結(jié)冰對翼型流場影響的研究

王治國，楊 軍，婁德倉

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

現(xiàn)代飛機(jī)除應(yīng)用于軍事和民用外，還廣泛應(yīng)用于搶險、救生和勘探等領(lǐng)域，飛機(jī)所要應(yīng)對的飛行環(huán)境也隨之變得日趨復(fù)雜，但都要求飛機(jī)在這些環(huán)境中能夠安全飛行并執(zhí)行特定任務(wù)。結(jié)冰問題是導(dǎo)致飛行事故的主要環(huán)境因素之一[1]，飛機(jī)飛行過程中，如果其升力表面結(jié)冰，積聚的冰層會對其氣動性能產(chǎn)生很大影響，導(dǎo)致飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性惡化；如果進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)部件結(jié)冰，積聚的冰層會改變進(jìn)氣道內(nèi)表面的氣動特性，造成發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量的減少[2]以及引起進(jìn)口氣流速度的分布不均勻，破壞發(fā)動機(jī)的正常工作狀態(tài)，引起發(fā)動機(jī)喘振等，并且當(dāng)溫度升高時脫落的冰塊隨著氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)內(nèi)部可能打傷葉片，損壞發(fā)動機(jī)直至熄火，甚至可能會導(dǎo)致機(jī)毀人亡[3]。在飛行中，當(dāng)飛機(jī)處于高速飛行的大推力狀態(tài)時，發(fā)動機(jī)一般不會積冰；當(dāng)飛行速度降低到小于壓氣機(jī)進(jìn)口氣流速度時，空氣流過收斂形進(jìn)氣道，進(jìn)氣道內(nèi)便會有氣動降溫現(xiàn)象出現(xiàn)，降溫作用達(dá)到一定程度將會使空氣達(dá)到過飽和從而引起結(jié)冰[4]。國外在飛機(jī)積冰的機(jī)理等方面進(jìn)行了廣泛的試驗(yàn)以及數(shù)值模擬，國內(nèi)許多學(xué)者以NACA的一些翼型為基礎(chǔ)，通過數(shù)值模擬研究了積冰對翼型氣動性能等的影響[5，6]。

本文將采用CFD軟件進(jìn)行數(shù)值模擬，并結(jié)合文獻(xiàn)[7]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)來研究分析所建計(jì)算模型的可用度以及結(jié)冰對翼型流場等的影響，希望研究結(jié)果對以后的計(jì)算具有指導(dǎo)意義。

2 計(jì)算模型

本文以NACA 23012翼型為研究對象，使用CFD軟件模擬光滑與結(jié)冰翼型的外部流場，比較結(jié)冰對翼型氣動性能的影響。

計(jì)算區(qū)域：翼型的弦長c為1 m；為準(zhǔn)確模擬翼型外部流場，光滑翼型與結(jié)冰翼型兩者的計(jì)算區(qū)域均為30 m×20 m。本文中結(jié)冰的位置、大小和形狀等的選取與文獻(xiàn)[7]中的一致，為位于x/c＝0.1處、高度h/c＝1.39%的 1/4圓弧。

采用一方程 Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型[8，9]進(jìn)行耦合計(jì)算。流場和修正紊流粘性系數(shù)均采用二階迎風(fēng)差分格式。對于計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格的劃分，光滑翼型與結(jié)冰翼型均采用商業(yè)軟件ANSYS ICEM CFD 11.0劃分的O型網(wǎng)格。光滑翼型與結(jié)冰翼型網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖1所示。

圖1 翼型計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格的局部視圖Fig.1 Part view of grid for airfoil calculated region

3 邊界條件

在翼型外流場的計(jì)算中，翼型表面為粘性無滑移壁面邊界。由于選取的計(jì)算區(qū)域足夠大，將四周設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場自由流邊界，各邊界條件的詳細(xì)參數(shù)視各自工況的不同而不同。本文主要計(jì)算研究不同來流攻角、馬赫數(shù)和雷諾數(shù)對光滑及結(jié)冰翼型外部

本文計(jì)算中，來流溫度均為293 K。(1)式中：D＝1 m； 對空氣而言，R＝287 J/(kg·K)，T=293 K 時 μ 為1.81×10-6kg/(m·s)。 固定馬赫數(shù)（Ma）下，通過改變不同的來流壓力來獲得相應(yīng)的雷諾數(shù)（Re），各雷諾數(shù)相對應(yīng)的靜壓見表1。流場的影響。

表1 雷諾數(shù)相對應(yīng)的靜壓表Table1 Reynolds number and corresponding static pressure

4 計(jì)算結(jié)果與分析

氣動力在垂直于遠(yuǎn)前方氣流方向的分力稱為升力，用L表示；平行于遠(yuǎn)前方氣流方向的分力稱為阻力，用D表示，則升力系數(shù)(Cl)和阻力系數(shù)(Cd)分別為：

壓力系數(shù)(Cp)分布是表征翼型氣動特性的重要參數(shù)，將壓力的作用點(diǎn)投影到翼弦上，然后從翼弦的垂線上取線段表示該點(diǎn)的壓力系數(shù)。

4.1 光滑翼型

(1)Ma＝0.12時雷諾數(shù)對光滑翼型氣動性能的影響

圖2(a)、圖2(b)分別給出了不同雷諾數(shù)下光滑翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角(α)的變化。圖中的線條為本文計(jì)算值，點(diǎn)為文獻(xiàn)[7]給出的試驗(yàn)值，下同。從圖中可以看出，在低馬赫數(shù)下，雷諾數(shù)對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響均較小，計(jì)算值與試驗(yàn)值的誤差隨著攻角的增大而增大。從圖2(a)中可以看出，－5°≤α≤13°時升力系數(shù)隨著攻角的增大而逐漸增大，當(dāng)－5°≤α≤5°時升力系數(shù)隨攻角成線性變化，而當(dāng)5°≤α≤13°時升力系數(shù)隨著攻角的增大其增長率逐漸減小。 從圖2(b)中可以看出，－5°≤α≤13°時阻力系數(shù)隨著攻角的增大先逐漸減小而后逐漸增大，在-5°≤α≤5°范圍內(nèi)變化比較平緩，而在 5°＜α≤13°范圍內(nèi)增幅逐漸加大。這是因?yàn)樵诘退偾闆r下翼型阻力由摩擦阻力和壓差阻力兩部分組成，攻角較小時翼型阻力主要為摩擦阻力，壓差阻力相對較??；而隨著攻角的增大，阻力系數(shù)起初增加很慢，但當(dāng)攻角增加到臨界攻角附近時，由于翼型后部邊界層的嚴(yán)重分離，使得翼型后緣附近的壓強(qiáng)降低，從而造成很大的壓差阻力，因此阻力系數(shù)迅速增大[10]。圖2中，當(dāng)-5°≤α＜8°時，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖2 不同雷諾數(shù)下光滑翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化Fig.2 Lift and drag coefficient change with attack angle under different Re for clean airfoil

(2)低Ma數(shù)對光滑翼型氣動性能的影響

圖3(a)、圖3(b)分別給出了 Re=10.5×106，Ma=0.12、0.21、0.28時光滑翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化，并與文獻(xiàn)[7]中的試驗(yàn)值進(jìn)行了比較。從圖中可以看出，馬赫數(shù)對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響均較小，小攻角范圍內(nèi)的計(jì)算值與試驗(yàn)值的誤差較小，其余與圖2類似。

圖3 不同馬赫數(shù)下光滑翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化Fig.3 Lift and drag coefficient change with attack angle under different Ma for clean airfoil

4.2 結(jié)冰翼型

(1)Ma=0.12時雷諾數(shù)對結(jié)冰翼型氣動性能的影響

圖4(a)、圖4(b)分別給出了不同雷諾數(shù)下結(jié)冰翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化。從圖中可以看出，隨著攻角的增大，升力系數(shù)和阻力系數(shù)逐漸增大，在低馬赫數(shù)下計(jì)算的三組雷諾數(shù)對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響均較小；對于升力系數(shù)和阻力系數(shù)，試驗(yàn)值與數(shù)值計(jì)算結(jié)果間的誤差在-5°≤α≤2°時比較小。由于阻力系數(shù)的試驗(yàn)值局限在∣α∣≤5°，所以觀察不出攻角大于5°的結(jié)果。

(2)低Ma數(shù)對結(jié)冰翼型氣動性能的影響

圖5(a)、圖5(b)分別給出了 Re=10.5×106，Ma=0.12、0.28時結(jié)冰翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化，并與文獻(xiàn)[7]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比。從圖中看，其結(jié)果與圖4中的類似。

4.3 結(jié)冰和光滑翼型計(jì)算結(jié)果的比較

圖6(a)、圖6(b)分別給出了NACA23012翼型有無結(jié)冰兩種情形在Ma=0.12時三組雷諾數(shù)下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化。從圖中可以看出，結(jié)冰對翼型的氣動性能有明顯的影響，尤其是阻力系數(shù)，主要是因?yàn)榻Y(jié)冰改變了翼型的外表面形狀，氣流在結(jié)冰翼型后方形成的旋渦對外流場產(chǎn)生了劇烈擾動。對阻力而言，摩擦阻力和壓差阻力均變大，且隨著攻角的增大影響也越來越顯著；對升力而言，在結(jié)冰翼型后方形成的低壓區(qū)使得升力減小，并且也是隨著攻角的增大影響越來越明顯。當(dāng)Re＝10.5×106，Ma＝0.12與Ma＝0.28時升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化也有著相似的結(jié)果。

以Re=10.5×106、Ma=0.12 的計(jì)算結(jié)果為例，圖7分別給出了攻角α＝0°、5°、10°時光滑翼型和結(jié)冰翼型表面的壓力系數(shù)分布。從圖中可知，各計(jì)算工況下結(jié)冰翼型上表面的壓力系數(shù)在x/c＝0.1(即結(jié)冰位置)處都有劇變，主要是由于結(jié)冰破壞了該表面的氣流組織，相對應(yīng)的光滑翼型和與結(jié)冰翼型之間表面壓力系數(shù)分布差異最大的也在這一表面。圖8給出了攻角α＝0°、5°、10°時光滑翼型和結(jié)冰翼型表面周圍流場的速度矢量圖。從所有的速度矢量圖中都不難發(fā)現(xiàn)，隨著攻角的改變，翼型周圍的流場分布形態(tài)也在發(fā)生著變化，更為明顯的現(xiàn)象是攻角在0°到10°范圍內(nèi)，隨著攻角的增大，結(jié)冰位置后的渦流區(qū)域明顯增強(qiáng)，并且隨著時間的推移有脫落渦出現(xiàn)，這也是造成結(jié)冰翼型在大攻角時的數(shù)值模擬值與試驗(yàn)測量值之間偏差大的一個原因。

圖4 不同雷諾數(shù)下結(jié)冰翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨攻角的變化Fig.4 Lift and drag coefficient change with attack angle under different Reynolds number for iced airfoil

圖5 不同馬赫數(shù)下結(jié)冰翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角對變化Fig.5 Lift and drag coefficient change with attack angle under different Mach number for iced airfoil

圖6 三組雷諾數(shù)下光滑翼型與結(jié)冰翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的比較Fig.6 Comparison between lift/drag coefficient of clean airfoil and iced airfoil under different Reynolds number

圖7 翼型表面壓力分布Fig.7 Pressure distribution for airfoil surface

圖8 翼型表面周圍的速度矢量圖Fig.8 Velocity vector around the airfoil surface

5 結(jié)論

(1)對于光滑翼型和結(jié)冰翼型而言，在一定計(jì)算攻角范圍內(nèi)的計(jì)算值和試驗(yàn)值吻合都比較好。

(2)馬赫數(shù)對光滑翼型及結(jié)冰翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化影響較小，雷諾數(shù)也一樣。

(3)結(jié)冰對翼型的氣動性能有著明顯的影響，尤其在大攻角的時候，升力系數(shù)顯著下降，而阻力系數(shù)則顯著增加。

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