平开口式通风口的进气流量数值仿真

侯亚东

摘要：以电子控制器冷却管道为研究对象，通过计算流体力学（CFD）仿真方法，计算飞机不同状态下冷却管道流量，并与试飞数据对比，分析误差，调整模型和边界条件，直至可接受范围。进而，运用该方法，建立大涵道比涡扇发动机平开口式通风口的模型，计算高度、速度、迎角、侧滑角等飞行状态条件下，通风口进气流量随参数的变化规律。结果表明，高度和速度参数对通风口进气流量影响很大：相同速度下，通风口进气总流量随高度的增加而减小;相同高度下，通风口进气总流量随速度的增加而增加;迎角和侧滑角对通风口进气总流量影响较小，迎角从负迎角增加到正迎角，进入短舱内部的冷却气流流量呈现先升高后降低的现象，在迎角。。附近达到峰值，侧滑角的变化对通风口进气流量影响不大。

关键词：电子控制器;流量;平开口式通风口;飞行状态;数值仿真

中图分类号：V23文献标志码：A

从外界大气或低压压气机引入低温气体，对发动机短舱内部进行有效地冷却通风，以降低发动机表面炽热部位的温度和有环境温度要求的附件的工作温度，使其低于设计的限制值，从而保证其正常工作;同时，进入发动机短舱的冷却空气，通过发动机短舱后部的排气口排出，以此来避免发动机短舱内部可燃废气的聚集[1，2]。由于短舱内部管路复杂，加之布置了各种各样的附件，使得内部流场混乱复杂，给实际测量带来了很大的困难;同时，测量法在试飞周期上也无法满足要求[3]。近年来，随着计算流体力学（CFD）仿真技术的发展，为获取进入短舱的流量和得到其内部流场、温度场分布提供了方法。另外，运用数值仿真可以在型号试飞开展前预估进入短舱内的冷气流量，对短舱内的流动换热情况有深入了解，用于指导后期的型号试飞[4～7]。

影响冷却通风效果的主要因素是冷却气流的流量和温度。本研究以某型发动机配装空台进行的炽热部位温度测量和动力装置冷却通风系统飞行试验作为数值仿真的数据来源，首先建立电子控制器的冷却管道模型并进行模拟计算，并与试飞数据进行了对比，分析误差的来源，总结出一套大涵道比涡扇发动机短舱通风口进气流量的仿真方法;接着建立平开口式通风口模型，分别计算了高度、速度、迎角、侧滑角等因素影响的下通风口进气流量，分析上述因素对通风口进气流量的影响规律，为后期大涵道比涡扇发动机的冷却通风试飞提供参考[8～11]。

1 仿真方法的获取

1.1 电子控制器冷却通风系统模型的建立

由于受到通風口管道周围空间的限制，飞行试验中无法直接在通风口管道周围布置皮托管和探针来获取相关参数，但试验中对拥有独立冷却管道的电子控制器进口管路上加装了皮托管和总温测头，通过流量计算公式得出电子控制器管路冷却气流流量。因此，首先对电子控制器的冷却管道进行建模，并计算冷却气流流量，与试飞数据进行对比分析。电子流量控制器位于发动机短舱的下侧方。数值模拟中，将短舱构型放置在一个足够大的空间内，设置为压力远场，远场直径为发动机短舱直径的20倍，短舱及电子控制器冷却管道按照1：1的比例建立模型，用试飞数据作为数值仿真的工况，来计算电子控制器进气流量，计算模型如图1～图2所示。

1.2 控制方程

根据上述计算模型和管内流动问题的特性，采用N-S控制方程，并基于Fluent计算的数学模型采用以下假设：（1）在数值模拟研究中，流体均可以认为连续介质，其运动速度、压力和密度等参数都可以看作是坐标的连续函数;（2）流体的流动可视为定常可压缩流动;（3）能量方程中不存在源项。

1.3 湍流模型的选择

在Fluent软件中提供有多种湍流模型以供数值仿真计算的选择，如SA模型、Standard kε模型、RNG kε模型、Standard k-ω模型、Realizable k-ω和SST k-ω模型等。本研究重点关注的是通风冷却管道内部流量的大小，而Standardk-ε模型能较好地模拟射流流动和管内流动情况，在较大范围内应用有足够的精度，包括边界层流动、管内流动、剪切流动等。该模型应用范围广泛、计算量适中，其收敛性和计算精度都能满足一般的工程计算要求。同时，对于通风口人口处的壁面边界流动问题，标准壁面函数能给出合理的预测，且有较高的计算精度。因此本文采用Standard k-ε模型+标准壁面函数的方法来进行数值仿真。

1.4 网格划分和数值仿真方法

采用ICEM商业软件进行网格划分，由于冷却管道是不规则曲面构成的管道，因此采用非结构网格进行划分，在冷却管道通风口进口区域的网格尺寸与通风口内部尺寸均匀过渡处布置一个密度盒，使外围空间如图3所示，避免由于网格尺寸畸变而引起网格发散，共653万网格。

计算过程中采用Fluent分离式稳态求解器，压力修正方法采用Simple算法，各参数的离散均采用二阶精度的迎风格式，压力修正方程、连续方程、动量方程、k-ε方程都使用亚松弛，松弛因子在计算过程中逐步调整，解收敛的判断标准是相对残差小于1×10^-6;计算初始化方式为HybridInitialization初始化。

1.5 边界条件和计算工况

图1和图2给出的计算区域示意图中，边界条件包括压力远场、冷却管道出口、进气道进口等。数值计算时，压力远场中的压力设置为试飞数据中的电子控制器冷却管道内气流总压。因为真空速反映的是飞机在空气中移动的速度，所以在数值模拟中远场速度采用试飞数据中的真空速。电子控制器管道出口为压力出口，为试飞数据中管道的静压;进气道进口设置为压力出口，由于其与远场压力相差不大，数值与远场压力相同;其余边界条件均为无滑移壁面。

电子控制器冷却管道的数值仿真工况采用的是飞机处于稳定平飞状态而发动机分别处于最大起飞状态（MTO）、最大连续状态（MCT）、最大爬升状态（MCL）三种状态下的飞行试验数据，来计算其冷却管道内的流量，具体工况见表1。

1.6 仿真结果与飞行试验数据对比

1.6.1 飞行试验数据的处理

该型发动机电子控制器设计有独立的冷却流道，为了计算其冷却流量，在管路上加装了皮托管和总温测头。冷却管路的流量计算公式推导过程如下：

完全气体状态方程：

馬赫数公式：式中：ρ为空气密度，单位为kg/m³;p_s为空气静压，单位为Pa;T_s为空气静温，单位为K;R为理想气体常数，取287.06J/（kg·K）;V为气体速度，单位为m/s;k为常数，取1.4;p_t为空气总压，单位为Pa;T_t为空气总温，单位为K。

则流量计算公式推导如下：式中：A为管路横截面面积，单位为m²。电子控制器冷却管路内径d均为35mm，则：

表2给出了电子控制器冷却管道不同飞行状态下的飞行试验数据，运用上述推导得到的流量计算公式（5），得到了电子控制器冷却管道流量。

1.6.2 仿真结果与飞行试验数据对比分析

将飞行试验得到的冷却流量与通过数值仿真得到的冷却管道流量，二者对比结果见表3。

从结果中可以看出：试飞数据的结果和仿真得到的结果误差不超过10%，在可接受范围内。造成误差的原因有：（1）数值仿真中边界条件给定的是整个面的条件，而在试飞数据中则是固定点的值，对结果造成偏差;（2）数值仿真中没有考虑边界层对管道内流量的影响。

通过对上述三种状态下的电子控制器冷却管道进口流量的计算，并与试飞数据进行对比，得到了一整套构建仿真模型，设定仿真条件的方法，且结果误差较小，说明这种构建仿真模型的途径是有效的，仿真方法符合数值仿真的要求，为下一步平开口式通风口进口流量的仿真奠定了基础。

通过以上分析，可以得出以下结论：

（1）网格划分中，必须对冷却管道通风口进口处的网格进行加密，采用密度盒对其空间区域进行三层网格加密，使外围网格与管道内网格均匀过渡，否则后续数值仿真中易发散。

（2）数值仿真中远场压力设置为冷却管道气流总压，远场速度采用飞行试验中的真空速，同时应采用HybridInitialization初始化方式。

（3）采用上述仿真方法来计算电子控制器冷却管道内的流量，其结果误差较小，符合数值仿真要求，可以利用该方法对短舱内的平开口式通风口流量进行仿真计算。

2 飞行状态对平开口式通风口的流量影响

2.1 计算模型

为探究飞行状态对平开口式通风口的流量影响，通过

2.1 节中的建模和数值仿真方法，建立如图4所示的平开口式通风口模型，通风口局部放大如图5所示。发动机短舱及内部通风口管道按实际尺寸1：1建立，短舱上部和下部分别各有一个通风口，冷却管道延伸至短舱内部，各分为两个出口。冷却气流经上下通风口进入，经蛇形冷却管道进入短舱内部，对发动机壁面和恒速传动装置、滑油散热器、起动机等系统附件进行通风冷却。为方便描述通风口出口，分别对4个通风口出口进行了如图5所示的命名。

2.2 边界条件和计算工况

图4～图5给出了平开口式通风口进气的计算区域示意图，边界条件包括压力远场、上下两个通风口共4个出口、进气道进口等。数值计算时，根据飞行试验数据，远场压力为试飞数据中的电子控制器冷却管道气流总压，远场速度采用试飞数据中的真空速，远场温度直接从试飞数据中获取;通风口出口压力设置为短舱内部压力;进气道进口设置为压力出口，由于该处压力与远场压力相差很小，数值与远场压力相同。飞行试验中，电子控制器上有诸多散热小孔，使冷却管道内部与短舱内联通，这样就导致在试验过程中有可能出现逆流，电子控制器冷却管道进口静压大于总压的现象出现。因此，为了更加准确地反应远场压力，当试飞数据中电子控制器冷却管道进口静压大于总压的试验点，远场压力由式（3）静压换算得到。

本小节重点关注高度、速度、迎角、侧滑角等飞行状态对平开口式通风口进气流量的影响，高度和速度因素在数值模拟时的计算工况见表4、表5，迎角和侧滑角均在H_p=4000m、V_i=300km/h状态点下进行数值模拟。如图4、图5所示。这里的迎角和侧滑角均指来流方向与发动机轴线之间的夹角。

2.3 计算结果与分析

2.3.1 高度对通风口进气流量的影响

根据大气属性，随着高度的增加，大气的密度减小（影响进气流量），气温降低，而进入短舱内部的冷气流量和冷气温度共同决定了舱内的冷却条件。选择试飞过程中的典型高度4000m、6000m、7500m、8100m，对其数值仿真，探究高度对通风口进气流量的影响。图6、图7给出了不同高度下4个通风口的出口流量，从图中可以看出，随着飞行高度的增加，4个通风口的流量都在逐渐减小;在相同高度下，上部通风口的流量比下部通风口的流量略高;总体上来看，通风口的总流量随着飞行高度的增加在逐渐减小。虽然高度的增加使得进入短舱内部的冷却流量在减小，但同时气流也在逐渐降低，无法找到一个对冷却通风系统最严苛的点，因此，在试飞中，应选取包线范围内多个典型高度点进行试飞，均需满足温度限制条件。

2.3.2 速度对通风口进气流量的影响

飞行速度也是影响通风口进气流量的关键因素。选取了飞行高度为4000m，飞行速度为300km/h，400km/h，500km/h，600km/h等4种速度工况进行数值仿真。图8～图10给出了不同速度下4个通风口出口流量，从图中可以看出，在相同飞行速度下，由于4个通风口位置的差异及冷却管道内部气流分离的影响，通风口进气流量从大到小的顺序依次是shang-out1、shang-out2、xia-out1、xia-out2;随着飞行速度的增加，4个出口的气流量均呈上升趋势;同样地，相同速度下，上部通风口进气流量也大于下部通风口进气流量。进入短舱内部总流量随着飞行速度的增加而增加。由此可知，在试飞动作点设计中，应重点关注发动机大状态而飞机小速度的点，加强该状态点的冷却通风系统的考核，如飞机加力起飞过程。

2.3.3 迎角对通风口进气流量的影响

以往型号试飞的经验表明，飞机在起飞爬升过程中，发动机状态最大，整个短舱内部冷却通风效果最差，最容易发生短舱超温现象。造成这样的现象与飞机起飞爬升过程的迎角变化有直接关系，飞机迎角变化直接影响发动机前方来流的方向，进而影响气流进入通风口。本小节根据试飞過程中得到的飞机迎角数据，选取了范围-10°～18°作为数值仿真中迎角的变化范围。随着飞机迎角逐渐增加，上部通风口的out1出口流量逐渐升高，out2出口流量则是逐渐下降;下部通风口的out1出口流量也是逐渐升高，out2出口流量逐渐下降，这与通风口出口所在的位置、气流在通风管道内的分离有直接关系;同时各个出口流量的变化直接影响到出口正对区域的冷却通风效果。如图11所示。11图12给出了上部和下部通风口进气流量随飞机迎角的变化规律。随着飞机迎角的增加，前方来流在发动机短舱蒙皮上部形成回流区，上部通风口正处于回流区域中，流量呈下降趋势;而对下部通风口来说，气流的方向则更加趋向通风口，有利于下部通风口进气，因此其流量呈上升趋势。图13则给出了通风口进气总流量随飞机迎角的变化。结果表明，飞机迎角从负迎角增加到正迎角，进入短舱内部的冷却气流流量呈现先升高后降低的趋势，在迎角0°附近达到峰值;迎角越远离0°，其冷却气流量越小，短舱内散热条件越差，并且正迎角下的通风口进气总流量大于负迎角下的通风口进气总流量。综上所述，由于迎角对上下部通风口进气流量的影响不同，设计可以通过上下部通风口进气流量随迎角的变化规律对短舱内的附件位置进行优化设计，尤其是对于那些有环境温度要求的附件;大迎角爬升过程中的通风口进气总流量较小，为动力装置冷却通风系统恶劣的冷却条件，飞行中应重点考虑。

2.3.4 侧滑角对通风口进气流量的影响

飞机在盘旋、滚转等大机动动作时，易发生侧滑现象。发生侧滑时，气流的相对方向偏离飞机对称面，可能会给短舱的进气流量带来影响。根据试飞数据，选择-14°～14°侧滑角作为数值仿真的侧滑角范围。图14给出了上下部通风口出口流量随侧滑角的变化的结果，可以看到：随着侧滑角的逐渐增大，上下部的通风口进气流量虽有变化，但变化不大，波峰与波谷的差值小于3g/s;同样地，在计算范围内，通风口进气总流量随侧滑角的变化也没有发生较大变化，只是有轻微波动，而且也不像迎角那样有规律性的变化。综上所述，侧滑角的变化对通风口进气流量影响不大。虽然侧滑角对通风口进气流量影响不大，但在动力装置冷却通风试飞过程中，为了尽量保持数据采集的稳定性，飞机应保持稳定平飞，侧滑角尽可能的小，防止侧滑角的变化对后期通风冷却考核产生影响。如图15所示。

因此，通过以上分析，可以得出：

（1）高度和速度两个边界条件对通风口进气流量的影响相反：相同速度下，通风口进气流量随着高度的增加而减小;而在相同高度下，通风口进气流量随着速度的增加而增大。

（2）飞机迎角从负迎角增加到正迎角，进入短舱内部的冷却气流流量呈现先升高后降低的趋势，在迎角0°附近达到峰值;迎角越远离0°，其冷却气流量越小，短舱内散热条件越差，并且正迎角下的通风口进气总流量大于负迎角下的通风口进气总流量;侧滑角的变化对通风口进气流量影响不大。

3 结论

本文以电子控制器冷却管道为研究对象，探索管道内部流量计算的方法，获得了该类数值仿真的仿真方法，以平开口式通风口为研究对象，对进入短舱内部的通风口进气流量进行了数值研究，通过分析得到了高度、速度、迎角、侧滑角等因素对通风口进气流量的影响，本文的主要结论如下：

（1）网格划分中，必须对冷却管道通风口进口处的网格进行加密，采用密度盒对其空间区域进行三层网格加密，使外围网格与管道内网格均匀过渡，否则后续数值仿真中易发散。

（2）数值仿真中远场压力设置为冷却管道气流总压，远场速度采用飞行试验中的真空速，同时应采用HybridInitialization初始化。

（3）高度和速度两个边界条件对通风口进气流量的影响相反：相同速度下，通风口进气流量随着高度的增加而减小;而在相同高度下，通风口进气流量随着速度的增加而增大。

（4）飞机迎角从负迎角增加到正迎角，进入短舱内部的冷却气流流量呈现先升高后降低的趋势，在迎角0°附近达到峰值;迎角越远离0°，其冷却气流量越小，短舱内散热条件越差，并且正迎角下的通风口进气总流量大于负迎角下的通风口进气总流量;侧滑角的变化对通风口进气流量影响不大。

参考文献

[1]Plotr L，Mirostaw S.Simplified thermo-fluid model of anengine cowling in a small airplane[J].Aircraft Engineering andAerospace Technology，2014，86（3）：242-249.

[2]张元辉，王强.发动机短舱内外流场与结构温度场耦合计算[J].飞机设计，2009，29（1）：30-36.

[3]吴宇，钟剑龙，吕其明.某型飞机短舱辐射换热计算1J1-航空动力学报，2013，28（5）：1119-1124.

[4]谢永奇，高红霞，余建祖.前飞状态下直升机动力舱通风冷却性能仿真[J].空气动力学学报，2011，29（5）：651-657.

[5]Me Yongqi，Yu Jian，Man Jing.Numerical simulation on theventilation cooling performance of the engine nacelle underhover and forward flight conditions[R].SAE，2011.

[6]马明明.航空发动机短舱流动与换热的计算研究[D].西安：西北工业大学，2007.

[7]康芹.发动机舱的热仿真与热分析[D].西安：西北工业大学，2007.

[8]潘丞雄，张靖周，单勇.直升机发动机舱通风、遮挡和隔热对红外辐射特性的影响[J].航空动力学报，2014，29（3）：519-525.

[9]王芳，余建祖，谢永奇.直升机动力舱流场及温度场的模拟14航空动力学报，2005，20（2）：208-213.

[10]王婕.涡轴型发动机冷却通风系统参数在机动试飞中的变化规律与分析[J].工程与试验，2012，52（2）：28-32.

[11]谢永奇，余建祖，高红霞.直升机动力舱通风冷却系统仿真[J].航空动力学报，2006，21（2）：297-302.