平開口式通風(fēng)口的進(jìn)氣流量數(shù)值仿真

侯亞東

摘要：以電子控制器冷卻管道為研究對(duì)象，通過計(jì)算流體力學(xué)（CFD）仿真方法，計(jì)算飛機(jī)不同狀態(tài)下冷卻管道流量，并與試飛數(shù)據(jù)對(duì)比，分析誤差，調(diào)整模型和邊界條件，直至可接受范圍。進(jìn)而，運(yùn)用該方法，建立大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)平開口式通風(fēng)口的模型，計(jì)算高度、速度、迎角、側(cè)滑角等飛行狀態(tài)條件下，通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨參數(shù)的變化規(guī)律。結(jié)果表明，高度和速度參數(shù)對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量影響很大：相同速度下，通風(fēng)口進(jìn)氣總流量隨高度的增加而減小;相同高度下，通風(fēng)口進(jìn)氣總流量隨速度的增加而增加;迎角和側(cè)滑角對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣總流量影響較小，迎角從負(fù)迎角增加到正迎角，進(jìn)入短艙內(nèi)部的冷卻氣流流量呈現(xiàn)先升高后降低的現(xiàn)象，在迎角。。附近達(dá)到峰值，側(cè)滑角的變化對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量影響不大。

關(guān)鍵詞：電子控制器;流量;平開口式通風(fēng)口;飛行狀態(tài);數(shù)值仿真

中圖分類號(hào)：V23文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

從外界大氣或低壓壓氣機(jī)引入低溫氣體，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)部進(jìn)行有效地冷卻通風(fēng)，以降低發(fā)動(dòng)機(jī)表面熾熱部位的溫度和有環(huán)境溫度要求的附件的工作溫度，使其低于設(shè)計(jì)的限制值，從而保證其正常工作;同時(shí)，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的冷卻空氣，通過發(fā)動(dòng)機(jī)短艙后部的排氣口排出，以此來避免發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)部可燃廢氣的聚集[1，2]。由于短艙內(nèi)部管路復(fù)雜，加之布置了各種各樣的附件，使得內(nèi)部流場混亂復(fù)雜，給實(shí)際測量帶來了很大的困難;同時(shí)，測量法在試飛周期上也無法滿足要求[3]。近年來，隨著計(jì)算流體力學(xué)（CFD）仿真技術(shù)的發(fā)展，為獲取進(jìn)入短艙的流量和得到其內(nèi)部流場、溫度場分布提供了方法。另外，運(yùn)用數(shù)值仿真可以在型號(hào)試飛開展前預(yù)估進(jìn)入短艙內(nèi)的冷氣流量，對(duì)短艙內(nèi)的流動(dòng)換熱情況有深入了解，用于指導(dǎo)后期的型號(hào)試飛[4～7]。

影響冷卻通風(fēng)效果的主要因素是冷卻氣流的流量和溫度。本研究以某型發(fā)動(dòng)機(jī)配裝空臺(tái)進(jìn)行的熾熱部位溫度測量和動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)飛行試驗(yàn)作為數(shù)值仿真的數(shù)據(jù)來源，首先建立電子控制器的冷卻管道模型并進(jìn)行模擬計(jì)算，并與試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，分析誤差的來源，總結(jié)出一套大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)短艙通風(fēng)口進(jìn)氣流量的仿真方法;接著建立平開口式通風(fēng)口模型，分別計(jì)算了高度、速度、迎角、側(cè)滑角等因素影響的下通風(fēng)口進(jìn)氣流量，分析上述因素對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響規(guī)律，為后期大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻通風(fēng)試飛提供參考[8～11]。

1 仿真方法的獲取

1.1 電子控制器冷卻通風(fēng)系統(tǒng)模型的建立

由于受到通風(fēng)口管道周圍空間的限制，飛行試驗(yàn)中無法直接在通風(fēng)口管道周圍布置皮托管和探針來獲取相關(guān)參數(shù)，但試驗(yàn)中對(duì)擁有獨(dú)立冷卻管道的電子控制器進(jìn)口管路上加裝了皮托管和總溫測頭，通過流量計(jì)算公式得出電子控制器管路冷卻氣流流量。因此，首先對(duì)電子控制器的冷卻管道進(jìn)行建模，并計(jì)算冷卻氣流流量，與試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析。電子流量控制器位于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的下側(cè)方。數(shù)值模擬中，將短艙構(gòu)型放置在一個(gè)足夠大的空間內(nèi)，設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場，遠(yuǎn)場直徑為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙直徑的20倍，短艙及電子控制器冷卻管道按照1：1的比例建立模型，用試飛數(shù)據(jù)作為數(shù)值仿真的工況，來計(jì)算電子控制器進(jìn)氣流量，計(jì)算模型如圖1～圖2所示。

1.2 控制方程

根據(jù)上述計(jì)算模型和管內(nèi)流動(dòng)問題的特性，采用N-S控制方程，并基于Fluent計(jì)算的數(shù)學(xué)模型采用以下假設(shè)：（1）在數(shù)值模擬研究中，流體均可以認(rèn)為連續(xù)介質(zhì)，其運(yùn)動(dòng)速度、壓力和密度等參數(shù)都可以看作是坐標(biāo)的連續(xù)函數(shù);（2）流體的流動(dòng)可視為定常可壓縮流動(dòng);（3）能量方程中不存在源項(xiàng)。

1.3 湍流模型的選擇

在Fluent軟件中提供有多種湍流模型以供數(shù)值仿真計(jì)算的選擇，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。本研究重點(diǎn)關(guān)注的是通風(fēng)冷卻管道內(nèi)部流量的大小，而Standardk-ε模型能較好地模擬射流流動(dòng)和管內(nèi)流動(dòng)情況，在較大范圍內(nèi)應(yīng)用有足夠的精度，包括邊界層流動(dòng)、管內(nèi)流動(dòng)、剪切流動(dòng)等。該模型應(yīng)用范圍廣泛、計(jì)算量適中，其收斂性和計(jì)算精度都能滿足一般的工程計(jì)算要求。同時(shí)，對(duì)于通風(fēng)口人口處的壁面邊界流動(dòng)問題，標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)能給出合理的預(yù)測，且有較高的計(jì)算精度。因此本文采用Standard k-ε模型+標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)的方法來進(jìn)行數(shù)值仿真。

1.4 網(wǎng)格劃分和數(shù)值仿真方法

采用ICEM商業(yè)軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，由于冷卻管道是不規(guī)則曲面構(gòu)成的管道，因此采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行劃分，在冷卻管道通風(fēng)口進(jìn)口區(qū)域的網(wǎng)格尺寸與通風(fēng)口內(nèi)部尺寸均勻過渡處布置一個(gè)密度盒，使外圍空間如圖3所示，避免由于網(wǎng)格尺寸畸變而引起網(wǎng)格發(fā)散，共653萬網(wǎng)格。

計(jì)算過程中采用Fluent分離式穩(wěn)態(tài)求解器，壓力修正方法采用Simple算法，各參數(shù)的離散均采用二階精度的迎風(fēng)格式，壓力修正方程、連續(xù)方程、動(dòng)量方程、k-ε方程都使用亞松弛，松弛因子在計(jì)算過程中逐步調(diào)整，解收斂的判斷標(biāo)準(zhǔn)是相對(duì)殘差小于1×10^-6;計(jì)算初始化方式為HybridInitialization初始化。

1.5 邊界條件和計(jì)算工況

圖1和圖2給出的計(jì)算區(qū)域示意圖中，邊界條件包括壓力遠(yuǎn)場、冷卻管道出口、進(jìn)氣道進(jìn)口等。數(shù)值計(jì)算時(shí)，壓力遠(yuǎn)場中的壓力設(shè)置為試飛數(shù)據(jù)中的電子控制器冷卻管道內(nèi)氣流總壓。因?yàn)檎婵账俜从车氖秋w機(jī)在空氣中移動(dòng)的速度，所以在數(shù)值模擬中遠(yuǎn)場速度采用試飛數(shù)據(jù)中的真空速。電子控制器管道出口為壓力出口，為試飛數(shù)據(jù)中管道的靜壓;進(jìn)氣道進(jìn)口設(shè)置為壓力出口，由于其與遠(yuǎn)場壓力相差不大，數(shù)值與遠(yuǎn)場壓力相同;其余邊界條件均為無滑移壁面。

電子控制器冷卻管道的數(shù)值仿真工況采用的是飛機(jī)處于穩(wěn)定平飛狀態(tài)而發(fā)動(dòng)機(jī)分別處于最大起飛狀態(tài)（MTO）、最大連續(xù)狀態(tài)（MCT）、最大爬升狀態(tài)（MCL）三種狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，來計(jì)算其冷卻管道內(nèi)的流量，具體工況見表1。

1.6 仿真結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

1.6.1 飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理

該型發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器設(shè)計(jì)有獨(dú)立的冷卻流道，為了計(jì)算其冷卻流量，在管路上加裝了皮托管和總溫測頭。冷卻管路的流量計(jì)算公式推導(dǎo)過程如下：

完全氣體狀態(tài)方程：

馬赫數(shù)公式：式中：ρ為空氣密度，單位為kg/m³;p_s為空氣靜壓，單位為Pa;T_s為空氣靜溫，單位為K;R為理想氣體常數(shù)，取287.06J/（kg·K）;V為氣體速度，單位為m/s;k為常數(shù)，取1.4;p_t為空氣總壓，單位為Pa;T_t為空氣總溫，單位為K。

則流量計(jì)算公式推導(dǎo)如下：式中：A為管路橫截面面積，單位為m²。電子控制器冷卻管路內(nèi)徑d均為35mm，則：

表2給出了電子控制器冷卻管道不同飛行狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，運(yùn)用上述推導(dǎo)得到的流量計(jì)算公式（5），得到了電子控制器冷卻管道流量。

1.6.2 仿真結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析

將飛行試驗(yàn)得到的冷卻流量與通過數(shù)值仿真得到的冷卻管道流量，二者對(duì)比結(jié)果見表3。

從結(jié)果中可以看出：試飛數(shù)據(jù)的結(jié)果和仿真得到的結(jié)果誤差不超過10%，在可接受范圍內(nèi)。造成誤差的原因有：（1）數(shù)值仿真中邊界條件給定的是整個(gè)面的條件，而在試飛數(shù)據(jù)中則是固定點(diǎn)的值，對(duì)結(jié)果造成偏差;（2）數(shù)值仿真中沒有考慮邊界層對(duì)管道內(nèi)流量的影響。

通過對(duì)上述三種狀態(tài)下的電子控制器冷卻管道進(jìn)口流量的計(jì)算，并與試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，得到了一整套構(gòu)建仿真模型，設(shè)定仿真條件的方法，且結(jié)果誤差較小，說明這種構(gòu)建仿真模型的途徑是有效的，仿真方法符合數(shù)值仿真的要求，為下一步平開口式通風(fēng)口進(jìn)口流量的仿真奠定了基礎(chǔ)。

通過以上分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）網(wǎng)格劃分中，必須對(duì)冷卻管道通風(fēng)口進(jìn)口處的網(wǎng)格進(jìn)行加密，采用密度盒對(duì)其空間區(qū)域進(jìn)行三層網(wǎng)格加密，使外圍網(wǎng)格與管道內(nèi)網(wǎng)格均勻過渡，否則后續(xù)數(shù)值仿真中易發(fā)散。

（2）數(shù)值仿真中遠(yuǎn)場壓力設(shè)置為冷卻管道氣流總壓，遠(yuǎn)場速度采用飛行試驗(yàn)中的真空速，同時(shí)應(yīng)采用HybridInitialization初始化方式。

（3）采用上述仿真方法來計(jì)算電子控制器冷卻管道內(nèi)的流量，其結(jié)果誤差較小，符合數(shù)值仿真要求，可以利用該方法對(duì)短艙內(nèi)的平開口式通風(fēng)口流量進(jìn)行仿真計(jì)算。

2 飛行狀態(tài)對(duì)平開口式通風(fēng)口的流量影響

2.1 計(jì)算模型

為探究飛行狀態(tài)對(duì)平開口式通風(fēng)口的流量影響，通過

2.1 節(jié)中的建模和數(shù)值仿真方法，建立如圖4所示的平開口式通風(fēng)口模型，通風(fēng)口局部放大如圖5所示。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙及內(nèi)部通風(fēng)口管道按實(shí)際尺寸1：1建立，短艙上部和下部分別各有一個(gè)通風(fēng)口，冷卻管道延伸至短艙內(nèi)部，各分為兩個(gè)出口。冷卻氣流經(jīng)上下通風(fēng)口進(jìn)入，經(jīng)蛇形冷卻管道進(jìn)入短艙內(nèi)部，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)壁面和恒速傳動(dòng)裝置、滑油散熱器、起動(dòng)機(jī)等系統(tǒng)附件進(jìn)行通風(fēng)冷卻。為方便描述通風(fēng)口出口，分別對(duì)4個(gè)通風(fēng)口出口進(jìn)行了如圖5所示的命名。

2.2 邊界條件和計(jì)算工況

圖4～圖5給出了平開口式通風(fēng)口進(jìn)氣的計(jì)算區(qū)域示意圖，邊界條件包括壓力遠(yuǎn)場、上下兩個(gè)通風(fēng)口共4個(gè)出口、進(jìn)氣道進(jìn)口等。數(shù)值計(jì)算時(shí)，根據(jù)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，遠(yuǎn)場壓力為試飛數(shù)據(jù)中的電子控制器冷卻管道氣流總壓，遠(yuǎn)場速度采用試飛數(shù)據(jù)中的真空速，遠(yuǎn)場溫度直接從試飛數(shù)據(jù)中獲取;通風(fēng)口出口壓力設(shè)置為短艙內(nèi)部壓力;進(jìn)氣道進(jìn)口設(shè)置為壓力出口，由于該處壓力與遠(yuǎn)場壓力相差很小，數(shù)值與遠(yuǎn)場壓力相同。飛行試驗(yàn)中，電子控制器上有諸多散熱小孔，使冷卻管道內(nèi)部與短艙內(nèi)聯(lián)通，這樣就導(dǎo)致在試驗(yàn)過程中有可能出現(xiàn)逆流，電子控制器冷卻管道進(jìn)口靜壓大于總壓的現(xiàn)象出現(xiàn)。因此，為了更加準(zhǔn)確地反應(yīng)遠(yuǎn)場壓力，當(dāng)試飛數(shù)據(jù)中電子控制器冷卻管道進(jìn)口靜壓大于總壓的試驗(yàn)點(diǎn)，遠(yuǎn)場壓力由式（3）靜壓換算得到。

本小節(jié)重點(diǎn)關(guān)注高度、速度、迎角、側(cè)滑角等飛行狀態(tài)對(duì)平開口式通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響，高度和速度因素在數(shù)值模擬時(shí)的計(jì)算工況見表4、表5，迎角和側(cè)滑角均在H_p=4000m、V_i=300km/h狀態(tài)點(diǎn)下進(jìn)行數(shù)值模擬。如圖4、圖5所示。這里的迎角和側(cè)滑角均指來流方向與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線之間的夾角。

2.3 計(jì)算結(jié)果與分析

2.3.1 高度對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響

根據(jù)大氣屬性，隨著高度的增加，大氣的密度減?。ㄓ绊戇M(jìn)氣流量），氣溫降低，而進(jìn)入短艙內(nèi)部的冷氣流量和冷氣溫度共同決定了艙內(nèi)的冷卻條件。選擇試飛過程中的典型高度4000m、6000m、7500m、8100m，對(duì)其數(shù)值仿真，探究高度對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響。圖6、圖7給出了不同高度下4個(gè)通風(fēng)口的出口流量，從圖中可以看出，隨著飛行高度的增加，4個(gè)通風(fēng)口的流量都在逐漸減小;在相同高度下，上部通風(fēng)口的流量比下部通風(fēng)口的流量略高;總體上來看，通風(fēng)口的總流量隨著飛行高度的增加在逐漸減小。雖然高度的增加使得進(jìn)入短艙內(nèi)部的冷卻流量在減小，但同時(shí)氣流也在逐漸降低，無法找到一個(gè)對(duì)冷卻通風(fēng)系統(tǒng)最嚴(yán)苛的點(diǎn)，因此，在試飛中，應(yīng)選取包線范圍內(nèi)多個(gè)典型高度點(diǎn)進(jìn)行試飛，均需滿足溫度限制條件。

2.3.2 速度對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響

飛行速度也是影響通風(fēng)口進(jìn)氣流量的關(guān)鍵因素。選取了飛行高度為4000m，飛行速度為300km/h，400km/h，500km/h，600km/h等4種速度工況進(jìn)行數(shù)值仿真。圖8～圖10給出了不同速度下4個(gè)通風(fēng)口出口流量，從圖中可以看出，在相同飛行速度下，由于4個(gè)通風(fēng)口位置的差異及冷卻管道內(nèi)部氣流分離的影響，通風(fēng)口進(jìn)氣流量從大到小的順序依次是shang-out1、shang-out2、xia-out1、xia-out2;隨著飛行速度的增加，4個(gè)出口的氣流量均呈上升趨勢;同樣地，相同速度下，上部通風(fēng)口進(jìn)氣流量也大于下部通風(fēng)口進(jìn)氣流量。進(jìn)入短艙內(nèi)部總流量隨著飛行速度的增加而增加。由此可知，在試飛動(dòng)作點(diǎn)設(shè)計(jì)中，應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)大狀態(tài)而飛機(jī)小速度的點(diǎn)，加強(qiáng)該狀態(tài)點(diǎn)的冷卻通風(fēng)系統(tǒng)的考核，如飛機(jī)加力起飛過程。

2.3.3 迎角對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響

以往型號(hào)試飛的經(jīng)驗(yàn)表明，飛機(jī)在起飛爬升過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)最大，整個(gè)短艙內(nèi)部冷卻通風(fēng)效果最差，最容易發(fā)生短艙超溫現(xiàn)象。造成這樣的現(xiàn)象與飛機(jī)起飛爬升過程的迎角變化有直接關(guān)系，飛機(jī)迎角變化直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)前方來流的方向，進(jìn)而影響氣流進(jìn)入通風(fēng)口。本小節(jié)根據(jù)試飛過程中得到的飛機(jī)迎角數(shù)據(jù)，選取了范圍-10°～18°作為數(shù)值仿真中迎角的變化范圍。隨著飛機(jī)迎角逐漸增加，上部通風(fēng)口的out1出口流量逐漸升高，out2出口流量則是逐漸下降;下部通風(fēng)口的out1出口流量也是逐漸升高，out2出口流量逐漸下降，這與通風(fēng)口出口所在的位置、氣流在通風(fēng)管道內(nèi)的分離有直接關(guān)系;同時(shí)各個(gè)出口流量的變化直接影響到出口正對(duì)區(qū)域的冷卻通風(fēng)效果。如圖11所示。11圖12給出了上部和下部通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨飛機(jī)迎角的變化規(guī)律。隨著飛機(jī)迎角的增加，前方來流在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙蒙皮上部形成回流區(qū)，上部通風(fēng)口正處于回流區(qū)域中，流量呈下降趨勢;而對(duì)下部通風(fēng)口來說，氣流的方向則更加趨向通風(fēng)口，有利于下部通風(fēng)口進(jìn)氣，因此其流量呈上升趨勢。圖13則給出了通風(fēng)口進(jìn)氣總流量隨飛機(jī)迎角的變化。結(jié)果表明，飛機(jī)迎角從負(fù)迎角增加到正迎角，進(jìn)入短艙內(nèi)部的冷卻氣流流量呈現(xiàn)先升高后降低的趨勢，在迎角0°附近達(dá)到峰值;迎角越遠(yuǎn)離0°，其冷卻氣流量越小，短艙內(nèi)散熱條件越差，并且正迎角下的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量大于負(fù)迎角下的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量。綜上所述，由于迎角對(duì)上下部通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響不同，設(shè)計(jì)可以通過上下部通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨迎角的變化規(guī)律對(duì)短艙內(nèi)的附件位置進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，尤其是對(duì)于那些有環(huán)境溫度要求的附件;大迎角爬升過程中的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量較小，為動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)惡劣的冷卻條件，飛行中應(yīng)重點(diǎn)考慮。

2.3.4 側(cè)滑角對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響

飛機(jī)在盤旋、滾轉(zhuǎn)等大機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，易發(fā)生側(cè)滑現(xiàn)象。發(fā)生側(cè)滑時(shí)，氣流的相對(duì)方向偏離飛機(jī)對(duì)稱面，可能會(huì)給短艙的進(jìn)氣流量帶來影響。根據(jù)試飛數(shù)據(jù)，選擇-14°～14°側(cè)滑角作為數(shù)值仿真的側(cè)滑角范圍。圖14給出了上下部通風(fēng)口出口流量隨側(cè)滑角的變化的結(jié)果，可以看到：隨著側(cè)滑角的逐漸增大，上下部的通風(fēng)口進(jìn)氣流量雖有變化，但變化不大，波峰與波谷的差值小于3g/s;同樣地，在計(jì)算范圍內(nèi)，通風(fēng)口進(jìn)氣總流量隨側(cè)滑角的變化也沒有發(fā)生較大變化，只是有輕微波動(dòng)，而且也不像迎角那樣有規(guī)律性的變化。綜上所述，側(cè)滑角的變化對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量影響不大。雖然側(cè)滑角對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量影響不大，但在動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)試飛過程中，為了盡量保持?jǐn)?shù)據(jù)采集的穩(wěn)定性，飛機(jī)應(yīng)保持穩(wěn)定平飛，側(cè)滑角盡可能的小，防止側(cè)滑角的變化對(duì)后期通風(fēng)冷卻考核產(chǎn)生影響。如圖15所示。

因此，通過以上分析，可以得出：

（1）高度和速度兩個(gè)邊界條件對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響相反：相同速度下，通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨著高度的增加而減小;而在相同高度下，通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨著速度的增加而增大。

（2）飛機(jī)迎角從負(fù)迎角增加到正迎角，進(jìn)入短艙內(nèi)部的冷卻氣流流量呈現(xiàn)先升高后降低的趨勢，在迎角0°附近達(dá)到峰值;迎角越遠(yuǎn)離0°，其冷卻氣流量越小，短艙內(nèi)散熱條件越差，并且正迎角下的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量大于負(fù)迎角下的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量;側(cè)滑角的變化對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量影響不大。

3 結(jié)論

本文以電子控制器冷卻管道為研究對(duì)象，探索管道內(nèi)部流量計(jì)算的方法，獲得了該類數(shù)值仿真的仿真方法，以平開口式通風(fēng)口為研究對(duì)象，對(duì)進(jìn)入短艙內(nèi)部的通風(fēng)口進(jìn)氣流量進(jìn)行了數(shù)值研究，通過分析得到了高度、速度、迎角、側(cè)滑角等因素對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響，本文的主要結(jié)論如下：

（1）網(wǎng)格劃分中，必須對(duì)冷卻管道通風(fēng)口進(jìn)口處的網(wǎng)格進(jìn)行加密，采用密度盒對(duì)其空間區(qū)域進(jìn)行三層網(wǎng)格加密，使外圍網(wǎng)格與管道內(nèi)網(wǎng)格均勻過渡，否則后續(xù)數(shù)值仿真中易發(fā)散。

（2）數(shù)值仿真中遠(yuǎn)場壓力設(shè)置為冷卻管道氣流總壓，遠(yuǎn)場速度采用飛行試驗(yàn)中的真空速，同時(shí)應(yīng)采用HybridInitialization初始化。

（3）高度和速度兩個(gè)邊界條件對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量的影響相反：相同速度下，通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨著高度的增加而減小;而在相同高度下，通風(fēng)口進(jìn)氣流量隨著速度的增加而增大。

（4）飛機(jī)迎角從負(fù)迎角增加到正迎角，進(jìn)入短艙內(nèi)部的冷卻氣流流量呈現(xiàn)先升高后降低的趨勢，在迎角0°附近達(dá)到峰值;迎角越遠(yuǎn)離0°，其冷卻氣流量越小，短艙內(nèi)散熱條件越差，并且正迎角下的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量大于負(fù)迎角下的通風(fēng)口進(jìn)氣總流量;側(cè)滑角的變化對(duì)通風(fēng)口進(jìn)氣流量影響不大。

參考文獻(xiàn)

[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]張?jiān)x，王強(qiáng).發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)外流場與結(jié)構(gòu)溫度場耦合計(jì)算[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)，2009，29（1）：30-36.

[3]吳宇，鐘劍龍，呂其明.某型飛機(jī)短艙輻射換熱計(jì)算1J1-航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28（5）：1119-1124.

[4]謝永奇，高紅霞，余建祖.前飛狀態(tài)下直升機(jī)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻性能仿真[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，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]馬明明.航空發(fā)動(dòng)機(jī)短艙流動(dòng)與換熱的計(jì)算研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007.

[7]康芹.發(fā)動(dòng)機(jī)艙的熱仿真與熱分析[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007.

[8]潘丞雄，張靖周，單勇.直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙通風(fēng)、遮擋和隔熱對(duì)紅外輻射特性的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2014，29（3）：519-525.

[9]王芳，余建祖，謝永奇.直升機(jī)動(dòng)力艙流場及溫度場的模擬14航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2005，20（2）：208-213.

[10]王婕.渦軸型發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻通風(fēng)系統(tǒng)參數(shù)在機(jī)動(dòng)試飛中的變化規(guī)律與分析[J].工程與試驗(yàn)，2012，52（2）：28-32.

[11]謝永奇，余建祖，高紅霞.直升機(jī)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)仿真[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21（2）：297-302.