直升機動力艙氣動特性仿真及優化

馮浩燕

(中航工業直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

直升機自身防火、滅火性能是直升機生存能力的重要指標之一。直升機發動機艙是防火、滅火的關鍵區域，發動機艙包含了發動機、大量管路、配線、附件和輔助裝置等，空氣通過不同位置的通風口進入動力艙后會產生非常紊亂的艙內流場，加上其中的易燃液體、高溫環境和配線火源等條件，使得發動機艙成為火災的易發區，所以對發動機動力艙滅火環境的研究是十分有意義的。

直升機適航取證中就包括動力艙防火、滅火性能驗證，比如必須安裝火警探測設備和滅火系統等。適航條例明確要求，為了驗證動力艙防火墻和滅火系統等設備的有效性，必須通過真實的或模擬的飛行試驗驗證，在飛行中的臨界氣流條件下，在每一指定火區內噴射滅火劑能夠熄滅該區的著火，并能夠使滅火劑密度達到使火復燃的概率減至最小的密度標準。具體要求包括:首先要求動力艙內的氣流流態足夠紊亂使得氣流能夠帶著滅火劑到達整個動力艙空間;其次動力艙氣流流速要達到一個合適的值，帶著滅火劑在要求的時間內以足夠快的速度到達著火區域。

1 計算方法簡介及驗證

為了簡化計算，一般直升機動力艙內流計算只給出動力艙本身簡化后的邊界條件，比如只給出通風口的入流速度和出口壓力邊界條件，孤立計算動力艙的流量。為了更準確地模擬直升機動力艙出入口邊界的情況，本仿真計算方法考慮了機身外型和旋翼下洗流的影響。計算模型采用包括機身外型全機的建模方式。邊界條件設置和動力艙單獨內流計算也有明顯的區別。

因為EC175型機有某些狀態的動力艙流量試飛測試值，所以計算EC175型機的動力艙流量來驗證該方法的準確實用性。圖1中的動力艙通風口hoel1和hole2作為內流進口，采用內部面邊界條件(interior)，這樣就可以更真實地模擬飛行狀態通風口的入流情況;圖1中發動機排氣口的邊界條件設為質量入流(mass flow inlet)，這樣就可以自定義發動機的排氣流量;圖1中發動機排氣口和排氣口整流罩之間的空間即為動力艙流動出口，但在全機計算中應設為內部面邊界條件(interior)，通過這個面可以監測動力艙的流量情況。全機外部邊界條件除了速度進口(velocity－inlet)和自由出流(outflow)基本邊界外，計算域上下左右邊界條件采用對稱邊界(symmetry)，對稱邊界可以明顯降低計算工作量并加快計算進度。

動力艙工作過程中的流量與直升機飛行狀態，環境空氣密度、溫度等有關。不同巡航狀態下，空氣密度越大，質量流率越大。所以驗證計算了EC175型機的動力艙在海平面，水平飛行速度為220km/h巡航狀態下，不同發動機排氣量狀態下的動力艙流量，計算結果見表1。當發動機排氣量為4.85kg/s時，動力艙流量計算結果為0.298kg/s;完全停車而發動機排氣量為0kg/s時，動力艙流量計算結果為0.1885kg/s。據試驗測試數據，EC175型機在速度220km/h巡航時的動力艙流量約為0.3kg/s，本次計算的動力艙最大流量為0.298kg/s，與法方提供的最大0.3kg/s流量相當。所以采用這種全機建模仿真計算方法適合于直升機各飛行狀態下的動力艙流量計算。

表1 EC175型機動力艙流量計算結果

圖1 EC175動力艙開口方案及引射口幾何信息

2 直升機動力艙優化及計算分析

2.1 直升機動力艙模型優化

本次研究的直升機是一款三發的中型運輸直升機，機身前部對稱布置兩個動力艙，后部左邊單獨布置一個動力艙(如圖2)。該直升機與EC175的動力系統相似，但是其優化前的動力艙通風口面積分別為EC175動力艙通風口面積的7倍和10倍，并且通風口裝有貓耳朵兜風，所以動力艙通風量較大。而EC175型機動力艙上只開了兩個直徑分別為80mm和90mm的通風口，就能很好地滿足其動力艙的通風滅火需求。借鑒EC175的成功經驗，計算優化了該型機動力艙通風口，在不改變通風口位置的前提下，把1號發動機的1號和2號動力艙通風口縮小，封死4號通風口，保留3號通風口不變;把2號發動機5號和7號動力艙通風口面積縮小，封死6號通風口。優化原則是每個動力艙有內壁相對阻礙的兩部分都有通風口，保留貓耳朵以便兜風。優化后的1發和2發動力艙的通風面分別為0.0252m2和 0.014m2，略大于 EC175 型機的通風口面積。圖3為優化后的1號發動機和2號發動機的動力艙外型。

圖2 全機外型網格示意圖

為了計算驗證優化方案的合理性，模擬計算了該型機不同速度平飛狀態、爬升狀態和懸停狀態的動力艙流量。這是由于直升機動力艙滅火系統適航試驗驗證要求達到臨界氣流條件要求，而且動力艙驗證試驗一般只模擬懸停、平飛和爬升三類飛行狀態。這是因為動力艙流量與發動機排氣流量和飛行速度直接相關，而上面幾種狀態就涵蓋直升機的大速度和發動機大排氣量狀態。

全機計算網格采用如圖2所示的非結構化網格。計算關鍵區域進行了局部加密，并且對動力艙內部管路和設備進行了必要的簡化，這稍微增大了動力艙的容積。圖3為簡化后的的1發和2發動力艙內部形狀。邊界條件設置和上文方法介紹的原理相同。湍流模型采用標準的κ－ε模型，因為動力艙流量計算結果和湍流模型的選取差異性不大［4］。1號和2號發動機動力艙出口分別添加了監測面，以便實時準確地判斷計算過程和結果的收斂性。

2.2 計算狀態和結果

1)平飛狀態

按照滅火程序要求，啟動滅火系統時直升機飛行速度會限制一個最大值，飛行速度超過這個最大值時，要求飛行員降低飛行速度，然后操作滅火系統滅火。但該型機還未確定這個速度，可通過后續的試驗結果確定滅火限速。目前根據飛行譜常用平飛狀態，選擇計算速度分別為220km/h和150km/h平飛狀態下的動力艙流量。依據圖4中該型機海平面平飛行性能曲線功率范圍，計算出了不同的發動機扭矩下對應的發動機排氣量。平飛動力艙排氣量計算結果見圖5所示。

2)爬升狀態

爬升狀態計算取主減限制功率下的130km/h爬升，發動機不同排氣量下對應的動力艙流量計算結果見圖5所示。

3)懸停狀態

懸停狀態的旋翼下洗流簡化為20m/s垂直入流，發動機不同排氣量下對應的動力艙流量計算結果見圖5所示。

2.3 結果分析

首先是對動力艙流量大小的研究分析。為了給出更接近實際飛行情況下的各飛行狀態的動力艙流量，通過圖4類似的性能數據計算了各飛行狀態下所需的發動機功率及其排氣量，從而插值給出各狀態的動力艙流量。表2給出了各飛行狀態動力艙流量的插值結果。根據滅火系統的設計要求是典型工作狀態動力艙流量不要超過0.42kg/s，計算結果全部滿足該滅火系統的設計要求。

圖3 簡化后的1號和2號發動力艙外型

圖4 直升機平飛性能及發動機性能

圖5 各狀態動力艙流量計算結果

表2 動力艙流量插值結果

另一方面是研究動力艙流場分布情況，這直接關系到氣流是否能夠全面快速地把滅火劑帶到火區。由計算得到的動力艙流場分布情況可以看出，當氣流以較大的速度從通風口進入動力艙后，受到艙內附件和發動機等物面的阻塞作用，然后氣流沿著這些物面分散成速度較低的紊流，如圖6和圖7所示。除了入口處流速較大外，動力艙其它區域的流速相對較小，可以按照監控面的流量折算出的平均速度來衡量。各狀態折算后的動力艙內的流速在5m/s～15m/s之間，該速度能夠滿足滅火系統工作時對流場的要求。

觀察圖8動力艙出口監控面的流場分布和圖5不同發動機排氣量對應的動力艙流量可以說明動力艙流量與發動機排氣量的密切相關性，動力艙流量隨排氣量的增大而增大。

圖6 動力艙流場分布

圖7 動力艙流場分布

圖8 1號發動機動力艙監控面位置及流速云圖

3 結論

本文在全機建模的基礎上仿真計算了直升機滅火系統典型平飛、懸停和爬升狀態的動力艙(優化后的狀態)流量。計算結果可作為動力艙滅火系統試驗的輸入條件。分析計算結果表明:

1)通過EC175動力艙的流量計算結果和動力艙流量試驗測試值比較，驗證了該計算方法用于直升機動力艙流量評估的可行性。

2)某型機多種飛行狀態的動力艙流量計算結果表明優化后的動力艙方案能夠滿足滅火系統的工作要求，但和EC175相比，滅火環境還是有些差距，一方面原因是直升機全機構型限制，另一方面是為了滿足動力艙中各部件的空冷要求。所以此優化方案對動力艙入口面積減少有所保留，該型機動力艙還有改進空間。

3)動力艙的流量隨飛行速度和發動機排氣流量的增加而增大。發動機排氣對動力艙出口流速加速引射效果明顯。

4)動力艙優化設計可以通過改變通風口位置和大小，然后用本全機建模的方法仿真計算評估艙內流量，通過反復迭代找到適合設計要求的方案。

［1］Nacelle Ventilation air requirement［R］.SAE.ARP.996A.1984.

［2］CCAR－29－R1，中國民用航空規章，第29部:運輸類旋翼航空器適航規定［S］.

［3］袁建新，等.基于旋翼下洗流流場的直升機動力艙通風冷卻系統仿真［J］.直升機技術，2009.

［4］直升機適航參考資料［Z］.航空航天工業部直升機設計研究所，1991.

［5］王福軍.計算流體動力學分析:CFD軟件原理與應用［M］.北京:清華大學出版社，2004.