楊升科，易 賢，2，*，郭奇靈，劉森云，肖春華

(1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 結(jié)冰與防除冰重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000；2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000)

0 引 言

飛機(jī)在穿越含過冷水滴的云層時(shí)，云層中的過冷水滴撞擊到飛機(jī)的迎風(fēng)表面，水滴凍結(jié)即會(huì)出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象[1]。飛機(jī)結(jié)冰會(huì)改變飛機(jī)表面的氣動(dòng)外形，使得飛機(jī)機(jī)翼、尾翼等部件最大升阻比下降、失速迎角減小，影響飛機(jī)的操作性和穩(wěn)定性，嚴(yán)重時(shí)甚至?xí)斐蓹C(jī)毀人亡的安全事故[2-4]。為了保障飛行安全，針對(duì)飛機(jī)的防冰需求，目前國內(nèi)外已發(fā)展了多項(xiàng)有效的防除冰技術(shù)。根據(jù)物理原則不同，可將防除冰方法分為液體防冰、熱防除冰和機(jī)械除冰等[5-8]，其中熱防除冰方法中的氣熱和電熱防除冰應(yīng)用最廣，同時(shí)也是最成熟的方法[9-10]。熱氣防護(hù)系統(tǒng)具有防冰效果好、穩(wěn)定性高等優(yōu)點(diǎn)，但需要飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)提供大量熱氣，且管路較為復(fù)雜，在傳輸?shù)倪^程中能量消耗較大，目前多用于載荷量大的飛機(jī)[11]；電加熱防除冰系統(tǒng)主要利用電能轉(zhuǎn)化為熱能，具有可靠性高、重量輕、易于實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化等優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)具有防冰和除冰功能[12]，且符合全電飛機(jī)的發(fā)展趨勢，備受研究者的青睞[13]。但是在長期的飛行和實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，采用電加熱防除冰系統(tǒng)對(duì)機(jī)翼進(jìn)行防除冰時(shí)，若采用不完全蒸發(fā)防冰，防冰的過程中容易在防冰區(qū)域后側(cè)形成溢流冰[14]，隨著時(shí)間的積累，溢流冰厚度增大會(huì)嚴(yán)重影響機(jī)翼的氣動(dòng)特性[15]；若采用完全蒸發(fā)防冰或是在整個(gè)機(jī)翼都布置電加熱模塊，則會(huì)增加能量的消耗，不利于電加熱系統(tǒng)在飛機(jī)中應(yīng)用，特別是功率較低的無人機(jī)[16]。

針對(duì)目前已有的電熱防除冰系統(tǒng)的不足，本文創(chuàng)新性地提出了一種電加熱與合成射流耦合防冰系統(tǒng)。該系統(tǒng)一方面可以保留電加熱防除冰系統(tǒng)可靠性高、重量輕、防除冰效果好等優(yōu)勢，另一方面合成熱射流的噴出可以改變機(jī)翼表面水滴的運(yùn)動(dòng)軌跡，使得水滴不能在機(jī)翼后表面附著；此外，還可利用電熱的能量加熱合成射流，合成熱射流與主流相互作用會(huì)在機(jī)翼后表面形成一層熱邊界層，提高機(jī)翼后表面的溫度，使得落在此區(qū)域的水滴不易凍結(jié)，從而減緩甚至消除不完全蒸發(fā)防冰和除冰過程中形成的溢流冰現(xiàn)象。即，合成熱射流在該系統(tǒng)中的貢獻(xiàn)主要為：一是對(duì)水滴在機(jī)翼表面分布特性的控制，二是對(duì)機(jī)翼表面加熱特性的控制。其中合成射流對(duì)水滴分布的影響已經(jīng)在文獻(xiàn)[17]中進(jìn)行了闡述，本文將對(duì)合成熱射流控制機(jī)翼表面溫度能力展開研究，同時(shí)研究射流速度、溫度、角度等參數(shù)對(duì)機(jī)翼表面溫度的影響，為后期開展電熱與合成射流耦合防除冰系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供支撐。

1 物理模型和數(shù)值方法

1.1 物理模型

根據(jù)電熱與合成熱射流防冰原理，結(jié)合飛機(jī)機(jī)翼防冰需求，設(shè)計(jì)了如圖1所示的電熱與合成熱射流耦合防冰系統(tǒng)。電熱系統(tǒng)布置于機(jī)翼前緣，通過加熱使得機(jī)翼前緣溫度高于水滴的凍結(jié)溫度，保證過冷水滴不會(huì)在機(jī)翼前緣凍結(jié)。合成射流激勵(lì)器設(shè)計(jì)于機(jī)翼內(nèi)部，通過連接機(jī)翼內(nèi)表面和振動(dòng)膜片形成一個(gè)腔體，壓電陶瓷振動(dòng)膜片對(duì)腔體內(nèi)的氣體進(jìn)行周期性的壓縮和擴(kuò)張，在出口處形成合成射流，通過在腔體內(nèi)布置加熱模塊，對(duì)腔體內(nèi)氣體進(jìn)行加熱，實(shí)現(xiàn)對(duì)合成射流溫度的控制。電熱與合成熱射流耦合系統(tǒng)防冰時(shí)，前緣溢流水流經(jīng)合成射流出口時(shí)會(huì)發(fā)生兩種情況：當(dāng)合成射流處于沖程時(shí)，溢流水受到合成射流垂直于出口的沖擊會(huì)脫離機(jī)翼表面；當(dāng)合成射流處于吸程時(shí)，水膜在吸力的作用下流入合成射流腔體內(nèi)，吸入的水滴會(huì)在下一個(gè)沖程振動(dòng)下形成小水滴，并隨合成射流噴出。此外合成熱射流可提高機(jī)翼表面溫度，從而消除機(jī)翼表面的溢流冰。

圖1 電熱與合成熱射流耦合防冰系統(tǒng)Fig. 1 Hybrid ice protection system combining thermoelectric and synthetic jet

1.2 數(shù)值方法

計(jì)算模型采用典型的NACA0012翼型，模型尺寸選取與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵恢?，翼型弦長0.2 m，合成射流激勵(lì)器出口中心距離機(jī)翼前緣駐點(diǎn)0.07 m，激勵(lì)器出口寬度為0.002 m。針對(duì)合成射流周期性地與來流相互作用，為了更好地捕捉流場特征，計(jì)算網(wǎng)格采用C型劃分，并對(duì)流場較為復(fù)雜的機(jī)翼前緣駐點(diǎn)處和合成射流出口附近網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，如圖2所示。網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證如圖3所示，可看到，網(wǎng)格數(shù)量為74萬時(shí)的機(jī)翼表面平均溫度分布與87萬網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果基本一致，為提高計(jì)算效率，選擇數(shù)量為74萬的網(wǎng)格作為計(jì)算網(wǎng)格。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig. 2 The mesh for numerical simulation

圖3 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證Fig. 3 Verification of grid independence

將機(jī)翼前緣設(shè)置為恒溫壁面用來模擬電熱作用。根據(jù)壓電式合成射流流場控制特性，在進(jìn)行合成射流數(shù)值仿真時(shí)，可簡化計(jì)算模型，不考慮腔體部分[18]，在激勵(lì)器出口位置給定正弦變化速度條件，以實(shí)現(xiàn)周期性的壁面吹吸，合成射流出口速度規(guī)律如下：

其中，Vm為射流幅值，f為吹吸頻率，t為流場演化時(shí)間， φ0為初始相位角。

計(jì)算時(shí)流場入口設(shè)置為速度入口條件，出口為壓力出口，機(jī)翼表面定義為無滑移壁面條件，由于計(jì)算域?yàn)榈退賮砹?，采用三維不可壓Navier-Stokes方程對(duì)流場進(jìn)行求解，控制方程如下[19]：

其中，v、 ρ、T、p、k、分別為流體的速度、密度、溫度、壓強(qiáng)和湍流動(dòng)能，cp、 λeff、 μeff分別為定壓比熱、有效黏度和導(dǎo)熱系數(shù)。

湍流模型選用Realizablek-ε模型，該模型在流動(dòng)分離、射流等的計(jì)算中都有較好的表現(xiàn)[20]。由于本文研究的合成射流對(duì)機(jī)翼表面溫度加熱與射流氣膜冷卻類似，故以文獻(xiàn)[21]中氣膜冷卻的實(shí)驗(yàn)結(jié)果作為基準(zhǔn)對(duì)比不同湍流模型計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，計(jì)算結(jié)果如圖4所示?？梢姴捎肦ealizablek-ε模型的計(jì)算結(jié)果更接近實(shí)驗(yàn)值。對(duì)于合成射流的計(jì)算，采用文獻(xiàn)[22，23]中提出的計(jì)算模型，該計(jì)算模型對(duì)合成射流的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖4 不同湍流模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig. 4 Comparisons between numerical results and experimental data

2 典型工況結(jié)果分析

本文采用合成熱射流對(duì)機(jī)翼表面進(jìn)行加熱控制。來流速度為30 m/s，模型迎角為0°，來流溫度為263.15 K，壓力為101 325 Pa，機(jī)翼前緣電熱區(qū)域設(shè)置工作溫度為303.15 K，合成熱射流的工作頻率為100 Hz，射流幅值為15 m·s-1，射流溫度為303.15 K。

為了得到流場穩(wěn)定情況下合成熱射流與主流的相互作用的結(jié)果，選取第50個(gè)周期作為合成熱射流控制機(jī)翼表面溫度的研究對(duì)象。因?yàn)楹铣缮淞鞒隹谒俣仁侵芷谛缘恼易兓?，根?jù)合成射流的狀態(tài)將一個(gè)工作周期分為四個(gè)特征相位，分別為合成熱射流噴出初始相位t0、噴出射流速度峰值相位t0+1/4T、吸程初始相位t0+2/4T和吸程速度峰值相位t0+3/4T。圖5給出了基準(zhǔn)工況下合成熱射流與主流相互作用下四個(gè)特征相位的速度云圖和流線圖。從圖中可以看出，在相位t0時(shí)，此時(shí)合成熱射流還未從射流孔噴出，機(jī)翼表面流線緊貼壁面，較為光滑；合成熱射流的噴出與主流相互作用，在出口后側(cè)形成一個(gè)渦結(jié)構(gòu)，隨著合成熱射流速度慢慢增大，形成的渦結(jié)構(gòu)也增大，在t0+1/4T時(shí)達(dá)到最大值；同時(shí)，在來流的作用下，渦結(jié)構(gòu)不斷沿著機(jī)翼表面向下游發(fā)展，并在與來流的相互作用下不斷的耗散，最終表現(xiàn)為與邊界層合為一體。對(duì)比相位t0和t0+2/4T，這兩個(gè)相位合成射流出口速度均為0，但t0+2/4T相位合成射流出口后側(cè)的邊界層要明顯厚于t0相位；合成射流處于吸程時(shí)，從t0+3/4T相位流線圖可以看出，合成射流吸入的流體主要來自上游，噴出的合成熱射流已隨主流流至機(jī)翼下游，即合成射流的吸程不會(huì)影響合成射流的沖程。

圖5 速度云圖和流線圖計(jì)算結(jié)果Fig. 5 Computational results of velocity and streamlines

圖6為合成熱射流在一個(gè)周期內(nèi)不同相位時(shí)機(jī)翼周圍溫度分布云圖，從圖中可以看出，由于機(jī)翼前緣布置有加熱模塊，來流經(jīng)過機(jī)翼前緣加熱，會(huì)在機(jī)翼表面形成一層很薄的熱邊界層。機(jī)翼上表面合成熱射流的溫度發(fā)展趨勢與圖5中渦結(jié)構(gòu)的發(fā)展趨勢一致，合成熱射流噴出與主流相互作用形成渦結(jié)構(gòu)，在來流的作用下渦結(jié)構(gòu)不斷向下游發(fā)展，渦結(jié)構(gòu)的卷吸作用使得高溫射流和低溫主流不斷摻混，同時(shí)冷熱氣體間存在熱交換，使得熱射流向下游發(fā)展的過程中溫度降低。

圖6 溫度云圖Fig. 6 Temperature contours

圖7為合成射流激勵(lì)器出口后側(cè)機(jī)翼表面溫度分布曲線圖，可以看出在主流和合成熱射流的相互作用下，機(jī)翼表面的溫度峰值不斷向后移。在相位t0時(shí)，此時(shí)合成射流剛完成上一個(gè)吸程，機(jī)翼表面位于x＜ 0.105 m的表面加熱量來自機(jī)翼前緣電熱加熱的邊界層，由于部分邊界層被合成射流激勵(lì)器吸入，所以溫度低于無控狀態(tài)下機(jī)翼表面溫度，x＞ 0.105 m表面的加熱量主要來自合成熱射流上一個(gè)沖程噴出的熱射流；在相位t0+1/4T時(shí)，合成射流沖程速度最大，合成熱射流已噴出1/4個(gè)周期，此時(shí)機(jī)翼后表面溫度迅速提高，在靠近合成射流出口處的溫度接近熱射流溫度303.15 K；相位t0+2/4T時(shí)合成熱射流完成沖程，在主流的作用下，噴出的熱射流向下游發(fā)展，其出口處的熱量由前緣加熱邊界層提供，故出口處溫度與無控狀態(tài)下溫度相當(dāng)；在吸程最大時(shí)，即t0+3/4T，由于合成射流將前緣加熱的邊界層部分吸入，此時(shí)出口附近的溫度最低。由于機(jī)翼防冰是一個(gè)時(shí)間積累的過程，考察合成熱射流對(duì)機(jī)翼表面平均溫度的影響更有實(shí)際意義，為了減小誤差，本文選取t0時(shí)刻后4個(gè)周期的溫度平均值作為平均溫度。從圖7中可明顯看出，相比于無控狀態(tài)下機(jī)翼表面的溫度，加入合成熱射流能夠使整個(gè)機(jī)翼后表面的溫度提高3.5～6.5 K，有利于防止機(jī)翼表面溢流水凍結(jié)。

圖7 機(jī)翼表面溫度分布曲線Fig. 7 Temperature distribution curve of on the airfoil

圖8為機(jī)翼表面距離前緣駐點(diǎn)0.08 m、0.12 m、0.16 m三個(gè)位置處溫度隨時(shí)間的變化曲線。各點(diǎn)處溫度隨時(shí)間的變化呈周期性，且與合成熱射流周期一致，但不呈正弦分布。從0.08 m至0.12 m，機(jī)翼表面的峰值溫度降低13.7 K，而從0.12 m至0.16 m，機(jī)翼表面峰值溫度降低6.9 K，這是由于出口附近射流與主流作用形成的渦結(jié)構(gòu)卷吸作用較強(qiáng)，且與環(huán)境溫度溫差較大，使得出口附近熱交換較強(qiáng)，導(dǎo)致出口附近溫度降低速率較快。

圖8 機(jī)翼表面不同位置溫度隨時(shí)間曲線Fig. 8 Time histories of temperature at different locations of an airfoil

3 參數(shù)影響規(guī)律分析

為明晰合成熱射流參數(shù)對(duì)機(jī)翼表面加熱特性的影響規(guī)律，開展了合成射流速度、溫度、角度等參數(shù)的影響研究，設(shè)計(jì)工況見表1，其中Tm為合成射流溫度，α為合成射流方向與主流方向的夾角。

表1 計(jì)算工況Table 1 Calculation conditions

3.1 合成熱射流溫度對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響

合成熱射流溫度是影響機(jī)翼表面溫度分布的重要參數(shù)之一，在實(shí)際中可以通過控制激勵(lì)器腔體內(nèi)加熱模塊的功率實(shí)現(xiàn)對(duì)合成熱射流溫度的調(diào)節(jié)。

圖9為不同溫度合成熱射流控制下機(jī)翼表面平均溫度曲線圖，Tw為絕熱壁面溫度。從圖中可以看出，機(jī)翼表面的溫度隨著射流溫度的升高而升高，當(dāng)合成熱射流溫度達(dá)到323.15 K時(shí)，能夠使出口后側(cè)整個(gè)機(jī)翼表面的溫度達(dá)到273.15 K以上，即高于水滴的凍結(jié)的溫度。對(duì)于飛機(jī)而言，用于防除冰的功率是有限的，所以在實(shí)現(xiàn)防除冰的同時(shí)應(yīng)盡可能提高能量利用率。根據(jù)氣膜冷卻中冷卻效率的定義[24-25]，本文定義合成熱射流對(duì)機(jī)翼表面加熱的平均加熱效率為：

圖9 Case1 工況下機(jī)翼表面溫度分布曲線Fig. 9 Temperature distribution of the airfoil in Case1

式中Tm為合成熱射流溫度，T0為來流溫度。圖10為合成熱射流不同溫度下?lián)Q熱效率，對(duì)于不同溫度的合成射流，隨著射流溫度的增高，其與主流的溫差增大，熱交換強(qiáng)度增強(qiáng)，使得平均換熱效率降低。

圖10 Case1 工況下平均加熱效率Fig. 10 The average heating efficiency in Case1

3.2 合成熱射流速度對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響

合成射流速度主要由壓電陶瓷膜片的振動(dòng)幅值和頻率決定，通過控制輸入電信號(hào)的電壓和頻率可以控制壓電陶瓷膜片的振動(dòng)狀態(tài)。前期研究表明合成射流的速度在一定的范圍內(nèi)隨驅(qū)動(dòng)電壓的增大而增大，隨驅(qū)動(dòng)頻率變化較為復(fù)雜，存在兩個(gè)極值點(diǎn)。本小節(jié)研究了不同速度下合成射流對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響，具體算例設(shè)置見表1中Cace3。

圖11給出了不同合成射流速度下機(jī)翼表面平均溫度分布曲線圖，相比于合成射流溫度對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響，合成射流速度對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響更為復(fù)雜。從出口位置至x= 0.13 m區(qū)域，速度較小時(shí)合成熱射流對(duì)機(jī)翼表面加熱溫度更高，x=0.13 m至尾緣區(qū)域，速度大的合成熱射流對(duì)機(jī)翼表面加熱更明顯。圖12給出了不同合成射流峰值速度下，t0+1/4時(shí)刻合成熱射流與主流相互作用速度云圖和流線圖。從圖中可以看出隨著合成射流速度增大，射流動(dòng)量增大，穿透主流邊界層的能力增強(qiáng)，合成射流與主流相互作用形成的渦結(jié)構(gòu)更大，脫離壁面的熱流增加，參與到摻混的低溫主流面積增大，使得出口附近區(qū)域機(jī)翼表面溫度迅速下降，所以在x＜ 0.13 m區(qū)域合成射流速度越高，機(jī)翼表面平均溫度越低。在相同的振動(dòng)頻率下，合成熱射流的速度越大，單位時(shí)間內(nèi)輸出的總能量越多，表現(xiàn)為機(jī)翼尾緣附近區(qū)域溫度隨合成射流速度增大而增大。

圖11 Case2 工況下機(jī)翼表面溫度分布曲線Fig. 11 Temperature distribution curve of the airfoil in Case2

圖12 Case2 工況下速度云圖和流線圖Fig. 12 Velocity and streamlines of the airfoil in Case2

3.3 合成熱射流角度對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響

圖13為不同合成射流角度下機(jī)翼表面平均溫度分布曲線。從總體上看，采用順向（射流與來流夾角小于90°）射流對(duì)機(jī)翼表面的加熱特性優(yōu)于逆向（射流與來流夾角大于 90°）射流。圖14為不同合成射流角度下，t0+1/4時(shí)刻合成熱射流與主流相互作用速度云圖和流線圖。由于逆向射流速度方向與主流方向相反，加劇了冷熱氣體之間的摻混，使得逆向射流對(duì)機(jī)翼表面的加熱溫度整體降低。單獨(dú)對(duì)比不同角度的順向射流，在相同的射流速度下，射流法向速度越小，其壁面貼附性越好，越有利于對(duì)出口附近的表面加熱，對(duì)比不同角度的逆向射流也可得到相同結(jié)論。

圖13 Case3 工況下機(jī)翼表面溫度分布曲線Fig. 13 Temperature distribution curve of the airfoil in Case3

圖14 Case3工況下速度云圖和流線圖Fig. 14 Velocity and streamlines of the airfoil in Case3

4 結(jié) 論

本文提出一種基于合成熱射流的機(jī)翼表面溫度控制的方法，通過數(shù)值模擬，從時(shí)間和空間上系統(tǒng)地研究了合成熱射流一個(gè)周期內(nèi)對(duì)機(jī)翼表面加熱的作用過程，同時(shí)對(duì)比研究了射流溫度、速度、角度等參數(shù)對(duì)機(jī)翼表面溫度分布的影響，得出以下結(jié)論：

1）提高合成射流溫度可以有效提升機(jī)翼表面溫度。當(dāng)合成熱射流溫度達(dá)到323.15 K時(shí)，能夠使出口后側(cè)整個(gè)機(jī)翼表面的溫度高于水的凍結(jié)溫度，但射流溫度的提高會(huì)使加熱效率降低，即能量利用率降低。

2）合成射流法向速度的增加會(huì)使參與到摻混的低溫氣體面積增大，使得出口附近機(jī)翼表面溫度隨速度的增大而減小。

3）對(duì)于不同的射流角度，逆向射流會(huì)增強(qiáng)熱射流與主流的摻混，所以采用順向射流對(duì)機(jī)翼表面的加熱特性優(yōu)于逆向射流。

本文研究為后期優(yōu)化設(shè)計(jì)電熱與合成射流耦合防冰系統(tǒng)打下了基礎(chǔ)，下一步的重點(diǎn)工作將是在防除冰應(yīng)用中耦合水滴分布控制和表面加熱控制規(guī)律研究。