民用飛機(jī)座艙排煙流場(chǎng)計(jì)算分析

　霍莎莎

（中航飛機(jī)研發(fā)中心環(huán)空救生研究所民機(jī)環(huán)控室，陜西西安710089）

民用飛機(jī)座艙排煙流場(chǎng)計(jì)算分析

霍莎莎

（中航飛機(jī)研發(fā)中心環(huán)空救生研究所民機(jī)環(huán)控室，陜西西安710089）

民用飛機(jī)座艙（駕駛艙和客艙）是機(jī)組、乘客工作和生活的空間，作為一個(gè)密閉的空間，需要有適宜的空氣流場(chǎng)，為乘員提供舒適的溫度和充足的新鮮空氣。當(dāng)駕駛艙產(chǎn)生煙霧時(shí)，排煙通道應(yīng)該能夠快速地將煙霧排除。主要通過(guò)數(shù)值模擬獲得排氣通道空氣流場(chǎng)，從空氣流場(chǎng)的角度進(jìn)行排煙分析。對(duì)比了兩種不同的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)排氣活門(mén)的布置方案，為系統(tǒng)設(shè)計(jì)決策提供依據(jù)。

座艙排煙；流場(chǎng)分析；數(shù)值模擬；CFD

民用飛機(jī)在實(shí)際航線運(yùn)營(yíng)中，可能會(huì)發(fā)生火災(zāi)或空調(diào)系統(tǒng)故障，從而產(chǎn)生座艙煙霧。座艙的煙霧會(huì)造成飛行機(jī)組和乘客呼吸困難，還會(huì)影響飛行機(jī)組視線，使得機(jī)組應(yīng)急處理能力下降，甚至可能會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)墜毀。

CCAR第25部運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)25.831（d）條規(guī)定：如果在駕駛艙區(qū)域有合理可能積聚危險(xiǎn)數(shù)量的煙，則必須能在完全增壓的情況下迅速排煙，而減壓不超出安全限度［1］。該條款要求詳細(xì)說(shuō)明在駕駛艙區(qū)出現(xiàn)煙霧時(shí)，機(jī)組應(yīng)當(dāng)如何排除煙霧，并通過(guò)煙霧排除試飛試驗(yàn)驗(yàn)證［2］。其中煙霧的模擬是該試驗(yàn)的關(guān)鍵，美國(guó)聯(lián)邦航空局咨詢通報(bào)AC25-9［3］詳細(xì)地闡述了煙霧模擬問(wèn)題。

本文主要通過(guò)數(shù)值模擬獲得排氣通道空氣流場(chǎng)，從空氣流場(chǎng)的角度進(jìn)行排煙分析。對(duì)比了兩種不同的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)排氣活門(mén)的布置方案，為系統(tǒng)設(shè)計(jì)決策提供依據(jù)。

1　物理模型

根據(jù)座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)布置方案，考察在機(jī)身中部的駕駛艙下或起落架艙處設(shè)置單排氣活門(mén)。圖1為排氣通道位置示意圖，圖2所示為兩種排氣活門(mén)位置示意圖。

圖1　排氣通道位置示意圖

圖2　兩種排氣活門(mén)布置方案

其中，方案1排氣活門(mén)位于機(jī)身中部的起落架艙前板，方案2的排氣活門(mén)位于駕駛艙下部的前板。

對(duì)排氣通道生成計(jì)算網(wǎng)格，對(duì)兩種情況的流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，主要考察排氣時(shí)壓力分布以及流動(dòng)阻力，從而對(duì)排煙進(jìn)行分析。

2　計(jì)算模型

2.1數(shù)值模擬計(jì)算方法

通常，N-S方程是數(shù)值模擬密閉空間流場(chǎng)的基礎(chǔ)，室內(nèi)空氣品質(zhì)的物理參數(shù)用一組非線性方程組來(lái)描述，對(duì)方程組進(jìn)行空間和時(shí)間上的離散，求解出各離散點(diǎn)上物理參數(shù)的值，從而得到最終結(jié)果。

數(shù)值計(jì)算的由以下三個(gè)步驟組成（如圖3所示）：第一步，通過(guò)各種物理假設(shè)對(duì)研究對(duì)象進(jìn)行近似處理，建立數(shù)學(xué)模型及其邊界條件來(lái)描述物理現(xiàn)象。第二步，通過(guò)離散化處理把微分方程組轉(zhuǎn)換成代數(shù)方程組以便用計(jì)算機(jī)處理。第三步，整理輸出計(jì)算機(jī)處理后的數(shù)值結(jié)果，CFD（Computational Fluid Dynamics，計(jì)算流體力學(xué)）技術(shù)是一種有效地處理數(shù)值結(jié)果的方法?；贜-S方程的CFD計(jì)算方法成功地應(yīng)用于氣動(dòng)載荷分析［4］和彈性分析［5］等多個(gè)領(lǐng)域。Boing公司CFD工程部采用商用軟件FLUENT對(duì)客機(jī)客艙內(nèi)的氣流組織進(jìn)行了數(shù)值模擬，并用試驗(yàn)驗(yàn)證了模擬結(jié)果，證明CFD能夠設(shè)計(jì)出良好的座艙氣流組織［6］。

圖3　數(shù)值計(jì)算的步驟示意圖

2.2控制方程和計(jì)算方法

本文主要研究座艙排煙通道的空氣流動(dòng)，該流動(dòng)是定常低速湍流。下列方程是文中用到的雷諾平均N-S方程（RANS）［7］：

連續(xù)性方程

動(dòng)量方程

k-ε模型是本文所采用的數(shù)學(xué)模型，湍流動(dòng)能k方程是精確方程，湍動(dòng)耗散率ε方程是由經(jīng)驗(yàn)公式導(dǎo)出的方程。k-ε模型k是在方程中引入了ε方程形成的。

其中Gk表示湍流動(dòng)能，由層流速度梯度產(chǎn)生，Gb則表示浮力產(chǎn)生的湍流動(dòng)能，在可壓縮湍流中，由過(guò)渡擴(kuò)散產(chǎn)生的波動(dòng)用YM表示，C1ε，C2ε和C3ε都是常量，σk是k方程的湍流普朗特?cái)?shù)，σε是方程的湍流普朗特?cái)?shù)，Sk，Sε是自定義的變量。

湍流粘性系數(shù)μt的公式如下：

k-ε模型是高雷諾數(shù)的湍流模型，它對(duì)充分發(fā)展的湍流才有效。然而，在靠近壁面區(qū)域內(nèi)的流動(dòng)，由于雷諾數(shù)較低，湍流發(fā)展不充分，分子粘性的影響比湍流的脈動(dòng)影響大，因此近壁面流動(dòng)不能直接用前面的模型計(jì)算，為了解決這一問(wèn)題，本文采用了以下兩種方法：配合使用低雷諾數(shù)k-ε模型與前面的湍流模型以及壁面函數(shù)法。下面具體介紹在FLUNT計(jì)算時(shí)，本文所采用的壁面函數(shù)法。

湍流的邊界層的壁面層包含三個(gè)子層，分別是粘性底層，過(guò)渡層和對(duì)數(shù)律層，核心區(qū)是完全湍流區(qū)，圖4展示了壁面層與核心區(qū)的流動(dòng)關(guān)系。

圖4湍流邊界層結(jié)構(gòu)

圖4中的y+的公式如下，它是壁面單位：

式中，y+是臨近單元中心到壁面的距離；uτ是自由流的速度；y是邊界層起始點(diǎn)到壁面的距離。

壁面函數(shù)法是用圖4中的半經(jīng)驗(yàn)線性公式，忽略粘性底層和過(guò)渡層，將壁面上與湍流核心區(qū)的物理量聯(lián)系在一起。前面的湍流模型使用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法（Standard Wall Functions）計(jì)算，它具有很高的計(jì)算效率和很強(qiáng)的工程實(shí)用性，但對(duì)于粘性底層和過(guò)渡層內(nèi)的“真實(shí)”速度分布，它無(wú)法計(jì)算，所以，在用FLUENT進(jìn)行的實(shí)際計(jì)算中，需要輸出y+值，用y+值來(lái)做邊界層內(nèi)的網(wǎng)格檢查。一般用壁面單位距離y+來(lái)度量壁面附近單元網(wǎng)格到壁面的距離。對(duì)數(shù)律層通常的有效范圍是30＜y+＜60，可以放大到30＜y+＜100.如果y+遠(yuǎn)小于30或遠(yuǎn)大于100，則FLUENT計(jì)算不能采用該湍流模型。如果有y+＜30的區(qū)域，可以通過(guò)增強(qiáng)壁面處理（Enhanced Wall Treatment）來(lái)改善。

3　計(jì)算結(jié)果及分析

對(duì)排氣通道生成計(jì)算網(wǎng)格，便可進(jìn)行相應(yīng)的流場(chǎng)計(jì)算。對(duì)兩種排氣活門(mén)布置方案進(jìn)行了計(jì)算，為了方便顯示數(shù)據(jù)，給出兩個(gè)典型切面的數(shù)據(jù)，如圖5所示，分別為包含了側(cè)邊通道的側(cè)邊切面以及中心切面。

圖5　排煙通道切面示意圖

3.1起落架艙排氣活門(mén)方案

首先針對(duì)方案1，即排氣活門(mén)置于機(jī)身中部的起落架艙側(cè)壁的情況，進(jìn)行了流場(chǎng)計(jì)算。

圖6和圖8為排氣通道兩個(gè)典型切面的壓力分布。由于流動(dòng)為不可壓縮流動(dòng)，因此壓力是選取了參考點(diǎn)的相對(duì)值，其絕對(duì)值沒(méi)有物理意義，但是相對(duì)值可以評(píng)估壓力大小以及流阻。

圖6為排氣側(cè)邊通道切面的壓力分布，圖7為排氣通道中心切面的壓力分布。

圖6　排氣通道側(cè)邊切面壓力分布

圖7　排氣通道中心切面壓力分布

圖8　排氣通道側(cè)邊切面速度分布

可以看出，駕駛艙下部和起落架艙附近的空腔內(nèi)壓力比較均勻，起到類(lèi)似穩(wěn)壓腔的作用。當(dāng)排氣活門(mén)放置于起落架艙時(shí)，駕駛艙排氣要經(jīng)過(guò)較長(zhǎng)的路徑到達(dá)排氣活門(mén)，流阻較大，因此駕駛艙下部的空腔內(nèi)壓力稍高；但是總體來(lái)講排氣通道流速很小，如圖9所示，因此阻力較小，兩側(cè)壓力差的量級(jí)在12 Pa左右。同時(shí)，通過(guò)積分得到，起落架艙上部的窄縫流阻也為2 Pa量級(jí)。

圖9　排氣通道側(cè)邊切面壓力分布

從以上結(jié)果可知，排氣活門(mén)放置于起落架艙時(shí)，駕駛艙排氣區(qū)域具有較高的壓力，當(dāng)駕駛艙排煙時(shí)，會(huì)增加煙霧在排煙通道的流通時(shí)間，存在煙霧擴(kuò)散滲透到客艙的可能性。

3.2駕駛艙下部排氣口方案

同時(shí)針對(duì)方案2，即排氣活門(mén)置于駕駛艙下部的空腔側(cè)壁的情況，進(jìn)行了流場(chǎng)計(jì)算。

圖9到圖10為兩個(gè)典型切面的壓力場(chǎng)，圖11為速度場(chǎng)。

圖10　排氣通道中間切面壓力分布

圖11　排氣通道側(cè)邊切面速度分布

當(dāng)排氣活門(mén)位于駕駛艙下部時(shí)，從圖中的壓力分布可以看出，此時(shí)客艙進(jìn)入排氣通道的壓力處于較高的壓力狀態(tài)，而駕駛艙下部的空腔處于較低的壓力，當(dāng)駕駛艙產(chǎn)生煙霧時(shí)，可以較短的路徑排出艙外，與方案1相比，方案2更有利于駕駛艙排煙，避免煙霧擴(kuò)散滲透進(jìn)入客艙。

圖12的速度分布表明，與方案1類(lèi)似，排氣通道的平均流速處于較低的水平，因此流動(dòng)阻力較小，但是大于方案1，兩側(cè)壓力差為19 Pa量級(jí)，起落架艙的窄縫的流動(dòng)阻力仍然在2 Pa的量級(jí)。

需要說(shuō)明的是，排氣通道和起落架艙的窄縫可能會(huì)布置管線，這樣會(huì)減少排氣通道的有效流通面積，從而導(dǎo)致流速增加，若不考慮管線導(dǎo)致的局部阻力損失，理論上流阻以速度的平方量級(jí)增加，因此若后續(xù)布置管線導(dǎo)致有效流通面積大大減小，建議同時(shí)在機(jī)身后部設(shè)置排氣活門(mén)。

4　結(jié)束語(yǔ)

對(duì)兩種排氣活門(mén)布置方式下的排氣通道流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算，通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析，可以得到以下結(jié)論：

（1）在不考慮后續(xù)布置管線的情況下，排氣通道的總體流動(dòng)阻力很小，起落架艙上部的窄縫的流阻在2 Pa的量級(jí)。

（2）排氣活門(mén)放置在機(jī)身中部的起落架艙側(cè)壁時(shí)，由于駕駛艙距離排氣活門(mén)較遠(yuǎn)，會(huì)導(dǎo)致駕駛艙排氣處于較高的壓力，可能會(huì)使得駕駛艙排煙時(shí)，煙霧滲透擴(kuò)散至客艙，而當(dāng)排氣活門(mén)置于駕駛艙下部時(shí)，駕駛艙排氣口及下部的空腔處于較低的壓力水平，并且駕駛艙排氣能夠以較短的路徑從排氣活門(mén)排出，避免了煙霧擴(kuò)散滲透至客艙。

（3）當(dāng)排氣通道和起落架艙上部的窄縫內(nèi)布置管線時(shí)，可能會(huì)導(dǎo)致座艙后段排氣的流阻大大增加，若有效流通面積顯著減小時(shí)，建議同時(shí)在機(jī)身后部設(shè)置排氣活門(mén)。

［1］中國(guó)民航局.CCAR-25運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)［S］.北京：中國(guó)民用航空局，2009.

［2］鄭作棣.運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)技術(shù)咨詢手冊(cè)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，1995：256.

［3］FAA.AC25-9煙霧探測(cè)、穿透及排除試驗(yàn)以及飛行手冊(cè)中相應(yīng)的應(yīng)急程序［S］.美國(guó)：美國(guó)聯(lián)邦航空管理局，1986.

［4］董文輝.夏露.一種基于N-S方程的CFD/CSD耦合計(jì)算方法［J］.航空工程進(jìn)展，2011，2（4）：410.

［5］徐敏，安效民，陳士櫓.一種CFD/CSD耦合計(jì)算方法［J］.航空學(xué)報(bào)，2006，27（1）：35.

［6］張大林，昂海松.飛機(jī)座艙內(nèi)空氣速度和溫度分布的數(shù)值模擬［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2002，34（5）：484.

［7］劉靜悅，張大林，紀(jì)兵兵.飛機(jī)座艙內(nèi)空氣品質(zhì)計(jì)算［J］.機(jī)械制造與自動(dòng)化.2011，40（5）：7.

Flow Field Calculation Analysis for AircraftCabin Smoke Remove

HUO Sha-sha
（AVIC Aircraft Tesearch and Fevelopment Venter of the Ring Ring Air Rescue Aircraft Control Room，Shaanxi Xi'an 710089，China）

Aircraft cabin（including cockpit and passenger cabin）is working and living space of crew and passengers.As a closed room，the cabin needs an appropriate flow field to provide com fortable temperature and adequate fresh air for passengers.When smoke occurs in the cockpit，smoke remove tunnel shall discharge the smoke out of the aircraft rapidly.This articlemainly analyzes the smoke remove issue through numerical simulation of smoke discharge tunnel flow field.It compares two different types of Cabin Pressure Control System outflow valve layout and provides the basis for system design.

cabin smoke remove；flow field analysis；numerical simulation；CFD

V245.3

A

1672-545X（2016）06-0047-03

2015-03-01

霍莎莎（1989-），女，陜西寶雞人，本科，工程師，主要從事民用飛機(jī)引氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究。