基于LBM的直升機(jī)設(shè)備艙進(jìn)排氣口優(yōu)化設(shè)計(jì)研究

張曉星，田旭

基于LBM的直升機(jī)設(shè)備艙進(jìn)排氣口優(yōu)化設(shè)計(jì)研究

張曉星，田旭

（中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）

為提升直升機(jī)設(shè)備艙的通風(fēng)散熱能力，采用格子-玻爾茲曼方法（Lattice Boltzmann method，LBM）對不同構(gòu)型進(jìn)排氣口組合的直升機(jī)設(shè)備艙簡化模型進(jìn)行了數(shù)值模擬分析。通過對比分析不同優(yōu)化設(shè)計(jì)方案進(jìn)氣流量及溫度分布，給出了斜切處理的進(jìn)氣口外罩進(jìn)氣效率更高，斜切處理的排氣口外罩能使排氣口排氣效率提高的結(jié)論。

直升機(jī)；設(shè)備艙；格子-玻爾茲曼方法；數(shù)值模擬；通風(fēng)散熱

現(xiàn)代直升機(jī)的發(fā)展日新月異，其任務(wù)需求愈加繁多，其中武裝直升機(jī)尤為如此，多功能化、高生存能力、全天候作戰(zhàn)缺一不可[1]。為滿足武裝直升機(jī)復(fù)雜任務(wù)需求，航空電子系統(tǒng)的性能及技術(shù)水平飛速發(fā)展。如今，航空電子系統(tǒng)處在高度綜合的發(fā)展階段[2]，但航電系統(tǒng)的高度集成化在提升作戰(zhàn)性能的同時(shí)，也帶來了設(shè)備功率高、散熱量大、發(fā)熱點(diǎn)集中，進(jìn)而導(dǎo)致了設(shè)備艙溫度過高的問題。一旦設(shè)備艙內(nèi)溫度超過設(shè)備的工作溫度上限，便有發(fā)生設(shè)備故障報(bào)錯(cuò)或死機(jī)的風(fēng)險(xiǎn)，這對直升機(jī)的飛行安全將產(chǎn)生極大威脅。

進(jìn)排氣口的設(shè)計(jì)以及設(shè)備的布局位置對設(shè)備艙的通風(fēng)散熱能力有直接影響，但由于設(shè)備布置位置牽扯整機(jī)各個(gè)系統(tǒng)可調(diào)整空間極小或不可調(diào)，因而對設(shè)備艙進(jìn)排氣口的設(shè)計(jì)更具實(shí)用性。國內(nèi)外應(yīng)用CFD（Computational fluid dynamics）方法針對汽車、坦克、裝甲車輛艙室內(nèi)溫度場進(jìn)行了較多研究工作[3-5]，為直升機(jī)設(shè)備艙通風(fēng)散熱的設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了參考。但國內(nèi)外尚無直升機(jī)設(shè)備艙通風(fēng)散熱問題的相關(guān)研究。

本文采用基于格子-玻爾茲曼方法（Lattice Boltzmann method，LBM）的仿真計(jì)算手段對采用不同構(gòu)型進(jìn)排氣口組合的設(shè)備艙簡化模型進(jìn)行數(shù)值模擬分析，通過分析設(shè)備艙進(jìn)氣流量與溫度分布，考查不同構(gòu)型進(jìn)排氣口組合的氣流組織分布，得到散熱效果較優(yōu)方案，研究結(jié)果對直升機(jī)設(shè)備艙進(jìn)排氣散熱系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)具有實(shí)際的工程指導(dǎo)意義。

1 數(shù)值模擬計(jì)算

1.1 數(shù)值模擬方法

格子-玻爾茲曼方法（LBM）是一種基于粒子分布函數(shù)演化的數(shù)值方法[6]。該方法中，由于粒子速度與空間離散一致，粒子在空間網(wǎng)格點(diǎn)上傳輸，對流僅僅是簡單的賦值運(yùn)算，沒有空間差值誤差。粒子分布函數(shù)通過粒子在網(wǎng)格點(diǎn)的碰撞而改變，僅由當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格點(diǎn)上宏觀值決定，不涉及其它網(wǎng)格點(diǎn)的值，因而具有優(yōu)秀的局部性，便于并行計(jì)算。在LBM中，基本的計(jì)算變量不是密度、速度這些宏觀物理量，而是介觀上的粒子分布函數(shù)。LBM的控制方程Lattice Boltzmann方程描述如下：

1.2 物理模型

直升機(jī)機(jī)身及設(shè)備艙簡化幾何模型如圖1所示。機(jī)身長2.4 m，直徑0.6 m，整個(gè)設(shè)備艙系統(tǒng)包括進(jìn)氣口（含防雨斗）、設(shè)備（含設(shè)備1、2、3）和排氣口（含防雨斗）。本文為進(jìn)排氣口各設(shè)計(jì)了三種方案，見圖2.所有進(jìn)排氣口方案在直升機(jī)機(jī)身蒙皮上的矩形開口大小均為60 mm×100 mm.本文計(jì)算了三種進(jìn)氣口和三種排氣口組合而成的五種進(jìn)排氣方案，模型進(jìn)排氣口組合方案見表1.

圖1 直升機(jī)設(shè)備艙簡化模型

圖2 進(jìn)氣口和排氣口設(shè)計(jì)方案

表1 進(jìn)排氣口組合方案

1.3 格子與邊界條件

為節(jié)省計(jì)算資源同時(shí)兼顧計(jì)算精度，格子劃分采用近壁面加密方式，遠(yuǎn)場格子尺度0.16 m，機(jī)身0.04 m（曲率變化大的位置0.01 m），設(shè)備0.01 m，進(jìn)排氣口及防雨斗0.002 5 m，格子總數(shù)約200萬，如圖3所示。計(jì)算開啟能量方程，空氣密度變化采用布辛涅斯克小密度差近似，設(shè)備為發(fā)熱源，設(shè)備1、2、3的表面熱流密度分別設(shè)為2 400 W/m2、1 600 W/m2、1 000 W/m2，環(huán)境溫度為298.15 K，降溫考察對象為設(shè)備1.本文主要考察了前飛狀態(tài)，另外對對兩個(gè)不同進(jìn)排氣口組合方案進(jìn)行了側(cè)飛狀態(tài)的計(jì)算，具體計(jì)算狀態(tài)見表2.

圖3 格子劃分

表2 計(jì)算狀態(tài)

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 進(jìn)氣流量對設(shè)備艙溫度的影響

表3給出了各方案的計(jì)算結(jié)果，圖4表明了進(jìn)氣流量對進(jìn)氣速度、設(shè)備1表面溫度、設(shè)備艙平均溫度、設(shè)備艙氣流平均速度的影響。從圖4結(jié)合表3可以看出，隨進(jìn)氣流量的增大，進(jìn)氣速度、設(shè)備艙平均速度均增大，設(shè)備1表面溫度及設(shè)備艙平均溫度均降低，這表明進(jìn)氣流量是設(shè)備艙通風(fēng)散熱中最重要的考量因素之一。

表3 計(jì)算結(jié)果

圖4 進(jìn)氣流量對各考察量的影響

圖5給出了不同進(jìn)氣口表面（防雨斗端口）速度分布。由圖5可以看到，三種進(jìn)氣口防雨斗端口處的速度分布，高速區(qū)均集中在左側(cè)，進(jìn)氣口1速度分布整體較為均勻且處于較低數(shù)值，進(jìn)氣口2、進(jìn)氣口3高速區(qū)域則更為集中且速度更大。從圖4可看出，在進(jìn)氣速度突然增大后（防雨斗端口面積減小所致，此時(shí)進(jìn)氣流量僅少量增加），設(shè)備1表面溫度及設(shè)備艙平均溫度均有較明顯的下降，說明進(jìn)氣速度增大對設(shè)備艙散熱效果有明顯的提升。

圖5 不同進(jìn)氣口表面速度分布

2.2 優(yōu)化設(shè)計(jì)方案對比

對比表3中狀態(tài)1和狀態(tài)2，加裝了排氣口外罩后，進(jìn)氣流量反而大幅下降，而將外罩作斜切處理后（方案三），進(jìn)氣流量大增，較方案一提高了33.3%，這種現(xiàn)象可能是由于排氣口與防雨斗排氣流向不一致，排氣動壓損失較大造成的，從圖6不同排氣口截面壓力分布可以看出，三種排氣口對比右側(cè)負(fù)壓區(qū)域大小，排氣口3明顯大于前兩者，排氣口2最小，且排氣口2外罩阻塞排氣，受排氣沖擊，出現(xiàn)一定的正壓區(qū)域，而排氣口3則基本上都是負(fù)壓區(qū)域，說明其排氣更為順暢。

圖6 不同排氣口截面壓力分布

對比表3中狀態(tài)3和狀態(tài)4，進(jìn)排氣方案僅更改了防雨斗構(gòu)型，進(jìn)氣口2的防雨斗與蒙皮開口處為相切連接，更加便于來流進(jìn)入，使得進(jìn)氣流量提高了5.8%，而且防雨斗端口面積較進(jìn)氣口1降低了約四分之一，進(jìn)氣速度提高了46.2%.考慮直升機(jī)飛行狀態(tài)不僅僅有前飛，還有側(cè)飛和爬升等狀態(tài)，方案五將進(jìn)氣口外罩作斜切處理，這樣使得進(jìn)氣流量減少了4.4%，散熱效果略微下降，但對比狀態(tài)6和狀態(tài)7可知，側(cè)飛時(shí)方案五進(jìn)氣流量是方案四的2.33倍，設(shè)備1表面溫度較方案四降低達(dá)8℃，鑒于此，本文認(rèn)為方案五前飛散熱效果略微下降是可以接受的。綜上所述，本文認(rèn)為方案五為最優(yōu)方案。

2.3 試飛驗(yàn)證

對某型機(jī)分別采用方案二、方案三、方案四及方案五進(jìn)行了試飛試驗(yàn)。發(fā)現(xiàn)方案五降溫效果最明顯，進(jìn)排氣優(yōu)化效果明顯，設(shè)備艙內(nèi)設(shè)備過熱故障問題得到解決。

3 結(jié)論

本文通過基于LBM的仿真計(jì)算手段對采用不同構(gòu)型進(jìn)排氣口組合的設(shè)備艙簡化模型進(jìn)行數(shù)值模擬分析，通過分析設(shè)備艙進(jìn)氣流量與溫度分布，考查直升機(jī)進(jìn)排氣口優(yōu)化設(shè)計(jì)方案優(yōu)劣，得到以下結(jié)論：

（1）進(jìn)氣流量是設(shè)備艙通風(fēng)散熱中最重要的考量因素之一，進(jìn)氣流量越大，越有利于增強(qiáng)設(shè)備艙的通風(fēng)散熱。

（2）與蒙皮相切連接的防雨斗加上斜切處理的進(jìn)氣口外罩進(jìn)氣效率更高，斜切處理的排氣口外罩能使排氣口排氣效率提高。

[1]劉波，張洪濤，李基堂.武裝直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展[J].艦船電子工程，2011，31（2）：20-23.

[2]何志強(qiáng).綜合化航空電子系統(tǒng)發(fā)展歷程及重要支撐技術(shù)[J].電訊技術(shù)，2004 44（4）：1-5.

[3]Matsushima Y，Takeuchi T，Kohri L．Prediction method of en gine compartment air flow using CFD analysis[J]．TASE，2000，21：197-203.

[4]劉西俠，畢小平，趙以賢.裝甲輸送車乘員艙內(nèi)三維空氣流動與傳熱的數(shù)值計(jì)算[J].兵工學(xué)報(bào)，2003，24（1）：16-18.

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[6]Chen S，Doolen G D.Lattice Boltzmann method for fluid flows[J].Annu.Rev.Fluid Mech.，2003，30（1）：329-364.

Research on Optimal Design of Air Inlet and Outlet of Helicopter Equipment Cabin Based on LBM

ZHANG Xiao-xing，TIAN Xu
（China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen Jiangxi 333001，China）

In order to improve the ability of ventilation of the helicopter equipment cabin，numerical simulation based on LBM was employed to analyze the simplified models of the helicopter equipment cabin with different combinations of air inlets and outlets.Through the comparisons of intake flowrate and temperature distributon of different optimized design schemes，the research conforms that the beveled air inlet cover leads to higher intake efficiency and the beveled air outlet cover improves exhaust efficiency.

helicopter；equipment cabin；LBM；numerical simulation；ventilation

V275.1

A

1672-545X（2017）07-0041-04

2017-04-10

張曉星（1990－），男，山東泰安人，碩士，工程師，研究方向：流體機(jī)械、旋翼氣動方向；田旭（1992－），男，河南信陽人，學(xué)士，工程師，研究方向：流體機(jī)械、旋翼氣動方向。