直升機發動機艙通風冷卻優化設計

李 悅,劉沖沖,竇志偉

(中國直升機設計研究所,江西 景德鎮 333001)

0 引言

發動機是直升機的“心臟”,由于現代作戰需要,直升機的動力需求不斷提升,發動機功率不斷提高。更高的發動機功率意味著更高的發動機艙溫度。要保證發動機、各附件、輔助設備能夠正常工作,發動機艙的通風冷卻系統設計至關重要[1-3]。直升機通常采用空氣冷卻的方式對發動機艙進行通風冷卻,利用發動機排氣引射的作用,使冷空氣進入發動機艙,達到冷卻目的。影響發動機艙通風冷卻性能的主要因素包括通風口的設置和排氣引射能力。石嵩等[4]針對直升機發動機艙冷卻系統的3處冷卻孔的進氣性能開展優化設計,并利用計算流體力學方法模擬了直升機不同前飛速度下冷卻口的進氣流場。王忠義等[5]研究了排氣引射器對燃氣輪機機箱內通風冷卻的作用,結果表明不同結構的排氣引射系統對引射系數有一定的影響。

AC313A鐵鳥機進行三發并車試驗時,并車穩定于飛行狀態時,監測到1#、3#發動機表面溫度快速上升,機組反饋出現濃重的焦糊味。關車后,機務人員進行發動機艙的檢查工作,發現1#、3#發動機艙部分橡膠件、活動整流罩、線纜及防磨網套損壞,部分傳感器脫落。經對試驗數據分析發現,1#、3#發動機艙所有溫度測點處數據均已超過限制值。根據排查分析,認為發動機引射能力不足是導致發動機艙超溫的原因。在三發并車低距飛行和三發地慢并車時,單臺發動機的輸出扭矩和功率變小,排氣流量較小,引射效果變差,發動機艙通風散熱不足,造成了熱聚積升溫。本文主要針對發動機艙超溫問題,提出了兩種不同結構的排氣引射管,通過數值仿真手段對比分析排氣引射能力,以及其對發動機艙通風冷卻的影響,探索優化方向,從而更好地提升發動機艙通風冷卻能力。

1 方法描述

1.1 控制方程

假設發動機艙內空氣為不可壓縮、牛頓粘性流體,流動為穩態湍流,發動機艙內氣密性良好,且考慮艙內輻射換熱。選用RNGK-ε模型[6]。與標準K-ε模型相比,RNGK-ε模型修正了湍流動力粘性系數,考慮了平均流動中的旋轉及旋轉流動情況,使模型對瞬變流和流線彎曲的影響能更好地做出預測。RNGK-ε模型在其ε方程增加了一項,提高了高速流動的準確性。

連續性方程:

(1)

能量方程:

(2)

動量方程:

(3)

(4)

(5)

K方程(湍流能量傳遞方程):

(6)

ε方程(湍流能量耗散率方程):

(7)

1.2 物理模型

由于發動機艙內發動機表面布置了復雜的油路、管線、傳感器等附件,大大增大了建模的困難程度,因此需要對內部結構進行適當的簡化。簡化后的發動機艙內部結構模型如圖1所示。由于直升機的對稱性,取直升機的左側物理模型用于計算,如圖2所示;同時為了保證數值計算更好地收斂,對直升機機體架構也進行了一定程度的簡化。為了保證關注的區域與遠場邊界之間不會產生數值上的不合理影響,避免出現偽物理現象,外流域取23 m*5.6 m*10 m。

圖1 發動機艙內部結構簡化模型

圖2 機身結構簡化模型

排氣引射管原方案為常規的擴張型噴管,噴管出口截面積大于噴管入口截面積。圖3中:方案A為收斂型噴管,出口截面積小于入口截面積;方案B為波瓣噴管,結構較為復雜,是一種具有高效混合特性的異形噴管結構[7]。3種排氣引射管的結構參數如表1所示。

表1 排氣引射管結構參數

表2 發動機艙通風冷卻性能參數對比

1.3 網格劃分和邊界條件設置

由于發動機艙內部結構不對稱且幾何模型復雜,網格劃分時采用了非結構化網格。網格劃分如圖4所示,網格總單元數為187萬左右。

圖4 網格劃分

計算采用發動機H=5020 W/m2/K下的表面溫度,實際換熱系數采用H=20 W/m2/K;發動機排氣流量采用飛慢狀態,質量流量為3.095 kg/s,發動機排氣溫度為465 ℃;計算采用全溫模型,考慮重力,輻射模型為P1模型,湍動能方程選用RNGK-ε模型;整流罩壁面采用絕熱壁面,發動機壁面為換熱模型。

2 計算結果與分析

2.1 指標定義

1)排氣引射管壓損為

(8)

式中:Pin為排氣引射管入口截面表壓,Pout為排氣引射管出口截面表壓,Pambient為大氣壓力。

2)引射比為

(9)

式中:ms為引射質量流量,mp為發動機排氣質量流量。

2.2 發動機艙通風冷卻性能對比

2.2.1 發動機艙整流罩及發動機主要成附件溫度分布對比

針對原方案、方案A和方案B三種排氣引射管結構,計算了前飛速度、下洗流速度為0,環境溫度30 ℃,排氣流量3.095 kg/s,排氣溫度465 ℃時發動機艙的通風冷卻情況。圖5和圖6分別對比了采用3種排氣引射管結構整流罩和發動機主要成附件的溫度分布。由圖可以看出:采用原方案時,整流罩最高溫度達到238 ℃,發動機主要成附件表面最高溫度達到291 ℃,已超過限制值;方案A收斂型噴管發動機艙整流罩壁面最高溫為188 ℃,發動機主要成附件最高溫234 ℃;方案B波瓣噴管發動機艙整流罩壁面最高溫為194℃,發動機主要成附件最高溫248℃。由此可見,兩種改進方案均提高了發動機艙通風冷卻性能。這是由于對于同一混合管而言,方案A減小了引射管出口截面積,導致引射唇口面積增大,引射流量增大,引射比φ增大;方案B中波瓣噴管的出口截面積雖然沒有明顯的減小,但由于其特殊的異形結構,引氣唇口面積較于原方案增大,引射流量增大,引射比φ增大。

圖6 發動機主要成附件溫度分布

2.2.2 總壓損失對比

表3分別對比了3種方案的入口、出口表壓力以及總壓損失。結果表明,方案A和方案B總壓損失均相較于原方案增大,且方案A增幅更大。這是由于方案A出口截面面積最小,在入口截面不變的情況下,出口截面越小壓力損失越大。

表3 總壓損失對比

方案A和方案B的發動機艙整流罩和發動機主要成附件的溫度分布大致相同,但由于方案A的總壓損失比方案B高35%,因此方案B最佳,最終選用波瓣噴管作為最終方案。

3 結論

本文針對AC313A民用直升機發動機排氣引射管3種方案開展發動機艙通風冷卻優化設計研究,運用計算流體力學方法數值仿真了3種排氣引射管對發動機艙通風冷卻的影響,對比分析了發動機艙整流罩及發動機主要成附件的溫度分布、引射比以及總壓損失?，F總結以下結論:

1)通過改變排氣引射管的結構,可以改變引射比,從而改變發動機艙通風冷卻情況,改變發動機艙內溫度分布。

2)優化設計中,方案A和方案B在發動機艙內溫度分布的表現基本相同,但方案A收斂型噴管總壓損失高于方案B波瓣噴管超過35%,最終選擇總壓損失較小的方案B。