● 摘要
飞机在结冰气象条件下飞行时，在翼面前缘和发动机进气道内易发生结冰，致使飞机操稳特性恶化，甚至造成机毁人亡。因此，为了保证飞行安全，需要在飞机上安装防除冰系统。热气防冰是传统的防除冰方式。热空气流进机翼的防冰腔后，沿前缘的通道流动，热空气在沿通道的流动过程中，经过出气孔冲击前缘内壁面，将热量传递给机翼蒙皮，余热气体可通过缝隙排入压气机或排出机外。
防冰系统的传热是一个复杂的过程，其传热过程包括了普通换热器具有的固体壁面导热、内外流动导致的对流换热，同时还包含了由外部水滴的存在引起的其他传热。另外，防冰系统内部结构复杂、使得内部热气流动引起的对流换热比较复杂。基于上述特点，防冰系统的传热过程数值仿真、表面温度计算比较困难。想要得到表面温度，需要将内部传热、蒙皮导热以及外部传热三者进行耦合求解，才能得到表面平衡温度。本文研究了三维机翼热气防冰的内外热耦合数值仿真方法。首先，在建立了三维模型后，利用FLUENT对机翼外部流场进行了计算，再利用FLUENT UDS实现了欧拉法计算水滴撞击特性，得到机翼表面的局部水收集系数。然后，才给出了耦合仿真计算的方法，具体可以分为机翼外部流场计算、水滴撞击特性计算、固体导热计算以及防冰腔内部流场计算，以及内外耦合计算。采用内外迭代更新边界条件的方法，向前推进迭代，迭代稳定后得到蒙皮的表面温度分布。
最后，采用本文提出的内外热耦合的方法对三维机翼热气防冰系统进行了数值仿真，得到了机翼蒙皮的表面温度分布，并通过与商用成熟防除冰软件FENSAP-ICE的对比，验证了本文方法的正确性。最后对不同结冰气象条件以及不同笛型管布局下的表面温度计算结果进行了比较分析。