● 摘要
飞机在结冰气象条件下飞行时，云层中的过冷水滴会撞击到其表面产生结冰，实践证明，发动机的进气道和进气部件均会发生结冰现象，结冰部位通常在进气道前缘、发动机压气机前的整流罩、支撑及第一级压气机前的导流叶片。发动机结冰导致的安全事故时有发生，为了保障飞机在结冰气象条件下的飞行安全，需要在发动机上安装防冰系统。同时，在防冰系统设计完成后，还要通过试飞试验才能完成适航认证，数值仿真能很好地对高空飞行状态进行模拟，以检验所设计防冰系统的性能，并能够及时发现问题并改进方案，为试飞提供保障。本文对某三维复杂发动机进气道热气防冰系统的数值仿真方法进行了研究，重点在于对三维防冰热载荷计算方法的分析和三维表面温度松散耦合方法的讨论。首先，介绍了热气防冰系统仿真的步骤，用欧拉法实现水滴撞击特性的计算，得到了发动机表面的局部水收集系数。其次，引入三维防冰热载荷模型，提出基于表面剪切力的溢流水分配方案，用重复查找表面网格的方法完成求解，得到发动机的防冰热载荷和溢流水分布。然后，采用松散耦合的方法研究表面温度，将流场计算模块、溢流水/结冰计算模块和固壁导热模块用热边界条件来耦合，同时详细介绍了热气防冰耦合的步骤和方法。最后，用所提出的方法对三维发动机模型进行仿真，以试验数据代替对腔内流动的模拟，得到防冰表面温度分布，对不同飞行和气象条件下的结果比较分析，验证该防冰系统的性能。