基于CFD的內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣流量研究

王玉梅，王 婕

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

1 引言

動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)是飛機(jī)設(shè)計(jì)定型需要考核的重要內(nèi)容，而從通風(fēng)口進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)的冷氣流量是該系統(tǒng)的重要指標(biāo)[1，2]。國(guó)內(nèi)外關(guān)于進(jìn)氣流量的測(cè)量，傳統(tǒng)方式是利用皮托管或總壓、靜壓管測(cè)量通風(fēng)口入口處壓力，再用總溫傳感器獲得入口處溫度，最終通過公式得到進(jìn)氣流量[3]。

國(guó)內(nèi)上世紀(jì)曾對(duì)配裝渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的軍機(jī)進(jìn)行過發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)冷氣流量的測(cè)量。測(cè)量方法是在短艙的排氣界面上測(cè)量總壓、靜壓、總溫，進(jìn)而計(jì)算得到艙內(nèi)冷氣流量[4]。目前，新型內(nèi)埋式通風(fēng)口的出現(xiàn)，將冷卻通風(fēng)系統(tǒng)帶到了隱身時(shí)代，利用皮托管測(cè)量總靜壓得到通風(fēng)口進(jìn)氣流量的方式已無(wú)法實(shí)施。而現(xiàn)在可調(diào)節(jié)式的發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口，使得排氣截面面積也無(wú)法確定，因此采用尾噴口處測(cè)量流量的方法也無(wú)法實(shí)施。本文借助計(jì)算流體力學(xué)商業(yè)軟件Fluent，對(duì)內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨飛行高度和飛行馬赫數(shù)的變化進(jìn)行了數(shù)值研究，并從空氣動(dòng)力學(xué)角度對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，其結(jié)果可為動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供理論指導(dǎo)。

2 數(shù)值計(jì)算

2.1 物理模型及計(jì)算網(wǎng)格

圖1、圖2分別為內(nèi)埋式通風(fēng)口計(jì)算區(qū)域及XOZ截面上計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格示意圖。在短艙內(nèi)部通風(fēng)口前端有貓耳朵狀導(dǎo)流板，內(nèi)埋式通風(fēng)口與導(dǎo)流板模型按實(shí)際尺寸1:1建立。導(dǎo)流板附近采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，其它區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格在格柵處適當(dāng)加密。整個(gè)計(jì)算區(qū)域共有網(wǎng)格約139萬(wàn)。

圖1 內(nèi)埋式通風(fēng)口計(jì)算區(qū)域Fig.1 Computation region of the embedded vent scoop

圖2 計(jì)算區(qū)域XOZ截面網(wǎng)格Fig.2XOZsection grids of computation region

2.2 控制方程

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙冷卻是一個(gè)三維流動(dòng)換熱問題，為便于計(jì)算和分析，同時(shí)又不失真實(shí)性，在數(shù)值計(jì)算中作如下假設(shè)：①流體為理想流體，Ma＞0.3時(shí)流體可壓縮；②忽略徹體力(重力)影響；③流體為定常流，④溫度變化不大時(shí)流體的導(dǎo)熱系數(shù)λ為常數(shù)。研究問題的基本控制方程可描述為[3]：

連續(xù)性方程

2.3 湍流模型

內(nèi)埋式通風(fēng)口附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程模型可達(dá)到計(jì)算精度。經(jīng)簡(jiǎn)化，k方程和ε方程可分別表示為[5]：

式中：Gk為湍動(dòng)生成項(xiàng)，是由于平均速度梯度引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生項(xiàng)；Gb為由于浮力影響引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生項(xiàng)；YM為可壓縮湍流脈動(dòng)膨脹對(duì)總耗散率的影響；μt為湍流粘性系數(shù)，μt= ρCμk2/ε；Fluent中，C1ε=1.44，C2ε=1.92，C3ε=0.09。根據(jù) Launder等的推薦值為后續(xù)試驗(yàn)驗(yàn)證，標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型中k與ε的湍流普朗特?cái)?shù)分別為σk=1.0、σε=1.3。

2.4 邊界條件

內(nèi)埋式通風(fēng)口計(jì)算區(qū)域邊界條件包括外界冷氣進(jìn)口、冷氣出口、短艙排氣出口等。數(shù)值計(jì)算時(shí)，外界冷氣進(jìn)口置為質(zhì)量進(jìn)口，相應(yīng)質(zhì)量可根據(jù)飛行馬赫數(shù)的定義Ma=v/c計(jì)算得到，冷氣溫度為相應(yīng)高度的標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度[6]；冷氣出口和短艙排氣出口為壓力出口，背壓為大氣壓，詳見表1和表2。表中：Hp為飛行高度，Pj為大氣壓力，T大氣為大氣溫度，Qm為外界冷氣進(jìn)口質(zhì)量流量。計(jì)算條件中，海平面高度上取大氣溫度為288 K。

表1 高度改變時(shí)的參數(shù)表Table 1 Parameter list of different altitudes

表2 馬赫數(shù)改變時(shí)的參數(shù)表Table 2 Parameter list of different Mach

2.5 控制方程求解方法[7，8]

用控制容積法對(duì)計(jì)算區(qū)域和控制方程進(jìn)行離散，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式；用SIMPLE算法對(duì)N-S方程進(jìn)行求解；判斷收斂的準(zhǔn)則為各方程殘差收斂的精度小于1×10-4。

3 結(jié)果分析

為便于計(jì)算結(jié)果分析，在通風(fēng)口內(nèi)截面上，沿流向(X方向)取通風(fēng)口的對(duì)稱線為V-line直線(圖3)，用于分析不同計(jì)算條件下通風(fēng)口截面的流速變化。

圖3 V-line位置Fig.3 Position of V-line

3.1 不同飛行高度時(shí)的通風(fēng)口進(jìn)氣分析

結(jié)果顯示，通風(fēng)口內(nèi)外靜壓值在X方向是前低后高，但通風(fēng)口內(nèi)外兩截面上靜壓差隨飛行高度的增加而變小，通風(fēng)口內(nèi)外壓差大小決定進(jìn)入短艙的冷氣流量。低空時(shí)通風(fēng)口內(nèi)外靜壓差大，從通風(fēng)口進(jìn)入短艙的冷氣流量大。主要是因?yàn)榈涂諘r(shí)大氣密度大，飛行馬赫數(shù)一定時(shí)，通風(fēng)口外的大氣流量也大。下面對(duì)通風(fēng)口中軸線上速率隨飛行高度變化的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。

圖4給出了Ma為0.6時(shí)下通風(fēng)口沿流向的冷氣速率隨飛行高度的變化規(guī)律。從圖中可看出，通風(fēng)口處的流體速率前低后高，約在通風(fēng)口沿流向(X方向)1/3處速率基本穩(wěn)定在高位，約為150 m/s。

圖4 V-line上速率隨飛行高度的變化Fig.4 Velocity of V-line changes with attitude

3.2 不同飛行馬赫數(shù)時(shí)的通風(fēng)口進(jìn)氣分析

圖5 為高度17 km、Ma分別為0.6和1.8時(shí)，Y=0截面上流體流速的分布云圖。從圖5(a)中可看出，飛機(jī)在Ma=0.6飛行時(shí)，內(nèi)埋式通風(fēng)口外側(cè)流場(chǎng)比較均勻，僅在內(nèi)埋式通風(fēng)口后端出現(xiàn)氣流減速又加速的現(xiàn)象；從圖5(b)中可看出，飛機(jī)在Ma=1.8飛行時(shí)，內(nèi)埋式通風(fēng)口外側(cè)流場(chǎng)就相對(duì)復(fù)雜很多，主要表現(xiàn)在內(nèi)埋式通風(fēng)口前端氣流速度增加，后端氣流速度又有所降低。這是因?yàn)橥饨缋錃馔ㄟ^內(nèi)埋式通風(fēng)口格柵進(jìn)氣動(dòng)力艙，對(duì)于通風(fēng)口外側(cè)通道，根據(jù)流體力學(xué)[9]，亞聲速氣流在漸擴(kuò)通道中會(huì)減速，這一現(xiàn)象在內(nèi)埋式通風(fēng)口后端由于進(jìn)氣動(dòng)力艙流體流速較大而更加明顯。在內(nèi)埋式通風(fēng)口下游區(qū)域，由于通道變窄，流速有所增加，流場(chǎng)逐漸均勻。超聲速飛行時(shí)，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，內(nèi)埋式通風(fēng)口中間區(qū)域出現(xiàn)高壓，致使流體在此區(qū)域的流速低于附近區(qū)域。如圖6中超聲速飛行時(shí)，V-line上流速前后高中間低。同時(shí)，超聲速飛行時(shí)，V-line上的氣體流速仍大于亞聲速。

3.3 外界大氣密流對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣的影響

飛機(jī)在不同高度上飛行，外界大氣壓力和大氣密度都有所不同。因而飛機(jī)以等馬赫數(shù)飛行時(shí)，外界的大氣壓力和密度是影響通風(fēng)口進(jìn)氣量的主要原因。因而定義大氣密流來描述外界大氣氣流，公式如下：

圖5 Y=0截面上氣體流速Fig.5 Flow velocity ofY=0 section

圖6 V-line上速率隨馬赫數(shù)的變化(Hp=17 km)Fig.6 Velocities of V-line at different Mach number(Hp=17 km)

式中：qm為外界大氣密流(kg/m2·s)；Qm為外界大氣進(jìn)入控制體的流量(kg/s)；ρ為外界大氣密度(kg/m3)；v為外界大氣速度(m/s)；A為計(jì)算模型的進(jìn)口面積(m3)；R為空氣的普適氣體常數(shù)，287(J/(kg·K))；C為當(dāng)?shù)仫L(fēng)速(m/s)。

在11 km和17 km的飛行高度上，對(duì)飛行馬赫數(shù)從0.6～2.1范圍內(nèi)的內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣量進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，結(jié)果如圖7所示?？梢姡涸谟?jì)算范圍內(nèi)，隨著馬赫數(shù)的增大，內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣量隨之增加；亞聲速飛行時(shí)，增長(zhǎng)相對(duì)緩慢；跨聲速時(shí)，由于流體結(jié)構(gòu)變化，進(jìn)氣流量增幅變大；超聲速飛行時(shí)，增長(zhǎng)幅度變緩。

圖7 內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣量隨馬赫數(shù)的變化Fig.7 Mass flux of vent scoop at different Mach number

4 結(jié)論

(1)飛行馬赫數(shù)一定時(shí)，通風(fēng)口處的冷氣速率整體上前小后大，但不同飛行高度通風(fēng)口的速率大小相當(dāng)；內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣量與外界大氣密流成正比。

(2)亞聲速飛行時(shí)，內(nèi)埋式通風(fēng)口處流體速率整體上前小后大。馬赫數(shù)為0.6時(shí)，V-line上穩(wěn)定速率大約為150 m/s；超聲速飛行時(shí)，規(guī)律不同，但飛行馬赫數(shù)一定時(shí)，內(nèi)埋式通風(fēng)口流體速率大小相當(dāng)。

(3)計(jì)算范圍內(nèi)，內(nèi)埋式通風(fēng)口進(jìn)氣量隨飛行馬赫數(shù)的增大而增加，跨聲速飛行時(shí)進(jìn)氣量增加幅度較大，亞聲速和超聲速飛行時(shí)進(jìn)氣量增加緩慢。

[1]GJB 243A-2004，航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求[S].

[2]劉選民.航空武器裝備飛行試驗(yàn)指南第四卷(第十二冊(cè))[M].中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，2009.

[3]Brian F L，Thomas G S，Jeffrey A C.Fight Test and Refinement of a Nacelle Ventilation Inlet Partially Submerged in Boundary Layer[R].ASME 2001-GT-0453，2001.

[4]管瑞賢.某型飛機(jī)動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)試飛方案——冷卻流量測(cè)量[R].2003.

[5]陶文銓.數(shù)值傳熱學(xué)[M].2版.西安：西安交通大學(xué)出版社，2001：1—6.

[6]錢翼稷.空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2008：402—403.

[7]江 帆，黃 鵬.Fluent高級(jí)應(yīng)用與實(shí)例分析[M].北京：清華大學(xué)出版社，2008：13—17.

[8]韓占忠，王 敬，蘭小平.FLUENT流體工程仿真計(jì)算實(shí)例與應(yīng)用[M].北京：北京理工大學(xué)出版社，2005：104—138.

[9]賈月梅，趙秋霞，趙廣慧.流體力學(xué)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2006：301—305.