基于CFD的內埋式通風口進氣流量研究

王玉梅，王 婕

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

1 引言

動力裝置冷卻通風系統是飛機設計定型需要考核的重要內容，而從通風口進入發動機艙內的冷氣流量是該系統的重要指標[1，2]。國內外關于進氣流量的測量，傳統方式是利用皮托管或總壓、靜壓管測量通風口入口處壓力，再用總溫傳感器獲得入口處溫度，最終通過公式得到進氣流量[3]。

國內上世紀曾對配裝渦噴發動機的軍機進行過發動機艙內冷氣流量的測量。測量方法是在短艙的排氣界面上測量總壓、靜壓、總溫，進而計算得到艙內冷氣流量[4]。目前，新型內埋式通風口的出現，將冷卻通風系統帶到了隱身時代，利用皮托管測量總靜壓得到通風口進氣流量的方式已無法實施。而現在可調節式的發動機尾噴口，使得排氣截面面積也無法確定，因此采用尾噴口處測量流量的方法也無法實施。本文借助計算流體力學商業軟件Fluent，對內埋式通風口進氣流量隨飛行高度和飛行馬赫數的變化進行了數值研究，并從空氣動力學角度對計算結果進行分析，其結果可為動力裝置冷卻通風系統的設計提供理論指導。

2 數值計算

2.1 物理模型及計算網格

圖1、圖2分別為內埋式通風口計算區域及XOZ截面上計算區域網格示意圖。在短艙內部通風口前端有貓耳朵狀導流板，內埋式通風口與導流板模型按實際尺寸1:1建立。導流板附近采用非結構化網格，其它區域采用結構化網格，網格在格柵處適當加密。整個計算區域共有網格約139萬。

圖1 內埋式通風口計算區域Fig.1 Computation region of the embedded vent scoop

圖2 計算區域XOZ截面網格Fig.2XOZsection grids of computation region

2.2 控制方程

發動機短艙冷卻是一個三維流動換熱問題，為便于計算和分析，同時又不失真實性，在數值計算中作如下假設：①流體為理想流體，Ma＞0.3時流體可壓縮；②忽略徹體力(重力)影響；③流體為定常流，④溫度變化不大時流體的導熱系數λ為常數。研究問題的基本控制方程可描述為[3]：

連續性方程

2.3 湍流模型

內埋式通風口附近流場結構采用標準k-ε兩方程模型可達到計算精度。經簡化，k方程和ε方程可分別表示為[5]：

式中：Gk為湍動生成項，是由于平均速度梯度引起的湍動能產生項；Gb為由于浮力影響引起的湍動能產生項；YM為可壓縮湍流脈動膨脹對總耗散率的影響；μt為湍流粘性系數，μt= ρCμk2/ε；Fluent中，C1ε=1.44，C2ε=1.92，C3ε=0.09。根據 Launder等的推薦值為后續試驗驗證，標準k-ε模型中k與ε的湍流普朗特數分別為σk=1.0、σε=1.3。

2.4 邊界條件

內埋式通風口計算區域邊界條件包括外界冷氣進口、冷氣出口、短艙排氣出口等。數值計算時，外界冷氣進口置為質量進口，相應質量可根據飛行馬赫數的定義Ma=v/c計算得到，冷氣溫度為相應高度的標準大氣溫度[6]；冷氣出口和短艙排氣出口為壓力出口，背壓為大氣壓，詳見表1和表2。表中：Hp為飛行高度，Pj為大氣壓力，T大氣為大氣溫度，Qm為外界冷氣進口質量流量。計算條件中，海平面高度上取大氣溫度為288 K。

表1 高度改變時的參數表Table 1 Parameter list of different altitudes

表2 馬赫數改變時的參數表Table 2 Parameter list of different Mach

2.5 控制方程求解方法[7，8]

用控制容積法對計算區域和控制方程進行離散，對流項采用二階迎風格式；用SIMPLE算法對N-S方程進行求解；判斷收斂的準則為各方程殘差收斂的精度小于1×10-4。

3 結果分析

為便于計算結果分析，在通風口內截面上，沿流向(X方向)取通風口的對稱線為V-line直線(圖3)，用于分析不同計算條件下通風口截面的流速變化。

圖3 V-line位置Fig.3 Position of V-line

3.1 不同飛行高度時的通風口進氣分析

結果顯示，通風口內外靜壓值在X方向是前低后高，但通風口內外兩截面上靜壓差隨飛行高度的增加而變小，通風口內外壓差大小決定進入短艙的冷氣流量。低空時通風口內外靜壓差大，從通風口進入短艙的冷氣流量大。主要是因為低空時大氣密度大，飛行馬赫數一定時，通風口外的大氣流量也大。下面對通風口中軸線上速率隨飛行高度變化的計算結果進行分析。

圖4給出了Ma為0.6時下通風口沿流向的冷氣速率隨飛行高度的變化規律。從圖中可看出，通風口處的流體速率前低后高，約在通風口沿流向(X方向)1/3處速率基本穩定在高位，約為150 m/s。

圖4 V-line上速率隨飛行高度的變化Fig.4 Velocity of V-line changes with attitude

3.2 不同飛行馬赫數時的通風口進氣分析

圖5 為高度17 km、Ma分別為0.6和1.8時，Y=0截面上流體流速的分布云圖。從圖5(a)中可看出，飛機在Ma=0.6飛行時，內埋式通風口外側流場比較均勻，僅在內埋式通風口后端出現氣流減速又加速的現象；從圖5(b)中可看出，飛機在Ma=1.8飛行時，內埋式通風口外側流場就相對復雜很多，主要表現在內埋式通風口前端氣流速度增加，后端氣流速度又有所降低。這是因為外界冷氣通過內埋式通風口格柵進氣動力艙，對于通風口外側通道，根據流體力學[9]，亞聲速氣流在漸擴通道中會減速，這一現象在內埋式通風口后端由于進氣動力艙流體流速較大而更加明顯。在內埋式通風口下游區域，由于通道變窄，流速有所增加，流場逐漸均勻。超聲速飛行時，流場結構復雜，內埋式通風口中間區域出現高壓，致使流體在此區域的流速低于附近區域。如圖6中超聲速飛行時，V-line上流速前后高中間低。同時，超聲速飛行時，V-line上的氣體流速仍大于亞聲速。

3.3 外界大氣密流對通風口進氣的影響

飛機在不同高度上飛行，外界大氣壓力和大氣密度都有所不同。因而飛機以等馬赫數飛行時，外界的大氣壓力和密度是影響通風口進氣量的主要原因。因而定義大氣密流來描述外界大氣氣流，公式如下：

圖5 Y=0截面上氣體流速Fig.5 Flow velocity ofY=0 section

圖6 V-line上速率隨馬赫數的變化(Hp=17 km)Fig.6 Velocities of V-line at different Mach number(Hp=17 km)

式中：qm為外界大氣密流(kg/m2·s)；Qm為外界大氣進入控制體的流量(kg/s)；ρ為外界大氣密度(kg/m3)；v為外界大氣速度(m/s)；A為計算模型的進口面積(m3)；R為空氣的普適氣體常數，287(J/(kg·K))；C為當地風速(m/s)。

在11 km和17 km的飛行高度上，對飛行馬赫數從0.6～2.1范圍內的內埋式通風口進氣量進行數值計算，結果如圖7所示。可見：在計算范圍內，隨著馬赫數的增大，內埋式通風口進氣量隨之增加；亞聲速飛行時，增長相對緩慢；跨聲速時，由于流體結構變化，進氣流量增幅變大；超聲速飛行時，增長幅度變緩。

圖7 內埋式通風口進氣量隨馬赫數的變化Fig.7 Mass flux of vent scoop at different Mach number

4 結論

(1)飛行馬赫數一定時，通風口處的冷氣速率整體上前小后大，但不同飛行高度通風口的速率大小相當；內埋式通風口進氣量與外界大氣密流成正比。

(2)亞聲速飛行時，內埋式通風口處流體速率整體上前小后大。馬赫數為0.6時，V-line上穩定速率大約為150 m/s；超聲速飛行時，規律不同，但飛行馬赫數一定時，內埋式通風口流體速率大小相當。

(3)計算范圍內，內埋式通風口進氣量隨飛行馬赫數的增大而增加，跨聲速飛行時進氣量增加幅度較大，亞聲速和超聲速飛行時進氣量增加緩慢。

[1]GJB 243A-2004，航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求[S].

[2]劉選民.航空武器裝備飛行試驗指南第四卷(第十二冊)[M].中國飛行試驗研究院，2009.

[3]Brian F L，Thomas G S，Jeffrey A C.Fight Test and Refinement of a Nacelle Ventilation Inlet Partially Submerged in Boundary Layer[R].ASME 2001-GT-0453，2001.

[4]管瑞賢.某型飛機動力裝置冷卻通風系統試飛方案——冷卻流量測量[R].2003.

[5]陶文銓.數值傳熱學[M].2版.西安：西安交通大學出版社，2001：1—6.

[6]錢翼稷.空氣動力學[M].北京：北京航空航天大學出版社，2008：402—403.

[7]江 帆，黃 鵬.Fluent高級應用與實例分析[M].北京：清華大學出版社，2008：13—17.

[8]韓占忠，王 敬，蘭小平.FLUENT流體工程仿真計算實例與應用[M].北京：北京理工大學出版社，2005：104—138.

[9]賈月梅，趙秋霞，趙廣慧.流體力學[M].北京：國防工業出版社，2006：301—305.