Hur påverkar luftflödet och yttråhet isbildning på flygplansvingar?

Simulering av isbildning på flygplansvingar är en komplex process som innefattar flera fysikaliska fenomen, inklusive luftflöde, temperatur, tryck och yttråhet. Denna process är särskilt viktig när man försöker förutsäga hur en flygplansvinge reagerar på isbildning under flygning, eftersom isen kan påverka flygplans prestanda och säkerhet. Ett av de mest grundläggande verktygen för att förstå dessa fenomen är användningen av numeriska simuleringar, såsom de som genomförs med hjälp av SU2 och SU2-ICE, för att modellera både luftflödet och isackretionsprocessen. Genom att analysera dessa simuleringar kan vi få en mer detaljerad förståelse av hur olika parametrar, såsom luftflöde, temperatur och yttråhet, påverkar isbildningens utveckling.

I ett av de testfall som analyseras, NASA36, har man funnit att luftflödet kring en flygplansvinge påverkas av flera faktorer, inklusive freeströmstemperatur, freeströmstryck, luftens hastighet, vatteninnehåll i luften och exponeringstid. Dessa parametrar varierar avsevärt mellan olika testfall, vilket gör det nödvändigt att noggrant definiera dessa för att kunna jämföra resultaten från olika simuleringar. Exempelvis visar simuleringen av NASA36 att både freeströmstemperatur och tryck skiljer sig från NASA31-testet, vilket gör att isbildningen blir annorlunda under samma tidsperiod.

För att genomföra dessa simuleringar används en kompressibel RANS-lösare från SU2, där man tillämpar SA-roughetsturbulensmodellen och 2PP-korrigeringsmodellen. Luftflödet simuleras runt en ruggig flygplansvinge, där inga initiala ackretioner beaktas i början av simuleringen. För att beräkna värmeöverföringskoefficienten på väggen används en isothermal vägg vid 310 K under själva flödesberäkningen. För att ytterligare förfina simuleringen och analysera isbildningens beroende av yttråhet, appliceras en yttråhet som är jämnt fördelad över hela vingens yta.

När det gäller isackretionerna, simuleras en mängd olika mesh-konfigurationer för att säkerställa konvergens och noggrannhet i de numeriska resultaten. En metodik som används för att testa mesh-konvergens är den som föreslås av Celik et al. (2008), där grova, medelstora och fina nät används för att mäta hur variationer i nätet påverkar resultaten. Denna studie har visat att ett finare nät ger lägre osäkerheter i de beräknade isackretionerna, vilket innebär att noggrannare beräkningar kan göras på de simuleringar som bygger på ett fint nät.

Verifikation av den numeriska lösaren för SU2-ICE genomförs med hjälp av det så kallade NASA31-testfallet, där man fokuserar på att beräkna värmeöverföringskoefficienten och skjuvspänning vid väggen. Detta testfall visar på skillnader mellan olika numeriska modeller och experimentella resultat, men ger ändå en tillförlitlig bild av hur isbildningen utvecklas under flygning. Simuleringarna visar att den största isackretionen sker vid vingens framkant, vilket beror på ojämnheter i isbildningen nära denna del av vingen.

Det är viktigt att förstå att även om dessa simuleringar ger detaljerad information om isbildningens dynamik, finns det fortfarande vissa osäkerheter som behöver beaktas. Till exempel är det svårt att exakt förutsäga hur yttråhet och temperaturförändringar påverkar isbildningens hastighet, eftersom dessa faktorer varierar beroende på flygplanskonfigurationen och omgivande väderförhållanden. Det är också avgörande att ta hänsyn till hur vatteninnehåll och dropletter med olika medelvolymdiametrar påverkar isackretionens utveckling, eftersom dessa faktorer kan påverka sammansättningen och mängden is som bildas på vingarna.

Vidare visar resultaten att det finns ett starkt samband mellan nätupplösning och noggrannheten hos de beräknade isackretionerna. I studien visade sig finare nät ge mer exakta resultat, vilket understryker vikten av att använda högupplösta nät för att förbättra tillförlitligheten hos simuleringsresultaten. Detta innebär att forskning inom detta område kan dra nytta av mer detaljerade simuleringar som tar hänsyn till både finare nätupplösningar och mer sofistikerade modeller för att simulera isbildning i olika flygplansscenarier.

För att verkligen förstå och applicera dessa simuleringar är det också viktigt att ta hänsyn till hela spektrumet av faktorer som påverkar isbildningen. Förutom de tekniska detaljerna kring simuleringarna och mesh-konvergensen, bör man även ha i åtanke de praktiska implikationerna för flygplansdesign och säkerhet. Hur man hanterar och förutsäger isbildning på flygplansvingar är avgörande för att utveckla effektivare och säkrare flygplanssystem, där både väderförhållanden och mekaniska aspekter av flygplanskomponenter måste beaktas för att förhindra olyckor relaterade till isbildning.

Hur påverkas dropparnas deformation och kollision av flödesdynamik och ytfysik?

I analysen av vätskedroppars deformation och impakt inom aerodynamiska och industriella miljöer spelar gränsskiktsfysiken mellan faser en central roll. Numeriska metoder som Volume of Fluid (VOF), Level Set (LS), Coupled Level Set and VOF (CLSVOF), front tracking och fasfältmetoden har utvecklats för att spåra och modellera gränsytans utveckling. Framför allt har metoder som bygger på finita differenser i kombination med front tracking möjliggjort detaljerade simuleringar av droppars sönderbrytning och formförändringar under acceleration i gasflöden.

Vidare visade Jing och Xu, genom användning av level set-metoden, hur axi-symmetriska Navier–Stokes-ekvationer kan användas för att simulera droppars sönderfall i kontinuerliga gasströmmar. Jalaal och Mehravaran tillämpade både Kelvin–Helmholtz- och Rayleigh–Taylor-instabilitetsteorier för att förklara de initiala deformationsstadierna hos vatten- och vätskedroppar under inverkan av hydrodynamiska krafter.

För numeriska simuleringar av vattendroppars deformation i luftflöde används projection method för att lösa de inkompressibla Navier–Stokes-ekvationerna i tre dimensioner. Startvillkoren varierar i diametrar mellan 20 μm och 100 μm samt infallshastigheter från 10 m/s till 100 m/s, vilket motsvarar Reynolds-tal mellan 221,96 och 11 098 samt Weber-tal mellan 0,033 och 16,45. Dessa parametrar speglar verkliga förhållanden där isbildning på flygplansytor uppstår. Genom simulering observeras och kvantifieras olika deformativa beteenden som vibration, övergångsform, säckbrott och säck-ståndare-brott.

Impaktprocessen omfattar ett brett spektrum av fenomen – spridning, återdragning, studs, sönderfall och stänk – vilka i hög grad påverkas av droppens diameter, hastighet, viskositet, ytspänning samt målytans geometri och egenskaper. Dessa effekter kan sammanfattas i dimensionslösa tal såsom Reynolds-, Weber- och Ohnesorge-tal. Tröskelvärdet mellan spridning och stänk definieras ofta genom ett empiriskt samband som Mundo et al. föreslog: K = OhRe^1,25. Vid ytor med varierande skrovlighet har modeller utvecklats för att prediktera droppimpaktens utfall, där simuleringar visat god överensstämmelse med experimentella data, även under sned impakt i vindtunnelmiljö.

I praktiken har reduktion av kontakttid mellan droppen och ytan visat sig vara av avgörande betydelse för termodynamiska och hydrodynamiska effekter. Bird et al. föreslog en teoretisk gräns för kontakttiden som τ = 2,2τ₀ där τ₀ beror på vätskans densitet, droppens radie och ytspänning. Men experiment har visat att asymmetrisk deformation vid impakt på superhydrofoba ytor med makroskopiska strukturer kan minska kontakttiden under denna teoretiska gräns.

Följande experimentella och numeriska arbeten har visat att strukturer såsom cylindriska trådar och makro-räfflor effektivt minskar kontakttiden genom att dela droppen i flera lober vid kont

Hur exakt kan numeriska simuleringar förutsäga aerodynamiska egenskaper hos isig flygplansprofil?

Numeriska simuleringar av aerodynamiska egenskaper, särskilt vid närvaro av isbildning på flygplansprofiler, har blivit ett avgörande verktyg för att förstå och förutsäga prestanda under svåra förhållanden. I denna studie har flera aspekter av simuleringens tillförlitlighet och begränsningar undersökts, med fokus på kända turbulensmodeller såsom k-ω SST och Spalart-Allmaras (SA), samt skillnader mellan två- och tredimensionella simuleringar.

Först och främst visar resultaten att för rena profiler, där övergången från laminär till turbulent strömning sker fritt eller med tvingad transition, fångar både k-ω SST och SA-modellerna experimentella värden för lyft- och motståndskoefficienter med hög precision i den linjära lyftregionen. Dock framträder betydande avvikelser i stallregionen där modellerna tenderar att förutsäga stall vid ungefär 2° lägre anfallsvinkel än experimenten och med en mer abrupt stallkaraktär. K-ω SST-modellen ger generellt lägre maximalt lyft medan SA-modellen ligger närmare experimentella toppvärden. Detta belyser en systematisk svårighet att exakt fånga stallbeteendet i numeriska simuleringar, något som har kopplats till turbulensmodellernas oförmåga att korrekt beskriva stora separationszoner.

När isbildning inkluderas i simuleringarna uppstår nya utmaningar. För isprofilen glaze ice observeras en systematisk förskjutning i lyftkurvan mot lägre anfallsvinklar, samt en underskattning av dragkoefficienterna i låga anfallsvinklar. SA-modellen fångar stallvinklar bättre än k-ω SST men båda modellerna förutspår stall cirka 2° för tidigt. Vid istyper med mer komplex och ojämn yta, såsom mixed och rime ice, överskattar simuleringarna ofta lyftet och underskattar draget jämfört med experimenten. Dessa avvikelser är troligen kopplade till modellernas oförmåga att korrekt beskriva den ökade ytråheten och de stora separationszonerna som isbildningen medför.

För isformer genererade med LEWICE-koden visar simuleringarna att SA-modellen tenderar att förutsäga högre lyft i den linjära regionen med en något tidigare stall, medan k-ω SST-modellen bättre fångar lyftet men förutspår tidigare och mer aggressivt stall. Dragkoefficienterna överensstämmer generellt väl med experimenten, men för ishornsformer förutspås betydligt lägre lyft och drag, sannolikt till följd av stora separationszoner som de numeriska modellerna har svårt att simulera.

Den övergripande diskussionen pekar på att turbulensmodellerna trots sina styrkor har fundamentala begränsningar när det gäller att beskriva flödet kring isig och komplexa ytor med stora separationszoner. Modellerna tenderar att förutsäga tidigare och kraftigare stallbeteenden än observerat, och underskattar ofta draget vid ojämna isytor. Detta indikerar att förbättrade turbulensmodeller eller hybridmetoder som kan hantera separation och ytråhet mer realistiskt är nödvändiga för att höja simuleringarnas prediktiva kapacitet.

Förutom den aerodynamiska prediktionen är det viktigt att förstå simuleringarnas beroende av gitterupplösning och val av numeriska metoder. En gridberoende studie visade att en medelgrovt finmaskig modell (~170 000 punkter) ger acceptabel konvergens och kan användas för att begränsa beräkningskostnader utan att försämra noggrannheten väsentligt. Det är också tydligt att simuleringar i 3D, inklusive hela vindtunneln, ger en mer realistisk bild av flödesförhållandena men till en betydligt högre beräkningskostnad, vilket ofta gör 2D-simuleringar mer praktiska för initiala analyser.

En djupare förståelse av hur isbildningens morfologi påverkar flödet är avgörande för att förbättra både experimentella och numeriska metoder. Små förändringar i isens form och ytråhet kan ha stor inverkan på lyft- och dragkrafter, och därmed på flygplanets prestanda och säkerhet. Den komplexitet som uppstår i stallbeteendet och de plötsliga lyftökningarna som observeras experimentellt vid vissa anfallsvinklar har ännu inte kunnat replikeras numeriskt, vilket pekar på behovet av mer avancerade modeller som kan hantera icke-linjära och transienta effekter i flödet.

Hur fungerar konvektiv värmeöverföring vid stagnationspunkten och dess betydelse för isbildning på flygplansvingar?

Konvektiv värmeöverföring vid stagnationspunkten är en central aspekt i förståelsen av termiska skyddssystem mot isbildning på flygplansvingar. Vid stagnationspunkten, där luftflödet möter vingytan rakt framifrån, är både värme- och rörelsemängdsgränsskiktet särskilt komplexa och kräver noggranna matematiska beskrivningar. Den termiska gränsskiktets utveckling kan beskrivas med hjälp av integrala och differentiella former, där både isotermiska och icke-isotermiska förhållanden beaktas för att exakt modellera värmeöverföringen.

I en isotermisk termisk gränsskiktsmodell antas temperaturen vid ytan vara konstant, vilket förenklar analysen men begränsar noggrannheten när verkliga temperaturskillnader uppstår. För att bättre efterlikna verkligheten används icke-isotermiska modeller där temperaturgradienter i strömningsriktningen inkluderas, vilket påverkar både värmeledning och konvektion i gränsskiktet. Superpositionsmetoden möjliggör en sammanslagning av dessa effekter och skapar en mer komplett bild av den termiska beteendet.

Vattenfilm och rinnande vatten i form av "rivulets" längs vingytan är avgörande för att förstå isbildningsprocessen. Inom impingement-zonen, där vätska träffar vingytan, bildas en vattenfilm som sedan utvecklas till smalare strömmar eller rinnande band, vilka påverkar värmeutbytet och isens tillväxt. Dessa två flödesregimer kräver olika behandlingssätt i simuleringarna för att kunna förutsäga hur isen ackumuleras och hur effektivt värmesystemet kan motverka detta.

Numeriska metoder, såsom lösare baserade på Reynolds Averaged Navier Stokes (RANS) ekvationer, används för att lösa de komplexa differentialekvationerna som beskriver både momentum- och värmeöverföring i gränsskiktet. Dessa metoder möjliggör en detaljerad simulering av både luftflödets dynamik och den termiska utvecklingen på vingytan under realistiska flygförhållanden.

Validering mot experimentella data, såsom resultat från NASA:s isningskammare, är avgörande för att säkerställa simuleringarnas tillförlitlighet. Genom att jämföra simuleringar med dessa tester kan modellerna finjusteras och anpassas för att ge en realistisk bild av systemets prestanda vid olika förhållanden. Detta är särskilt viktigt för att kunna använda simuleringar i certifieringsprocesser, där minskade behov av fysiska isningstester kan spara både tid och resurser.

Vikten av att förstå de fysikaliska mekanismerna bakom värmeöverföring och vätskeflöde i samband med isbildning kan inte underskattas. Detta inkluderar termodynamikens första lag, faser av vatten som smältning, förångning och frysningsprocesser, samt hur temperaturgradienter påverkar både vätskans rörelse och värmeutbytet. Att simulera dessa komplexa interaktioner är avgörande för att designa effektiva och pålitliga anti-iskyddssystem som säkerställer flygsäkerhet och prestanda.

Det är också viktigt att inse att isbildning på flygplansvingar är ett dynamiskt fenomen där små förändringar i atmosfäriska förhållanden, luftflödeshastigheter och temperatur kan ge stora effekter på hur isen utvecklas och fäster. Därför måste modeller och simuleringar inkludera möjligheten att hantera variationer i dessa parametrar för att ge robusta och användbara prediktioner för design och certifiering av flygplanssystem.

Slutligen bör man beakta att det termo-hydrodynamiska samspelet mellan värmeöverföring, vattenfilm och rinnande vatten är ett flerdimensionellt problem som kräver multidisciplinär kompetens. En fullständig förståelse av fenomenet innefattar kunskap om aerodynamik, termodynamik, hydrodynamik och materialvetenskap, vilket understryker behovet av integrerade lösningar och avancerade numeriska metoder för att säkra optimala lösningar för flygindustrin.