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进口导向叶片热气防冰系统试验


第 44 卷 第 11 期 2010 年 11 月

上 海 交 通 大 学 学 报
JO U RN A L OF SH A N GH AI JIA O T O NG U N IV ERSIT Y

V ol. 44 N o. 11 N ov. 2010

文章编号: 1006 2467( 2010) 11 1

579 04

进口导向叶片热气防冰系统试验
董 葳, 侯玉柱, 闵现花
( 上海交通大学 机械与动力工程学院, 上海 200240) 摘 要: 通过设计导向叶片热气防冰试验方案, 开展了针对不同的外部结冰来流参数条件下导向 叶片的防冰试验研究. 得到了不同防冰热气引气流量下导向叶片表面温度的变化情况, 通过摄像记 录了整个试验过程. 了解了防冰热气引气流量不足情况下导向叶片前缘以及叶盆的结冰情况. 试验 结果对于分析叶片结冰状态下表面流动换热机理, 优化设计叶片内部热气流道, 提高进口导向叶片 的防冰能力有重要参考价值. 关键词: 航空发动机; 热气防冰; 冰风洞; 进口导叶; 换热; 试验 中图分类号: V 211 文献标志码: A

Experimental Study of Hot Air Anti icing System of Inlet Guide Vane
DON G Wei , H OU Yu z hu , M I N X ian hua ( Schoo l of M echanical Eng ineering , Shang hai Jiao to ng U niversit y, Shang hai 200240, China) Abstract: T he exper im ent m et hod f or st udying the hot air ant i icing syst em o f inlet guide v ane w as int ro duced. Som e ant i icing tests w er e perfo rmed in dif f erent ex t ernal icing f low co ndit ions. In ex periments, t he blade surf ace t emperat ur e chang e w as m easured by t hermalcouples t herm al couple and t he ex periment process was reco rded by an imag e recording system. T he ex periment result s show t hat the ice accret ion is located at the leading edg e and suct ion side, and the guide vane int er nal hot air channel should be designed eff icient ly in t he ho t air anti icing system t o improv e ant i icing perf orm ance. Key words: aer oeng ine; hot air ant i icing; ice w ind t unnel; inlet guide vane; heat t ransf er ; t est

当飞机在负温云层中飞行, 或具有负温表面的 飞机在正温云层飞行时, 飞机及发动机部件的迎风 面都有可能发生结冰现象 . 航空发动机是飞机结 冰部件中最敏感的部分, 由于发动机高速旋转, 使进 气道空气处于抽吸状态, 气流加速, 静温下降, 使得 航空发动机更易于结冰, 使其防冰系统更加复杂, 也 更加重要. 发动机进口导向叶片处于发动机抽吸气 流的最前端, 一旦进口导向叶片结冰, 会改变进气系 统的空气动力特性, 增加流动阻力, 使进气流场分布
收稿日期: 2009 09 25 基金项目: 国家自然科学基金资助项目( 10772118) 作者简介: 董
[ 1 2]

不均, 甚至发生气流畸 变, 影响 发动机的工作稳 定 性, 严重时可能导致熄火停车. 因此, 开展发动机进 口导向叶片防冰系统的性能研究十分必要. 飞机结冰问题的研究在航空发达国家非 常重 视, 欧美俄一些发达国家都各自发展了自己的防冰 系统设计体系, 用来确定结冰环境参数、 发动机水摄 取率的计算、 水撞击特性的计算、 防冰表面热平衡分 析、 冰聚集量预估、 飞行循环分析、 压气机引气位置 的选择等, 并有相应试验设备的支持, 如防冰模拟试

葳( 1970 ) , 男, 辽宁铁岭人, 副教授, 主要从事空气动力学及传热学研究. 电话( Tel. ) : 021 34206817;

E m ail: w dong@ s jt u. edu. cn.

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验器、 整机防冰试验风洞等 [ 3] . 俄罗斯、 美国和欧洲 等发动机研究生 产部门都拥有发动机及 部件试验 舱, 试验范围、 试验段尺寸、 测量设备仍在不断完善, 借助于这些试验设备开展了大量的针对防、 除冰系 统、 结冰过程及机理等方面的研究工作
[ 4 8]

Qribi - Qribo 所占比例通常很小, 初步分析计算中可以 略去. 因此, 上述能量平衡方程可以简化为 Q = - Q adi - Qkin + Qhw + Qcv + Qeva - Q cdi + Qcdo 上式中计算某些热流项时需要提供导叶表面的 局部水撞击效率, 主要采用拉格朗日法和欧拉方法. 在导向叶片防冰试验前, 借助导向叶片结冰条件下 表面能量平衡分析确定导向叶片防冰工作时低温区 域, 从而合理有效地布置导叶表面的温度测量点. 导 叶表面能量平衡分析中的各项热流具体计算方法参 见文献[ 10] .

. 目前, 国

内在飞机结冰研究方面主要针对机翼等部件的表面 水滴撞击特性计算以及某些结冰状态的数值模拟研 究开展了一些工作[ 9 11] . 由 于飞机及发动机部件结 冰/ 防冰过程涉及复杂的多相流动传热问题, 试验研 究是必不可少的一个研究手段. 本文在前期导向叶片结冰状态热平衡分析的基 础上, 借助于冰风洞, 针对小型航空发动机导向叶片 开展了热气防冰试验研究, 设计了试验系统和方案, 得到了不同结冰参数条件下导向叶片表面温度的瞬 态变化, 试验结果可用来进一步开展导向叶片结冰 条件下表面流动换热的机理分析.

2

试验系统方案
试验研究的主要目的是借助冰风洞的试 验条

件, 研究导向叶片在防冰热气加热情况下表面温度 的瞬态变化以及是否存在结冰情况, 从而加深对导 向叶片在结冰环境参数下流动换热和结冰物理机理 的理解. 据此设计试验系统, 包括冰风洞系统、 热气 系统、 摄像系统和数据采集系统 4 个子系统, 如图 2 所示.

1

导向叶片结冰时表面能量平衡分析
当飞行于含有过冷水微滴的云层中时, 过冷水

微滴撞击到发动机进口导流叶片上, 若假设部件壁 面维持稳定的湿润状态, 则处于图 1 虚线间的叶片 壁微元上的 热流有: 气 流对 微元的 气动 加热 热流 Qadi 、 水微滴动能转变来的热流 Qkin 、 对收集水的加 热热流 Q hw 、 面对 流换 热 热流 Qcv 、 壁 水蒸 发 热流 Qeva 、 微元辐射热流 Q rad 、 水膜流动带入热流 Qribi 、 水 膜流动带出热流 Qr ibo 、 壁面导入热流 Qcdi 、 壁面导出 热流 Qcdo 、 热空气加热热流 Q.

图2 Fig . 2

冰风洞试验系统图

Plan v iew of icing tunnel test system

图中, 冰风洞系统包含了风洞、 喷雾、 制冷几个 子系统, 喷雾系统由喷嘴、 供水系统和压缩空气系统 组成, 通过调节水压、 水量和压缩空气的压力流量,
图1 叶片微元上的能量平衡

Fig. 1 Energ y balance on co nt rol vo lume

得到不同液态水含量和水滴直径, 流过喷嘴的水量 由高灵敏度小量程流量计测量. 水流量压力、 压缩空 气流量压力、 风洞内气流热力参数( 包括总温、 总压、 静温、 静压等) 经多通道数据采集输入计算机, 并由 数据分析软件直接得到所需测试参数, 置于试验段 侧面或上方的图像记录系统, 对试验过程全程图像 记录, 实现同步化观察和测量. 试验中所用的热气系 统通过自动控制的电加热系统得到导向叶片试验用 热空气, 实时测量热气 温度和流量. 结冰来流条 件

根据能量守恒定理, 处于稳定状态的微元存在 如下热平衡方程: Qadi + Qkin - Qhw - Q cv - Q eva - Qrad + Qribi - Q ribo + Q cdi - Qcdo + Q = 0 导流叶片稳定的防冰状态下, 相对于其他各项 热流, 微元辐 射热 流 Q rad 和水 膜流动 净带 入 热流

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下, 正常工作时进口导向叶片表面是不允许结冰的, 因此要求其防冰系统开启条件下叶片表面的最低温 度处应该在 0 ( 一般按 2 设计) 以上, 同时也应 该避免过量引气, 防止发动机推力降低过多. 导向叶片内部布置了冲击对流换热流动通道, 用来加热叶片, 防止结冰状态下过冷水滴在叶片表 面冻结, 通过导向叶片结冰条件下表面能量平衡分 析, 发现叶片根部区域由于处于热气流动末端因而 温度较低, 同时, 导流叶片一般处于有攻角的工作状 态, 叶盆处的过冷水滴撞击区域比较大, 因此, 试验 中温度测点在叶盆处布置得多一些. 试验中通过测 量导向叶片叶盆和叶背表面的温度分布和变化, 可 以分析导叶结冰 工作状态下其表面的流 动换热特 点, 并评价导向叶片热气防冰性能. 防冰试验中试件 表面温度不是很高, 可采用温区范围 0~ 100 精度 比较高的低温热电偶, 本次试验中采用了上海交通 大学加工和效验的直径为 0. 1 mm , 达到 I 级精度的 T 型热电偶来测量导向叶片的表面温度, 叶盆表面 布置了 6 个温度测点, 叶背表面布置了 3 个温度测 点. 由于测温热电偶丝很细, 试验件安装中损坏了几 个测点. 叶片表面试验件结构及最后有效测点位置 如图 3 所示.

的瞬态温度变化, 确定不同热气流量下的防冰效果. 具体试验步骤为: 针对选定的某个试验状态点 参数, 将冰风洞的气流参数调到规定值, 并且将热气 流量调到事先设定值, 然后进行防冰试验. 若在该热 气流量下导向叶片表面结冰, 则逐渐加大热气流量, 直到导向叶片表面的冰消失为止; 若该热气流量下 导向叶片表面无结冰现象, 则逐步减小热气流量, 再 进行防冰试验, 若在某个流量下出现结冰, 则停止该 试验状态点的试验. 试验目的是为了得到不同热气流量下叶片表面 的温度变化情况, 从而为导叶结冰条件下表面流动 换热分析提供试验数据. 试验中过冷液态水直径为 20 m , 这里给出最低温度试验点的试验结果: 试验 中来流温度为- 20 , 来流速度 80 m/ s, 液态水含 量 1. 0 g/ m 3 , 防冰热气温度 430 K, 热气体积 流量 85~ 138 L / min. 从试验现象观察来看, 喷雾开始后, 热气流量为 118 L / min, 当试验时间接近 90 s 时, 叶片前缘叶根 开始出现一些结冰( 见图 4( a) ) . 当前缘叶根开始出 现少量结冰后, 增大热气流量到 138 L / min 后, 导向 叶片前缘叶根结冰迅速消失. 再次减少热气流量至 118 L / min, 叶片根部有少量结冰开始, 随后减少热 气流量至 85 L/ min, 叶片前缘开始迅速结冰, 并持 续增长, 400 s 时叶片前缘结冰图片见图 4( b) , 此时 叶片前缘已有大量透明冰生成, 试验过程中叶盆及 叶背的瞬态温度变化曲线如图 5 所示.

图3 Fig. 3

叶片壁面温度测点的位置

P ositio n o f thermoco uples on blade ( a) 90 s

3

试验条件与结果
试验冰风洞所能提供 的试验来流参数指标如 ,

下: 最大风速 200 m/ s, 试验段温度为 0~ - 40
3

试验段喷雾液态水含量 0. 2~ 3 g / m , 试验段尺寸: 180 m m 280 m m. 试验冰风洞所能提供的来流参 数条件 基 本涵 盖 了美 国 联邦 航 空条 例 设 计标 准 F AR 25 和美国 军用 标准 M IL E 5007D 中确 定的 大气结冰条件和结冰环境. 试验中首先选定试验的 结冰环境, 设定来流速度、 液态水含量、 叶片攻角, 通 过调节防冰热气流量参数, 观察和记录导向叶片表面
( b) 400 s 图 4 结冰图片 Fig. 4 P ictur e of icing

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高时, 前缘已开始结冰, 说明试验件内部防冰热气流 道设计对于提高热气防冰效率有很大影响. 一般地, 导向叶片防冰用热气加热叶片后将从叶片尾缘开口 流入主流通道, 热气防冰效率的下降也会导致导叶 尾缘排气温度过高, 影响到主流气流温度的不均匀 度, 导致压气机效率下降. 因此, 借助导向叶片的防 冰试验研究, 优化内部防冰热气通道的设计, 有利于 强化防冰热气换热效率, 提高导向叶片防冰效果. 由于航空发动机部件的结冰和防冰过程涉及了 复杂的气 液 固三相流动问题, 目前要想准确预 测
( a) 叶盆

其结冰与防冰效果还十分困难, 因此, 航空发动机防 冰系统研究中应不断加强试验研究, 改善试验条件, 从而为部件防冰的理论分析和预测提供试验数据的 支持. 参考文献:
[ 1] [ 2] [ 3] ! 航空发动机设计手册? 总编委会. 航空发动机 手册第 16 分册[ M ] . 北京: 航空工业出版社, 2001. 裘燮纲, 韩凤华. 飞机防冰系 统[ M ] . 北京: 航空 专业 教材编审组, 1985. 董 葳, 赵 冬 梅. 飞 行 结 冰 动力 学 的 研 究发 展 综 述 [ C] / / 中国第一 届近 代空 气 动力 学与 气 动热 力学 会 议论文集. 绵阳: [ s. n. ] , CA RS 2006 0 0050, 2006. Flemming R J. T he past t wenty year s of icing r e search and development at Sikor sky A ir craft [ R] . AI AA 2002 0238, 2002. Kind R J, Pota pczuk M G, F eo A, et al . Ex per imen tal and computational simulat ion o f in flig ht icing phe nomena [ J] . Progress in Aerospace Sciences, 1998, 34( 5/ 6) : 257 345. [ 6] Brag g M B, Bro eren A P , Blumenthal L A . Iced air fo il aer odynamics [ J] . Progress in Aerospace Sciences, 2005, 41( 5) : 323 362. Pota pczuk M G, Pa padakis M , Va rgas M . L EWI CE modeling of sw ept w ing ice accretio ns [ R] . AI AA 2003 0730, 2003. [ 8] Whalen E A , Br oeren A P, Brag g M B. A erodynamic of Scaled Runback Ice A ccretions [ J] . Journal of Aircraft, 2008, 45( 2) : 591 603. 杨 倩, 常士楠, 袁修 干. 水滴 撞 击特 性的 数值 计算 方法研究[ J] . 航空学报, 2002, 23( 2) : 173 176. YA N G Q ian, CHA N G Shi nan, Y U A N X iu g an. Study o n numer ical met ho d for deter ming t he dr oplet trajecto ries [ J] . Acta Aeronautica et Astronautics Sini ca, 2002, 23( 2) : 173 176. 侯玉柱. 导向叶 片 热气 防冰 流动 传热 机 理研 究 [ D] . 上海: 上海交通大学机械与动力工程学院, 2009. 易 贤. 飞机积冰 的数值 计算 与 积冰 试验 相似 准则 研究 [ D] . 绵 阳: 中 国 空 气 动 力 研 究 与 发 展 中 心, 2007.

( b) 叶背 图 5 温度的瞬态变化 Fig. 5 T ransient t em perat ur e

[ 4]

实验中内部带有热气流道的叶片叶盆和叶背都 比较薄, 在不改变叶片前缘形状的前提下填埋热电 偶十分困难, 从试验结果来看, 在有条件的情况下应 该在导向叶片前缘填埋热电偶, 以便观察叶片前缘 的温度瞬态变化情况. 试验中叶片前缘结冰时, 说明 叶片前缘表面温度已经低于零度, 此时叶盆和叶背 的最低测点( A 3 、 1 ) 温度都在 10 B 背的最高测点( A 1 、 2 ) 温度在 30 B 冰效率有直接影响. 左右, 叶盆和叶 以上, 温度分布

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[ 7]

的测量说明叶片内部换热优化设计对于导叶热气防

4





[ 9]

本文借助于现有试验条件, 开展了航空发动机 导向叶片的防冰效果试验, 从试验中积累了导叶结 冰工作状态下的温度变化数据以及导向叶片结冰情 况, 为研究导向叶片防冰过程中所涉及的流动换热 物理现象提供了数据支持, 有利于改善导向叶片防 冰系统的优化设计. 从试验中导向叶片表 面温度瞬态变化数据来 看, 试验件在某些试验条件下当叶盆叶背温度还很
[ 10] [ 11]


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