進(jìn)氣道影響下發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口段三維積冰的數(shù)值模擬研究.pdf

1、飛機(jī)飛行于含有過(guò)冷水滴的大氣或者穿過(guò)云層時(shí)，過(guò)冷水滴會(huì)直接撞擊機(jī)翼和駕駛艙的擋風(fēng)玻璃之上或者流經(jīng)進(jìn)氣道后再撞擊到航空發(fā)動(dòng)機(jī)整流帽罩和支板表面。撞擊后破碎的過(guò)冷水滴將在上述的迎風(fēng)表面產(chǎn)生結(jié)冰，結(jié)冰的發(fā)生對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)而言將導(dǎo)致其氣流流通面積的降低、推力的下降、由于轉(zhuǎn)子結(jié)冰所帶來(lái)的振動(dòng)與噪聲的產(chǎn)生、脫落的冰塊被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)后還會(huì)損傷壓氣機(jī)的葉片并導(dǎo)致整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的損壞。目前國(guó)內(nèi)外對(duì)于三維積冰的數(shù)值模擬大都采用機(jī)翼或者單獨(dú)的整流帽罩作為幾何模型，

2、將均勻的大氣來(lái)流最為兩相流場(chǎng)計(jì)算的邊界條件。這樣的處理由于并未考慮航空發(fā)動(dòng)機(jī)前端的進(jìn)氣道對(duì)結(jié)冰參數(shù)的影響，將會(huì)給發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口部件的積冰計(jì)算帶來(lái)較大的誤差。本文將以一種蛇形進(jìn)氣道和典型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口段作為物理模型來(lái)研究進(jìn)氣道影響下航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口部件的積冰特性，同時(shí)開(kāi)發(fā)冰生長(zhǎng)時(shí)的網(wǎng)格自動(dòng)更新方法。
　　首先，本文采用歐拉-歐拉法對(duì)亞聲速蛇形進(jìn)氣道進(jìn)行了空氣-過(guò)冷水滴兩相流場(chǎng)的計(jì)算，分析了來(lái)流馬赫數(shù)0.3時(shí)結(jié)冰參數(shù)在進(jìn)氣道中的沿程變化規(guī)律

3、，獲得進(jìn)氣道出口的流場(chǎng)分布特征。計(jì)算結(jié)果表明空氣和過(guò)冷水滴流經(jīng)蛇形進(jìn)氣道后由于通道二次流的原因會(huì)在其出口的特定位置形成液態(tài)水含量較低的局部區(qū)域，同時(shí)該區(qū)域的水滴速度也低于周?chē)渌恢锰幍臄?shù)值。
　　其次，本文對(duì)Fluent的動(dòng)網(wǎng)格功能進(jìn)行二次開(kāi)發(fā)以實(shí)現(xiàn)積冰數(shù)值模擬過(guò)程中由于冰層增長(zhǎng)所需的網(wǎng)格的自動(dòng)更新。以典型的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口段支板表面積冰為算例進(jìn)行網(wǎng)格的移動(dòng)方法的測(cè)試，測(cè)試結(jié)果證明該方法在滿(mǎn)足壁面第一層網(wǎng)格一定垂直度的前提下能有效

4、且快速地實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格的自動(dòng)更新。
　　最后，本文提取進(jìn)氣道出口的流場(chǎng)數(shù)據(jù)作為一種仿CFM56-C型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的邊界條件并使用歐拉-歐拉法對(duì)其進(jìn)口段進(jìn)行空氣-過(guò)冷水滴亮相流場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算。之后基于流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果采用冰的生長(zhǎng)和水膜流動(dòng)耦合求解的三維積冰數(shù)值模擬方法對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口段的支板和整流帽罩進(jìn)行積冰計(jì)算，獲得迎風(fēng)表面的水滴撞擊特性、不同時(shí)刻的冰形或者結(jié)冰的分布情況。計(jì)算結(jié)果表明：同一時(shí)刻與進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面垂直的支板表面積冰量最大