1、STAR-CCM+积冰积冰防冰防冰一体化解决一体化解决方案方案 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内容简介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：明明冰冰，霜冰，霜冰，混合冰，混合冰多发于迎风表面，包括：多发于迎风表面，包括：l 飞机的升力表面，机翼、尾翼l 螺旋桨/旋翼l 发动机进气道，整流罩/整流锥l 风挡玻璃l 外露传感器主要主要危害危害：l 改变机翼的升力/阻力特性，引气操纵失控l 改变发动机进气量，脱落的冰体击伤运动部件l 影响驾驶视线l 导致传感器失灵飞机积冰飞
2、机积冰飞机积冰危害飞机积冰危害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：l 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）积冰积冰/防冰分析研究防冰分析研究面临的问题面临的问题 内流/外流 共轭传热 防冰设计优化防冰系统 液膜/相变 冰的形状更新 气动性能分析积冰l One Tooll O
3、ne Modell One ProcessSTAR-CCM+积冰解决方案积冰解决方案内流/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积冰计算流程程LEVEL 1 计计算水滴收集效率算水滴收集效率LEVEL 2 模拟冰型增长模拟冰型增长结冰计算模型结冰计算模型水滴碰撞水滴剥离水滴碰撞水滴剥离水滴碰撞积冰计积冰计算算结果结果Dispersed Multip
4、hase(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+MorphingSolver Setup求解器设置 3D Segregated Solver Steady K-SST turbulence Dispersed Multipha
5、sePhysics Conditions物理条件 0 AoA V 75 m/s Static temperature 7.0 C Static pressure 95.840 kPa Particle diameter 20.36 m Compressor face MFR 7.8 kg/s 737 客机发动机整流客机发动机整流罩积冰分析罩积冰分析DMP 收收集效率集效率737 验证案验证案例例DMP 收收集效率集效率737 验证案例验证案例DMP 收收集效率集效率737 验证案例验证案例DMP 收集效率收集效率737 验证案例验证案例积冰计算结果积冰计算结果积冰计算结果积冰计算结果验证验证:
6、2D CT翼型翼型 几何几何验证验证:2D CT翼型翼型 积冰风洞积冰风洞商业运输机的翼型 Mach 0.45 Airspeed 285 kts AoA 0.0 Tstatic-18.1 C 0.100 g/m3 LWC 2 minutes验证验证:2D CT翼型翼型 Run 142:2 Minutes商业运输机的翼型 Mach 0.45 Airspeed 282 kts AoA 0.0 Tstatic-15.4 C 0.285 g/m3 LWC 6 minutes验证验证:2D CT翼型翼型 Run 112:6 Minutes商业运输机的翼型 Mach 0.45 Airspeed 279 k
7、ts AoA 0.0 Tstatic-20.2 C 0.295 g/m3 LWC 6 minutes验证验证:2D CT翼型翼型 Run 106:6 Minutes 商业运输机的翼型 Mach 0.45 Airspeed 279 kts Tstatic-20.2 C AoA 0.0 0.295 g/m3 LWC 22.5 minutes验证验证:2D CT翼型翼型 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防冰系统模拟 基于复杂几何的内外流场计算o 笛形管/机翼/整流锥/进气道 共轭传热o 自定义初始冰层厚度o 考虑笛形管加热效应o 模
8、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 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几何与物理边界条件喷口直径:1 cm机
9、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 热气流温度 40 Jets 三种湍流模型比较 SST k-omega(with Low Re Modification)Realizable k-epsilon Elliptic 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，求解器设置物理模型，网格，求解器设置速度云图速度云图Nusselt数数壁面壁面 Y+Nusselt No.比较比较Nu vs.Arc lengthRe=10,000Nusse
10、lt No.比较比较Nu vs.Arc lengthRe=23,000非稳态计算非稳态计算时间步长 t=5E-05 seconds整个流动时间,d/U 5E-04 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稳态计算结果稳态计算结果 VS 非非稳态计稳态计算结果算结果稳态计算结果稳态计算结果 VS 非稳态计算结非稳态计算结果果 SteadyTime-Averaged Unsteady网格加密计算结果网格加密计算结果笛形管设计空间探索，寻找最优方案笛形管设计空间探索，
11、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四个设计变量:Design Description设计条件描述设计条件描述NACA 0012 Airfoil-取10%翼形宽度作为研究对象四个设计变量四个设计变量:1)第一排热气喷射角第一排热气喷射角1st Row Angle Design Description设计条件描述设计条件描述NACA 0012 Airfoil-取10%翼形宽度作为研究对象四个设计变量四个设计变量:1)第一排热气喷射角第一排热气喷射角2)第二排热气喷射角第二排热气喷射角1st Row Angle 2nd Row Angle Des
12、ign Description设计条件描述设计条件描述NACA 0012 Airfoil-取10%翼形宽度作为研究对象四个设计变量四个设计变量:1)第一排热气喷射角第一排热气喷射角2)第二排热气喷射角第二排热气喷射角3)喷口间距喷口间距1st Row Angle 2nd Row Angle Hole Spacing设计条件描述设计条件描述NACA 0012 Airfoil-取10%翼形宽度作为研究对象四个设计变量四个设计变量:1)第一排热气喷射角第一排热气喷射角2)第二排热气喷射角第二排热气喷射角3)喷口间距喷口间距4)喷口直径喷口直径1st Row Angle 2nd Row Angle H
13、ole DiameterHole Spacing设计目标及约束条件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 Model(Four equation RANS model)边界条件:引气温度 100 C 射流Ma 0.6SHERPA算法设计空间搜索算法设计空间搜索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结果分析结果分析AIAA 初始设计初始设计 简单孔布局简单孔布局机翼前缘表面换热量机翼前缘表面换热量700 W寻找到的最优解寻找到的最优解引气孔径增加一倍引气孔径增加一倍每个孔每个孔30%保护保护气量减少气量减少机翼前缘表面换热量机翼前缘表面换热量1240 W(增加增加77%)
