平開口式通風口的進氣流量數值仿真

侯亞東

摘要：以電子控制器冷卻管道為研究對象，通過計算流體力學（CFD）仿真方法，計算飛機不同狀態下冷卻管道流量，并與試飛數據對比，分析誤差，調整模型和邊界條件，直至可接受范圍。進而，運用該方法，建立大涵道比渦扇發動機平開口式通風口的模型，計算高度、速度、迎角、側滑角等飛行狀態條件下，通風口進氣流量隨參數的變化規律。結果表明，高度和速度參數對通風口進氣流量影響很大：相同速度下，通風口進氣總流量隨高度的增加而減小;相同高度下，通風口進氣總流量隨速度的增加而增加;迎角和側滑角對通風口進氣總流量影響較小，迎角從負迎角增加到正迎角，進入短艙內部的冷卻氣流流量呈現先升高后降低的現象，在迎角。。附近達到峰值，側滑角的變化對通風口進氣流量影響不大。

關鍵詞：電子控制器;流量;平開口式通風口;飛行狀態;數值仿真

中圖分類號：V23文獻標志碼：A

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

影響冷卻通風效果的主要因素是冷卻氣流的流量和溫度。本研究以某型發動機配裝空臺進行的熾熱部位溫度測量和動力裝置冷卻通風系統飛行試驗作為數值仿真的數據來源，首先建立電子控制器的冷卻管道模型并進行模擬計算，并與試飛數據進行了對比，分析誤差的來源，總結出一套大涵道比渦扇發動機短艙通風口進氣流量的仿真方法;接著建立平開口式通風口模型，分別計算了高度、速度、迎角、側滑角等因素影響的下通風口進氣流量，分析上述因素對通風口進氣流量的影響規律，為后期大涵道比渦扇發動機的冷卻通風試飛提供參考[8～11]。

1 仿真方法的獲取

1.1 電子控制器冷卻通風系統模型的建立

由于受到通風口管道周圍空間的限制，飛行試驗中無法直接在通風口管道周圍布置皮托管和探針來獲取相關參數，但試驗中對擁有獨立冷卻管道的電子控制器進口管路上加裝了皮托管和總溫測頭，通過流量計算公式得出電子控制器管路冷卻氣流流量。因此，首先對電子控制器的冷卻管道進行建模，并計算冷卻氣流流量，與試飛數據進行對比分析。電子流量控制器位于發動機短艙的下側方。數值模擬中，將短艙構型放置在一個足夠大的空間內，設置為壓力遠場，遠場直徑為發動機短艙直徑的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，用試飛數據作為數值仿真的工況，來計算電子控制器進氣流量，計算模型如圖1～圖2所示。

1.2 控制方程

根據上述計算模型和管內流動問題的特性，采用N-S控制方程，并基于Fluent計算的數學模型采用以下假設：（1）在數值模擬研究中，流體均可以認為連續介質，其運動速度、壓力和密度等參數都可以看作是坐標的連續函數;（2）流體的流動可視為定常可壓縮流動;（3）能量方程中不存在源項。

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值仿真計算的選擇，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。本研究重點關注的是通風冷卻管道內部流量的大小，而Standardk-ε模型能較好地模擬射流流動和管內流動情況，在較大范圍內應用有足夠的精度，包括邊界層流動、管內流動、剪切流動等。該模型應用范圍廣泛、計算量適中，其收斂性和計算精度都能滿足一般的工程計算要求。同時，對于通風口人口處的壁面邊界流動問題，標準壁面函數能給出合理的預測，且有較高的計算精度。因此本文采用Standard k-ε模型+標準壁面函數的方法來進行數值仿真。

1.4 網格劃分和數值仿真方法

采用ICEM商業軟件進行網格劃分，由于冷卻管道是不規則曲面構成的管道，因此采用非結構網格進行劃分，在冷卻管道通風口進口區域的網格尺寸與通風口內部尺寸均勻過渡處布置一個密度盒，使外圍空間如圖3所示，避免由于網格尺寸畸變而引起網格發散，共653萬網格。

計算過程中采用Fluent分離式穩態求解器，壓力修正方法采用Simple算法，各參數的離散均采用二階精度的迎風格式，壓力修正方程、連續方程、動量方程、k-ε方程都使用亞松弛，松弛因子在計算過程中逐步調整，解收斂的判斷標準是相對殘差小于1×10^-6;計算初始化方式為HybridInitialization初始化。

1.5 邊界條件和計算工況

圖1和圖2給出的計算區域示意圖中，邊界條件包括壓力遠場、冷卻管道出口、進氣道進口等。數值計算時，壓力遠場中的壓力設置為試飛數據中的電子控制器冷卻管道內氣流總壓。因為真空速反映的是飛機在空氣中移動的速度，所以在數值模擬中遠場速度采用試飛數據中的真空速。電子控制器管道出口為壓力出口，為試飛數據中管道的靜壓;進氣道進口設置為壓力出口，由于其與遠場壓力相差不大，數值與遠場壓力相同;其余邊界條件均為無滑移壁面。

電子控制器冷卻管道的數值仿真工況采用的是飛機處于穩定平飛狀態而發動機分別處于最大起飛狀態（MTO）、最大連續狀態（MCT）、最大爬升狀態（MCL）三種狀態下的飛行試驗數據，來計算其冷卻管道內的流量，具體工況見表1。

1.6 仿真結果與飛行試驗數據對比

1.6.1 飛行試驗數據的處理

該型發動機電子控制器設計有獨立的冷卻流道，為了計算其冷卻流量，在管路上加裝了皮托管和總溫測頭。冷卻管路的流量計算公式推導過程如下：

完全氣體狀態方程：

馬赫數公式：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，取287.06J/（kg·K）;V為氣體速度，單位為m/s;k為常數，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。

則流量計算公式推導如下：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下的飛行試驗數據，運用上述推導得到的流量計算公式（5），得到了電子控制器冷卻管道流量。

1.6.2 仿真結果與飛行試驗數據對比分析

將飛行試驗得到的冷卻流量與通過數值仿真得到的冷卻管道流量，二者對比結果見表3。

從結果中可以看出：試飛數據的結果和仿真得到的結果誤差不超過10%，在可接受范圍內。造成誤差的原因有：（1）數值仿真中邊界條件給定的是整個面的條件，而在試飛數據中則是固定點的值，對結果造成偏差;（2）數值仿真中沒有考慮邊界層對管道內流量的影響。

通過對上述三種狀態下的電子控制器冷卻管道進口流量的計算，并與試飛數據進行對比，得到了一整套構建仿真模型，設定仿真條件的方法，且結果誤差較小，說明這種構建仿真模型的途徑是有效的，仿真方法符合數值仿真的要求，為下一步平開口式通風口進口流量的仿真奠定了基礎。

通過以上分析，可以得出以下結論：

（1）網格劃分中，必須對冷卻管道通風口進口處的網格進行加密，采用密度盒對其空間區域進行三層網格加密，使外圍網格與管道內網格均勻過渡，否則后續數值仿真中易發散。

（2）數值仿真中遠場壓力設置為冷卻管道氣流總壓，遠場速度采用飛行試驗中的真空速，同時應采用HybridInitialization初始化方式。

（3）采用上述仿真方法來計算電子控制器冷卻管道內的流量，其結果誤差較小，符合數值仿真要求，可以利用該方法對短艙內的平開口式通風口流量進行仿真計算。

2 飛行狀態對平開口式通風口的流量影響

2.1 計算模型

為探究飛行狀態對平開口式通風口的流量影響，通過

2.1 節中的建模和數值仿真方法，建立如圖4所示的平開口式通風口模型，通風口局部放大如圖5所示。發動機短艙及內部通風口管道按實際尺寸1：1建立，短艙上部和下部分別各有一個通風口，冷卻管道延伸至短艙內部，各分為兩個出口。冷卻氣流經上下通風口進入，經蛇形冷卻管道進入短艙內部，對發動機壁面和恒速傳動裝置、滑油散熱器、起動機等系統附件進行通風冷卻。為方便描述通風口出口，分別對4個通風口出口進行了如圖5所示的命名。

2.2 邊界條件和計算工況

圖4～圖5給出了平開口式通風口進氣的計算區域示意圖，邊界條件包括壓力遠場、上下兩個通風口共4個出口、進氣道進口等。數值計算時，根據飛行試驗數據，遠場壓力為試飛數據中的電子控制器冷卻管道氣流總壓，遠場速度采用試飛數據中的真空速，遠場溫度直接從試飛數據中獲取;通風口出口壓力設置為短艙內部壓力;進氣道進口設置為壓力出口，由于該處壓力與遠場壓力相差很小，數值與遠場壓力相同。飛行試驗中，電子控制器上有諸多散熱小孔，使冷卻管道內部與短艙內聯通，這樣就導致在試驗過程中有可能出現逆流，電子控制器冷卻管道進口靜壓大于總壓的現象出現。因此，為了更加準確地反應遠場壓力，當試飛數據中電子控制器冷卻管道進口靜壓大于總壓的試驗點，遠場壓力由式（3）靜壓換算得到。

本小節重點關注高度、速度、迎角、側滑角等飛行狀態對平開口式通風口進氣流量的影響，高度和速度因素在數值模擬時的計算工況見表4、表5，迎角和側滑角均在H_p=4000m、V_i=300km/h狀態點下進行數值模擬。如圖4、圖5所示。這里的迎角和側滑角均指來流方向與發動機軸線之間的夾角。

2.3 計算結果與分析

2.3.1 高度對通風口進氣流量的影響

根據大氣屬性，隨著高度的增加，大氣的密度減小（影響進氣流量），氣溫降低，而進入短艙內部的冷氣流量和冷氣溫度共同決定了艙內的冷卻條件。選擇試飛過程中的典型高度4000m、6000m、7500m、8100m，對其數值仿真，探究高度對通風口進氣流量的影響。圖6、圖7給出了不同高度下4個通風口的出口流量，從圖中可以看出，隨著飛行高度的增加，4個通風口的流量都在逐漸減小;在相同高度下，上部通風口的流量比下部通風口的流量略高;總體上來看，通風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入短艙內部的冷卻流量在減小，但同時氣流也在逐漸降低，無法找到一個對冷卻通風系統最嚴苛的點，因此，在試飛中，應選取包線范圍內多個典型高度點進行試飛，均需滿足溫度限制條件。

2.3.2 速度對通風口進氣流量的影響

飛行速度也是影響通風口進氣流量的關鍵因素。選取了飛行高度為4000m，飛行速度為300km/h，400km/h，500km/h，600km/h等4種速度工況進行數值仿真。圖8～圖10給出了不同速度下4個通風口出口流量，從圖中可以看出，在相同飛行速度下，由于4個通風口位置的差異及冷卻管道內部氣流分離的影響，通風口進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個出口的氣流量均呈上升趨勢;同樣地，相同速度下，上部通風口進氣流量也大于下部通風口進氣流量。進入短艙內部總流量隨著飛行速度的增加而增加。由此可知，在試飛動作點設計中，應重點關注發動機大狀態而飛機小速度的點，加強該狀態點的冷卻通風系統的考核，如飛機加力起飛過程。

2.3.3 迎角對通風口進氣流量的影響

以往型號試飛的經驗表明，飛機在起飛爬升過程中，發動機狀態最大，整個短艙內部冷卻通風效果最差，最容易發生短艙超溫現象。造成這樣的現象與飛機起飛爬升過程的迎角變化有直接關系，飛機迎角變化直接影響發動機前方來流的方向，進而影響氣流進入通風口。本小節根據試飛過程中得到的飛機迎角數據，選取了范圍-10°～18°作為數值仿真中迎角的變化范圍。隨著飛機迎角逐漸增加，上部通風口的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，這與通風口出口所在的位置、氣流在通風管道內的分離有直接關系;同時各個出口流量的變化直接影響到出口正對區域的冷卻通風效果。如圖11所示。11圖12給出了上部和下部通風口進氣流量隨飛機迎角的變化規律。隨著飛機迎角的增加，前方來流在發動機短艙蒙皮上部形成回流區，上部通風口正處于回流區域中，流量呈下降趨勢;而對下部通風口來說，氣流的方向則更加趨向通風口，有利于下部通風口進氣，因此其流量呈上升趨勢。圖13則給出了通風口進氣總流量隨飛機迎角的變化。結果表明，飛機迎角從負迎角增加到正迎角，進入短艙內部的冷卻氣流流量呈現先升高后降低的趨勢，在迎角0°附近達到峰值;迎角越遠離0°，其冷卻氣流量越小，短艙內散熱條件越差，并且正迎角下的通風口進氣總流量大于負迎角下的通風口進氣總流量。綜上所述，由于迎角對上下部通風口進氣流量的影響不同，設計可以通過上下部通風口進氣流量隨迎角的變化規律對短艙內的附件位置進行優化設計，尤其是對于那些有環境溫度要求的附件;大迎角爬升過程中的通風口進氣總流量較小，為動力裝置冷卻通風系統惡劣的冷卻條件，飛行中應重點考慮。

2.3.4 側滑角對通風口進氣流量的影響

飛機在盤旋、滾轉等大機動動作時，易發生側滑現象。發生側滑時，氣流的相對方向偏離飛機對稱面，可能會給短艙的進氣流量帶來影響。根據試飛數據，選擇-14°～14°側滑角作為數值仿真的側滑角范圍。圖14給出了上下部通風口出口流量隨側滑角的變化的結果，可以看到：隨著側滑角的逐漸增大，上下部的通風口進氣流量雖有變化，但變化不大，波峰與波谷的差值小于3g/s;同樣地，在計算范圍內，通風口進氣總流量隨側滑角的變化也沒有發生較大變化，只是有輕微波動，而且也不像迎角那樣有規律性的變化。綜上所述，側滑角的變化對通風口進氣流量影響不大。雖然側滑角對通風口進氣流量影響不大，但在動力裝置冷卻通風試飛過程中，為了盡量保持數據采集的穩定性，飛機應保持穩定平飛，側滑角盡可能的小，防止側滑角的變化對后期通風冷卻考核產生影響。如圖15所示。

因此，通過以上分析，可以得出：

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

（2）飛機迎角從負迎角增加到正迎角，進入短艙內部的冷卻氣流流量呈現先升高后降低的趨勢，在迎角0°附近達到峰值;迎角越遠離0°，其冷卻氣流量越小，短艙內散熱條件越差，并且正迎角下的通風口進氣總流量大于負迎角下的通風口進氣總流量;側滑角的變化對通風口進氣流量影響不大。

3 結論

本文以電子控制器冷卻管道為研究對象，探索管道內部流量計算的方法，獲得了該類數值仿真的仿真方法，以平開口式通風口為研究對象，對進入短艙內部的通風口進氣流量進行了數值研究，通過分析得到了高度、速度、迎角、側滑角等因素對通風口進氣流量的影響，本文的主要結論如下：

（1）網格劃分中，必須對冷卻管道通風口進口處的網格進行加密，采用密度盒對其空間區域進行三層網格加密，使外圍網格與管道內網格均勻過渡，否則后續數值仿真中易發散。

（2）數值仿真中遠場壓力設置為冷卻管道氣流總壓，遠場速度采用飛行試驗中的真空速，同時應采用HybridInitialization初始化。

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

（4）飛機迎角從負迎角增加到正迎角，進入短艙內部的冷卻氣流流量呈現先升高后降低的趨勢，在迎角0°附近達到峰值;迎角越遠離0°，其冷卻氣流量越小，短艙內散熱條件越差，并且正迎角下的通風口進氣總流量大于負迎角下的通風口進氣總流量;側滑角的變化對通風口進氣流量影響不大。

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