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)

0 引言

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。在飞行状态下，旋翼下洗流和前方来流受机身外形的干扰作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，旋翼下洗流的影响常通过给定一个下洗速度加以考虑，排气引射器的作用也通过适当的边界条件引入求解［1－2］，这些研究取得了很多有意义的结果，但这样的简化往往会给计算结果带来较大的误差，难以准确预测舱内流场和温度场分布。而直接采用N-S方程同时求解动力舱内流场、旋翼流场、旋翼/机身干扰还存在较多问题［3－4］，工程上也不实用。

本文在现有旋翼流场［5－10］和动力舱［11－12］研究的基础上，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，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。

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，前飞时机身姿态角为5°。以直升机中面为对称面，所选取外流场区域尺寸为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。

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 nacelle-ejector 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机、附件、风机及其进风管和排风管等重要部件，并认为动力舱各壁面连接处无缝隙。

图2 排气管和动力舱内部结构示意图Fig.2 Sketch of interior structure of exhaust pipe and nacelle

基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方法将稳态、不可压、湍流的N-S方程作为控制微分方程，并附加标准k-ε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:

式中:φ为通用变量，可以代表 u、v、T、k等求解变量;V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，排气流量为m1kg/s，排气温度为t1℃。直升机低空前飞时的环境压力为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。

式中，v为下洗速度，m/s;r为旋翼径向分量，m。

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条件，应用壁面函数法［13］确定靠近壁面附近流体的流动行为。

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 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。

2 通风冷却方案说明

为考查前飞状态下动力舱冷却气流进口数、进口大小和位置对动力舱冷却性能的影响，本文提出了5种单进口和4种双进口通风冷却方案，其尺寸和位置说明见表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，所不同的只是冷却气流进口的位置、大小。

表1 单进口和双进口方案说明(单位:mm)Table 1 Illustration of single-inlet and double-inlets schemes(unit:mm)

3 计算结果分析

3.1 流场分析

3.1.1 单进口

图3分别给出了A1和A2方案动力舱内气流的流线图，A3、A4、A5方案与A1方案的相似。可以看出，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)冲击到后防火墙，其中相当大一部分气流直接经出口进入排气引射器，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布是不均匀的。由于进口位置的不同，A2方案引射段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。

图3 A1和A2方案动力舱内气流流线图Fig.3 Streamline diagram of cooling air in nacelle for A1＆A2

为了更清楚地说明舱内气流的速度分布，图4分别给出了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，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;燃烧室下侧气流流速不低于5m/s，上侧气流流速较低，尤其是在附件区域，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。在发动机壳体、附件区域，受气流进口位置的影响气流流速会有较大差异。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4 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)Fig.4 Velocity distribution of YZ plan at x=7.0m for A1，A2，A3 scheme(unit:m/s)

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流出了舱外。根据动力舱灭火要求，动力舱的通风不允许气流流出舱外，因此，B3方案不能满足要求。

为了解舱内气流流速分布，图6分别给出了B1、B2和B4方案动力舱在x=7.3m的YZ平面上的气流速度分布，该平面位于动力舱后部涡轮分区。可以看出，三种方案该截面上靠近整流罩上侧的区域气流流速较高，靠近整流罩中下侧的区域气流流速较小，B1方案不超过4.6m/s，B2 和 B4 方案不超过 5.1m/s。靠近舱内侧防火墙、舱底面的气流流速大部分不低于15m/s。靠近发动机壳体的大部分区域气流流速不低于10m/s，这对于带走发动机壳体散出的大量热量，有效降低其表面温度，进而减小对整流罩的热辐射，降低整流罩表面温度是有利的。由于气流经进口1后紧贴整流罩壁面高速流向后防火墙，可以对沿程进行有效冷却，因此，沿该路径整流罩将存在一带状低温区。

图5 B1和B3方案动力舱内气流流线图Fig.5 Streamline diagram of cooling air in nacelle for B1＆B3

3.2 温度场分析

3.2.1 单进口

图7和图8分别给出了单进口时各方案整流罩、附件表面最高温度随x坐标值的变化曲线。总的来看，将进口设置在整流罩下侧(A2方案)不利于整流罩、附件的冷却。减小进口面积，冷却气流流量减小，不利于舱内附件和整流罩的冷却。在一定位置增大进口面积(A5方案)，并不能带来冷却气流量的增大和整流罩、附件壁面温度的降低。

图6 B1、B2和B4方案动力舱内x=7.3m的YZ平面上的气流速度分布图(单位:m/s)Fig.6 Velocity distribution of YZ plane at x=7.3m for B1，B2，B4 scheme(unit:m/s)

由图7可以看出，各方案整流罩表面温度分布呈“前低后高”趋势，整9流罩前部(对应发动机滑油箱、压气机分区)大部分区域温度不超过335K，进口大小和位置的不同对整流罩前部表面温度分布影响不大。在整流罩的后部，对应发动机燃烧室、涡轮、喷管等高温区段，各方案表面最高温度有较大差别。在x∈［7.2，7.3］m区段，各方案都不同程度地出现了高温区。除了A2方案，其他各方案整流罩表面最高温度随x坐标值变化曲线相对比较平缓，整流罩表面温度不高。

A2方案相对于A1方案进口位置下移，导致整流罩表面最高温度比其它方案高20℃ ～30℃，而且表面出现了两个温度较高区域，表面最高温度为390.8K。A3方案相对于A1方案气流进口后移，使得整流罩表面温度普遍升高。A4方案相对于A1方案进口面积减小，也使得整流罩表面温度普遍升高，而且升高幅度要高于A3方案。A5方案相对于A1方案，整流罩表面温度有升高也有降低，其原因是由于进口尺寸增大的同时其位置也有所变化所导致的。

由图8可以看出，A3、A4和A5方案附件表面最高温度出现在舱前侧附件，对应 x∈［6.7，6.75］m 区段，在靠近支撑平台区域(对应图中温度低于330K的“U形”曲线段)温度梯度较大。A1和A2方案附件表面最高温度出现在舱后侧附件，对应 x∈［6.97，7.02］m 区段。

图7 单进口各方案整流罩表面最高温度随x坐标变化曲线Fig.7 Curve of surface temperature of cover vs.x for single-inlet scheme

图8 单进口各方案附件表面最高温度随x坐标变化曲线Fig.8 Curve of surface temperature of accessory vs.x for single-inlet scheme

由于气流进口大小和位置的不同，使得靠近附件区域的气流流动发生了变化，进而导致附件表面温度分布的不同。A2和A4方案的附件表面最高温度都比较高，分别为398.6K和396.6K，相对于A1方案增加了10℃左右，这说明将气流进口后移或减小进口尺寸，将增大附件表面温度。A3和A5方案相对于A1方案附件表面最高温度均有所降低。

3.2.2 双进口

图9和图10分别给出了前飞状态下双进口各方案整流罩、附件表面最高温度随 坐标值的变化曲线。总的来看，整流罩表面温度都不高，其后部相对于中间区域温度有较大降低。B4方案整流罩表面最高温度高于其它方案，这说明将进口2设置在顶部不利于整流罩的冷却。各方案高温区出现在x∈［7.2，7.3］m区段(即对应燃烧室后段和涡轮区段)。B3方案整流罩表面最高温度高于B1和B2方案，低于B4方案。B1方案整流罩、附件表面最高温度都小于其他方案，表明将进口2设置在整流罩的后上侧有利于动力舱冷却。

由图10可知，B1、B3和B4方案舱后侧附件表面温度高于舱前侧附件表面温度，B2方案前侧附件温度较高。附件支撑平台表面温度较低，大部分区域温度不超过324K。对于B1方案，高温区出现在舱后侧附件靠近附件支撑平台处，大部分温度不低于376K，表面最高温度为393.6K，低于其他各方案。B2方案附件表面最高温度为395K，高温区出现在舱前侧附件，大部分区域温度不低于378K，舱后侧附件中局部区域的温度也比较高。B3方案附件表面最高温度为393.7K，与B1方案差不多。B4方案高温区出现在舱前侧和后侧附件与支撑平台结合处，表面最高温度为394.9K。

图9 双进口各方案整流罩表面最高温度随x坐标变化曲线Fig.9 Curve of surface temperature of cover vs.x for double-inlets scheme

图10 双进口各方案附件表面最高温度随x坐标变化曲线Fig.10 Curve of surface temperature of accessory vs.x for double-inlets scheme

与前飞状态下单进口方案相比，各方案整流罩表面温度有所降低，表面温度大部分在323K～333K，附件表面温度有所升高，但差别不是很大。

3.3 对比分析

表2给出了采用9种方案时冷却气流量、引射系数、整流罩和附件表面最高温度的计算结果。由表2可知，采用单进口方案时，气流进口开在整流罩下侧不利于动力舱的进气和冷却(A2方案);开在整流罩中部(A3方案)对提高引射系数有利，但不利于整流罩冷却;减小气流进口尺寸，引射系数减小，整流罩和附件温度增大;增大气流进口尺寸，引射系数增大，同时气流进口的位置、形状会有变化。

采用双进口方案时，相对于只有进口1的单进口方案，在整流罩后上侧增加气流进口2将导致进口1的气流量减小，总冷却气流量增大，排气引射器引射系数增大。另外，进口2的位置会影响进口1的流量，进口2的流量大，对应进口1的流量就小，整流罩和附件表面温度就高。这表明在后侧增加的气流进口尺寸不能太大，进气量不能太大，否则将不利于系统冷却。

表2 各个方案计算结果(单位:国际单位)Table 2 Results for each scheme

B3方案进口2的冷却气流量为－0.0462kg/s，表明有气流经进口2流出了舱外，不能满足要求。除了A2方案，其他各方案整流罩表面最高温度不超过359K，满足整流罩温度限制要求。附件表面最高温度不超过396.6K，满足附件温度限制要求。

3.4 飞行试验验证

在飞行试验时，动力舱采用B1和B3两种方案，试验大气压力为9800Pa，试验大气温度为308K，最大平飞状态。

表3给出了B1方案整流罩表面测试结果与计算结果的对比。P1cowl、P2cowl、P3cowl三个测点位于整流罩内壁面，括号内给出了相应的坐标值。图11给出了动力舱内空气温度测点示意图，三个测点位于沿发动机轴向 x=7.45m的平面上，距离发动机壳体分别为30mm、40mm、50mm。由表3可知，计算结果相对试验结果偏低，其主要原因可能是模拟时未考虑一些小的发热设备或者外流场未能精确计算。但整流罩测点壁温的误差小于3%，但空气温度最大误差为8.5%。整流罩前侧壁温较低，后侧较高，仿真结果与试验结果吻合较好。

表3 试验结果与计算结果对比(单位:国际单位)Table 3 Comparisons of the results

图11 空气温度测点位置示意图Fig.11 Illustration of the position of test points for the air

另外，采用B3方案时，部分气流经进口2流出舱外，数值仿真预测了这一现象的存在。这也验证了该方法是可行的。

4 结论

本文应用基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方法，分析了前飞状态下采用单进口和双进口共9种通风冷却方案时动力舱内流场、温度场以及排气引射器性能，并与飞行试验结果进行了对比。结果表明，动力舱采用单进口方案时，应尽可能将进口设置在整流罩的前上侧，采用双进口方案时，后侧进口的位置对动力舱冷却性能有较大影响，应尽可能将其设置在整流罩的后上侧。双进口方案相对于单进口方案，排气引射器引射系数增大，整体冷却效果提高。

数值计算结果与试验结果有较好的一致性，验证了本文所提出的仿真计算方法应用于动力舱设计和热分析的正确性和有效性。本文计算结果已用于指导某型直升机动力舱通风冷却系统的优化设计。

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