发动机旋转表面水滴撞击特性数值研究
过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究
过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究桑为民;胡少华;鲁天【摘要】对比常规水滴，过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。
在常规水滴结冰过程数值模拟基础上，针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。
采用结构化网格和中心有限体积法求解 N-S 方程获得空气流场，用拉格朗日法求解水滴流场，基于改进的 Messinger 热力学模型完成结冰过程模拟；对于过冷大水滴，采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型，对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响；通过数值模拟获得了水滴Langmuir D 分布的撞击特性及结冰计算结果，研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。
通过一些典型结冰算例的数值模拟，并与参考文献结果及实验数据的对比分析，说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。
%The icing with supercooled large droplet can form the complex ice downstream of the deicing boots.Ice accretion due to the supercooled large droplet may result in extremely severe performance degradation to hazard the flight safety.Research objectives in this paper are to understand the ice accretion effects and reveal the formation mechanism of ice at the supercooled large droplet conditions.A numerical solver is developed to investigate the ice accretion,which include the centered finite volume method for solving the N-S equations to get the air flow field, the Lagrangian method for predicting the flow field of droplets,and a revised Messinger model for simulating the thermodynamic process oficing.Considering the supercooled large droplet conditions,the droplet deformation and breakup using Taylor analogy breakup method are inves-tigated.A splashing model is presented to analyze the splashing phenomenon and the droplet impact.For the supercooled large droplets,the effects of droplet diameter distribution on the movement and impingement process are essential for determining the iceshape.Therefore,the size distribution of droplets needs to be considered during icing simulation.The Langmuir D distribution is studied to get the impact characteristics and icing result of multi-scale distribution of large ing the above methods,ice accretion and icing effects at the supercooled large droplet conditions over the NACA0012 airfoil are simulated.The calculation results are in good agreement with experimental data,indicating that the methods are feasible and effective.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(034)005【总页数】7页(P549-555)【关键词】结冰;过冷大水滴;撞击特性;水滴多尺度分布;翼型【作者】桑为民;胡少华;鲁天【作者单位】西北工业大学航空学院，陕西西安 710072;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211.3在遇到结冰气象条件时，飞机及发动机等部件的气动性能会由于结冰而恶化，严重影响飞机飞行安全。
水滴撞击特性的高效计算方法
水滴撞击特性的高效计算方法周志宏;易贤;桂业伟;李凤蔚【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(000)005【摘要】针对拉格朗日方法计算水滴撞击特性效率低、通用性差等问题，发展了一种水滴撞击特性的高效计算方法。
在求解绕流流场的基础上，结合逐级结构化管理的边界信息存储方式，采用目标扩散追踪方法对水滴所在网格单元进行快速计算，并插值得到该点处的流场信息，逐个求解水滴运动方程得到各水滴的运动轨迹，从而确定水滴撞击极限、收集系数等撞击特性参数。
通过对 NACA0012翼型、GA-W（1）两段翼型和某三段翼型的计算得到不同状态下的水滴撞击特性，计算结果表明，该方法与传统方法相比具有计算效率高、结果可靠、通用性好等优点。
【总页数】5页(P712-716)【作者】周志宏;易贤;桂业伟;李凤蔚【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳621000;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.水滴多尺寸分布对水滴撞击特性和结冰增长的影响 [J], 朱程香;孙志国;付斌;朱春玲2.水滴撞击特性的数值计算方法研究 [J], 杨倩;常士楠;袁修干3.基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法 [J], 毛晓东;卜雪琴;赵国昌;王建明;4.基于UDS框架的水滴撞击特性数值计算方法 [J], 毛晓东;卜雪琴;赵国昌;王建明5.大型商用运输机机翼增升构型水滴撞击特性计算 [J], 任靖豪;王强;刘宇;李维浩;易贤因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
水力机械动力学特性测试与数值模拟研究
水力机械动力学特性测试与数值模拟研究水力机械作为一种能够将水源能转化为机械能的装置，在各个领域都有着广泛的应用。
为了能够更好地了解水力机械的动力学特性，进行相应的测试与研究是必不可少的。
同时，数值模拟技术在水力机械研究领域也发挥着重要的作用。
本文将探讨水力机械动力学特性的测试方法和数值模拟研究的应用。
一、水力机械动力学特性的测试方法水力机械动力学测试是评估水力机械性能的重要手段之一。
通过测试可以获得水力机械的运行参数、性能曲线等关键数据，为水力机械的设计和运行提供依据。
下面将介绍几种常见的水力机械动力学特性测试方法。
1. 流量测试流量是评估水力机械性能的重要指标之一。
流量测试可以通过直接测量或间接测量的方式进行。
直接测量常用的方法是使用流量计进行检测，如电磁流量计、翼片流量计等。
间接测量方法包括比重法、浮子法等。
2. 扬程测试扬程是指水力机械输送流体时，流体从入口到出口的高度差。
扬程测试可以通过压力传感器测量出口压力，再通过流体力学原理计算得到。
此外，还可以使用振荡水柱法、热敏电阻法等方法进行扬程测试。
3. 效率测试水力机械的效率是衡量其能量转换能力的重要指标。
效率测试可以通过比较输入功率和输出功率的方式进行。
输入功率可以通过电功率计或测力传感器测量，输出功率可以通过转速测量、负载测量等方法获得。
以上是水力机械动力学特性测试的主要方法，通过这些测试可以获得水力机械的各项动力学特性指标，进而对其性能进行评估和优化。
二、水力机械动力学特性的数值模拟研究除了实际测试，数值模拟也是研究水力机械动力学特性的重要手段。
数值模拟可以通过建立模型，运用计算流体力学（CFD）等方法进行。
以下将介绍数值模拟在水力机械研究中的应用。
1. 流场模拟数值模拟可以通过求解Navier-Stokes方程组，模拟水力机械内部的流场分布。
通过模拟可以获得流动速度、压力等关键参数，并对流体流动及流态特性进行研究。
2. 叶片受力分析水力机械的叶片是机械能转化的关键部分，其受力分析对于机械性能的研究至关重要。
水滴撞击船舶上层建筑结构表面结冰数值模拟
水滴撞击船舶上层建筑结构表面结冰数值模拟当水滴撞击船舶上层建筑结构表面时，会发生一系列的物理过程。
首先，水滴的动能会转化为表面能，导致水滴的形状变化。
随着时间的推移，水滴会逐渐扩展并变平，直到与表面接触。
接着，水滴会在表面上扩散，并形成一个薄薄的水膜。
最后，由于表面的温度较低，水膜会逐渐冷却，并在适当的条件下结冰。
要研究水滴在船舶上层建筑结构表面结冰的数值模拟，我们需要考虑以下几个关键因素：1. 温度条件：船舶上层建筑结构表面的温度是影响结冰过程的重要因素。
我们可以通过测量表面温度或者使用气象数据来确定温度条件。
2. 液滴特性：水滴的大小、速度和形状等特性也会影响结冰过程。
这些特性可以通过实验或者数值模拟来确定。
3. 表面特性：船舶上层建筑结构表面的材料和纹理会影响水滴的扩散和结冰过程。
不同的材料和纹理会有不同的热传导和结冰特性。
基于以上因素，我们可以使用数值模拟方法来预测水滴在船舶上层建筑结构表面的结冰程度。
数值模拟可以基于流体力学方程、热传导方程和相变方程等来描述水滴的运动、热传导和相变过程。
通过对这些方程进行离散化和求解，我们可以得到水滴在表面结冰的时间和结冰区域的形状。
在进行数值模拟时，我们可以考虑不同的条件和参数，以模拟不同情况下的结冰过程。
例如，我们可以改变水滴的初始温度、速度和大小，或者改变表面的材料和纹理等。
通过比较不同条件下的数值模拟结果，我们可以得出结冰程度与这些因素之间的关系。
数值模拟还可以用于优化船舶上层建筑结构的设计，以减少结冰的风险。
通过改变表面材料的热传导性能或者增加表面的纹理，我们可以降低水滴在结构表面结冰的可能性。
数值模拟可以帮助我们评估不同设计方案的效果，并选择最佳方案。
水滴在船舶上层建筑结构表面结冰的数值模拟可以提供有关结冰程度和结冰风险的重要信息。
通过研究水滴的物理过程和应用数值模拟方法，我们可以更好地理解和预测水滴在结构表面结冰的情况，从而为船舶设计和航行安全提供参考。
飞机短舱加热表面水膜流动分布的数值研究
计算机科学与人工智能河南科技Henan Science and Technology总第801期第7期2023年4月收稿日期：2022-11-30基金项目：陕西工业职业技术学院2021年自然科学类科研项目“涡轮导向器叶片表面侵蚀及性能影响研究”（2021YKYB-054）。
作者简介：马鸿（1990—），男，硕士，助教，研究方向：航空发动机内部流动。
飞机短舱加热表面水膜流动分布的数值研究马鸿（陕西工业职业技术学院，陕西咸阳712000）摘要：【目的】通过对飞机发动机短舱加热除冰时表面水膜的流动状况进行分析，为飞机短舱防冰热系统的设计提供参考。
【方法】本研究以某型飞机短舱为研究对象，并基于欧拉-拉格朗日框架，采用离散模型（DPM ）来建立水膜流动过程的数学模型，对短舱加热表面溢流水的溢流范围和水膜厚度变化情况进行分析。
【结果】研究发现，短舱加热表面的水膜厚度呈现出先增大后减小的流动规律，水膜厚度最大为80μm 。
同时，对比水滴的撞击极限位置，短舱加热表面水膜的溢流范围最大为32%。
【结论】受气流驱动，短舱表面水膜出现溢流的现象，研究结果对飞机短舱防冰热系统的设计具有重要参考价值。
关键词：水膜流动；溢流水；数值模拟；UDF 中图分类号：V233.94文献标识码：A文章编号：1003-5168（2023）07-0028-05DOI ：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.07.005Numerical Study of Water Film Flow Distribution on the HeatingSurface of Aircraft NacelleMA Hong(Shaanxi Polytechnic Institute ，Xianyang 712000，China)Abstract:[Purposes ]The flow of water film on the surface of aircraft engine nacelle during heating andde-icing is analyzed to provide reference for the design of aircraft nacelle anti-icing thermal system.[Methods ]In this study,a certain type of aircraft nacelle was taken as the research object.Based on the Euler-Lagrangian framework,a discrete model (DPM )was used to establish a mathematical model of the water film flow process.The overflow range and water film thickness of the nacelle heating surface were analyzed.[Findings ]It was found that the water film thickness on the heating surface of the nacelleincreased first and then decreased,and the maximum water film thickness was 80μm.At the same time,compared with the impact limit position of water droplets,the maximum overflow range of water film on the heating surface of the nacelle is 32%.[Conclusions ]Driven by airflow,the water film on the nacelle surface overflows.The research results have important reference value for the design of aircraft nacelleanti-icing thermal system.Keywords:water film flowing;overflow;numerical simulation;UDF0引言飞机结冰问题是影响飞行安全运行的一大隐患。
过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究
过冷大水滴动力学特性对结冰影响数值研究桑为民;胡少华;鲁天【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2016(034)005【摘要】对比常规水滴，过冷大水滴结冰对飞机气动性能和飞行安全具有更大的危害性。
在常规水滴结冰过程数值模拟基础上，针对过冷大水滴条件下各种动力学特性及其对成冰过程的影响进行了数值研究。
采用结构化网格和中心有限体积法求解 N-S 方程获得空气流场，用拉格朗日法求解水滴流场，基于改进的 Messinger 热力学模型完成结冰过程模拟；对于过冷大水滴，采用泰勒类比理论和水滴碰撞模型，对比分析了水滴动力学特性及其对结冰过程的影响；通过数值模拟获得了水滴Langmuir D 分布的撞击特性及结冰计算结果，研究了水滴多尺度分布对成冰过程的影响规律。
通过一些典型结冰算例的数值模拟，并与参考文献结果及实验数据的对比分析，说明了本文计算方法及计算模型模拟过冷大水滴结冰是可行和正确的。
【总页数】7页(P549-555)【作者】桑为民;胡少华;鲁天【作者单位】西北工业大学航空学院，陕西西安 710072;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072;西北工业大学航空学院，陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.水滴撞击飞溅效应对过冷大水滴结冰影响研究 [J], 桑为民;贾韫泽;鲁天2.过冷大水滴相继撞壁对结冰影响的实验研究 [J], 徐弘;孔维梁;王福新;刘洪3.过冷大水滴条件下机翼结冰数值仿真 [J], 吴佩佩;朱春玲;刘文平;王正之4.发动机短舱过冷大水滴结冰数值模拟 [J], 曹宇;王正之;朱春玲5.过冷水滴撞击结冰表面的数值模拟 [J], 张大林;杨曦;昂海松因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
合成双射流控制机翼水滴撞击特性
合成双射流控制机翼水滴撞击特性蒋浩;夏智勋;罗振兵;邓雄;杨升科;刘强【摘要】在低速来流条件下,针对前缘位置嵌有合成射流/合成双射流激励器的机翼的水滴撞击特性开展了数值模拟研究,基于Fluent软件,采用Euler气液两相模型和欧拉壁面液膜(Eulerian wall film,EWF)模型,得到的计算结果表明:在合成射流或合成双射流的主动控制下,阻挡了机翼前缘等积冰重点防护区域内的水滴撞击,从而大幅降低了该区域的结冰强度.其机理是:在高频合成射流的作用下,机翼前缘上游附近形成了一对稳定的闭合回流区,形成了水滴的“真空区域由于回流区内部水滴速度和质量分数较低,改变了机翼前缘水滴运动轨迹和水滴收集率分布,能够减少机翼前缘结冰程度并改变冰形,起到了虚拟气动外形的作用.【期刊名称】《气体物理》【年(卷),期】2017(002)006【总页数】9页(P39-47)【关键词】合成双射流;水滴撞击特性;虚拟气动外形;防除冰;流动控制【作者】蒋浩;夏智勋;罗振兵;邓雄;杨升科;刘强【作者单位】[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;;[1]国防科技大学空天科学学院,湖南长沙410073;【正文语种】中文【中图分类】V411.3引言云是悬浮在空气中的大量小水滴和（或）冰晶共同组成的可见聚合体［1］，飞机穿过云层时水滴会撞击并贴附在其表面上，而且由于高空温度较低，特别是当飞机在低于冰点的结冰气象条件下飞行时，过冷水滴碰到机体后会在机翼、进气道等部位冻结，而其中机翼是飞机主要的升力装置，其结冰危害性很大.风洞实验表明：在机翼前缘或上表面增加约1 mm的粗糙霜、雪和冰的沉积物可使升力减少30%以上，阻力增加50%以上［2］.为避免结冰事故的发生，保证飞行安全，通常会在飞机机翼上安装冰防护系统.目前大型飞机如客机已应用成熟的防除冰系统，普遍的防除冰技术可分为液体防冰、机械除冰（气动带除冰和电脉冲除冰）、热力防除冰（电热除冰和气热防冰）3 种［3⁃6］.而对于一些小型飞行器如无人机等，由于飞行速度低、长时间处于结冰环境且自身携带的防除冰能量有限，防除冰问题较为严重，亟待发展轻小型化、高效、低能耗防除冰技术.2013 年 Nagappan 等［7⁃9］提出利用底部加热的合成射流激励器进行结冰控制的思想，该方法通过在斜劈表面下镶嵌数个加热的合成射流激励器产生周期性微型喷流，阻碍过冷水滴与机翼表面的碰撞而实现防冰，提供了将主动流动控制中的合成射流技术应用到防除冰领域的新思路.与传统防除冰技术不同，主动控制技术通过影响水滴对防护区域的撞击特性进行防除冰，从而阻断或减少了结冰的水滴来源，提高了防除冰效率，同时也兼具主动控制技术提升机翼气动性能的优点.本文利用课题组提出的合成双射流技术［10⁃11］对机翼水滴撞击特性进行主动流动控制，该技术的核心元件是合成双射流激励器（如图1所示），由两个腔体和两个出口共享一个振动膜构成，具有能量效率和射流频率倍增的特点，因而在防除冰领域中的应用前景更为突出.通过流动控制在飞机易结冰区形成虚拟热气动外形，减少或者避免过冷水滴水汽接触机体表面从而实现防除冰.图1 合成双射流激励器结构示意及PIV实验图Fig.1 Structure diagram of dual synthetic jet actuator and results of PIV experiment由于过冷水滴是机翼结冰的主要来源，所以计算水滴撞击量是计算结冰的基础.国内外对水滴收集系数进行了大量的实验与计算，但都基于不加控制的水滴撞击特性，计算方法分为两大类，有Lag⁃range法和Euler法两种方法.Lagrange法在获得流场基础上对水滴建立运动方程，计算得到每个水滴的运动轨迹，进而得到水滴撞击特性，但是该方法须对每个水滴进行计算，计算量大，不适合三维计算.Euler法将空气与水滴看作两相流，在得到空气流场的基础上，求解水滴相控制方程，得到水滴分布，该方法适合三维复杂构型的计算［12⁃15］.本文的工作基于Fluent软件进行，采用Euler气液两相模型和EWF模型，并且使用用户自定义函数（user⁃defined function，UDF）编写了合成双射流出口速度的UDF程序，开展了合成射流／合成双射流对机翼的水滴撞击特性控制能力的研究.1 控制方程与数值方法1.1 控制方程本文采用Euler两相流计算，其中，空气相控制方程为不可压 N⁃S 方程［16］：式中，ρ，u，f，p，I，μ分别表示密度、速度、外部体积力、压力、特性张量和黏度，σ（p，u），ε（u）分别表示应力张量和应变率张量.引入水滴体积分数α，其定义为空间中水滴相所占的体积比例，则可以建立水滴相的控制方程，其连续方程和动量方程分别为：其中，ρd为水滴密度，ud为水滴速度，K为惯性系数，其表达式为：其中，μ为空气动力黏性系数，dd为水滴直径，CD为水滴阻力系数，Re为相对Reynolds数.1.2 简化假设与壁面条件处理方法实际云层内水滴的直径大小分布随机，其形态处于动态的变化过程，以单个水滴为对象，它不仅与周围空气进行着热交换，还发生着质量的变化，例如水蒸气的凝结和蒸发等相变过程.同时，在气动力作用下水滴也不可能保证绝对的圆球形，且水滴之间还可能发生碰撞、融合或破裂等情况.因此进行两相流计算前须对来流水滴进行简化假设：（1）水滴在空气中分布均匀，且保持球形；（2）过冷水滴的体积、质量、密度等物理参数保持不变；（3）水滴只受空气阻力、浮力和自身重力的作用，且空气流动不受水滴运动影响.飞行器在飞行过程中与云层中的水滴发生撞击，进而发生水滴的收集，在计算过程中机体表面要进行特殊的设定：对于空气，机体表面采用无滑移边界条件；对于水滴，机体表面采用EWF边界条件（如图2所示）.图2 EWF模型Fig.2 Eulerian wall film modelEWF边界条件是Fluent软件为两相流计算中的离散相提供的一种固体壁面边界条件，用于模拟单一成分的液滴撞击在壁面上形成液膜的过程，该边界条件反映了液滴与壁面撞击的4种物理过程：黏附、反弹、展开和飞溅.其计算过程分为4步：初始液滴撞击在壁面边界上，液滴黏附在壁面上，计算薄膜的变化，与空气相联结.EWF边界条件有如下假设和限制：（1）薄膜厚度小于500 μm，薄膜内速度线性分布；（2）液膜表面直接与壁面接触，热量通过壁面传导到液膜；（3）液膜温度不会超过液体的沸腾温度；（4）模拟的是瞬态过程.使用EWF边界条件计算时，由于既考虑了液滴与壁面的碰撞，又考虑了液滴附着在壁面上的情况，最接近于水滴撞击在壁面上的真实情况，故在计算中均采用EWF边界条件.水滴收集率的计算步骤为：首先，采用Euler方法求解空气相与水滴相控制方程，计算空气与水滴流场；其次，可获得当地水滴体积分数和水滴速度；最后，水滴收集率可由以下表达式得到：其中，α和udn分别表示物体表面处水滴体积分数和水滴垂直于物体表面的速度，α∞和u∞分别为远端水滴体积分数和速度.物体表面每个单元单位时间收集水滴质量可以表示为：1.3 计算模型及数值方法如图3所示，计算域为半个类椭圆区域，由于EWF只能用于三维物面计算，故模型Z方向设置为平直拉伸，前锋面设置为以空气⁃Euler水滴为两相的入流边界，机翼上下表面作为无滑移壁面边界条件，且后面设置为压力出口的出流边界，其中前端距离机翼20c，后端距离机翼25c（c为机翼弦长）.计算中由于Mach数较低，采用不可压流动，湍流模型选取标准k⁃ε模型，利用SIMPLE算法求解Reynolds 平均N⁃S方程得到其空气流场.NACA0012机翼采用的是C网格，网格数量为115 566.机翼前缘合成射流出口处采用加密的方式，前缘与尾缘附近网格如图3所示.图3 计算域及机翼前、后缘附近网格Fig.3 Computational domain and meshes around leading edge and trailing edge合成射流激励器与合成双射流激励器的喷口均设置在机翼前缘，以非定常吹、吸气边界条件的方法模拟合成射流对主流的干扰作用，喷口设置为速度边界，其定义为：其中，um为合成射流速度幅值，f为合成射流入射频率，φ0为合成射流初始相位角，定义射流入射方向与翼型弦长方向夹角为射流偏角θ，喷口宽度为h.来流速度为15 m／s，喷口宽度h＝2 mm，合成射流速度幅值um＝30 m／s，施加合成射流／合成双射流的位置均在机翼前缘位置（重度结冰区域）.为减少时间步长对射流流场和外流场的影响，射流控制每周期划分为120步，保证每个流动周期包含足够多的时间步数，每一个时间步子迭代步数设为20步达到收敛.采用均匀来流对流场进行初始化，先对未加控制的基准状态进行计算，然后再加合成射流控制计算，升阻力系数取流场呈现周期性变化特征后若干周期的平均值.2 算例验证与参数选取2.1 算例验证对本文选用的Fluent Euler模型和EWF模型进行验证，计算条件为：翼型为NACA0012，弦长为1 m，攻角为5°，来流速度为 0.4M，来流温度为300 K，环境压力为101 325 Pa，液态水含量为0.5 g／m3，液态水体积分数为 5e－7，液滴直径为16 μm.得到的机翼附近液态水体积分数的分布图如4所示.图4 机翼附近区域水滴体积分数Fig.4 Water volume fractions of area around airfoil从图中可以看到机翼前缘处水滴含量较大，水滴接近机翼后随空气偏折，导致两侧水滴含量较大，机翼表面只有前端有水滴碰撞，其余部位没有水滴撞击，机翼后方存在狭长的遮蔽区，没有水滴存在，主要是由于受机翼遮挡作用.图5为利用该方法得到的机翼表面水滴收集率分布与文献［17］采用Lagrange法计算结果的对比，二者吻合良好，验证了本文所使用方法与模型的准确性，可应用于机翼水滴两相流动计算.图5 机翼表面水滴收集系数Fig.5 Collecting efficiencies of airfoil surface2.2 参数选取本文采用合成射流／合成双射流开展了对机翼前缘水滴撞击特性的控制研究，翼型为NACA0012，弦长为1 m，攻角为0°，来流速度为15 m／s，来流温度为300 K，环境压力为101 325 Pa，假设由合成射流／合成双射流激励器射流出口喷出的液态水含量也为 0.5 g／m3，液态水体积分数同为 5e－7，分别研究了合成射流／合成双射流在0°攻角时激励器频率对水滴分布的影响，算例具体参数如表1. 表1中，激励器分为不工作状态（baseline）、合成射流（synthetic jet，SJ）激励器工作状态和合成双射流（dual synthetic jet，DSJ）工作状态.表1 研究参数Table 1 Research parameterscases f／Hz θ／（°）α／（°）baseline（unactuated） 1 ——0 SJ 2 500 0 0 SJ 3 50 0 0 DSJ 4 500 0 03 计算结果与分析3.1 无控状态下机翼前缘水滴撞击特性在0°攻角激励器不工作时参考算例，对应参数见表1的case 1，无控状态下机翼前缘水滴体积分数、前缘水滴速度和机翼表面水滴收集系数分别见图6、图7和图8.图6 无控状态下机翼附近水滴体积分数Fig.6 Water volume fractions of area around airfoil without jet control图7 无控状态下机翼前缘附近水滴速度Fig.7 Droplet velocities of area around airfoil leading edge without jet control图8 无控状态下机翼表面水滴收集系数Fig.8 Collecting efficiencies of airfoil surface without jet control根据计算结果，无控状态下机翼表面收集系数沿y方向的分布近似为对称的波峰，且水滴聚集在y＝±0.02 m区域，机翼驻点处为最大收集点且收集系数约为 0.24.3.2 机翼前缘合成射流对水滴撞击特性的影响在0°攻角来流条件下，分别对合成射流激励器频率为50和500 Hz的控制特性进行研究，图9给出了f＝500 Hz时合成射流控制下的机翼前缘流场示意图，即4个特征相位的机翼前缘水滴相速度、水滴相体积分数以及机翼表面水滴收集系数.其中，相位t∗＝0定义为合成射流吹程开始时刻，相位t∗＝1／4定义为合成射流吹程速度峰值时刻，相位t∗＝2／4定义为合成射流吸程开始时刻，相位t∗＝3／4定义为合成射流吸程速度峰值时刻.在机翼前端设置喷口，当合成射流位于吹程时，腔体内流体被排出孔口，并喷射出一股速度较高的射流，逆向合成射流喷出后在机翼前缘一定距离与来流相遇形成接触面，将含有水滴的来流与机翼前缘阻隔，因而水滴无法直接撞击机翼前缘物面.同时，逆向喷流在主流的作用下在喷口上下两侧诱导形成一对涡对，并在涡对内部形成了水滴的“真空区域”；当合成射流位于吸程时，此时被吸入孔口的流体主要来源于上下两侧的涡对，由水滴相的流线可知，合成射流吸程增加了涡对的强度，使得喷口上下两侧水滴的“真空区域”扩大，但由于机翼喷口附近水滴的撞击速度增加，相应也增加了水滴收集率.f＝500 Hz合成射流控制下的机翼前缘水滴收集率峰值降低较少，水滴收集率分布也从单峰改变为双峰.图10给出了f＝50 Hz合成射流控制下的机翼前缘流场示意图，即4个特征相位的机翼前缘水滴相速度、水滴相体积分数以及机翼表面水滴收集系数.当合成射流位于吹程时，t∗＝0，来流直接撞击在机翼前缘，由于喷口处有射流准备喷出，故除喷口外其他位置水滴收集率分布与无控状态下机翼表面的水滴收集率分布相似，而喷口处的水滴收集率较大；t∗＝1／4，腔体内流体被排出喷口并达到速度峰值，喷出的逆向合成射流“推开”附着在机翼前缘的来流并在机翼前缘一定距离与来流形成锥形的接触面，同时，逆向喷流在主流的作用下诱导产生上下两侧的一对涡对，并在涡对内部形成了水滴的“真空区域”，由于喷射的合成射流作用，减小了喷口附近的水滴收集量，故水滴收集率分布呈现“劈开”的两个波峰；当合成射流位于吸程时，t∗＝2／4，孔口处射流速度恢复为零，在上一时刻形成的涡对继续发展并消散；t∗＝3／4，孔口吸入流体速度达到最大，来流重新撞击在机翼前缘表面，孔口吸入的作用使得附近水滴的撞击速度增加，相应增加了水滴收集率.f＝50 Hz合成射流控制下的机翼前缘未起到改善水滴收集率的效果.图9 Case 2：f＝500 Hz，合成射流控制下的机翼前缘流场Fig.9 Case 2：f＝500 Hz，flow field of area around airfoil leading edge with synthetic jet control图10 Case 3：f＝50 Hz，合成射流控制下的机翼前缘流场Fig.10 Case 3：f＝50 Hz，flow field of area around airfoil leading edge with synthetic jet control 与无控状态下的水滴收集率（见图8）相比，布置在机翼前缘的合成射流有“劈开”来流撞击水滴的特性.合成射流频率对受控状态机翼前缘水滴收集率分布影响较大，当处于低频状态下（与流场的特征频率同一个量级），孔口附近流场呈现“喷⁃吸”的状态，在机翼前缘上游不能形成稳定的闭合回流区，因而不能减少机翼前缘水滴收集率；当处于高频状态下（比流场的特征频率高一个量级），在机翼前缘上游附近形成了一对稳定的闭合回流区，它的基本原理是逆向喷流受到自由来流的阻挡，反向而产生低速回流，重新附于物面，在上下附着点之间的区域形成了水滴的两个“真空区域”.由于回流区内部水滴速度和质量分数较低，改变了机翼前缘的水滴收集率分布，能够减少机翼前缘结冰程度并改变冰形，起到了虚拟气动外形作用［18］，这种流场拓扑结构的变化类似于机翼前缘上游形成了闭式包线，使得上游流线发生排移，并且分别流向两侧.3.3 机翼前缘合成双射流对水滴撞击特性的影响在0°攻角来流条件下，采用500 Hz的合成双射流激励器对机翼前缘水滴控制特性进行了研究.两出口高度为3.6 mm，间距为2 mm，上下对称分布.图11给出了f＝500 Hz合成双射流控制下的机翼前缘流场示意图，即四个特征相位的机翼前缘水滴相速度、水滴相体积分数以及机翼表面水滴收集系数.t∗＝0时刻，上喷口处有射流准备喷出，由于前一时刻下喷口射流的喷射和来流共同的诱导作用，在下喷口上下两侧诱导形成一对涡对；t∗＝1／4时刻，上喷口处喷出射流且速度达到峰值，喷出的逆向合成射流“推开”附着在机翼前缘的来流并在机翼前缘一定距离与来流形成接触面，机翼前缘上游附近形成了回流区，上喷口喷出的射流一部分向上回流，而由于下喷口处吸入射流且速度达到峰值，上喷口喷出的射流受到了下喷口的吸引，故在上下喷口之间形成了“接力”的作用，向下的回流区比向上的回流区域更大，回流区域内部形成了水滴的“真空区域”，且水滴速度较低；t∗＝2／4时刻与 t∗＝3／4时刻分别是t∗＝0时刻与t∗＝1／4时刻的反相，故机翼前缘水滴的流场与撞击特性分别与前两个时刻相反.与合成射流相比，合成双射流具有能量效率和射流频率倍增的特点，使得合成双射流控制条件下机翼前缘的回流区域更大，形成的虚拟气动外形的覆盖面积更广，机翼前缘表面的水滴收集率也大幅降低，水滴收集率峰值从无控状态下的0.24降低到了0.1，水滴收集率分布也从幅值较高的单峰改变为幅值较低的双峰，水滴收集量约为无控状态下的1／4，形成了较好的防护效果.根据相关文献［18］的结果，还可将合成射流单出口布置在机翼上表面分离区附近，通过向机翼分离区注入动量的方式改善上翼面的流场结构和压力分布情况，因而在机翼大攻角下延迟流动分离.配合本文研究得到的合成射流／合成双射流改变机翼前缘水滴撞击特性的结果，通过合理布置合成双射流两出口位置，能够起到增升和防除冰的双重效果.图11 Case 4：f＝500 Hz，合成双射流控制下的机翼前缘流场Fig.11 Case 4：f ＝500 Hz，flow field of area around airfoil leading edge with dual syntheticjet control4 结论本文提出了利用合成双射流控制低速来流水滴撞击特性的新方法，通过数值模拟，研究了合成射流／合成双射流激励器对机翼前缘附近水滴流场控制的机理，得出以下结论：（1）在机翼前缘布置合成射流，合成射流处于吹程时会在前缘形成锥形的接触面，具有“劈开”来流撞击水滴的特性.同时，逆向喷流在主流的作用下会在喷口上下两侧诱导形成一对涡对，并在涡对内部形成水滴的“真空区域”；（2）合成射流处于高频状态下（比流场的特征频率高一个量级），能够在机翼前缘上游形成闭式包线，使得上游流线发生排移，并且分别流向两侧，起到了虚拟气动外形作用.闭式包线内部是一对稳定的闭合回流区，因为回流区内部水滴速度和质量分数较低，改变了机翼前缘的水滴收集率分布；（3）合成射流处于低频状态下（与流场的特征频率同一个量级），孔口附近流场呈现“喷⁃吸”的状态，在机翼前缘上游不能形成稳定的闭合回流区，不能减少机翼前缘水滴收集率；（4）在机翼前缘布置合成射流，能够改变水滴撞击分布，但水滴收集量几乎与无控状态一致，在机翼前缘布置合成双射流，由于其具有能量效率和射流频率倍增的特点，能够在机翼前缘形成范围更大、更稳定的回流区，因而大幅减少机翼前缘水滴撞击，水滴收集量约为无控状态下的1／4，具有较好的防护效果.本文对于机翼前缘布置合成射流／合成双射流对水滴撞击特性的控制进行了机理分析，对于最佳的射流频率、扰动幅值、不同攻角条件下的射流角度的选取，以及射流温度对机翼前缘的防冰效果有待于下一步工作.参考文献（References）［1］裘燮纲，韩凤华.飞机防冰系统［M］.北京：航空专业教材编审组，1985.Qiu X G，Han F H.Aircraft anti⁃icing system［M］.Bei⁃jing：Aeronautic Specialty Textbook Read and Edit Group，1985 （in Chinese）.［2］Lee S，Bragg M B.Investigation of factors affecting iced⁃airfoil aerodynamics［J］.Journal of Aircraft，2003，40（3）：499⁃508.［3］马蕾，王贤明，宁亮.飞机防冰涂料的研究进展［J］.中国涂料，2014，29（1）：11⁃14，18.Ma L，Wang X M，Ning 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actuator［R］.AIAA 2002⁃3273，2002.。
水滴撞击特性的重力影响分析
水滴撞击特性的重力影响分析闵现花;董葳;朱剑鋆【摘要】以NACA0012翼型为研究对象,采用拉格朗日法分析了重力对水滴撞击特性的影响,获得了过冷大水滴(SLD)的撞击特性.计算结果表明:当水滴直径超过50 μm时,重力对水滴轨迹以及极限轨迹的初始位置影响很大;SLD的水收集系数和收集区域都较直径为10～40 μm的水滴(美国联邦航空条例FAR25部附录C规定的防冰系统设计用水滴直径范围)有较大幅度的提高,该结论可为飞机防冰系统的设计以及冰风洞中喷嘴安装位置的确定提供参考.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2010(023)003【总页数】5页(P42-45,26)【关键词】过冷大水滴(SLD);水滴撞击特性;飞机防冰;冰风洞【作者】闵现花;董葳;朱剑鋆【作者单位】上海交通大学,机械与动力工程学院,上海,200240;上海交通大学,机械与动力工程学院,上海,200240;上海交通大学,机械与动力工程学院,上海,200240【正文语种】中文【中图分类】V231.31 引言飞机在含有过冷水微滴的云层中飞行时，机身部件如风挡玻璃、机翼和垂尾等，可能会出现结冰现象。
机翼前缘结冰后，会引起最大升力系数降低，失速攻角提前，并使飞机的阻力增加，升阻比下降[1]；尾翼结冰除影响飞机的空气动力性能外，还影响航向的保持，特别是水平尾翼积冰着陆时，会产生下俯力矩，导致机头下俯[2]。
而发动机进气系统导向叶片结冰，可能会导致冰脱落时进入发动机内部，损坏发动机，造成事故。
另外，航空发动机导向叶片由于几何尺寸和流通面积都比较小，即使少量的结冰都足以引起发动机性能急剧下降。
为了保证飞行安全，必须对飞机进行一系列的防冰实验和相关数值模拟研究。
美国联邦航空条例FAR25部附录C中规定，影响飞行安全的水滴平均有效直径在10～40 μm之间，这一数据在过去几十年里一直应用于防冰实验和数值模拟[3]。
而在实际飞行气象条件中，飞机会遇到直径远大于40 μm的过冷水滴。
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用水滴 的速度 矢量 、 撞击 区域等参数表征水滴 的撞击特性 ， 获得 了转速 、 水滴直 径等对风扇叶片表 面水滴撞击特性 的 影响 ： 水滴撞击 区域集 中在风扇叶片迎风面 叶盆侧 ， 且水滴撞击 区域 随着转速 的增加而减小 ； 水滴在叶片表 面的撞击
范 围 随 着 水 滴 直 径 的增 大 而 减 小 。 关键词 ： 航空发动机 ； 防冰 ； 旋转机械 ； 水滴撞击特性 ； 粒 子输 运模 型
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摘 要： 介 绍 了发 动 机 旋 转 机 械 内部 过 冷 水 滴 轨 迹 的三 维 数 值 计 算 方 法 ， 阐述 了旋 转 坐 标 系 下 气 流 及 粒 子 的运 动规 律 。采用 Ａ Ｎ Ｓ Ｙ Ｓ — Ｃ Ｆ Ｘ软 件 及 其 粒 子 输 运 模 型 ， 对 某 发 动 机 风 扇 转 子 叶 片 外 围 空 气 及 水 滴 流 场 进 行 了 数 值 模 拟 。利
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中图分类号 ： Ｖ２ ３ １ ． ３ 文献标识码 ： Ａ 文 章 编 号 ：１ ６ ７ ２ — ２ ６ ２ ０ ｆ ２ ０ １ ３ ）０ １ — ０ ０ ３ ５ — ０ ５
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第２ ６ 卷 第 １ 期
２ ０ １ ３年 ２ 月
燃气 涡 轮 试 验 与 研 究
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Ｖｏ １ ． ２ ６， Ｎｏ ． １
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