前飞状态下直升机动力舱通风冷却性能仿真_谢永奇

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收稿日期：2009 － 12 － 10 ；
修订日期：2010 － 4 － 15
mail： xieyqi@ sohu． com 作者简介：谢永奇（ 1979 － ） ， 男， 河南开封人， 讲师， 博士， 研究方向： 强化传热、 热系统仿真， 电子设备热设计 ． E-
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图2 Fig． 2 排气管和动力舱内部结构示意图 Sketch of interior structure of exhaust pipe and nacelle
其尺寸和位置说明见 进口和 4 种双进口通风冷却方案 ， 表 1。 气流进口开在整流罩上 ， 进口形状为四边形 。 表 1 中， 前上侧表示进口设置在整流罩前部靠上的位置 。 B 类方案进口 1 的位置与 A1 方案进口 1 的位置相同 。对 于每种方案 ， 动力舱和排气引射器的结构尺寸不变 ， 所 大小 。 不同的只是冷却气流进口的位置 、
第5 期
谢永奇等： 前飞状态下直升机动力舱通风冷却性能仿真
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气流主要集中在横截面右下侧 ， 其他方案则出现在横截 面上侧 。
为了更清楚地说明舱内气流的速度分布 ， 图 4 分别 A2 和 A3 方案动力舱内 x = 7． 0m 的 YZ 平面 给出了 A1 、 上的气流速度分布 ， 该平面位于舱中部 。 由图 4 （ a ） 可以看出 ， 内下侧大部分区域的气流流 速不低于 15m / s， 内上侧的气流流速不低于 10m / s； 燃烧 上侧气流流速较低 ， 尤其 室下侧气流流速不低于 5m / s， 是在附件区域 ， 气流流速大部分不超过 3． 0m / s， 这不利 于该部分附件的冷却 。图 4 （ b ） 中气流流速较高的区域 主要位于靠近整流罩的下侧与舱内侧防火墙区域 ， 但在 靠近燃烧室 、 附件 、 整流罩上侧的区域 ， 气流流速不超过 2． 6m / s， 对这部分附件冷却不利 。 图 4 （ c ） 中靠近发动 机壳体 、 附件和整流罩区域的气流流速都比较高 ， 有利 于其冷却 。 在前飞状态下 ， 总的来看单进口各方案动力舱内的 气流速度后侧高于前侧 ， 内侧高于外侧 。 在发动机壳 附件区域 ， 受气流进口位置的影响气流流速会有较 体、 大差异 。由于气流经进口以近似与整流罩壁面平行的 方向高速流向后防火墙 ， 因此 ， 沿气流流动路径上整流 罩将存在一带状低温区 。 3． 1． 2 双进口
图1 考虑直升机外流场区域的动力舱 —排气引射器模型图
Fig． 1 Model of nacelleejector including outflow field region
图 2 为排气管和动力舱内部结构示意图 ， 为便于观 察内部结构 ， 采用线框图显示 。在建模中主要考虑发动 附件 、 风机及其进风管和排风管等重要部件 ， 并认为 机、 动力舱各壁面连接处无缝隙 。
前飞状态下直升机动力舱通风冷却性能仿真
谢永奇， 高红霞， 余建祖
（ 北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083 ）
摘 要：针对某型直升机动力舱通风冷却系统 ， 提出了一种简化的基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方
法， 利用商业 CFD 软件， 计算了前飞状态下采用单进口和双进口共 9 种方案时动力舱流场和温度场分布， 分析了不 同进口数、 进口大小和位置对动力舱通风冷却性能的影响 ， 并与试飞试验结果进行了对比 。 结果表明， 该方法能够 准确预测直升机动力舱通风冷却系统性能 ， 仿真研究结果可以为动力舱通风冷却系统的设计与优化提供科学依据 。 关键词：直升机； 数值仿真； 流场； 温度场； 下洗气流； 前飞
+ 中图分类号：V275 ． 1
文献标识码：A
0
引
言
1
计算模型和方法
本文针对某型直升机动力舱建立的考虑直升机外
直升机动力舱通风冷却系统通常采用排气引射器 作为动力源 ， 将周围环境冷空气抽吸到动力舱内以带走 发动机 、 附件等散发的热量 ， 从而达到冷却目的 。 在飞 旋翼下洗流和前方来流受机身外形的干扰作 行状态下 ， 用将对动力舱通风冷却产生重要影响 。在现有研究中 ， 大多是针对动力舱单个舱体的流场和温度场展开 ， 旋翼 排气 下洗流的影响常通过给定一个下洗速度加以考虑 ， 引射器的作用也通过适当的边界条件引入求解
动行为 。 采用非结构化四面体网格进行计算区域的离散 。 为获得靠近整流罩区域 、 排气引射器引射段 、 动力舱进 口的精确解 ， 对这些区域网格进行了加密处理 。 由于对 动力舱外流区域计算精度要求不高 ， 网格作了粗化 ， 相 对于动力舱的粗化比为 10 ∶ 1 。 经计算得知 ， 当区域划 分加密得到的网格单元数大于 260 万个时 ， 计算结果相 对于该单元数情况下的误差小于 2% ， 故可认为此时计 算结果已与单元数的多少无关 。 采用有限体积法离散控制微分方程 。 采用 Thermal
基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方法 S 方程作为控制微分方程 ， 将稳态 、 不可压 、 湍流的 N并 附加标准 kε 双方程湍流模型 ， 同时求解能量方程和连 续方程。在三维直角坐标系中 ， 其通用形式如下 ： div（ V） = div（ Γgrad） + S 为速度矢量 ； Γ 为广义扩散系数 ； S 为广义源项 。 数值计算中 ， 将发动机排气作为理想气体 ， 排气流 排气温度为 t1 ℃ 。 直升机低空前飞时的 量为 m1 kg / s， 环境压力为 101325Pa， 环境温度为 35 ℃ 。 发动机壁面 边界条件根据发动机地面台架试验测试数据确定 。 由 于整流罩为蜂窝芯材的复合材料 ， 导热系数较小 ， 因此 计算中不考虑整流罩的散热 。 外流场区域前侧面施加 来流 速 度 ， 即前飞速度（ 计算针对最大平飞速度 72m / s） 。对于旋翼下洗流 （ 即轴向诱导速度 ） ， 根据所 提供的数据拟合得出如下关系式 ， 作为速度边界条件施 加在外流场区域的上表面 。 v = － 0． 003r5 + 0． 1r4 － 1． 34r3 + 6． 22r2 － 15． 99r － 0． 80 v 为下洗速度 ， m / s； r 为旋翼径向分量 ， m。 式中， 动力舱各个壁面 、 排气引射器 、 排气管壁面和舱内 各部件表面的流动边界条件采用固体壁面无滑移边界
和动力舱
［11 － 12 ］
研究的基
提出了一种简化的基于旋翼下洗流的动力舱通风 础上， 冷却性能计算方法 ， 针对某型直升机动力舱 ， 建立了考 虑外流场区域的动力舱 —排气引射器一体化模型 。 采 计算了前飞状态下采用单进口和双 用商业 CFD 软件 ， 进口共 9 种方案时动力舱的流场和温度场 ， 分析了不同 冷却气流进口数 、 进口大小和位置对动力舱通风冷却性 能的影响 。研究结果对于直升机动力舱通风冷却系统 的设计和优化具有重要工程应用价值 。
［13 ］ 条件， 应用壁面函数法 确定靠近壁面附近流体的流
（ 1）
v、 T、 k 等求解变量 ； V 式中： 为通用变量 ， 可以代表 u、
3
3． 1
计算结果分析
流场分析 单进口 图 3 分别给出了 A1 和 A2 方案动力舱内气流的流
（ 2）
3． 1． 1
A3 、 A4 、 A5 方案与 A1 方案的相似 。 可以看出 ， 线图 ， 由 于前飞速度远大于旋翼下洗流速度 ， 舱外气流以近似与 整流罩壁面平行的方向流向动力舱的后部 。 由进口 1 进入舱内的气流以较高的速度 （ 不低于 85m / s ） 冲击到 其中相当大一部分气流直接经出口进入排气 后防火墙 ， 引射器 ， 另一部分气流则沿舱壁面流向动力舱的前侧 。 随进口位置的不同 ， 流向舱前侧的气流流动形式会有所 变化 。A2 方案在舱后侧内上部区域和燃烧室的上方气 流出现了明显的旋涡 。 另外 ， 进入排气引射器的气流受进入舱内的高速气 流以及排气管弯曲角度的影响在其横截面上的速度分 A2 方案引射段 布是不均匀的 。 由于进口位置的不同 ，
第 29 卷 第 5 期 2011 年 10 月
空 气 动 力 学 学 报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
Vol． 29 ， No． 5 2011 Oct． ，

1825 （ 2011 ） 05065107 文章编号：0258-
后一部分气流直接经出口进入排气引射器 ， 另一部分则 流向了动力舱的前侧 ， 这有利于舱前侧部件的冷却 。 进 口 2 的气流未对进口 1 的气流产生明显干扰 。 此外 ， 由 动力舱进入排气引射器的气流流动与单进口方案相似 ，
其横截面速度分布也是不均匀的 。 B3 方案的进口 2 由于设置在了整流罩的下侧 ， 经 进口 1 进入舱内的气流有一小部分经进口 2 流出了舱 动力舱的通风不允许气流流 外。根据动力舱灭火要求 ，
Energy 模型模拟舱内传热 ， Discrete Transfer 模型模拟舱 内辐射换热 ， 不考虑各个方向的散射 。计算在小型服务 器上完成 ， 迭代至 150 ～ 200 次计算收敛 。
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通风冷却方案说明
为考查前飞状态下动力的影响 ， 本文提出了 5 种单
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表1 Table 1 单进口和双进口方案说明（ 单位：mm） Illustration of singleinlet and doubleinlets schemes（ unit：mm）
方案 A1 A2 A3 A4 A5 B1 B2 B3 B4 进口 1 300 × 250 300 × 250 300 × 250 250 × 200 400 × 300 300 × 250 300 × 250 300 × 250 300 × 200 进口 2 － － － － － 150 × 150 150 × 150 150 × 150 150 × 150 进口 1 位置 前上侧 前下侧 中上侧 同 A1 同 A1 前上侧 同 B1 同 B1 同 B1 进口 2 位置 － － － － － 后上侧 中上侧 后下侧 后上侧（ 顶部）
［1 － 2 ］
流场区域的动力舱 —排气引射器一体化模型如图 1 所 示： 模型坐标系与直升机坐标系一致 ， 前飞时机身姿态 所选取外流场区域 角为 5° 。以直升机中面为对称面 ， 尺寸为 14m × 8m × 7m， 整流罩顶面距离外流场上表面 的距离为 0． 5m。旋翼旋转轴位于主减平台上表面的中 心处 。整流 罩 最 外 侧 至 旋 翼 旋 转 轴 中 心 的 距 离 为 0． 88m。
（ a） A1 方案
（ b） A2 方案 图3 Fig． 3 A1 和 A2 方案动力舱内气流流线图 Streamline diagram of cooling air in nacelle for A1＆A2
图 5 给出了 B1 和 B3 方案动力舱内气流流线图 ， B2 和 B4 方案与 B1 方案流场相似 。 可以看出 ， 经进口 1 进入动力舱内的气流流动与单进口方案的流动相似 。 除 B3 方案 ， 经进口2 进入舱内的气流冲击到后防火墙
（ a） A1 方案 图4 Fig． 4
（ b） A2 方案
（ c） A3 方案
A1 、 A2 和 A3 方案动力舱内 x = 7． 0m 的 YZ 平面上的气流速度分布图（ 单位：m / s） Velocity distribution of YZ plan at x = 7． 0m for A1 ，A2 ，A3 scheme（ unit：m / s）
， 这
但这样的简化往往会 些研究取得了很多有意义的结果 ， 难以准确预测舱内流场和 给计算结果带来较大的误差 ， S 方程同时求解动力舱内 温度场分布 。而直接采用 N流场、 旋翼流场 、 旋翼 / 机身干扰还存在较多问题 工程上也不实用 。 本文在现有旋翼流场
［5 － 10 ］ ［3 － 4 ］
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