Hur simuleras isbildning på turbofläktmotorers ingångsleder och vilken påverkan har det på prestanda?

I numeriska simuleringar av isbildning på turbofläktmotorers ingångsleder (IGV) används avancerade meshningsmetoder för att noggrant återge isens tillväxt och dess inverkan på flödet. Processen börjar med att ytan, som täcks av is, omsluts och remeshas med triangulära element, vilket möjliggör en detaljerad beskrivning av isens geometri. Denna yta övergår successivt från en ren mesh till en förskjuten mesh på grund av isens avlagring, och slutligen till en ommeshad yta som återspeglar den aktuella isbildningen. Volymen runt den isbeklädda ytan fylls därefter med tetraedriska element och prismatiska lager som växer ut från ytan. Detta ger en tredimensionell representation av isen och flödesfältet, där prismalager markerar gränsskiktet medan tetraedrar fyller det omgivande volymutrymmet.

Flödesberäkningar utförs med hjälp av ANSYS CFX där variabler som påverkas av isens form, exempelvis ytråhet, interpoleras in i den nya meshen inför varje beräkning. Simuleringen kan bestå av flera på varandra följande isbildningsperioder, där beräkningstiden ökar markant för varje steg eftersom antalet nätpunkter expanderar exponentiellt. Från exempeldata ökar antalet element från cirka 2,6 miljoner till nästan 29 miljoner efter 20 sekunders isbildning, vilket speglar komplexiteten i den dynamiska nätanpassningen.

Isens påverkan på prestanda illustreras med hjälp av en förenklad hastighetstriangel vid en viss radie i rotorn. Isavlagringen reducerar genomströmningens tvärsnittsarea, vilket blockerar flödet och sänker den axiella hastigheten, medan den radiella komponenten förblir oförändrad. Detta skapar en positiv incidensvinkel vid framkanten som leder till flödesinstabiliteter såsom flödesseparation, ökade sekundära förluster och bladstall. Visualiseringar av flödesfältet visar att isens närvaro förstärker sekundärvirveln på sug-sidan av IGV:n.

Prestandamått såsom totaltrycksförhållande, bypass-förhållande och icke-dimensionerad massflödeshastighet kan extraheras för varje isbildningsintervall och användas för att följa effektiviteten i turbomaskinen. Intressant nog noterades i ett fall en marginell ökning av rotorns isentropiska verkningsgrad vid isbildning, vilket kan bero på att ren geometri inte optimerades och att isavlagringen ändrade flödesriktningen till en mer gynnsam bladinkidens. Trots detta medför fortsatt isbildning sannolikt en försämring av prestanda då passageområdet successivt minskar.

Denna metodik visar att dagens simuleringsverktyg kan fånga komplexa fysikaliska fenomen i turbofläktmotorsisbildning med hög noggrannhet i tredimensionella modeller. Dock är beräkningskostnaden fortfarande mycket hög, vilket förhindrar bred industriell tillämpning i designprocessens tidiga faser. Fortsatt utveckling krävs för att reducera denna kostnad och göra simuleringarna tillgängliga för mer praktiska, produktutvecklande ändamål.

Det är viktigt att förstå att isbildningens dynamik påverkas av flera faktorer: partikelbanor styrs inte bara av aerodynamik utan också av rotationskrafter, vilket leder till olika isavlagringsmönster jämfört med stationära ytor. Dessutom är interaktionen mellan flödesseparation och sekundära förluster en central mekanism som driver prestandaförlust vid isbildning. Att en isolerad verkningsgradsökning kan observeras under vissa förutsättningar är ett påminnelse om hur komplex och icke-linjär isbildningsprocessen är. Därför är simuleringar av isbildning inte bara en fråga om att förutsäga geometrisk förändring, utan kräver en holistisk förståelse av både aerodynamiska, termodynamiska och mekaniska effekter.

Hur kan ROM-teknik användas för att simulera och optimera isskikt på flygplan under flygning?

ROM:s styrka blir särskilt tydlig i jämförelsen med CFD (Computational Fluid Dynamics)-baserade isbildningssimuleringar, där ROM lyckas minska beräkningskostnaderna avsevärt utan att kompromissa med noggrannheten. Medan en CFD-simulering kan kräva upp till 32 timmar på en superdator för en enda snapshot, tar en motsvarande ROM-beräkning endast sekunder på vanliga flerkärniga datorer. Denna effektivitet möjliggör dessutom en snabb iterativ process där ROM successivt förbättras genom LOOCV (Leave-One-Out Cross Validation) och klustring av snapshots, vilket resulterar i att isens tjockleksfel reduceras till under några millimeter i de flesta fall.

Vidare möjliggör ROM en detaljerad optimering av isskyddssystem (IPS), såsom varmlufts- och elektrotermiska system, vilka är avgörande för att skydda flygplanet under isbildningsförhållanden men samtidigt medför extra vikt och energiförbrukning. Genom ROM kan tusentals olika scenarioanalyser köras snabbt och billigt, vilket ger en möjlighet att matematiskt optimera IPS för att minimera vikt och energibehov utan att kompromissa med säkerheten. Detta är särskilt relevant eftersom isskyddssystem ofta måste leverera maximal effekt under de mest kritiska faserna av flygningen, där energitillgången samtidigt kan vara begränsad.

Det är viktigt att förstå att ROM inte bara är ett verktyg för att påskynda numeriska simuleringar utan också för att öka förståelsen av komplexa isbildningsfenomen och deras aerodynamiska konsekvenser i en 3D-kontext. Dessutom bör läsaren ha insikt i att isens påverkan på flygplansprestanda är starkt kopplad till de exakta förhållandena för partiklar, temperatur och flygparametrar, vilka ROM kan hantera genom att skapa en omfattande databas av realistiska isformer och deras effekter. Att kombinera ROM med experimentella metoder och traditionella CFD-verktyg kan därmed ge en holistisk och kostnadseffektiv strategi för utveckling och certifiering av flygplansisskydd.

Hur kan turbulens- och övergångsmodeller förbättra CFD-analys av gränsskikt på flygplansprofil?

Differentialkoden BLP2C, utvecklad för 2D-kompressibla gränsskikt, kan hantera laminar, transitional och turbulent flödesdynamik med värmeöverföring. En modifierad version av BLP2C har använts för att framgångsrikt simulera anti-isbildning på NACA 0012-profil, validerad mot NASA-experimentdata. Modellen inför intermittens som en multiplikativ faktor på virvelviskositeten och simulerar därigenom tillväxten av turbulenta fläckar i både storlek och hastighet.

Vidare har Silva och medförfattare implementerat en integral momentumekvationsmodell (Thwaites + Kays) för att prediktera friktionskoefficienten (Cf) och laminär-turbulent övergång inom anti-isningssimuleringar. Modellens validering mot NASA-data visade att den kunde fånga övergångens position med god precision, även om skillnader uppstod i turbulensparametrar som turbolensintensiteten (Tu).

En utmaning i dessa modeller är att värdet på Tu, som påverkar övergångens prediktion, varierar mellan experimentella mätningar och numeriska antaganden. Till exempel används ofta Tu = 3.0% i simuleringar trots att experiment visar lägre värden runt 0.5%. Skillnaderna beror dels på bristande experimentdata och dels på att modeller som Abu-Ghannam och Shaw (AGS) förenklar övergångsprocessen genom att endast ta hänsyn till Tu och formfaktorn H, och därmed bortser från effekten av turbulensens blandningslängd och andra störningar.

Experimentella studier på anti-isningssystem visar dessutom vikten av att ta hänsyn till icke-isotermiska väggförhållanden där temperaturvariationer och elektrisk uppvärmning är icke-uniforma. Sådana effekter påverkar gränsskiktets termiska beteende och därmed övergång och turbulensutveckling, men kan vara svåra att mäta exakt på grund av termoelementens positionering och frånvaro av värmeflödesmätningar.

Viktigt är också att inse att olika modeller kan ge varierande resultat beroende på implementering och de numeriska metoder som används för att lösa övergångsekvationerna. Det är därför ofta nödvändigt att kalibrera och validera modeller noggrant mot experiment för att undvika systematiska fel i prediktionerna av gränsskiktsbeteendet.

Hur beräknas utsläppskoefficienten (Cdjet) och dess påverkan på piccolo-rör i icing skyddssystem?

I studier av flödet genom piccolo-rör, särskilt inom icing skyddssystem, är korrekt bestämning av utsläppskoefficienten, Cdjet, avgörande för att förstå och förutsäga flödesbeteendet. Meitner och Hippensteele (1977) tillhandahöll experimentella data där Cdjet mättes för två olika storleksförhållanden, vilket möjliggör beräkning av dessa koefficienter. För att säkerställa att dessa data korrekt representerar verkliga förhållanden korrigerades resultaten från filmkylplattan (group 15) till en vinkel på 90 grader mot flödesaxeln. Detta är nödvändigt eftersom orificerna i experimenten inte var vinkelräta mot plattan, vilket påverkar flödesdynamiken och därmed Cdjet. Korrigeringen utfördes linjärt med hjälp av tidigare data från Gritsch et al. (2001), som innehåller mätningar i liknande geometrier vid olika lutningsvinklar.

Därigenom erhölls två dataserier: en för impingementplatta med vinkelräta orificer och en för filmkylplatta, korrigerad för samma vinkel. Varje dataserie motsvarar olika förhållanden mellan tjocklek och diameter på orificet (t/D). Dessa dataserier användes för att linjärt korrigera en initial polynomisk korrelation, vilket resulterade i en förbättrad modell för beräkning av Cdjet i piccolo-röret. Modellen tar hänsyn till huvudflödets Mach-tal, förhållandet mellan tillförsel- och backtryck samt förhållandet mellan väggtjocklek och orificestorlek.

Vid kontrollvolymsnivå löses de transcedentala ekvationerna med Fixed-Point-metoden, där beräknade utloppsegenskaper från en volym används som inloppsförutsättningar för nästa. Vid gren-nivån används bisektionsmetoden för att finna inloppstrycket. Om gissningen är för hög förbrukas massflödet innan sista kontrollvolymen, och om den är för låg finns ett överskott i massflödet i sista kontrollvolymen. Denna tredubbla iterativa struktur garanterar noggrann beräkning av flödet i hela piccolo-systemet.

Modellens känslighet för massflöde testades med en enkel piccolo-konfiguration med en enda gren som innehåller fyra segment med varierande diameter. Flödet var turbulent i samtliga simulerade fall, med Reynolds-tal från 64 000 till 830 000 och konstant inloppstemperatur på 473,15 K. Tryckfördelningen längs piccolo-röret visar att det statiska trycket vid inloppet ökar med massflödet. Minskningar i trycket inträffar där rörets diameter reduceras, en direkt effekt av minskad tvärsnittsarea.

Vid höga massflöden överskrids kritiskt tryckförhållande mellan piccolo och backtrycket, vilket innebär att Mach-talet i jetstrålarna når ett värde av 1 nära jetarnas ursprung. Detta ger upphov till normala chockvågor där statiskt tryck direkt uppströms är kritiskt. Vid lägre massflöden når inte tryckförhållandet det kritiska värdet, vilket resulterar i subsoniska jetstrålar och ett statiskt tryck vid jetens ursprung som är lika med backtrycket.

Trycket i varje piccolo-segment ökar längs axialriktningen trots att skjuvspänningar på den interna ytan borde minska det. Detta fenomen kan förklaras genom att massflödet avtar via orificerna, vilket i praktiken ökar den effektiva tvärsnittsarean för huvudflödet och därmed höjer trycket. Vilken av dessa motsatta effekter som dominerar beror på faktorer som ytråhet och massflödet i jetstrålarna.

Temperaturdata nära vena contracta i jetstrålarna antas motsvara den statiska temperaturen i huvudflödet, vilket är en förenkling som i praktiken kan påverka värmeöverföringen och därmed effektiviteten i icing skyddssystem.

Det är viktigt att förstå att modellens noggrannhet och dess prediktioner är starkt beroende av korrekta antaganden och kalibreringar mot experimentdata, speciellt beträffande flödeskoefficienter och tryckförhållanden. Dessutom spelar små geometriska förändringar, såsom lutningsvinkeln på orificerna och ytans beskaffenhet, en avgörande roll i hur flödet utvecklas och måste därför beaktas noggrant vid tillämpning i verkliga system.

Hur SPH-metoden Förbättrar Simulering av Superkylda Stora Droppar vid Flyghastigheter

Simulering av superkylda stora droppars (SLD) påverkan och fastning på olika ytor, både torra och våta, är en komplicerad process som involverar flera fysiska fenomen, såsom fasövergångar, sprutningseffekter och termodynamiska processer som solidifiering. För att hantera dessa komplexa interfaciala problem har olika numeriska metoder utvecklats, varav partikeldynamiska metoder som Smoothed Particle Hydrodynamics (SPH) har visat sig vara särskilt effektiva.

Författarna till denna studie, som utför simuleringar av SLD-påverkan vid flyghastigheter, har observerat att det för närvarande inte finns några offentliga vetenskapliga arbeten som adresserar både SLD-påverkan och fastning under sådana förhållanden. Här kommer SPH-metoden till sin rätt. SPH, som först föreslogs av Gingold och Monaghan (1977) och vidareutvecklades inom astrofysik och fria ytor, erbjuder fördelar som att kunna representera utvecklande gränssnitt, bevara massa och intrinisk modellering av komplex fysik såsom fasövergångar och blandningar.

Metoden har visat sig robust och flexibel för simuleringar av vätskeflöden och interfaciala flöden. Ursprungligen präglad av numeriska instabiliteter och oönskad brus, har SPH-tekniken genomgått flera förbättringar. En artificiell viskositetsterm introducerades av Monaghan och Gingold (1983) för att minska partikelsvängningar i chockproblem, och en diffusionsterm infördes senare för att reducera höga frekvenser av spuriöst brus i tryckfältet. Vidare har tekniker för att hantera fria ytor och förbättra stabiliteten vid partikelförflyttning utvecklats, såsom partikelverschiebningstekniken som löser problem med anisotropiska fördelningar i den inkompressibla SPH-metoden.

Vid tillämpning av SPH på väggbundna flöden används avstötningskrafter för att representera fasta väggar, där problem med partikeloscillationer nära fasta gränser har lösts med hjälp av metoder som spöke-partikelmetoden, vilket gör det möjligt att effektivt representera komplexa geometrier och vägginteraktioner. Dessa tekniker har bevisat sig framgångsrika i simuleringar av droppars påverkan, till exempel vid fastning av smältande keramikdroppar på lutande ytor.

Även om dessa studier genomfördes vid låg hastighet och utan att beakta luftfasen, har de begränsad tillämpning på SLD-påverkan vid flyghastigheter. För att simulera SLD-påverkan vid hög hastighet krävs en metod som kan bevara både fasövergångar och korrekt dynamik vid interaktioner mellan vätska, luft och fasta ytor. Här bidrar SPH med sin kapabilitet att hantera komplexa multiphasmodeller där både luft- och vattenfaser inkluderas i simuleringarna. Modeller som Hanterar kontaktingångar och icke-våtningsegenskaper har också utvecklats för att ta itu med problem som uppstår när droppar träffar hydrofoba eller superhydrofoba ytor.

En annan viktig aspekt som måste beaktas är de beräkningsmässiga utmaningarna vid simulering av multiphaser i 3D. SPH-simuleringar, som är datorkrävande, kräver högpresterande beräkningsresurser. För att optimera prestanda används parallellisering av SPH-programvaror på olika arkitekturer, inklusive OpenMP, MPI och CUDA för att möjliggöra simuleringar av miljontals partiklar. Det är emellertid viktigt att förstå att parallellisering i SPH skiljer sig från meshbaserade metoder, då partiklar är dynamiskt förflyttbara och kan migrera mellan subdomäner. Detta medför att skalbarheten kan begränsas av kommunikations- och synkroniseringsproblem, särskilt vid stora antal trådar eller vid överföring av data mellan CPU och GPU.

För att hantera dessa komplexiteter har en MPI-baserad parallellisering utvecklats för att simulera upp till hundratals miljoner partiklar, vilket gör det möjligt att hantera de stora datamängder som krävs för att modellera SLD-påverkan vid flyghastigheter i 3D.

För att fullt ut förstå och tillämpa SPH-metoden för simulering av SLD-påverkan och fastning under flyghastigheter är det avgörande att kombinera de tekniska och fysiska aspekterna av metodens utveckling. Från multiphasemodeller och kontaktvinkelmodeller till parallelliseringstekniker, erbjuder SPH en robust plattform för att hantera de komplexa och dynamiska interfaciala problem som uppstår vid hög hastighet och i praktiska tillämpningar som flygplansisättning.