0 引 言

热气防冰系统是目前运输类飞机普遍采用的用于保证在结冰气象条件下安全飞行的重要防护装置。热气防冰系统的防冰腔实质是一个传热传质的热交换器。从发动机压气机后引出的高温气体通过管路，在防冰腔内从笛形管上的笛形孔高速喷射到蒙皮内表面，通过热传导和对流换热对金属蒙皮加热，使蒙皮外表面维持较高的温度，从而达到防冰的目的。因此蒙皮表面温度是热气防冰系统的重要性能指标。国外学者通过冰风洞试验^[1-2]和仿真计算^[3-8]对热气防冰系统蒙皮表面温度分布开展了大量研究工作，并发展出成熟的计算软件FENSAP-ICE和LEWICE。近年来国内对热气防冰系统内外流场耦合传热方面开展了深入研究，出现了不少研究成果^[9-13]，并且有机翼防冰系统冰风洞试验结果的报道^[14]。蒙皮表面温度又分为干空气飞行和自然结冰飞行两种状态。其中干空气飞行状态下蒙皮表面温度高于自然结冰飞行状态，而且干空气飞行试验通常做为自然结冰飞行试验前必须完成的预先试验，对于检验热气防冰系统的功能、验证计算结果是否正确、模拟热气防冰系统提前开启和误工作等状态具有重要意义。飞行条件下蒙皮表面温度场是热气防冰系统性能最直接的综合反映，其仿真计算结果为热气防冰系统干空气飞行试验准备、试验设计、参数测量提供重要依据。

本文以机翼热气防冰系统为研究对象，以数值计算方法为手段，采用流-固耦合传热分析方法，对热气防冰系统，在典型干空气飞行状态下的蒙皮内外表面温度场进行了计算研究，并对计算结果进行了分析，为飞机热气防冰系统设计和干空气飞行试验参数测量提供参考，同时为机翼前缘蒙皮材料耐温要求的确定提供依据。

1 物理模型

运输类飞机开展干空气飞行试验时，热气防冰系统开始工作后，机翼前缘金属蒙皮温度场同时受外流场对流换热和防冰腔内高温防冰气体加热的耦合作用。金属蒙皮耦合传热原理见图 1所示，是一个复杂的三维传热问题。图 1中φ为防冰腔内高温引气源热流密度，q_h为蒙皮外表面对流换热热流密度。蒙皮外部包括外流场对流换热、太阳辐照及蒙皮自身热辐射。由于太阳辐照和蒙皮自身热辐射换热量很小可忽略，防冰腔内高温防冰引气与蒙皮壁面通过对流换热、热传导产生耦合传热作用。

对蒙皮稳态传热过程建立导热微分方程^[15]：

(1)

式中，T为蒙皮单元体温度，λ为蒙皮导热系数。式(1)为三维稳态热传导方程，蒙皮内、外表面为第三类定解边界条件。蒙皮内、外表面边界条件为：

(2)

(3)

式中：h_i为高温引气与蒙皮内表面的对流换热系数，T_f为高温引气温度，T_s为蒙皮内表面温度，h_c为蒙皮外表面气流的对流换热系数，T_a为蒙皮外表面附面层内气体温度。T_a计算式为：

(4)

式中：t_∞为环境大气静温(℃)，K为空气的比热容比，值为1.4，C_p为蒙皮外表面上压力系数，M_∞为外流场来流马赫数。

式(2)、式(3)中蒙皮内外表面的对流换热系数采用区分层流区和湍流区的边界层积分法计算，具体计算方法见文献^[16]。

2 计算模型与参数说明 2.1 计算模型

以运输类飞机通用的热气防冰系统为研究对象，采用数值计算方法，对热气防冰系统干空气待机飞行状态下蒙皮表面温度场进行计算。热气防冰系统组成结构如图 2所示。笛形管中的高温高压防冰引气从笛形孔以声速射入防冰腔，通过上部双蒙皮通道向后缘流动，最终从排气腔下部的排气孔流出防冰腔。高温防冰引气在流动过程中对金属蒙皮内表面加热，飞行过程中外界气流通过对流换热向大气环境散热，但最终使得蒙皮外表面保持较高温度，从而达到防冰的效果。防冰腔和笛形管一般都采用金属材料制造，保证具有承压和耐高温的能力。

采用ICEM-CFD前处理软件对整个计算域生成网格，计算网格见图 3所示。整个计算域由外流场、金属蒙皮结构和内流场三部分组成，蒙皮固体域分别与外流场流体域和内流场流体域相邻。生成网格时外流场流体域和蒙皮固体域使用结构化六面体网格。由于内流场防冰腔结构复杂，内流场使用非结构化的四面体网格，能够对局部区域的网格尺寸进行调整。各区域的网格分别生成后，将蒙皮内表面的面网格和内流场的面网格节点进行搭接处理，使得结合面上各网格节点一一对应，便于计算数据的直接传递。

2.2 参数说明

机翼防冰系统前缘蒙皮通常使用2A12型铝合金，该型铝合金的密度为2800kg/m³，比热容c_p为921J/(kg·K)，导热系数λ为121W/(m·K)。热气防冰系统的结构参数和引气参数见表 1，干空气飞行状态参数见表 2。

采用软件FLUENT12.0对流场和蒙皮导热进行计算，使用SST(Shear Stress Transport) k-ω湍流模型，各物理量在空间上采用二阶迎风格式进行离散。外流场设置为压力远场边界，笛形孔入口设置为压力入口，后缘排气孔设置为压力出口，压力值为环境大气压，金属蒙皮设置为共轭传热壁面，左右侧边界设置为对称面。

3 计算结果及分析

在上述的热气防冰系统结构形式、 防冰引气参数和干空气飞行状态参数条件下，通过仿真计算得到了热气防冰系统蒙皮表面温度场和防冰腔内气体流动计算结果。笛形孔入口处气流的平均速度为367m/s，每个笛形孔的质量流量为0.002kg/s。后 缘排气孔处气流平均速度为30m/s，每个排气孔的质量流量为 0.008kg/s，排气孔处气体的平均温度为63℃。飞机蒙皮外表面中间截面上的对流换热系数见图 4所示。蒙皮外表面和内表面温度场计算结果分别见图 5和图 6。

从图 4可以看出，机翼前缘驻点处对流换热系数最小，然后沿上下表面逐渐增大，而且上表面对流换热系数最大值高于下表面的最大值。这是由于外部气流在驻点处滞止，然后从驻点处分开分别沿上下表面向后缘加速流动，上表面流动速度大于下表面，因此对流换热系数显著增大。图 5表示蒙皮外表面温度场结果，高温区域位于引气沿笛形孔法线喷射方向区，最高温度为99℃，外表面笛形孔喷射区温度未出现明显的温度变化，这是由于铝合金蒙皮具有一定厚度，沿展向方向的热传导削弱了笛形孔射流对蒙皮温度的直接影响。蒙皮上表面温度沿后缘方向逐渐升高，这 是由于双蒙皮通道内气流速度增大，气体平均流速为29m/s，大于其它位置处蒙皮内表面附近气流速度，因此防冰引气对蒙皮加热的对流换热热流值增大，导致双蒙皮通道附近处蒙皮表面温度逐渐升高。图 6表示蒙皮内表面温度分布结果，高温区域受引气沿笛形孔法线喷射方向影响较明显，最高温度 为101℃，蒙皮内表面上部温度沿后缘方向分布同样受双蒙皮通道的影响。整个蒙皮内外表面最高温度值都没有超过121℃，满足铝合金材料的耐温指标要求。

4 结 论

以运输类飞机机翼的热气防冰系统为例，采用流-固耦合传热数值仿真方法，对典型的热气防冰系统干空气飞行状态下蒙皮内外表面温度场进行了计算研究，得到以下结论：

(1) 数值计算方法能够有效地预测热气防冰系统干空气飞行状态下蒙皮表面温度分布，计算结果能够为热气防冰系统设计和干空气飞行试验参数测试提供重要参考；

(2) 铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著，蒙皮外表面温度分布较均匀，但受防冰腔内气体流动和双蒙皮通道影响显著，导致蒙皮内外表面温度沿弦向分布差异很大；

(3) 铝合金蒙皮内外表面温度差异很小，厚度3mm的蒙皮同一点处的内外表面最大温差仅为4℃，蒙皮表面的最高温度为101℃，最低温度为21℃，防冰腔排气孔处气体的平均温度为63℃。