無人直升機混合管局部混合間隙對排氣引射性能的影響研究

郭弈 李松松

無人直升機動力艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)通常采用排氣引射器作為動力源，將周圍環(huán)境冷空氣抽吸到動力艙內(nèi)以帶走發(fā)動機、附件等散發(fā)的熱量。在無人直升機排氣系統(tǒng)設(shè)計中，混合間隙是影響排氣引射性能的重要因素，排氣引射器引射流體主要依靠自由混合層發(fā)展所引起流動的卷吸作用，而混合間隙是直接控制自由混合層發(fā)展的尺度，因此混合間隙對排氣系統(tǒng)設(shè)計至關(guān)重要。某些型號無人直升機的排氣系統(tǒng)，受到發(fā)動機排氣管形狀及安裝位置限制等因素，主噴管和排氣管間隙并不一定為均勻間隙。本文針對無人直升機混合管局部混合間隙變化而引起的超溫問題，通過計算分析，研究在不同的局部混合間隙下，流體自由混合層在混合管出口壁面的附著情況，得到局部混合間隙對無人直升機排氣引射性能的影響規(guī)律，設(shè)計出排氣系統(tǒng)最佳局部混合間隙，保證動力艙通風(fēng)冷卻的效果。

計算模型和方法

本文針對無人直升機的混合管局部混合間隙，對混合管、發(fā)動機、動力艙及全機身進行一體化建模，如圖1所示。模型坐標系與無人直升機坐標系一致，航向為負X方向。計算時不考慮外界氣流的影響，外流場計算域以無人直升機動力艙為中心進行建模，外流場計算域尺寸為15m×10m×17m。

動力艙內(nèi)部發(fā)動機建模時需進行簡化，主要考慮發(fā)動機本體及其附件，忽略管路、電纜等對動力艙通風(fēng)冷卻的影響，并認為動力艙壁面不存在縫隙。排氣管及混合管結(jié)構(gòu)如圖2所示，排氣管構(gòu)型不變，改變混合管底部的結(jié)構(gòu)，進而改變混合管局部混合間隙。

在計算過程中，考慮到動力艙的復(fù)雜型面結(jié)構(gòu)，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并在發(fā)動機排氣管出口、進氣格柵入口局部加密。無人直升機處于懸停狀態(tài)，排氣管進口采用質(zhì)量流量進口邊界條件，流量為2.021kg/s，溫度為970K；外流場區(qū)域設(shè)為壓力出口邊界條件，溫度為環(huán)境溫度323K，壓力為101325Pa。計算中采用Standard k-ε湍流模型；動量控制方程采用一階迎風(fēng)格式、能量控制方程采用二階迎風(fēng)格式，壓力和速度耦合采用SIMPLEC算法。在三位直角坐標系中，其通用形式如下：

計算方案

為研究局部混合間隙對無人直升機排氣引射性能的影響規(guī)律，本文通過改變混合管的局部混合間隙，如圖3所示。開展了一系列數(shù)值計算，表1給出了不同局部混合間隙的計算方案。

計算結(jié)果與分析

各方案動力艙內(nèi)流線分布圖如圖4所示。從進氣格柵進入動力艙的氣流分為3股：第一股氣流從格柵中部進入動力艙后，順著格柵傾斜的方向到動力艙平臺，而后沿著發(fā)動機表面環(huán)繞向前流動，最后通過混合管流出動力艙；第二股氣流從格柵左邊緣進入動力艙后，達到動力平臺后，向后流動，隨后流到進氣道頂部后，與第一股氣流匯聚，環(huán)繞發(fā)動機表面向前流動；第三股氣流從進氣格柵右邊緣流入動力艙，到達動力平臺后，向前流動，之后從后墻折返由混合管流出動力艙。

各方案動力艙內(nèi)溫度分布圖如圖5所示?；旌瞎芫植炕旌祥g隙變化，會影響動力艙內(nèi)發(fā)動機各附件表面最高溫度，如表2所示。表2中方案1和方案3的N2轉(zhuǎn)速傳感器處于超溫狀態(tài)，方案2的通風(fēng)冷卻效果最優(yōu)。

引射比與混合管局部混合間隙之間的變化關(guān)系如圖6所示。從圖中可知，在確定的發(fā)動機排氣管構(gòu)型下，引射比隨混合管局部混合間隙的增大而先增大后減小，結(jié)合表2中各方案的通風(fēng)冷卻效果，方案2的引射比最佳。

結(jié)論

本文針對無人直升機的混合管局部混合間隙進行了混合管、發(fā)動機、動力艙及全機身的一體化建模及仿真計算，研究了無人直升機混合管局部混合間隙對排氣引射性能的影響，通過分析，可得到以下結(jié)論：

（1）在確定的發(fā)動機排氣管構(gòu)型下，引射比隨混合管局部混合間隙的增大而先增大后減小。

（2）本文計算分析得到的規(guī)律，可為無人直升機混合管局部混合間隙的設(shè)計提供參考。