冰风洞试验研究.doc

冰风洞试验研究贾明张大林(南京航空航天大学航空宇航学院, 南京, 210016)摘要: 冰风洞试验是开展飞机结冰以及防冰系统性能试验研究的最基本手段。 在了解国内外冰风洞试验研究发展情况和冰风洞试验相似准则的基础上, 对基于压缩空气源的小型直流式冰风洞进行了总体设计。 主要对风洞 洞体结构、供气系统和结冰气象参数模拟系统进行了设计和研制, 为该风洞的调试打下了基础。关键词: 飞机防冰; 冰风洞; 风洞设计; 结冰试验相似准则引言在结冰气象条件下, 云层中含有大量以液态形1冰风洞试验相似准则在冰风洞中开展模型结冰试验, 必须遵守一定式存在的温度低于零度的过冷水滴。当飞机在这种气象条件下飞行时, 过冷水滴会撞击到飞机的迎风 面, 使得这些表面发生结冰现象, 对飞机的性能造 成一系列不利的影响。例如机翼结冰会导致机翼升力降低、阻力增加、失速攻角减小以及操纵性能下降等; 发动机进气口及冷风道进气口结冰会导致引 气量不足, 同时若冰层脱落, 会损坏进气口内的部件; 风挡玻璃结冰会阻挡飞行员的视线。 由此可知 结冰对飞机的飞行安全具有极大的危害。由于飞机结冰现象严重威胁着飞行安全, 许多 国家都相继开展了飞机结冰方向的研究。目前对于飞机结冰的研究主要有数值模拟和试验研究两种 方法。数值模拟是采用计算机对合理简化的数学模型进行求解, 来分析结冰过程及结冰后对飞机性能 的影响。 试验研究则包括冰风洞试验、模拟自然结冰的飞行试验和自然结冰状态下的飞行试验。冰风 洞试验是开展飞机结冰及飞机防冰系统研究的最基本手段。 与其他试验方法相比, 冰风洞试验具有 经济、实用、先行、安全等突出优点。 无论是数值模拟还是飞行试验, 都要建立在大量冰风洞试验研究 的基础上。目前世界上能够进行结冰试验的风洞有 20 余 座, 主要分布在美国、加拿大、法国、英国、意大利、俄 罗 斯 等 国 家。 其 中 比 较 具 有 代 表 性 的 是 美 国N A SA 格林研究中心的结冰研究风洞 ( IR T ) 和意 大利航天研究中心结冰风洞 ( IW T )。 在我国, 目前 只 有 武 汉 航 空 仪 表 厂 拥 有 一 个 试 验 段 截 面 仅 为0128 m 0118 m 用于航空仪表防 (除) 冰试验的小 型冰风洞, 无法用于大型部件的结冰研究, 因此我 国尚无用于飞机结冰试验和飞机防 ( 除) 冰系统研 究的冰风洞。的相似准则。用全尺寸部件或模型在设计的结冰气象条件下进行结冰模拟试验是理想的方法, 但飞机部件的尺寸往往太大, 而且实际的飞行条件范围很宽, 使得结冰风洞具有的规模能力常常难以直接模拟飞机的结冰过程。 如果能进行结冰缩比, 即结冰试验参数能够缩比, 从而避开试验设备运行能力的限制, 以便允许在未必很大的结冰风洞进行广泛的结冰试验研究, 不但可以大大节约结冰风洞的建设投资和运行费用, 而且通过试验参数缩尺可实现更大马赫数、高度或温度的结冰模拟。 这就要求必须遵循结冰过程的规律, 在冰风洞试验中选取正确的参数, 使得试验模型上所得到的结冰能够准确反映真实飞行的结冰情况。由于影响结冰的因素不仅有环境温度、过冷水滴直径、液态水含量, 而且还包括飞机的飞行时间、飞行速度、高度、姿态以及部件外形、尺寸、表面粗糙度等, 尤其是结冰过程中存在的热量和质量传递对结冰特性有重要影响, 使得结冰试验的相似准则与常规风洞试验所要求的相似准则有很大的不同。根据影响结冰的主要因素, 通常的, 相似包括以 下 4 个方面: ( 1) 空气绕流流场; ( 2) 水滴运动轨迹和撞击特性; ( 3) 表面积冰分布; ( 4) 结冰过程的热力学特性。R Goo gen 等人根据以上 4 个方面的相似要求导出如下相似准则 (飞机和模拟参数分别用下标 f 和m 表示)。(1) 流场相似流场相似要求缩比模型和全尺寸物体必须几何相似, 其中包括二者的姿 态 角 相 等, 即 m = f ,m = f。同时还要求全尺寸物体和试验模型的速度必须均大于或等于它们的雷诺数为 210105 所对应的速度, 而小于临界马赫数所对应的速度。说, 必须确保飞行中和风洞里小水滴的轨迹也相似。当流场相似时, 轨迹只取决于小水滴尺寸。当风洞中 的水滴平均直径M V D 、飞行速度U 和空气静压P 满足下列关系式时, 轨迹的相似性就有了保证。外, 因此动力消耗多而效率却不高。 然而它却具有结构较简单, 造价较低等优点。0139K l K P K 1161(1)M V D =K 0161U式 中为 模 型 的 缩 尺 比, K M V D =K图 1 典型低速直流式风洞(M V D ) m /(M V D ) f , K l = lm /lf , K P =U m /U f。(3) 表面积冰分布相似表 面 积 冰 分 布 取 决 于 云 中 的 液 态 水 含 量P m /P f , K U =本文所述直流式冰风洞建成后主要承担以下试验任务: 飞机机翼、发动机进气系统以及其他部件( 或其缩比模型) 的结冰试验; 飞机防 ( 除) 冰系统的性能验证试验; 飞机防 (除) 冰新系统、新技术研究。L W C、飞行速度U 、结冰时间 t、空气温度 T静压 P , 应满足如下关系式和空气211结冰风洞的特点(1) 结冰风洞是一种能模拟低温环境的特种风K 018112 116K l K T洞, 需要设置大型的制冷装置, 以确保试验段的静PK L W C =K t =K 012012116018018l K U K TK U K P温达到需要的设定温度。(2)T m /T f , K t =(2) 试验段要求形成均匀的云雾区, 在稳定段式中 K L W C = (L W C ) m /(L W C ) f , K T =tm /tf(4) 热力学特性相似内设置有喷雾系统, 对过冷云雾的准确模拟是结冰风洞的一大特点和难点。(3) 在风洞运行时, 风洞内部只要暴露在流场冰风洞模型试验的空气、水与冰之间的热交换与飞行状态下的情况相似, 应满足结冰系数 n 相 等, 即 nm = n f。 式中 n = (A + B h ) /h , h 为热相对因子。A 和B 是飞行高度大气静压P 、温度 T 、水蒸气中的部位均有可能结冰。为了避免风洞部件结冰对流场品质和风洞运行效率造成的影响, 风洞内易结冰的部件上需要进行防、除冰处理。采用氟利昂制冷机组的回流式大型冰风洞规分压 P v 和飞行速度U的函数。模宏大, 造价昂贵, 技术复杂。虽然直流式冰风洞将根据飞行数据统计, 飞机结冰一般发生在 0 - 20 的温度范围内; 液态含水量 (L W C ) 小于1g /m 3; 水滴平均直径 (M V D ) 小于 30 m ; 飞行高 度一般在 8 000 m 以下。 对于直流式冰风洞而言,结冰温度、液态含水量和水滴平均直径等参数的范围比较容易实现模拟, 但是却无法直接模拟高空飞 行状态。因此在试验中需要利用上述相似准则来确定地面试验参数。改变模型的压力缩尺比K P , 会造 成 K t、K L W C、K M V D 等参数的改变。 其中 (M V D ) f 取值范围的改变尤其需要在风洞设计中予以考虑。当飞行高度 H = 8 000 m 时, 大 气 静 压 P f =35165 k P a。 在 K l = 1, K U = 1, (M V D ) f 30 m 的 情况下, 由式 (1) 可得 (M V D ) m 39 m。 因此需要增大冰风洞结冰喷雾系统所产生的水滴直径的范其产生的冷风全部排放到环境中去, 能量损失较大, 但其结构简单、造价较低, 适合于我校实验室的现有条件。 根据实验室的现有设备和技术条件, 决定采用空气压缩机组对风洞进行供气, 并采用涡轮冷却器将高压空气膨胀冷却。212总体技术参数( 1) 串联双试验段: 大试验段: 宽 300 mm , 高200 mm , 最大风速 60 m /s小 试验段: 宽 200 mm , 高 150 mm , 最大风速120 m /s(2) 试验段气流温度: - 40 常温(3) 云雾模拟参数: 液态水含量: 011 4 g /m 3水滴平均直径: 10 40 m213风洞基本结构沿轴向不变。215收缩段设计收缩段的作用是加速气流, 使其达到试验所需要的速度。收缩段应满足以下要求: 气流沿收缩段流动时, 洞壁上不出现分离; 收缩段出口的气流要求均匀、平直而且稳定; 收缩段不宜过长。收缩段的性能主要决定于两个因素。一是收缩比, 即收缩段进口面积与出口面积之比; 二是收缩曲线。风洞收缩比的大小, 主要决定于以下因素: 对图 2 冰风洞洞体结构图试验段气流的均匀性和紊流度的要求, 风洞的能量比以及风洞造价。 提高风洞的收缩比, 有利于提高试验段气流的均匀性和降低紊流度。考虑到试验段气流的品质以及整流装置对于气流速度的要求, 将风洞大收缩段的收缩比定为16。小收缩段的收缩比是由大、小试验段的截面积比决定的, 其值为 2。收缩曲线的形状对试验段气流均匀性有很大的影响。其应使试验段入口处得到均匀的气流并且图 3 压缩空气供气系统及涡轮冷却系统1. 空 气 压 缩 机 组; 2. 冷 冻 式 干 燥 器; 3. 无 热 再 生 干 燥 器; 4. 空气过滤器; 5. 空气电加热器; 6. 流量计; 7. 温度 传感器; 8. 压力传感器不出现分离现象。为此希望在收缩段进口和出口处壁面形状的变化比较缓慢。最终决定采用五次方壁形曲线, 即R = a 0 + a 1X + a 2X 2 + a 3X 3 + a 4X 4 + a 5X 5边界条件为: 进口处X = 0, R = R i , dR /dX = 0, d2R /dX 2 = 0。进入冷冻式干燥器。该冷冻式干燥系统采用二级冷却方式, 可将压缩空气冷却至- 20, 并通过变压 吸附机理确保输出气体露点达到- 50以下。接着经冷却干燥后的压缩空气进入无热再生空气干燥 器得到进一步干燥, 然后进入第二储气罐。 从第二储气罐出来的压缩空气流经高效精密空气过滤器,该 过滤器利用惯性效应主要滤除粒径 大 于 0101m 的尘埃粒子, 除尘效率可达 991999% , 出口气 体含油量小于 0101 m g /m 3。 随后压缩空气经过分 流器分为三路, 其中一路经电加热器加热后作为防冰热空气提供给防冰试验件。剩下两路压缩空气其 中一路流经涡轮冷却器组进行进一步冷却, 然后与 不做任何处理的另一路空气在空气混合器里面充 分混合后提供给风洞。通过调节这两路空气的流量 比就可以达到控制风洞供气温度的目的。214 试验段截面形状风洞试验段截面形状一般有圆形、椭圆型、正 方形和长方形等。选择截面形状的原则是在满足试 验要求下最有效地利用全部气流切面积。在相似的 稳定段情况和相同的收缩比下, 椭圆型截面的气流 最为均匀。 从洞壁干扰的情况来看, 椭圆型的升力 干扰最小。但从施工和安装来讲, 椭圆型制作困难, 试验时也有所不便。考虑到以上各种因素以及该冰 风洞的主要试验用途, 最终将试验段截面确定为长 方形。采用长方形截面时, 为了改善气流, 将截面 4出口处X = L , R = R o , dR /dX = 0, d2R /dX 2 = 0216结冰喷雾系统设计结冰喷雾系统是结冰风洞的关键, 它直接关系到风洞对过冷云雾水滴直径、液态水含量和云雾均匀区范围的模拟能力。 结冰喷雾系统由供水系统、压缩空气供气系统、雾化喷嘴和喷嘴架以及相关的测量和控制系统组成。 为了达到较好的雾化效果,即得到较细的水雾, 同时使得雾滴直径尽量均匀,决定采用利用压缩空气高速流动的原理, 使液体微粒化的二流体雾化喷嘴。 同一流体喷嘴相比较, 它具有以下特征: 微粒化性能优越, 液滴直径可达10m 以下; 喷雾流量的可调整范围大; 异物通过径较大。在试验中应根据不同试验对于气流中液态水含量和水滴平均直径的要求, 采用不同型号的雾化喷嘴, 并对喷嘴的数量及其排列方式加以调整。图4, 5 及表1 是其中一个型号雾化喷嘴的流量线图和雾化参数。表 1 B IM V11004 喷嘴 雾化参数喷雾量/( lh - 1 )喷雾宽幅/mm 3 3空气压力/ 空气消耗量/平均直径/喷雾角度3液体压力/M P a液体压力/M P aM P a (N lm in- 1 )m 0125 011 0115 012 0125 013 011 0115 012013417210915 1510 3002736360270430110415815 1315 2015 23010 50 014 46 212 415 810 1210 250 350 3 表示空气压力 013 M p a, 液体压力 011 M p a 时的喷角。 3 3 表示喷雾距离 100 mm 时的喷雾宽幅图 5 B IM V 11004 喷嘴流量线图各曲线的注脚数字表示液体压力 (M P a)圆圈的数字表示平均雾滴直径 (m )图 6 结冰喷雾系统示意图试验中并非所有的喷嘴都是同时处于工作状由以上图表可以看出, 雾滴平均直径和喷雾量是由水压和气压决定的。 在相同的水压下, 提高气 压可以减小雾滴平均直径, 并同时使得喷雾量和喷雾宽幅减小。为了阻止位于冷气流中的喷嘴架管路和喷嘴 内部发生结冰, 水和雾化用的高压空气都要被加 热。 另外, 加热的雾化空气还起到防止水滴结冰的 作用。 雾化空气采用自制小功率电加热器进行加热。加热后的压缩空气被分为两路, 如图6 所示, 一 路经过气动调压阀减压后提供给雾化喷嘴。另一路 经气动