基于CFD對維護口蓋開關(guān)泄露問題的研究

　劉小紅，夏福明

（上海飛機設(shè)計研究院聯(lián)絡(luò)工程部，上海200436）

基于CFD對維護口蓋開關(guān)泄露問題的研究

劉小紅，夏福明

（上海飛機設(shè)計研究院聯(lián)絡(luò)工程部，上海200436）

對某機氣密試驗中水系統(tǒng)水服務(wù)面板上的維護口蓋開關(guān)泄露原因進行了分析，確認泄漏源后，對該泄漏源采用CFD方法進行了分析。結(jié)果表明，該泄漏源會產(chǎn)生射流現(xiàn)象，客艙增壓從13.79 kPa到56.33 kPa過程中，泄漏量依次增大，最大泄露量為8.5 L/m in，約占全機最大泄漏量的0.1%；當維護口蓋關(guān)閉后，射流在水服務(wù)板角片形成局部高壓，客艙增壓值越大，沖擊力越大，客艙增壓為56.33 kPa最大沖擊力為1 389Pa.

泄漏源；CFD；射流

飛機客艙增壓在飛機安全過程中起非常重要的作用，所以飛機上的氣密性研究都尤為必要，深入了解泄露點內(nèi)部機理，分析對飛機泄露量影響程度。某機客艙余壓最大不超過56.33 kPa.某機在2015年11月進行全機氣密試驗時，將客艙增壓分別增至56.33 kPa時，對全機氣密泄露進行排查，發(fā)現(xiàn)飲用水系統(tǒng)服務(wù)面板上維護口蓋開關(guān)附近漏氣，具體位置在開關(guān)頂桿正下方小弧度范圍內(nèi)，并且局部風(fēng)速大，風(fēng)向垂直于機身方向向外。風(fēng)速明顯的區(qū)域見圖1.

圖1　維護口蓋開關(guān)泄露位置

1　泄漏源原因分析

維護口蓋開關(guān)在機內(nèi)裝配形式為維護口蓋開關(guān)本體與水服務(wù)面板與螺栓連接，在機外維護口蓋開關(guān)本體與維護口蓋面板、密封圈、防松保險和螺栓連接，同時維護口蓋面板與水服務(wù)面板采用螺釘連接。關(guān)于該飛機密封性影響因素：

（1）該飛機在水服務(wù)板與蒙皮切合面進行了密封，并且鉚釘部位濕安裝。從氣流流向可以判斷該處與維護口蓋開關(guān)氣密泄露無關(guān)；

（2）該飛機在維護口蓋開關(guān)與水服務(wù)面板采用密封圈密封，緊固件采用濕安裝；可以判斷和2015年11月出現(xiàn)的維護口蓋開關(guān)泄露無關(guān)；

（3）經(jīng)復(fù)查圖紙和實物后，結(jié)合氣密試驗流體泄露的方向垂直于機身蒙皮的方向，發(fā)現(xiàn)維護口蓋開關(guān)在機內(nèi)與機外流體互不貫通；維護口蓋開關(guān)本體在圖2存在鍵槽，導(dǎo)致機內(nèi)、機外氣流導(dǎo)通。

鍵槽尺寸1.82 mm和0.86 mm，鍵槽與防松保險存在縫隙1、2、3，縫隙1為0.127 mm、縫隙2為0.267 mm、縫隙3為0.127 mm，連接飛機內(nèi)外，如圖2所示。當飛機客艙增壓分別增至13.79 kPa、27.58 kPa、41.37 kPa、56.33 kPa時，因為飛機內(nèi)外壓差，流體將通過鍵槽，流過鍵槽與防松保險的間隙后，在通過鍵槽流向外界大氣，當維護口蓋打開時，該射流中流體的能量在大氣中耗散掉，當維護口蓋關(guān)閉后，該射流會對水服務(wù)板角片形成沖擊力。

圖2　縫隙細節(jié)

2　泄漏情況CFD分析

為了深入分析該泄露的內(nèi)部機理，本文對維護口蓋開關(guān)鍵槽泄露情況采用CFD（Computational Fluid Dynamics計算流體動力學(xué)）方法進行了分析。計算假設(shè)客艙內(nèi)增壓到某個壓力值后，艙內(nèi)各處壓力均勻分布。流體模型如圖3、4.網(wǎng)格布置采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，流體區(qū)域采用分塊處理，不同的流體區(qū)域之間通過交界面過渡，網(wǎng)格總數(shù)20萬，邊界條件［1］包括壓力進口、壓力出口、壁面、交界面。湍流模型為S-A模型。離散格式采用二階迎風(fēng)格式［2］。

圖3　計算模型

圖4　鍵槽內(nèi)網(wǎng)格布置

邊界條件：壓力進口：13.79 kPa、27.58 kPa、41.37 kPa、56.33 kPa；壓力出口：0 kPa；參考壓力：101.325 kPa（外界大氣壓）。

（1）維護口蓋開關(guān)鍵槽對泄露量影響。飛機在地面狀態(tài)條件下，維護口蓋打開時，客艙增壓分別為13.79 kPa、27.58 kPa、41.37 kPa、56.33 kPa，

圖5給出了開關(guān)鍵槽泄露量隨客艙增壓關(guān)系曲線，結(jié)果表明艙內(nèi)增壓值加大，泄露量增大。主要原因是維護口蓋開關(guān)泄露面積一定時，艙內(nèi)增壓值加大，機內(nèi)、外壓差增大，導(dǎo)致鍵槽通道流速增大，從而造成泄露量加大。當飛機增壓到56.33 kPa狀穩(wěn)態(tài)后，開關(guān)最大泄露量約為8.5 L/min.可以評估維護口蓋開關(guān)泄漏量占全機氣密試驗最大泄露量接近于0.1%.如圖6所示。

圖5　開關(guān)泄露量隨座艙增壓曲線

圖6　鍵槽速度云圖和角片壓力云圖

（2）泄漏量對角片的沖擊力。飛機在地面狀態(tài)條件下，維護口蓋關(guān)閉時，維護口蓋沒有密封條，可以認為其與水服務(wù)板組件之間組成區(qū)域與外界大氣壓一致，客艙增壓分別為13.79 kPa、27.58 kPa、41.37 kPa、56.33 kPa，維護口蓋開關(guān)鍵槽位置以較高速度沖擊水服務(wù)板角片，因為鍵槽形成的射流的作用下，水服務(wù)板角片形成駐點，速度為零，形成局部高壓，見圖7.當客艙增壓從13.79 kPa到56.33 kPa時，高壓區(qū)域范圍越大，增壓幅值越大?？团撛鰤悍謩e到56.33 kPa、41.37 kPa、27.58 kPa、13.79 kPa角片壓力分別1389 Pa、953 Pa、605 Pa、276 Pa.

圖7　壓力云圖

（3）流場分析。從速度云圖圖8、圖9可以看出，客艙增壓導(dǎo)致鍵槽內(nèi)流體呈射流狀態(tài)。當流體經(jīng)過防松保險和鍵槽縫隙1、2、3時，因為客艙增壓加大，導(dǎo)致該縫隙通道局部速度大，形成射流的動力源，流體噴射口后，一方面受鍵槽壁面的限制，在靠近鍵槽壁面的地方，風(fēng)速大；另一方面，流體在另外一側(cè)形成自由流狀態(tài)，從壁面向自由流過渡時，速度依次遞減，呈錐形擴散分布。當艙內(nèi)增壓到56.33kPa時，流體自由狀態(tài)的擴散角加大，靠近鍵槽內(nèi)壁附近高風(fēng)速區(qū)變寬。

圖8　速度云圖（客艙增壓至27.58 kPa）

圖9　速度云圖（客艙增壓至56.33 kPa）

3　結(jié)束語

本文通過原因分析確認維護口蓋開關(guān)泄露源為開關(guān)本體鍵槽和防松保險間隙導(dǎo)致，通過CFD分析該間隙對泄露量的影響，結(jié)果如下：

（1）客艙增壓從13.79 kPa到56.33 kPa過程中，泄漏量依次增大，最大泄露量為8.5 L/min，，約占全機最大泄漏量的0.1%.

（2）飛機在地面狀態(tài)條件下，維護口蓋關(guān)閉后，客艙增壓從13.79 kPa到56.33 kPa過程中，間隙產(chǎn)生的射流對水服務(wù)板沖擊力越大，最大壓力為1 389 Pa.

［1］王福軍.計算流體動力學(xué)-CFD軟件原理與應(yīng)用［M］.北京：清華大學(xué)出版社，2004.

［2］王瑞金，張凱，王剛.Fluent技術(shù)基礎(chǔ)與應(yīng)用實例［M］.北京：清華大學(xué)出版社，2007：12.

Service Door Sw itch Leak Research Based on CFD

LIU Xiao-hong，XA Fu-ming
（Shanghai Aircraft Design&Research Institute，Shanghai 200436，China）

In this paper，leakage reasons on the water service door switch of water system panel were analyzed when plane is in the air test，after confirming the leakage source，effect that the leakage source will lead to is analyzed using CFD method.Results show that the leakage source produces the jet flow phenomenon，in the process of the cabin pressurization from 13.79kPa to 56.33kPa，leakage increases，in turn，the largest leak amount to 8.5 L/min，and accounts for about 0.1%of the whole aircraft maximum leakage.When service door panel is closed，local high pressure in water service panel is formed，the greater the cabin pressurization value is，the greater the impact，when cabin pressurization value is 56.33kPa，themaximum impact pressure is 1389 Pa.

leakage source；CFD；jet flow

TH138

A

1672-545X（2016）06-000210-03

2016-03-04

劉小紅（1978-），男，陜西渭南人，研究生，工程師，研究方向：飛機機械系統(tǒng)環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計。