nèi)部發(fā)生強(qiáng)迫對(duì)流換熱,使得電加熱片產(chǎn)生的熱量傳導(dǎo)得更快,故表2中3種溫度條件下熱射流均提升了除冰效果,而不開啟電加熱只有單獨(dú)的腔內(nèi)膜片振動(dòng),沒(méi)有能量傳輸無(wú)法使冰融化。

圖9冰層能量傳遞圖Fig.9 The energy transportation of ice sheet

2.3 3種開縫角度除冰

采取3種合成熱射流開縫角度在-15℃條件下進(jìn)行了實(shí)驗(yàn),得到的除冰時(shí)間如表3所示。

表3 T=-15℃下3種不同開縫角度實(shí)驗(yàn)除冰時(shí)間Table 3 De-icing time of three different jet angles when T=-15℃

腔體至機(jī)翼表面的開縫長(zhǎng)度可無(wú)量綱化表示為1/sinθ,可知開縫角度為17.5°時(shí)對(duì)應(yīng)的開縫長(zhǎng)度約為開縫角度為90°時(shí)對(duì)應(yīng)的開縫長(zhǎng)度的3.3倍,相應(yīng)的除冰時(shí)間也從140s增加到了194s。結(jié)合式(1)的能量分析可知,不同的開縫角度不影響冰層與底部接觸面?zhèn)鲗?dǎo)的熱量qn,主要影響強(qiáng)迫對(duì)流換熱的熱量qa1。開縫角度越小,壁面的阻滯造成速度分量的損失,同時(shí)由于結(jié)冰條件下合成雙射流激勵(lì)器內(nèi)部流動(dòng)為低速流動(dòng),機(jī)翼模型內(nèi)部孔縫越長(zhǎng),雷諾數(shù)越大,邊界層的粘滯作用越強(qiáng),導(dǎo)致合成熱射流速度損失越大,能量擴(kuò)散和輸運(yùn)效果越差。

3 結(jié) 論

利用合成熱射流對(duì)機(jī)翼進(jìn)行防冰控制[11-13]具有較好的應(yīng)用前景,即在過(guò)冷來(lái)流中對(duì)機(jī)翼進(jìn)行防冰,同時(shí)合成熱射流也一定的除冰效果,其展現(xiàn)的可分布式、小型化、電控等特點(diǎn)有望解決小型飛行器防除冰問(wèn)題。本文采用合成熱射流對(duì)機(jī)翼除冰的效果進(jìn)行了顯微可視化實(shí)驗(yàn)研究。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:

(1)加熱的合成雙射流能夠有效除冰,且環(huán)境溫度越高,機(jī)翼表面和冰層同空氣自然對(duì)流換熱散失的能量越小,除冰速度越快,時(shí)間越短;

(2)合成雙射流單獨(dú)除冰效果不明顯,合成熱射流除冰的主要機(jī)理為金屬壁面導(dǎo)熱和開縫處空氣與冰層的強(qiáng)迫對(duì)流換熱,使用加熱條件下的合成雙射流能夠加速電熱片產(chǎn)生的熱能向積冰的傳遞,因而加快電熱除冰速度;

(3)3種機(jī)翼射流開縫角度比較,與機(jī)翼弦長(zhǎng)呈90°時(shí)除冰效果最明顯,這樣可以減少開縫角度產(chǎn)生的速度分量阻滯及開縫壁面邊界層的粘滯作用,最大程度減少合成雙射流的速度損失。

在機(jī)翼模型除冰實(shí)驗(yàn)過(guò)程中,由于電熱貼片發(fā)熱功率有限、機(jī)翼模型與實(shí)際飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的差異,且電熱片較大部分熱量被基底散失,得到的除冰時(shí)間仍不理想,距離工程應(yīng)用有一定差距,為提高合成熱射流的除冰能力,下一步可重點(diǎn)開展以下工作:

(1)采用更接近機(jī)翼蒙皮實(shí)際的結(jié)構(gòu),并進(jìn)行過(guò)冷來(lái)流條件下的合成熱射流除冰實(shí)驗(yàn);

(2)對(duì)合成熱射流機(jī)翼除冰過(guò)程進(jìn)行流固耦合數(shù)值模擬,定量研究不同射流角度對(duì)應(yīng)的內(nèi)部空隙長(zhǎng)度與除冰時(shí)間的關(guān)系;

(3)優(yōu)化結(jié)冰氣象條件下合成射流激勵(lì)器工作參數(shù),如激勵(lì)器工作電壓、頻率、電熱片位置、激勵(lì)器位置等,提高激勵(lì)器的工作性能。

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Experimental analysis of de-icing on airfoil using heated dual synthetic jet actuators

Jiang Hao,Jin Long,Niu Shangwei,Xia Zhixun,Luo Zhenbing*
(College of Aerospace Science and Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China)

Under the condition of artificial freezing,experiments of de-icing on airfoil using a heated dual synthetic jet actuator have been carried out.The practicability of de-icing using the heated dual synthetic jet actuator has been proved and the influence of the environment temperature and ventilating angle was then studied respectively.Compared to the heated airfoil model without a dual synthetic jet actuator,the dual synthetic jet actuator helps to decrease the de-icing time by about 25.0%to 36.4%.As the dual synthetic jet actuator promotes heat diffusion and thus helps accelerating the de-icing process on the airfoil model,it is thus preferable to use the heated dual synthetic jet in flight de-icing.What’s more,experiment also reveals that the de-icing effect is better when the ventilating angle is close to 90°.

heated dual synthetic jet;airfoil;low-temperature environment;de-icing;experiment

V211.71;O358

:A

(編輯:張巧蕓)

2016-10-31;

:2017-01-11

*通信作者E-mail:luozhenbing@163.com

Jiang H,Jin L,Niu SW,et al.Experimental analysis of de-icing on airfoil using heated dual synthetic jet actuators.Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2017,31(3):94-100.蔣 浩,金 龍,牛上維,等.基于合成熱射流的機(jī)翼除冰實(shí)驗(yàn)研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2017,31(3):94-100.

1672-9897(2017)03-0094-07

10.11729/syltlx20160167

蔣 浩(1992-),男,四川茂縣人,碩士研究生。研究方向:飛機(jī)防除冰。通信地址:湖南省長(zhǎng)沙市開福區(qū)國(guó)防科技大學(xué)(410073)。E-mail:jiangjeb@163.com