航空發(fā)動機進氣支板電熱防冰試驗

雷桂林， 鄭梅， 董威,*， 周志翔， 董奇

1.上海交通大學(xué) 機械與動力工程學(xué)院， 上海 200240 2.中國航發(fā)湖南動力機械研究所， 株洲 412002

航空發(fā)動機進氣支板電熱防冰試驗

雷桂林1， 鄭梅1， 董威1,*， 周志翔2， 董奇2

1.上海交通大學(xué) 機械與動力工程學(xué)院， 上海 200240 2.中國航發(fā)湖南動力機械研究所， 株洲 412002

為了研究電加熱防冰的效果，開展了小型航空發(fā)動機進氣支板的電加熱防冰試驗。結(jié)合該型號發(fā)動機進氣支板的結(jié)構(gòu)特點，設(shè)計了3種電熱防冰加熱布置方式，分別在支板沿軸向的不同位置采用1～3個電加熱棒作為防冰熱源。通過模擬不同的發(fā)動機進氣結(jié)冰環(huán)境參數(shù)和電加熱功率，在冰風(fēng)洞中對3種電加熱方式進行了防冰試驗研究。通過布置在支板外表面的溫度測點記錄了防冰過程中支板表面的瞬態(tài)溫度變化，分析了支板防冰過程中表面溫度的變化特點。防冰試驗研究了熱源總功率、熱源布置方式、液態(tài)水含量以及來流溫度對支板防冰性能的影響。試驗結(jié)果表明，合理的電加熱方式可以取得較好的防冰效果，同時避免支板后部的溢流水結(jié)冰。

電熱防冰； 冰風(fēng)洞試驗； 航空發(fā)動機支板； 瞬態(tài)溫度； 流動傳熱

當(dāng)飛機飛行過程中穿越低溫云層時，航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)的一些關(guān)鍵部位會產(chǎn)生結(jié)冰的情況，這些關(guān)鍵部位一旦結(jié)冰，會使得飛行器的飛行安全裕度大幅度降低，引發(fā)一些嚴重的飛行安全事故。航空發(fā)動機進氣支板是容易產(chǎn)生結(jié)冰的關(guān)鍵部位之一，支板結(jié)冰會導(dǎo)致以下兩種情況發(fā)生：一是支板結(jié)冰后導(dǎo)致發(fā)動機入口面積減少，進而減少發(fā)動機吸氣量，降低發(fā)動機的性能；二是支板上的冰塊脫落后被吸入發(fā)動機內(nèi)部，撞擊發(fā)動機葉片并對葉片造成機械損傷，從而引發(fā)發(fā)動機故障甚至停車。為了解決發(fā)動機進氣支板的結(jié)冰問題，研究人員采用了不同的防冰方法。電加熱防冰作為防冰方法之一，具有布置位置和方式靈活、加熱功率方便可控等優(yōu)點，因此得到了廣泛的應(yīng)用。

國內(nèi)外在電加熱防冰的研究中，大多集中于飛機機翼的電熱防冰計算或者試驗研究，對于發(fā)動機進氣部件的電熱防冰研究較少。在電熱防冰的數(shù)值模擬研究中，Wright等[1]通過多種有限差分數(shù)值法模擬了電加熱防冰平板的二維瞬態(tài)熱傳導(dǎo)，對比了不同計算方法的結(jié)果；Henry[2]發(fā)展了一種防冰過程中的二維熱傳導(dǎo)模型，并把此模型用于被不均勻厚度冰層覆蓋的多層平板的數(shù)值模擬計算；Yaslik等[3]開發(fā)了一套三維瞬態(tài)傳熱計算程序，并且使用此程序計算了被冰層覆蓋的多層結(jié)構(gòu)三維瞬態(tài)傳熱問題及防冰方法；Huang等[4]使用有限元方法針對機翼的一維與二維電熱防冰問題進行了研究，此方法著重研究了曲率對融冰效果的影響；Reid等[5]使用耦合傳熱方法研究了電熱防冰的非穩(wěn)態(tài)傳熱過程，并且把耦合傳熱方法應(yīng)用到計算多塊電加熱片周期性防冰的復(fù)雜傳熱現(xiàn)象中；Pourbagian和Habashi[6]對于飛行中的電熱除冰系統(tǒng)進行了優(yōu)化設(shè)計，從熱能及氣動性能兩方面綜合提出了一個優(yōu)化框架，同時考慮了熱能的消耗、積冰厚度、積冰體積、冰型以及積冰位置5個因素，優(yōu)化結(jié)果顯示這種方法在保證氣動性能的情況下能夠節(jié)省除冰能量。在電熱防冰的試驗研究中，F(xiàn)akorede等[7]在冰風(fēng)洞中對風(fēng)力發(fā)電機葉片電加熱防冰系統(tǒng)的能量消耗進行了試驗研究；Buschhorn等[8]使用導(dǎo)電聚合物納米復(fù)合材料制作了一種電加熱防冰系統(tǒng)，并在冰風(fēng)洞中進行了防冰試驗，試驗結(jié)果表明這種防冰系統(tǒng)的防冰效果良好。

近十幾年，國內(nèi)學(xué)者針對飛行結(jié)冰問題也進行了許多相關(guān)研究。常士楠等[9]采用焓法模型研究了二維簡化電加熱防冰模型在不同時刻的溫度分布以及冰的融化情況；楊詩雨等[10]開發(fā)了旋轉(zhuǎn)帽罩電加熱防冰計算程序，對旋轉(zhuǎn)帽罩瞬態(tài)防冰過程進行了數(shù)值模擬；胡婭萍[11]針對航空發(fā)動機進口部件的積冰現(xiàn)象開發(fā)了一套程序，并對積冰生長過程進行了數(shù)值模擬；Bu等[12]對機翼電加熱防冰系統(tǒng)進行了數(shù)值模擬研究，其數(shù)值結(jié)果與試驗及文獻結(jié)果對比良好；鐘國[13]通過數(shù)值模擬方法對二維的翼型進行了電加熱防冰除冰研究，并且采用Messinger模型模擬了積冰過程，在此基礎(chǔ)上通過數(shù)值方法計算得出了防冰所需的電熱功率，最后使用焓值方法模擬了積冰的融化過程；董威等[14]對發(fā)動機進氣支板防冰進行了數(shù)值模擬研究，通過商用軟件FLUENT對支板的內(nèi)外流場進行求解，使用歐拉法編寫程序求解了過冷水滴的軌跡及支板表面的水收集系數(shù)，并且在能量方程中考慮了溢流水的支板溫度分布的影響，最后對支板的溫度分布進行了求解；董威等[15]還對小型航空發(fā)動機進氣支板進行了滑油防冰試驗研究，對不同結(jié)冰氣候條件下、不同滑油通道位置滑油防冰進氣支板的防冰效果進行了試驗研究，并且記錄了支板表面溫度的變化以及結(jié)冰情況；肖春華等[16]通過試驗方法對電熱防冰進行了研究，研究了不同加熱模式、冷卻時間、加熱功率和冰脫落等對防冰過程中傳熱特性的影響；雷桂林等[17-19]基于融化模型對電熱防冰系統(tǒng)中冰的相變過程進行了動態(tài)數(shù)值模擬，研究了冰相變過程中的傳熱特性以及固-液交界面隨著加熱時間的變化規(guī)律，還研究了不同密度積冰的孔隙率對冰融化相變過程的影響；朱光亞[20]對飛機電加熱部件加熱功率的分布特性進行了數(shù)值和試驗研究；馬輝等[21]通過冰風(fēng)洞試驗對復(fù)合材料部件電加熱防冰系統(tǒng)的性能進行了研究，研究了不同來流條件下復(fù)合材料部件的溫度分布情況；霍西恒等[22]對某型號客機尾翼進行了周期性電加熱除冰數(shù)值模擬研究，分析了電加熱除冰的最佳加熱功率及瞬態(tài)溫度變化情況；李清英等[23]對電脈沖除冰系統(tǒng)的除冰效果進行了試驗研究，同時利用有限元法對電脈沖除冰進行了數(shù)值模擬研究，并與試驗進行了對比驗證，說明電脈沖也是一種有效的除冰方法。盡管國內(nèi)在飛機及發(fā)動機進氣部件方面的防冰開展了一些研究，但由于部件防冰過程涉及了復(fù)雜的多相流動換熱問題，對其機理的認識以及防冰設(shè)計方面還有待進一步深入研究。

航空發(fā)動機進氣部件的電加熱防冰涉及了非常復(fù)雜的兩相流動換熱現(xiàn)象，冰風(fēng)洞內(nèi)的試驗研究是加強對其防冰機理認識和改進防冰數(shù)學(xué)模型的有效手段，因此對其開展試驗研究非常必要。本文結(jié)合某小型發(fā)動機進氣支板的結(jié)構(gòu)特點，設(shè)計了3種電熱防冰加熱布置方式，借助冰風(fēng)洞模擬不同的發(fā)動機進氣結(jié)冰環(huán)境參數(shù)和電加熱功率，開展了3種電加熱方式下支板電熱防冰的試驗研究，分析了不同結(jié)冰條件下支板的防冰特點。防冰試驗研究了液態(tài)水含量、來流溫度、熱源總功率以及熱源布置方式對支板防冰性能的影響。通過布置在支板外表面的溫度測點記錄了防冰過程中支板表面的瞬態(tài)溫度變化，分析了支板防冰過程中表面溫度的變化特點，試驗研究結(jié)果可以用來改進支板電熱防冰系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計。試驗結(jié)果表明，合理的電加熱方式可以取得較好的防冰效果，同時避免支板后部的溢流水結(jié)冰。

1 冰風(fēng)洞及試驗?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 試驗冰風(fēng)洞

航空發(fā)動機部件防冰系統(tǒng)性能試驗需要在能夠提供空中結(jié)冰條件的冰風(fēng)洞中開展。冰風(fēng)洞具備傳統(tǒng)空氣風(fēng)洞的所有系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)形式也基本相似。與傳統(tǒng)空氣風(fēng)洞相比，冰風(fēng)洞有2個特別之處：① 冰風(fēng)洞具有一個制冷系統(tǒng)，可以把空氣的溫度降到0 ℃以下，以模擬結(jié)冰條件的來流溫度；② 冰風(fēng)洞具有一個水滴霧化系統(tǒng)，能夠模擬產(chǎn)生云中的過冷水滴。本文開展的發(fā)動機進氣支板電熱防冰試驗是在武漢航空儀表有限責(zé)任公司的YBF03冰風(fēng)洞中開展的。YBF03冰風(fēng)洞結(jié)構(gòu)如圖1所示。該冰風(fēng)洞主要由動力風(fēng)扇、冷卻系統(tǒng)和噴霧系統(tǒng)等組成，可以模擬不同的來流及結(jié)冰環(huán)境。動力系統(tǒng)采用了大功率的變頻調(diào)速技術(shù)，啟動/停止迅速，調(diào)整范圍大；噴霧系統(tǒng)采用可調(diào)式噴霧架，保證了噴霧粒子在風(fēng)洞穩(wěn)定段中能夠與低溫氣流充分進行換熱，從而在試驗測試段得到所需要的過冷水滴；冰風(fēng)洞的氣源和水源系統(tǒng)采用了先進的凈化技術(shù)，保證了噴霧的質(zhì)量，并且保證過冷水滴不會過早地形成冰晶；在測試方面，此型冰風(fēng)洞采用多普勒相位(Phase Doppler Anemometer, PDA)分析激光粒徑測量裝置，確保準確測量試驗中水滴霧化直徑的分布。此型號冰風(fēng)洞的主要性能參數(shù)有：試驗段最大風(fēng)速為200 m/s，最低溫度為-25 ℃，噴霧液態(tài)水含量為0.5～3.0 g/m3，試驗段截面尺寸(寬×高)為250 mm×350 mm，長度為860 mm。

試驗時，經(jīng)凈化處理且?guī)в幸欢囟群蛪毫Φ乃涂諝夥謩e通過獨立的管路進入噴霧桿的水氣腔，通過空氣霧化噴嘴噴射出所需粒徑的云霧。冰風(fēng)洞保證了合理的云霧粒子運行距離，使噴霧水滴充分冷卻，達到與冷氣流相同的溫度。為了避免噴霧水滴從噴嘴運動到試驗段過程中的過度蒸發(fā)，對冰風(fēng)洞內(nèi)的空氣濕度進行控制，以免影響實際的液態(tài)水含量和水滴粒徑。試驗段液態(tài)水含量通過調(diào)節(jié)噴霧時的水壓及開放的噴嘴數(shù)目來控制；云霧粒子直徑通過調(diào)節(jié)氣壓以及水、氣壓差來控制；通過調(diào)整噴嘴的開啟位置可控制云霧的分布及均勻性。

圖1 YBF03結(jié)冰風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of YBF03 icing wind tunnel

1.2 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

本文所采用的試驗支板為某小型航空發(fā)動機進氣支板?？紤]到該支板的結(jié)構(gòu)形式和強度要求，設(shè)計了采用支板內(nèi)部電熱棒加熱的防冰方式。為了研究電加熱棒不同的布置方式對防冰效果的影響，總共設(shè)計了3種電加熱方式，分別對應(yīng)圖2中的3種支板電加熱形式：第1種加熱形式只在支板前緣水滴撞擊集中區(qū)進行加熱；第2種加熱形式在水滴撞擊極限附近增加了一支電加熱棒，以防止在撞擊極限附近出現(xiàn)溢流水的結(jié)冰；第3種加熱形式在支板尾緣又增加了一只電加熱棒，用來加熱支板尾緣防止溢流水在支板尾緣結(jié)冰。3個電加熱棒的功率在試驗過程中均可進行調(diào)節(jié)。在飛機上，電源系統(tǒng)由主電源、應(yīng)急電源及二次電源組成，其中，主電源由航空發(fā)動機傳動的發(fā)電機以及控制保護系統(tǒng)組成。主電源可提供多種電源類型，包括高/低壓直流、恒速恒頻交流、變速恒頻交流以及混合電源等。電加熱棒有直流和交流2種不同類型的供電形式可供選擇，本文選擇了使用交流電源的電加熱棒作為試驗中的熱源，并通過電壓調(diào)節(jié)器調(diào)節(jié)電壓從而改變功率。

圖2 3個支板試驗?zāi)Ｐ统叽鏔ig.2 Three strut test model size

支板的弦長為125 mm，最大厚度為29 mm，支板前緣高度為62 mm，尾部高度為54 mm。安裝電加熱棒的孔中心距離支板前緣駐點的距離分別為10、25及90 mm。

為了研究電熱防冰過程中支板表面的溫度分布特點，在每個支板的中截面外表面上沿著x軸(弦長)方向布置了5個T型熱電偶，試驗中用于測量支板在試驗過程中的溫度變化，熱電偶的位置如圖3所示。

圖3 熱電偶位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of thermocouple locations

2 試驗步驟及過程

為了研究不同加熱功率、加熱位置以及來流條件對支板防冰性能的影響，試驗中針對前面介紹的3種不同電加熱方式開展了試驗研究。支板電加熱棒的功率沿著長度均勻分布，單位毫米長度最大功率為4 W，其電壓范圍為0～220 V，防冰電加熱功率可以通過調(diào)節(jié)電壓來改變。

試驗時，先將冰風(fēng)洞的氣流參數(shù)調(diào)到某一目標工況的設(shè)置值，再將電加熱棒的電壓調(diào)節(jié)到試驗工況規(guī)定的參數(shù)值，使用數(shù)據(jù)采集儀監(jiān)控支板表面的溫度分布。開始進行支板電熱防冰試驗時，觀察支板表面的結(jié)冰情況，并記錄試驗數(shù)據(jù)。試驗過程中采用數(shù)字攝像機記錄整個試驗過程。具體的試驗步驟如下：

1) 試驗前進行液態(tài)水含量LWC、水滴直徑MVD等參數(shù)的測量和校驗。

2) 調(diào)節(jié)冰風(fēng)洞中的氣流溫度、速度到各狀態(tài)點規(guī)定的值，不噴霧。

3) 調(diào)節(jié)防冰電熱棒供電電壓到各狀態(tài)點規(guī)定的值。

4) 不噴霧，對試驗件進行干狀態(tài)冷吹直到部件表面的溫度穩(wěn)定為止。

5) 開始噴霧，噴霧時間5 min，記錄不同時刻試驗部件表面的溫度，使用攝像機對試驗部件進行錄像，記錄試驗件表面結(jié)冰過程。

6) 按照步驟2)～5)，進行下一個試驗點的試驗。

3 試驗條件及參數(shù)

支板防冰效果試驗參數(shù)是通過分析環(huán)境設(shè)計點和飛行循環(huán)設(shè)計點來確定的。發(fā)動機結(jié)冰部件都位于發(fā)動機內(nèi)部，對于防冰試驗參數(shù)的選取應(yīng)該根據(jù)部件所在位置考慮氣流壓縮熱和速度參數(shù)變化的影響。

試驗的來流參數(shù)根據(jù)確定的發(fā)動機進口部件防冰設(shè)計點和校核點進行選取，如表1所示，在4個不同的來流條件下進行試驗，且在相同的來流條件下通過改變電加熱棒的電壓來調(diào)節(jié)電加熱棒的功率，從而觀察支板的防冰性能和特點。針對試驗來流條件的不同，電加熱棒的輸入電壓分別為100、150、175及200 V，在不同的電壓下 2種不同加熱支板中不同電加熱棒對應(yīng)的功率如表2 所示。表中電加熱棒功率所在列中的2組數(shù)據(jù)分別表示支板中由前緣往尾部的2個電加熱棒的功率。

表1 試驗來流參數(shù)Table 1 Test parameters of free stream

表2 電加熱棒功率參數(shù)Table 2 Parameters of electrical heater power

續(xù)表

4 試驗結(jié)果及分析

4.1 防冰過程溫度變化情況

試驗狀態(tài)1中，來流溫度為-5 ℃，液態(tài)水含量為1 g/m3,對試驗狀態(tài)1進行電熱防冰試驗。試驗過程中，3種加熱方式的進氣支板外表面各個熱電偶溫度值隨時間的變化情況如圖4所示，圖中曲線101～105分別為圖3中1～5號熱電偶在狀態(tài)1試驗過程中的瞬態(tài)溫度曲線。初始時刻電加熱棒的輸入電壓為100 V，待來流速度及溫度穩(wěn)定后開始噴霧，噴霧后支板溫度逐漸降低，約250 s后支板外表面溫度再次達到穩(wěn)定狀態(tài)。

圖4 狀態(tài)1時3個支板外表面瞬態(tài)溫度曲線Fig.4 Transient temperature curves of outside surface of 3 struts at Case 1

在電加熱棒的輸入電壓為100 V時，1號支板前緣2個熱電偶所測量的溫度值均低于5 ℃左右，支板中間部位的熱電偶所測量的溫度值已經(jīng)接近0 ℃，尾部的熱電偶所測量的溫度值均低于0 ℃。試驗中觀察到此時1號支板由于前緣溫度較低，過冷水滴撞擊支板后不能形成完全蒸發(fā)，支板表面的溢流水在支板尾部凍結(jié)形成尾部的溢流水結(jié)冰，如圖5(a)所示。2號支板和3號支板外表面熱電偶所測量的溫度值均高于0 ℃，在此來流狀態(tài)下2號支板和3號支板的防冰效果良好，試驗中觀察到此時2號支板和3號支板表面依然有溢流水存在，但由于支板后部表面溫度都高于零度，沒有出現(xiàn)溢流水結(jié)冰現(xiàn)象，如圖5(b)及圖5(c)所示。

圖5 狀態(tài)1時3個支板防冰試驗效果圖Fig.5 Pictures of anti-icing test performance of 3 struts at Case 1

提高電加熱棒輸入電壓到150 V，支板外表面溫度逐漸升高并趨于穩(wěn)定，待支板外表面溫度趨于穩(wěn)定后停止噴霧。支板表面溫度穩(wěn)定后，由于電加熱功率的提高，1～3號支板外表面的溫度均高于0 ℃，且1號支板尾部的結(jié)冰現(xiàn)象被消除，達到防止支板尾緣溢流水結(jié)冰的目的。

從試驗結(jié)果來看，當(dāng)電加熱棒的輸入電壓為100 V時，1號支板尾部的溫度已經(jīng)低于0 ℃，尾部產(chǎn)生了結(jié)冰現(xiàn)象，而2號與3號支板的整體溫度均高于0 ℃，沒有產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象，因此2號支板與3號支板的熱源布置方式優(yōu)于1號支板。2號支板與3號支板相比，在達到同樣的防冰效果的同時，消耗的能量更少，且支板的整體溫差更小，熱量分布更均勻，能量利用率更高，因此選擇2號支板電源布置方式作為優(yōu)選方案。

4.2 熱源布置方式對防冰效果的影響

當(dāng)相同支板的熱源總功率P保持不變或者相近時，其熱源布置方式的變化會影響支板的防冰效果。如試驗狀態(tài)2中，1號支板和2號支板的熱源布置方式不同，但總功率相近，分別為89.5 W 和83.9 W。圖6為試驗狀態(tài)2中熱源總功率相近而熱源布置方式不同時支板表面溫度的分布情況。由圖可知，在同樣的來流速度、溫度及液態(tài)水含量情況下，支板表面的溫度隨著加熱源布置方式的變化而不同。當(dāng)只在支板前緣布置一個熱源時，支板前緣與尾部的溫差較大。支板前緣的溫度較高，不會產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象；而支板尾部的溫度偏低，容易發(fā)生結(jié)冰的現(xiàn)象。當(dāng)熱源布置方式由前緣1個熱源變成2個，且在總功率降低6.7%(總功率由89.5 W降到83.9 W)的情況下，支板前緣溫度降低，但是支板尾部溫度有所升高，前緣與尾部的溫差變小，整體溫度更均勻，支板尾部的防冰效果有所提升，即使用更少的熱源取得了更好的防冰效果。產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是：當(dāng)熱源過于集中在某個位置時，熱量傳導(dǎo)到其他位置的速度較慢，由此使得部件的整體溫差偏大；當(dāng)把熱源分開布置時，在總功率相同甚至降低的情況下，部件的整體溫度分布會變得更均勻。由此可知，熱源布置方式對防冰效果有明顯的影響。因此，在設(shè)計防冰系統(tǒng)時，應(yīng)該充分考慮熱源布置方式對防冰效果的影響，優(yōu)化選擇熱源布置方式，以達到防冰效果的同時節(jié)省能源。

圖6 狀態(tài)2時熱源布置方式對支板表面溫度的影響 Fig.6 Effect of surface temperature of struts with different heater arrangements at Case 2

對應(yīng)于圖6所示的試驗狀態(tài)2，試驗過程中2個支板采用不同的熱源布置方式，但熱源總功率接近。2個支板在不同熱源布置方式下的防冰試驗效果分別如圖7(a)和圖7(b)所示。由圖可知，2個支板均只在支板尾部邊緣處產(chǎn)生了少量積冰，說明尾緣末端溫度已經(jīng)低于冰點，1號支板尾部邊緣的積冰多于2號支板。可以看出，在消耗同樣的總能量情況下，能量分布在2個熱源上比集中在同一個熱源上的防冰效果更好，因此在電熱防冰系統(tǒng)設(shè)計中合理分配加熱方式可以改善部件的電熱防冰效果。

圖7 不同熱源布置方式2個支板的防冰試驗效果圖Fig.7 Pictures of anti-icing test performance of 2 struts with different heater arrangements

4.3 熱源總功率對防冰效果的影響

圖8 狀態(tài)4時2號支板加熱功率對支板表面溫度的影響Fig.8 Effect of surface temperature of No.2 strut with different heater power at Case 4

當(dāng)同支板的熱源布置方式固定時，熱源總功率的變化顯然會影響支板的防冰效果，試驗研究了電熱功率改變對支板表面溫度分布的影響規(guī)律。圖8為2號支板在試驗狀態(tài)4中不同電加熱功率情況下表面溫度的分布情況。此時，2號支板的熱源布置方式一樣，但總功率逐漸增加。當(dāng)電加熱棒輸入電壓為150 V時總功率為163.5 W；當(dāng)電加熱棒輸入電壓為175 V時總功率為220.6 W；當(dāng)電加熱棒輸入電壓為200 V時總功率為289.8 W。由圖可知，在同樣的來流速度、溫度及液態(tài)水含量情況下，支板表面的溫度隨著加熱功率的增加而升高。當(dāng)電加熱棒輸入電壓由150 V增加到175 V 時，支板前緣的溫度顯著升高，但是尾部的溫度增加幅度較小且仍出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象，其原因在于：2個電加熱棒均布置在支板前緣，電加熱棒傳遞給支板的熱量大部分集中在前緣位置。電加熱棒提供的熱量一部分被支板吸收用來提高支板的溫度，一部分被來流空氣中的過冷水滴吸收，同時，還有一部分熱量被水滴的蒸發(fā)及冷空氣的對流換熱帶走。而支板尾部距離電加熱棒較遠，通過熱傳導(dǎo)帶給支板尾部的熱量相對較少，同時還有一部分溢流水流經(jīng)支板尾部帶走一部分熱量，因此支板尾部的溫度較低。當(dāng)電加熱棒輸入電壓由175 V增加到200 V時，支板整體表面溫度均有顯著提升，支板尾緣無溢流水結(jié)冰。其原因在于：此時電加熱棒提供的熱量已經(jīng)能夠把撞擊在支板外表面的過冷水滴全部蒸發(fā)，支板外表面沒有產(chǎn)生溢流水，電加熱棒提供的熱量除去與冷空氣對流換熱損失的一部分外，其余的熱量仍用于提高支板溫度，故支板整體溫度均有顯著升高。

對應(yīng)于圖8所示的試驗狀態(tài)4，試驗過程中對2號支板分別采用3個不同的熱源總功率進行防冰試驗。2號支板在3個不同熱源總功率情況下的防冰試驗效果分別如圖9所示。隨著熱源總功率的逐漸升高，支板尾部的積冰逐漸減少直至完全消失。在熱源總功率由163.5 W提高到220.6 W的過程中，支板整體溫度有所升高，前緣溫度升高的幅度明顯高于尾部，此時熱源所提供的功率大部分用來加熱支板前緣位置，尾部的溫度沒有明顯提升，尾部依然有部分結(jié)冰現(xiàn)象存在。當(dāng)熱源總功率由220.6 W提高到289.8 W時，支板尾部的溫度明顯提高，且結(jié)冰現(xiàn)象完全消除，但是支板前緣的溫度已經(jīng)超過50 ℃，即有大部分能量浪費在支板前緣，降低了防冰效率?？偣β实脑黾涌梢蕴嵘辣Ч且嗅槍π缘卦跍囟容^低的區(qū)域提高熱源功率，從而提高防冰效率。由此可知，熱源布置的位置對于防冰效果有非常顯著的影響，在以后的研究中需要對熱源布置位置對防冰效果的影響進行進一步的研究。如文中采用2個電加熱棒的熱源布置方式，需要對2個電加熱棒的相對位置的變化對于防冰效果的影響進行研究。

圖9 不同熱源總功率情況下2號支板的防冰試驗效果圖Fig.9 Picture of anti-icing test performance of No.2 strut with different total heater power

4.4 熱源總功率與布置方式共同作用對防冰效果的影響

由前文的結(jié)果可知，熱源布置方式與總功率都會對支板的防冰效果產(chǎn)生影響，當(dāng)熱源總功率與布置方式都發(fā)生變化，支板的防冰效果同樣會有不同。如試驗狀態(tài)1中3個支板，此時，支板熱源布置方式不同，相同位置的電加熱棒保持相同的功率，而不同支板上熱源的總功率隨著布置方式的變化而變化。圖10為不同熱源總功率以及不同熱源布置方式情況下支板表面的穩(wěn)態(tài)溫度分布曲線?？梢钥闯?，在同樣的來流速度、溫度及液態(tài)水含量情況下，支板表面的溫度分布隨著熱源功率以及布置方式的不同而有所不同。在支板前緣及尾部均有電加熱棒加熱時，如3號支板，支板的整體溫度較高，沒有出現(xiàn)0 ℃以下的低溫區(qū)域，防冰效果良好，不會產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象，但是支板前緣溫度過高，部分熱量沒有被合理利用。而當(dāng)支板只在前緣布置一個電加熱棒時，如1號支板，由于大部分熱量都集中在支板前緣，而支板尾部的熱量不足，使得支板尾部的溫度低于0 ℃，并會在前緣加熱功率較低時產(chǎn)生明顯的溢流水結(jié)冰現(xiàn)象，如前文圖5(a)所示。因此針對不同位置及不同結(jié)構(gòu)的易結(jié)冰部件，需要采用不同的熱源功率以及布置方式，盡量保證易結(jié)冰部位的溫度均勻，防止熱量過于集中在某個部位，才能取得最佳的防冰效果。

圖10 不同熱源總功率及熱源布置方式對支板表面穩(wěn)態(tài)溫度的影響 Fig.10 Effect of different heater power and method on surface static temperature

對應(yīng)于圖10所示的試驗狀態(tài)1，試驗過程中3個支板采用不同的熱源布置方式，且熱源總功率不同。1～3號支板在不同加熱功率及不同加熱方式共同作用下的防冰效果分別如前文的圖5所示。由圖可知，3個支板防冰效果的共同特點是：支板前緣及中部都沒有產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象，而且都有溢流水存在，此時3個支板前緣的電加熱能量已經(jīng)足夠防止支板表面產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象，但是還不足以蒸發(fā)全部撞擊過冷水滴，未蒸發(fā)的水以珠狀形式向支板后面流動。1號支板由于總體加熱功率小，同時尾緣沒有加熱能量提供，因此在其尾緣存在溢流水積冰現(xiàn)象。同樣有溢流水存在的2號和3號支板的尾部并沒有形成積冰，是由于2號和3號支板外表面的溢流水流到支板尾部時溫度仍然高于冰點，因此沒有在尾部產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象。

4.5 液態(tài)水含量對防冰效果的影響

除了熱源總功率與布置方式，來流條件中液態(tài)水含量必然會引起支板防冰效果的變化。試驗研究了當(dāng)支板的熱源布置方式、總功率均保持不變或者相近時，改變來流中的液態(tài)水含量時，支板的表面溫度變化特點。

圖11 不同液態(tài)水含量對支板表面溫度的影響Fig.11 Effect of different LWC on surface temperature of strut

云層中來流液態(tài)水含量對支板外表面的結(jié)冰量具有明顯的影響。如2號支板在試驗狀態(tài)1和試驗狀態(tài)2中，來流的液態(tài)水含量分別為1 g/m3和2 g/m3。圖11為不同液態(tài)水含量情況下2號支板表面溫度的分布情況。此時，2號支板的熱源布置方式一樣，且總功率相近，分別為83.4 W和83.9 W。在其他試驗條件相同的情況下，隨著液態(tài)水含量的增大支板表面的溫度整體下降，且支板前緣溫降大于支板尾部的溫降，這是由于支板采用了非完全蒸發(fā)防冰方式，液態(tài)水含量增大時支板表面撞擊區(qū)域后面溢流水增加的原因。撞擊在支板前緣的過冷水滴吸收了支板前緣的大部分熱量，少部分溢流水則吸收了支板尾部的部分熱量，從而使得支板前緣的溫度變化大于支板尾部的溫度變化。故當(dāng)液態(tài)水含量增大時，應(yīng)該適當(dāng)增加熱源功率并重點關(guān)注支板前緣的溫度變化情況。

4.6 來流溫度對防冰效果的影響

當(dāng)同支板的熱源布置方式、總功率均保持不變或者相近時，試驗研究了來流溫度T∞的變化對支板表面溫度分布的影響。

2號支板在試驗狀態(tài)1和試驗狀態(tài)3中，熱源布置方式一樣，且總功率相近，分別為184.8 W和182.7 W，來流的溫度分別為-5 ℃和-11 ℃，其他來流參數(shù)相同。圖12為2號支板在試驗狀態(tài)1和試驗狀態(tài)3外表面溫度的分布情況。同樣的來流速度及液態(tài)水含量條件下，支板表面溫度隨著來流溫度的降低而整體降低，來流溫度的變化對支板前緣及尾部的溫度影響基本一致。當(dāng)來流溫度降低時，需要關(guān)注支板的整體溫度變化情況，尤其要關(guān)注支板溫度較低的區(qū)域，防止其在來流溫度降低時產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象。

圖12 不同來流溫度對支板表面溫度的影響 Fig.12 Effect of different free stream temperature on surface temperature of strut

5 結(jié) 論

針對發(fā)動機進氣支板結(jié)冰現(xiàn)象，在冰風(fēng)洞中進行了支板電加熱的防冰試驗研究。支板防冰采用電加熱棒對其進行加熱，沿著支板弦長方向設(shè)置了3種不同的熱源布置方式。研究了熱源總功率、熱源布置方式、液態(tài)水含量以及來流溫度等參數(shù)對防冰效果的影響。通過試驗可以得出以下結(jié)論：

1) 當(dāng)只在支板前緣進行電加熱防冰時，容易形成溢流水至支板尾部產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象，在設(shè)計防冰系統(tǒng)時，應(yīng)該充分考慮支板尾部溢流水的結(jié)冰情況。

2) 熱源總功率升高可以提高支板的防冰效果，但是容易產(chǎn)生能量過于集中的現(xiàn)象，能量過于集中容易使得防冰部件表面形成較大的溫度差，從而降低能量的利用效率，并會影響防冰效果。在設(shè)計防冰系統(tǒng)時應(yīng)該避免熱量過于集中的現(xiàn)象，以免降低熱量利用率，甚至因溫度過高引起部件損壞。

3) 熱源布置方式的改善能夠較好地提高支板的防冰效果，并防止產(chǎn)生熱量過于集中的現(xiàn)象，且可能在實現(xiàn)有效防冰的前提下節(jié)省能源。

4) 來流溫度及液態(tài)水含量均會對支板的防冰果產(chǎn)生影響，在設(shè)計防冰系統(tǒng)時應(yīng)綜合考慮不同的來流參數(shù)對防冰效果的影響，以達到優(yōu)化防冰的效果。

5) 熱源布置的位置對于防冰效果有非常顯著的影響，熱源布置位置對防冰效果的影響需進行進一步的研究。對于采用2個電加熱棒的熱源布置方式，可以進一步開展2個電加熱棒的相對位置的變化對于防冰效果的影響研究，以改進支板電熱防冰的設(shè)計。

[1] WRIGHT W B, KEITH J T G, DEWITT K J. Two-dimensional simulation of electrothermal deicing of aircraft components[J]. Journal of Aircraft, 1989, 26(6): 554-562.

[2] HENRY R. Development of an electrothermal de-icing/anti-icing model: AIAA-1992-0526[R]. Reston, VA: AIAA, 1992.

[3] YASLIK A D, DEWITT K J, KEITH J T G, et al. Three-dimensional simulation of electrothermal deicing systems[J]. Journal of Aircraft, 1992, 29(6): 1035-1042.

[4] HUANG J R, KEITH J T G, DE W T J. Numerical simulation of an electrothermally de-iced aircraft surface using the finite element method: AIAA-1991-0268[R]. Reston, VA: AIAA, 1991.

[5] REID T, BARUZZI G S, HABASHI W G. Fensap-ice: Unsteady conjugate heat transfer simulation of electrothermal de-icing[J]. Journal of Aircraft, 2012, 49(4): 1101-1109.

[6] POURBAGIAN M, HABASHI W G. Aero-thermal optimization of in-flight electro-thermal ice protection systems in transient de-icing mode [J]. International Journal of Heat and Fluid Flow, 2015, 54: 167-182.

[7] FAKOREDE O, IBRAHIM H, ILINCA A, et al. Experimental investigation of power requirements for wind turbines electrothermal anti-icing systems[M]. Rijeka: InTech, 2016.

[8] BUSCHHORN S T, KESSLER S, LACHMANN N, et al. Electrothermal icing protection of aerosurfaces using conductive polymer nanocomposites: AIAA-2013-1729[R]. Reston, VA: AIAA, 2013.

[9] 常士楠, 艾素霄, 霍西恒, 等. 改進的電熱除冰系統(tǒng)仿真[J]. 航空動力學(xué)報, 2008, 13(10): 1753-1758.

CHANG S N, AI S X, HUO X H, et al. Improved simulation of electrothermal de-icing system[J]. Journal of Aerospace Power, 2008, 13(10): 1753-1758 (in Chinese).

[10] 楊詩雨, 常士楠, 高艷欣, 等. 旋轉(zhuǎn)帽罩電加熱防冰瞬態(tài)過程研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2016, 34(3): 289-294.

YANG S Y, CHANG S N, GAO Y X, et al. Investigation of rotary cone electric heating anti-icing transient process[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2016, 34(3): 289-294 (in Chinese).

[11] 胡婭萍. 航空發(fā)動機進口部件積冰的數(shù)值模擬研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2008.

HU Y P. Numerical simulation of ice accretion on aero-engine entry components[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2008 (in Chinese).

[12] BU X, LIN G, YU J, et al. Numerical simulation of an airfoil electrothermal anti-icing system[J]. Proceeding of Institution of Mechaniced Engineers Part G: Journal of Aeronspace Engineering, 2012, 227(10): 1608-1622.

[13] 鐘國. 翼型電熱防/除冰系統(tǒng)的數(shù)值模擬[J]. 航空制造技術(shù), 2011, 520(4): 75-79.

ZHONG G. Simulation of airfoil electro-thermal anti-ice/de-ice system[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2011, 520(4): 75-79 (in Chinese).

[14] DONG W, ZHU J J, ZHOU Z X, et al. Heat transfer and temperature analysis of an aeroengine strut under icing conditions[J]. Journal of Aircraft, 2015, 52(1): 216-225.

[15] 董威, 朱劍鋆, 周志翔, 等. 航空發(fā)動機支板熱滑油防冰性能試驗[J]. 航空學(xué)報, 2014, 35(7): 1845-1853.

DONG W, ZHU J J, ZHOU Z X, et al. Test on performance of an aero-engine strut hot lubrication oil anti-icing system[J]. Acta Aeronautica et Astronuatica Sinica, 2014, 35(7): 1845-1853 (in Chinese).

[16] 肖春華, 桂業(yè)偉, 杜雁霞, 等. 電熱除冰傳熱特性的結(jié)冰風(fēng)洞實驗研究[J]. 實驗流體力學(xué), 2010, 24(4): 21-24.

XIAO C H, GUI Y W, DU Y X, et al. Experimental study on heat transfer characteristics of aircraft electrothermal deicing in icing wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2010, 24(4): 21-24 (in Chinese).

[17] LEI G L, DONG W, ZHU J J, et al. A new melting model in electrothermal de-icing simulation: GT2015-42555[R]. New York: ASME, 2015.

[18] LEI G L, DONG W, ZHU J J, et al. Numerical investigation of the electrothermal de-icing process of a rotor blade: 2015-01-2[R]. Warrendale, PA: SAE, 2015.

[19] LEI G L, DONG W, ZHENG M, et al. Numerical investigation on heat transfer and melting process of ice with different porosities[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2016, 107: 934-944.

[20] 朱光亞. 電加熱防冰部件加熱功率的分布特性研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2014.

ZHU G Y. Study on heat power distribution characteristic for aircraft anti-ice components[D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014 (in Chinese).

[21] 馬輝, 張大林, 孟繁鑫, 等. 復(fù)合材料部件電加熱防冰性能試驗[J]. 航空學(xué)報, 2013, 34(8): 1846-1853.

MA H, ZHANG D L, MENG F X, et al. Experimental of electro-thermal anti-icing on a composite assembly[J]. Acta Aeronuatica et Astronuatica Sinica, 2013, 34(8): 1846-1853 (in Chinese).

[22] 霍西恒, 屠敏, 常士楠, 等. CJ818客機尾翼周期電熱除冰系統(tǒng)計算分析[J]. 民用飛機設(shè)計與研究, 2009(S1): 126-130.

HUO X H, TU M, CHANG S N, et al. Cycle electrothermal de-icing system analysis of CJ818 aircraft tail[J]. Civil Aircraft Design and Research, 2009(S1): 126-130 (in Chinese).

[23] 李清英, 朱春玲, 白天. 電脈沖除冰系統(tǒng)的除冰實驗與數(shù)值模擬[J]. 航空動力學(xué)報, 2012, 27(2): 350-355.

LI Q Y, ZHU C L, BAI T. De-icing experimental and numerical simulation of the electro-impulse de-icing system[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(2): 350-355 (in Chinese).

(責(zé)任編輯： 張晗)

*Correspondingauthor.E-mail：wdong@sjtu.edu.cn

Testonelectrothermalanti-icingofaero-engineinletstrut

LEIGuilin1,ZHENGMei1,DONGWei1,*,ZHOUZhixiang2,DONGQi2

1.SchoolofMechanicalEngineering,ShanghaiJiaoTongUniversity,Shanghai200240,China2.AECCHunanPowerplantResearchInstitute,Zhuzhou412002,China

Tostudytheperformanceofelectrothermalanti-icing,atestontheinletstrutofthesmallaero-engineiscarriedout.Accordingtothestructuralfeaturesofthistypeofaero-engineinletstrut,threeheatingarrangementmodesoftheelectrothermalanti-icingsystemaredesigned,whichadoptonetothreeelectricalheatingrodsastheheatsourcesatdifferentlocationsalongthedirectionofthestrutchordlength.Thethreeheatingmodesaretestedintheicingwindtunnelwithdifferenticingenvironmentandelectricalheatingpower.Themeasuringpointsaresetonthestrutsurfacetorecordthetransienttemperaturechangeduringtheanti-icingprocess.Asaresult,thecharacteristicsoftemperaturechangeonthestrutsurfaceduringtheanti-icingtestscanbeanalyzed.Theeffectoftheelectrothermalpower,theheatingmodes,theliquidwatercontentandtheoncomingairflowtemperatureontheanti-icingperformanceofthestrutareallinvestigatedexperimentally.Theresultsshowthatareasonableelectricalheatingmodecanachievebetteranti-icingperformanceandtherunbackicecanbealsoavoidednearthestruttailingedge.

electrothermalanti-icing;icingwindtunneltest;aero-enginestrut;transienttemperature;flowandheattransfer

2016-12-20；Revised2017-01-20；Accepted2017-03-09；Publishedonline2017-03-201514

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170320.1514.006.html

s：NationalBasicResearchProgramofChina(2015CB755800);NationalNaturalScienceFoundationofChina(11572195,51076103)

2016-12-20；退修日期2017-01-20；錄用日期2017-03-09； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2017-03-201514

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170320.1514.006.html

國家“973”計劃 (2015CB755800); 國家自然科學(xué)基金 (11572195,51076103)

.E-mailwdong@sjtu.edu.cn

雷桂林， 鄭梅， 董威， 等． 航空發(fā)動機進氣支板電熱防冰試驗J． 航空學(xué)報,2017,38(8):121066.LEIGL,ZHENGM,DONGW,etal.Testonelectrothermalanti-icingofaero-engineinletstrutJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(8):121066.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121066

V211.4

A

1000-6893(2017)08-121066-12