基于流固弱耦合算法的某型飛機(jī)前起落架艙內(nèi)溫度分析

胡祥龍　屠毅　楊智

【摘 要】本文采用流固弱耦合的方法，計(jì)算了某型號(hào)飛機(jī)前起落架艙內(nèi)部的溫度隨飛行過程的變化情況，并分析和解釋了艙內(nèi)溫度最高時(shí)刻各位置的溫度分布情況。本文采用流固弱耦合的方法，極大的提高了計(jì)算效率，縮短了計(jì)算時(shí)間，為其他流固耦合熱分析提供了參考價(jià)值。

【關(guān)鍵詞】前起落架艙；流固弱耦合；溫度場

0 引言

起落架系統(tǒng)是飛機(jī)上重要的承力部件，對(duì)于飛機(jī)的安全起飛和著陸發(fā)揮著至關(guān)重要的作用[1]。然而，起落架系統(tǒng)在工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生大量的熱量，如果收放不當(dāng)，將會(huì)導(dǎo)致起落架艙內(nèi)溫度過高，影響其他設(shè)備的性能，甚至留下安全隱患。因此，在飛機(jī)的設(shè)計(jì)和優(yōu)化過程中，必須考慮起落架系統(tǒng)產(chǎn)生的溫度影響。

本研究以某型號(hào)飛機(jī)前起落架艙為例，采用流固弱耦合的方法，分析了在艙內(nèi)照明燈持續(xù)打開條件下，前起落架艙內(nèi)的溫度場分布情況，從而為評(píng)估艙內(nèi)是否超溫提供理論依據(jù)。

1 前起落架艙溫度場計(jì)算原理

前起落架艙的三維幾何模型如圖1所示。前起落架艙與左側(cè)艙室相互連通，計(jì)算時(shí)需一并考慮。艙內(nèi)主要散熱結(jié)構(gòu)包括輪胎、輪轂、輪軸等，此外，艙內(nèi)還有三盞照明燈，也會(huì)持續(xù)向艙內(nèi)散發(fā)熱量。

圖1 前起落架艙幾何模型

在飛行初始階段，由于機(jī)輪等結(jié)構(gòu)的溫度較高，機(jī)輪系統(tǒng)不斷向其他結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱，并向艙內(nèi)空氣散熱。對(duì)于艙內(nèi)空氣，由于機(jī)輪附近空氣的溫度相對(duì)較高，即艙內(nèi)空氣存在較大的溫差，則會(huì)產(chǎn)生自然對(duì)流換熱。上述傳熱一直持續(xù)，直到最終達(dá)到熱平衡。由以上分析可知，前起落架艙內(nèi)的傳熱形式，既包括固體內(nèi)部的熱傳導(dǎo)，也包括空氣流體的對(duì)流傳熱和導(dǎo)熱，而在固體結(jié)構(gòu)和空氣之間，也存在相互作用的耦合傳熱。

由于前起落架艙內(nèi)的傳熱為非穩(wěn)態(tài)，且計(jì)算網(wǎng)格數(shù)量較大，非穩(wěn)態(tài)計(jì)算周期很長。為了提高計(jì)算效率，本文采取流體固體弱耦合的算法。先根據(jù)邊界條件對(duì)流體區(qū)域進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，然后將流固接觸表面的溫度和換熱系數(shù)等數(shù)據(jù)傳給固體模型，進(jìn)行固體區(qū)域的瞬態(tài)計(jì)算；待固體區(qū)域計(jì)算完成后，再將流固接觸表面的溫度數(shù)據(jù)傳給流體模型進(jìn)行下一次的穩(wěn)態(tài)計(jì)算，之后仔進(jìn)行固體模型進(jìn)行下一次的瞬態(tài)計(jì)算。如此迭代，直至完成全部計(jì)算。此方法可以得到較精確的計(jì)算結(jié)果，并極大地提高計(jì)算效率。

2 計(jì)算模型和參數(shù)設(shè)置

2.1 物理模型

計(jì)算所用的物理模型主要包括湍流模型、輻射模型和耦合計(jì)算模型。其中湍流模型應(yīng)用N-S方程中的k-ε模型，輻射模型為灰體輻射，耦合計(jì)算模型采用Star-CCM+中的Co-Simulation，實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)空氣與固體結(jié)構(gòu)的的弱耦合熱計(jì)算。實(shí)際計(jì)算中，流體每次計(jì)算為3000步，固體每次計(jì)算為10秒。

2.2 初始條件邊界條件設(shè)置

邊界條件需考慮三個(gè)照明燈的發(fā)熱量、艙壁的導(dǎo)熱和對(duì)流換熱，同時(shí)，需設(shè)置起落架輪胎、輪轂、輪軸等結(jié)構(gòu)的溫度作為仿真初始溫度。計(jì)算中，輪胎、輪轂、輪軸等結(jié)構(gòu)表面設(shè)為流固耦合邊界。

3 計(jì)算結(jié)果

3.1 前起落架艙內(nèi)溫度隨時(shí)間的變化情況

前起落架艙內(nèi)流體域平均溫度變化情況如圖2所示。

圖2 前起落架艙內(nèi)空氣平均溫度變化

可以看出，起飛初始階段，前起落架艙內(nèi)空氣的平均溫度迅速升高，這是由于機(jī)輪等結(jié)構(gòu)的溫度很高，釋放大量的熱量，這些熱量遠(yuǎn)大于艙內(nèi)向外界傳遞的熱量。之后由于機(jī)輪等結(jié)構(gòu)的溫度逐漸降低，機(jī)輪和燈釋放的熱量不足以彌補(bǔ)艙內(nèi)向外界環(huán)境釋放的熱量，所以艙內(nèi)溫度持續(xù)降低。

3.2 前起落架艙內(nèi)溫度分布情況

選取艙內(nèi)空氣平均溫度最高的時(shí)刻，此時(shí)溫度分布對(duì)應(yīng)最嚴(yán)酷的工況。

為了方便展示前起落架艙內(nèi)的溫度分布情況，選取了艙內(nèi)4處具有代表性的截面，包括水平截面1處，豎直截面3處（橫向截面2處，縱向截面1處）。這幾處截面在艙內(nèi)的位置如圖3所示。

a）前起落架艙內(nèi)空氣在水平方向的溫度分布

圖4所示為艙內(nèi)水平方向的溫度分布。在水平方向，溫度總體差別不大，大部分在80℃以下，只有在機(jī)輪、輪軸等發(fā)熱結(jié)構(gòu)附近的溫度較高。

b）前起落架從艙內(nèi)空氣在豎直（橫向）方向內(nèi)的溫度分布

該方向溫度分布如圖5所示，可以看出：

1）艙內(nèi)上側(cè)溫度明顯高于下側(cè)溫度，此現(xiàn)象的原因主要有：第一，當(dāng)前起落架艙艙門關(guān)閉時(shí)，艙內(nèi)空氣主要通過自然對(duì)流和輻射來傳熱。在自然對(duì)流的作用下，熱量向上浮動(dòng)，使得上側(cè)溫度偏高；第二，相比較而言，機(jī)輪等高溫結(jié)構(gòu)更靠近前起落架艙頂部，從而對(duì)頂部的熱輻射更強(qiáng)；第三，上側(cè)艙室（駕駛艙）的溫度高于下側(cè)艙門位置的溫度，尤其是在巡航階段，艙門外側(cè)的溫度為-55℃，而上側(cè)駕駛艙內(nèi)溫度始終保持在24℃左右。

2）輪轂、輪軸、輪胎、燈等熱源附近，空氣溫度較高；

3）同一高度處，左側(cè)蒙皮附近的溫度稍高于下側(cè)艙門附近的溫度。這是由于蒙皮位置存在隔熱層，大大減少了熱量向外界環(huán)境傳遞。但是艙門處沒有隔熱層，熱量較容易在此處向外界傳出。

c）艙內(nèi)空氣在豎直（縱向）方向內(nèi)的溫度分布

該方向溫度分布如圖6所示，總體分布規(guī)律如下：

1）艙內(nèi)上側(cè)溫度高于下側(cè)溫度，原因已在前文解釋，此處不再贅述。

2）輪轂、輪軸、輪胎、燈等局部熱源附近，空氣溫度較高。而且，機(jī)輪周圍較大區(qū)域的溫度明顯升高，而燈附近只有較小的區(qū)域溫度升高，說明在起飛初期，機(jī)輪對(duì)周圍空氣的溫度影響大于燈的影響。

4 結(jié)論

本研究計(jì)算了某型號(hào)飛機(jī)前起落架艙內(nèi)的溫度隨飛行時(shí)間的變化情況，重點(diǎn)分析了艙內(nèi)溫度最高時(shí)刻的各位置溫度分布情況，得到結(jié)論如下：

a）前起落架艙內(nèi)的溫度在起飛初期迅速升高，之后逐漸降低。

b）艙內(nèi)溫度最高時(shí)刻，頂部區(qū)域的溫度明顯高于底部艙門區(qū)域。且在起飛初期，機(jī)輪對(duì)周圍空氣的加熱程度大于燈的影響。

【參考文獻(xiàn)】

[1]高澤迴.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第14分冊(cè)——起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[責(zé)任編輯：田吉捷]