STAR-CCM+积冰防冰一体化解决方案

1、STAR-CCM+积冰防冰一体化解决方案STAR-CCM+积冰防冰计算简介波音737整流罩积冰案例NASA CT机翼积冰案例笛形管防冰验证案例笛形管防冰设计空间探索内容简介特定气象条件下在飞机表面发生的水分凝结成冰的现象，分为：明冰，霜冰，混合冰多发于迎风表面，包括：飞机的升力表面，机翼、尾翼螺旋桨/旋翼发动机进气道，整流罩/整流锥风挡玻璃外露传感器主要危害：改变机翼的升力/阻力特性，引气操纵失控改变发动机进气量，脱落的冰体击伤运动部件影响驾驶视线导致传感器失灵飞机积冰飞机积冰危害2009年6月法航A330客机空难皮托管结冰使飞机未能侦测空速12名机组人员及216名乘客全数罹难2006年6月空

2、警-200预警机空难飞机机翼结冰5名机组成员和35名空军专家全部遇难飞机在飞行中因结冰导致的空难事故概率超过15%，最近的两起典型积冰导致的空难：普通的工业方法对于上面的每一步都使用一个单独的程序速度慢，麻烦，昂贵，容易出错（映射等）积冰/防冰分析研究面临的问题防冰系统内流/外流共轭传热防冰设计优化积冰液膜/相变冰的形状更新气动性能分析One ToolOne ModelOne ProcessSTAR-CCM+积冰解决方案内流/外流液滴的撞击和分布液膜的形成共轭传热凝固/融化，液膜蒸发/冷凝流场(3D Navier-Stokes)Dispersed Phase分散相Fluid Film液膜/相变

3、更新冰的形状Mesh Morph / Remesh网格变形/重构积冰涉及的物理问题STAR-CCM+积冰解决方案积冰计算流程LEVEL 1 计算水滴收集效率ExternalAirflowSuper-CooledDropletsExternalAirflowSuper-CooledDropletsFluid Film Film Solidification(morpher)LEVEL 2 模拟冰型增长结冰计算模型Fluid FilmVolume of FluidLagrangian MultiphaseEulerian MultiphaseDispersed Multiphase水滴碰撞水滴剥离

4、Mixture MultiphaseDiscrete Element Method水滴碰撞水滴剥离水滴碰撞积冰计算结果Dispersed Multiphase (DMP) 模拟液滴碰撞表面Fluid film 模型计算碰壁后形成的液膜传热模型计算结冰比例，固体成冰，液体留在液膜内壁面根据凝固质量变形并更新形状STAR-CCM+ 计算结果与试验对比 “Experimental Investigation of Ice Accretion Effects on a Swept Wing”, Papadakis, M., et al, DOT/FAA/AR-05/39, 2005Film + Mor

5、phingSolver Setup求解器设置3D Segregated SolverSteadyK- SST turbulenceDispersed MultiphasePhysics Conditions物理条件0 AoAV 75 m/sStatic temperature 7.0 CStatic pressure 95.840 kPaParticle diameter 20.36 mCompressor face MFR 7.8 kg/s 737 客机发动机整流罩积冰分析DMP 收集效率737 验证案例DMP 收集效率737 验证案例DMP 收集效率737 验证案例DMP 收集效率737

6、验证案例积冰计算结果积冰计算结果验证:2D CT翼型 几何验证:2D CT翼型 积冰风洞商业运输机的翼型Mach 0.45Airspeed 285 ktsAoA 0.0Tstatic -18.1 C0.100 g/m3 LWC2 minutes验证:2D CT翼型 Run 142: 2 Minutes商业运输机的翼型Mach 0.45Airspeed 282 ktsAoA 0.0Tstatic -15.4 C0.285 g/m3 LWC6 minutes验证:2D CT翼型 Run 112: 6 Minutes商业运输机的翼型Mach 0.45Airspeed 279 ktsAoA 0.0Ts

7、tatic -20.2 C0.295 g/m3 LWC6 minutes验证:2D CT翼型 Run 106: 6 Minutes 商业运输机的翼型Mach 0.45Airspeed 279 ktsTstatic -20.2 CAoA 0.00.295 g/m3 LWC22.5 minutes验证:2D CT翼型 Run 107: 22.5 Minutes模拟保护表面的冰融化及再凝固模拟未保护表面的积冰防冰系统模拟基于复杂几何的内外流场计算笛形管/机翼/整流锥/进气道共轭传热自定义初始冰层厚度考虑笛形管加热效应模拟融冰过程的传热过程热保护表面未保护表面积冰过程引气系统分配来自发动机的高温热气流

8、热气高速冲击机翼前缘热量传递机翼表面，保护机翼前缘笛形管防冰系统设计机翼前缘表面笛形管发动机高温引气防冰验证算例Fnot, M., E. Dorignac, and J-J. Vullierme. An experimental study on hot round jets impinging a concave surface.Int. J. Heat and Fluid Flow (2008).7个低速热气喷口热气喷射到半球形机翼表面几何与物理边界条件喷口直径: 1 cm机翼前缘直径: 10 cm喷口到机翼表面距离: 5 cm高温射流Re10,00023,000高温射流Ma 0.2 热气

9、流温度 40 Jets三种湍流模型比较SST k-omega (with Low Re Modification)Realizable k-epsilonElliptic Blending k-epsilon不可压理想气体稳态流动分离流求解低 Y+壁面边界条件730W网格多面体网格物理模型，网格，求解器设置速度云图Nusselt数壁面 Y+Nusselt No. 比较Nu vs. Arc lengthRe = 10,000Nusselt No. 比较Nu vs. Arc lengthRe = 23,000非稳态计算时间步长 t = 5E-05 seconds整个流动时间, d / U 5E-0

10、4 seconds计算0.10 seconds, 200 个流动周期局部Nusselt No. 计算结果对比Unsteady = 80.1 to 92.1Steady Flow = 93.9稳态计算结果 VS 非稳态计算结果稳态计算结果 VS 非稳态计算结果 SteadyTime-Averaged Unsteady网格加密计算结果笛形管设计空间探索，寻找最优方案NACA 0012 Airfoil- 取10% 翼形宽度作为研究对象四个设计变量:Design Description设计条件描述NACA 0012 Airfoil- 取10% 翼形宽度作为研究对象四个设计变量:第一排热气喷射角1st

11、Row Angle Design Description设计条件描述NACA 0012 Airfoil- 取10% 翼形宽度作为研究对象四个设计变量:第一排热气喷射角第二排热气喷射角1st Row Angle 2nd Row Angle Design Description设计条件描述NACA 0012 Airfoil- 取10% 翼形宽度作为研究对象四个设计变量:第一排热气喷射角第二排热气喷射角喷口间距1st Row Angle 2nd Row Angle Hole Spacing设计条件描述NACA 0012 Airfoil- 取10% 翼形宽度作为研究对象四个设计变量:第一排热气喷射角第二排热气喷射角喷口间距喷口直径1st Row Angle 2nd Row Angle Hole DiameterHole Spacing设计目标及约束条件约束条件机翼表面温度最低值大于零度设计目标机翼表面传热量最大化物理边界条件及求解器求解器设置:稳态流动耦合流求解器理想气体Elliptic Blending k-epsilon Turbulence Mod