謝永奇，高紅霞，余建祖

(北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083)

0 引言

直升機(jī)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)通常采用排氣引射器作為動(dòng)力源，將周圍環(huán)境冷空氣抽吸到動(dòng)力艙內(nèi)以帶走發(fā)動(dòng)機(jī)、附件等散發(fā)的熱量，從而達(dá)到冷卻目的。在飛行狀態(tài)下，旋翼下洗流和前方來流受機(jī)身外形的干擾作用將對(duì)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻產(chǎn)生重要影響。在現(xiàn)有研究中，大多是針對(duì)動(dòng)力艙單個(gè)艙體的流場(chǎng)和溫度場(chǎng)展開，旋翼下洗流的影響常通過給定一個(gè)下洗速度加以考慮，排氣引射器的作用也通過適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件引入求解［1－2］，這些研究取得了很多有意義的結(jié)果，但這樣的簡(jiǎn)化往往會(huì)給計(jì)算結(jié)果帶來較大的誤差，難以準(zhǔn)確預(yù)測(cè)艙內(nèi)流場(chǎng)和溫度場(chǎng)分布。而直接采用N-S方程同時(shí)求解動(dòng)力艙內(nèi)流場(chǎng)、旋翼流場(chǎng)、旋翼/機(jī)身干擾還存在較多問題［3－4］，工程上也不實(shí)用。

本文在現(xiàn)有旋翼流場(chǎng)［5－10］和動(dòng)力艙［11－12］研究的基礎(chǔ)上，提出了一種簡(jiǎn)化的基于旋翼下洗流的動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻性能計(jì)算方法，針對(duì)某型直升機(jī)動(dòng)力艙，建立了考慮外流場(chǎng)區(qū)域的動(dòng)力艙—排氣引射器一體化模型。采用商業(yè)CFD軟件，計(jì)算了前飛狀態(tài)下采用單進(jìn)口和雙進(jìn)口共9種方案時(shí)動(dòng)力艙的流場(chǎng)和溫度場(chǎng)，分析了不同冷卻氣流進(jìn)口數(shù)、進(jìn)口大小和位置對(duì)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻性能的影響。研究結(jié)果對(duì)于直升機(jī)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和優(yōu)化具有重要工程應(yīng)用價(jià)值。

1 計(jì)算模型和方法

本文針對(duì)某型直升機(jī)動(dòng)力艙建立的考慮直升機(jī)外流場(chǎng)區(qū)域的動(dòng)力艙—排氣引射器一體化模型如圖1所示:模型坐標(biāo)系與直升機(jī)坐標(biāo)系一致，前飛時(shí)機(jī)身姿態(tài)角為5°。以直升機(jī)中面為對(duì)稱面，所選取外流場(chǎng)區(qū)域尺寸為14m×8m×7m，整流罩頂面距離外流場(chǎng)上表面的距離為0.5m。旋翼旋轉(zhuǎn)軸位于主減平臺(tái)上表面的中心處。整流罩最外側(cè)至旋翼旋轉(zhuǎn)軸中心的距離為0.88m。

圖1 考慮直升機(jī)外流場(chǎng)區(qū)域的動(dòng)力艙—排氣引射器模型圖Fig.1 Model of nacelle-ejector including outflow field region

圖2為排氣管和動(dòng)力艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖，為便于觀察內(nèi)部結(jié)構(gòu)，采用線框圖顯示。在建模中主要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)、附件、風(fēng)機(jī)及其進(jìn)風(fēng)管和排風(fēng)管等重要部件，并認(rèn)為動(dòng)力艙各壁面連接處無縫隙。

圖2 排氣管和動(dòng)力艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sketch of interior structure of exhaust pipe and nacelle

基于旋翼下洗流的動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻性能計(jì)算方法將穩(wěn)態(tài)、不可壓、湍流的N-S方程作為控制微分方程，并附加標(biāo)準(zhǔn)k-ε雙方程湍流模型，同時(shí)求解能量方程和連續(xù)方程。在三維直角坐標(biāo)系中，其通用形式如下:

式中:φ為通用變量，可以代表 u、v、T、k等求解變量;V為速度矢量;Γ為廣義擴(kuò)散系數(shù);S為廣義源項(xiàng)。

數(shù)值計(jì)算中，將發(fā)動(dòng)機(jī)排氣作為理想氣體，排氣流量為m1kg/s，排氣溫度為t1℃。直升機(jī)低空前飛時(shí)的環(huán)境壓力為101325Pa，環(huán)境溫度為35℃。發(fā)動(dòng)機(jī)壁面邊界條件根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架試驗(yàn)測(cè)試數(shù)據(jù)確定。由于整流罩為蜂窩芯材的復(fù)合材料，導(dǎo)熱系數(shù)較小，因此計(jì)算中不考慮整流罩的散熱。外流場(chǎng)區(qū)域前側(cè)面施加來流速度，即前飛速度(計(jì)算針對(duì)最大平飛速度72m/s)。對(duì)于旋翼下洗流(即軸向誘導(dǎo)速度)，根據(jù)所提供的數(shù)據(jù)擬合得出如下關(guān)系式，作為速度邊界條件施加在外流場(chǎng)區(qū)域的上表面。

式中，v為下洗速度，m/s;r為旋翼徑向分量，m。

動(dòng)力艙各個(gè)壁面、排氣引射器、排氣管壁面和艙內(nèi)各部件表面的流動(dòng)邊界條件采用固體壁面無滑移邊界條件，應(yīng)用壁面函數(shù)法［13］確定靠近壁面附近流體的流動(dòng)行為。

采用非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算區(qū)域的離散。為獲得靠近整流罩區(qū)域、排氣引射器引射段、動(dòng)力艙進(jìn)口的精確解，對(duì)這些區(qū)域網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理。由于對(duì)動(dòng)力艙外流區(qū)域計(jì)算精度要求不高，網(wǎng)格作了粗化，相對(duì)于動(dòng)力艙的粗化比為10∶1。經(jīng)計(jì)算得知，當(dāng)區(qū)域劃分加密得到的網(wǎng)格單元數(shù)大于260萬(wàn)個(gè)時(shí)，計(jì)算結(jié)果相對(duì)于該單元數(shù)情況下的誤差小于2%，故可認(rèn)為此時(shí)計(jì)算結(jié)果已與單元數(shù)的多少無關(guān)。

采用有限體積法離散控制微分方程。采用Thermal Energy模型模擬艙內(nèi)傳熱，Discrete Transfer模型模擬艙內(nèi)輻射換熱，不考慮各個(gè)方向的散射。計(jì)算在小型服務(wù)器上完成，迭代至150～200次計(jì)算收斂。

2 通風(fēng)冷卻方案說明

為考查前飛狀態(tài)下動(dòng)力艙冷卻氣流進(jìn)口數(shù)、進(jìn)口大小和位置對(duì)動(dòng)力艙冷卻性能的影響，本文提出了5種單進(jìn)口和4種雙進(jìn)口通風(fēng)冷卻方案，其尺寸和位置說明見表1。

氣流進(jìn)口開在整流罩上，進(jìn)口形狀為四邊形。表1中，前上側(cè)表示進(jìn)口設(shè)置在整流罩前部靠上的位置。B類方案進(jìn)口1的位置與A1方案進(jìn)口1的位置相同。對(duì)于每種方案，動(dòng)力艙和排氣引射器的結(jié)構(gòu)尺寸不變，所不同的只是冷卻氣流進(jìn)口的位置、大小。

表1 單進(jìn)口和雙進(jìn)口方案說明(單位:mm)Table 1 Illustration of single-inlet and double-inlets schemes(unit:mm)

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 流場(chǎng)分析

3.1.1 單進(jìn)口

圖3分別給出了A1和A2方案動(dòng)力艙內(nèi)氣流的流線圖，A3、A4、A5方案與A1方案的相似?？梢钥闯觯捎谇帮w速度遠(yuǎn)大于旋翼下洗流速度，艙外氣流以近似與整流罩壁面平行的方向流向動(dòng)力艙的后部。由進(jìn)口1進(jìn)入艙內(nèi)的氣流以較高的速度(不低于85m/s)沖擊到后防火墻，其中相當(dāng)大一部分氣流直接經(jīng)出口進(jìn)入排氣引射器，另一部分氣流則沿艙壁面流向動(dòng)力艙的前側(cè)。隨進(jìn)口位置的不同，流向艙前側(cè)的氣流流動(dòng)形式會(huì)有所變化。A2方案在艙后側(cè)內(nèi)上部區(qū)域和燃燒室的上方氣流出現(xiàn)了明顯的旋渦。

另外，進(jìn)入排氣引射器的氣流受進(jìn)入艙內(nèi)的高速氣流以及排氣管彎曲角度的影響在其橫截面上的速度分布是不均勻的。由于進(jìn)口位置的不同，A2方案引射段氣流主要集中在橫截面右下側(cè)，其他方案則出現(xiàn)在橫截面上側(cè)。

圖3 A1和A2方案動(dòng)力艙內(nèi)氣流流線圖Fig.3 Streamline diagram of cooling air in nacelle for A1＆A2

為了更清楚地說明艙內(nèi)氣流的速度分布，圖4分別給出了A1、A2和A3方案動(dòng)力艙內(nèi)x=7.0m的YZ平面上的氣流速度分布，該平面位于艙中部。

由圖4(a)可以看出，內(nèi)下側(cè)大部分區(qū)域的氣流流速不低于15m/s，內(nèi)上側(cè)的氣流流速不低于10m/s;燃燒室下側(cè)氣流流速不低于5m/s，上側(cè)氣流流速較低，尤其是在附件區(qū)域，氣流流速大部分不超過3.0m/s，這不利于該部分附件的冷卻。圖4(b)中氣流流速較高的區(qū)域主要位于靠近整流罩的下側(cè)與艙內(nèi)側(cè)防火墻區(qū)域，但在靠近燃燒室、附件、整流罩上側(cè)的區(qū)域，氣流流速不超過2.6m/s，對(duì)這部分附件冷卻不利。圖4(c)中靠近發(fā)動(dòng)機(jī)殼體、附件和整流罩區(qū)域的氣流流速都比較高，有利于其冷卻。

在前飛狀態(tài)下，總的來看單進(jìn)口各方案動(dòng)力艙內(nèi)的氣流速度后側(cè)高于前側(cè)，內(nèi)側(cè)高于外側(cè)。在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體、附件區(qū)域，受氣流進(jìn)口位置的影響氣流流速會(huì)有較大差異。由于氣流經(jīng)進(jìn)口以近似與整流罩壁面平行的方向高速流向后防火墻，因此，沿氣流流動(dòng)路徑上整流罩將存在一帶狀低溫區(qū)。

3.1.2 雙進(jìn)口

圖4 A1、A2和A3方案動(dòng)力艙內(nèi)x=7.0m的YZ平面上的氣流速度分布圖(單位:m/s)Fig.4 Velocity distribution of YZ plan at x=7.0m for A1，A2，A3 scheme(unit:m/s)

圖5給出了B1和B3方案動(dòng)力艙內(nèi)氣流流線圖，B2和B4方案與B1方案流場(chǎng)相似?？梢钥闯觯?jīng)進(jìn)口1進(jìn)入動(dòng)力艙內(nèi)的氣流流動(dòng)與單進(jìn)口方案的流動(dòng)相似。除B3方案，經(jīng)進(jìn)口2進(jìn)入艙內(nèi)的氣流沖擊到后防火墻后一部分氣流直接經(jīng)出口進(jìn)入排氣引射器，另一部分則流向了動(dòng)力艙的前側(cè)，這有利于艙前側(cè)部件的冷卻。進(jìn)口2的氣流未對(duì)進(jìn)口1的氣流產(chǎn)生明顯干擾。此外，由動(dòng)力艙進(jìn)入排氣引射器的氣流流動(dòng)與單進(jìn)口方案相似，其橫截面速度分布也是不均勻的。

B3方案的進(jìn)口2由于設(shè)置在了整流罩的下側(cè)，經(jīng)進(jìn)口1進(jìn)入艙內(nèi)的氣流有一小部分經(jīng)進(jìn)口2流出了艙外。根據(jù)動(dòng)力艙滅火要求，動(dòng)力艙的通風(fēng)不允許氣流流出艙外，因此，B3方案不能滿足要求。

為了解艙內(nèi)氣流流速分布，圖6分別給出了B1、B2和B4方案動(dòng)力艙在x=7.3m的YZ平面上的氣流速度分布，該平面位于動(dòng)力艙后部渦輪分區(qū)。可以看出，三種方案該截面上靠近整流罩上側(cè)的區(qū)域氣流流速較高，靠近整流罩中下側(cè)的區(qū)域氣流流速較小，B1方案不超過4.6m/s，B2 和 B4 方案不超過 5.1m/s?？拷搩?nèi)側(cè)防火墻、艙底面的氣流流速大部分不低于15m/s?？拷l(fā)動(dòng)機(jī)殼體的大部分區(qū)域氣流流速不低于10m/s，這對(duì)于帶走發(fā)動(dòng)機(jī)殼體散出的大量熱量，有效降低其表面溫度，進(jìn)而減小對(duì)整流罩的熱輻射，降低整流罩表面溫度是有利的。由于氣流經(jīng)進(jìn)口1后緊貼整流罩壁面高速流向后防火墻，可以對(duì)沿程進(jìn)行有效冷卻，因此，沿該路徑整流罩將存在一帶狀低溫區(qū)。

圖5 B1和B3方案動(dòng)力艙內(nèi)氣流流線圖Fig.5 Streamline diagram of cooling air in nacelle for B1＆B3

3.2 溫度場(chǎng)分析

3.2.1 單進(jìn)口

圖7和圖8分別給出了單進(jìn)口時(shí)各方案整流罩、附件表面最高溫度隨x坐標(biāo)值的變化曲線。總的來看，將進(jìn)口設(shè)置在整流罩下側(cè)(A2方案)不利于整流罩、附件的冷卻。減小進(jìn)口面積，冷卻氣流流量減小，不利于艙內(nèi)附件和整流罩的冷卻。在一定位置增大進(jìn)口面積(A5方案)，并不能帶來冷卻氣流量的增大和整流罩、附件壁面溫度的降低。

圖6 B1、B2和B4方案動(dòng)力艙內(nèi)x=7.3m的YZ平面上的氣流速度分布圖(單位:m/s)Fig.6 Velocity distribution of YZ plane at x=7.3m for B1，B2，B4 scheme(unit:m/s)

由圖7可以看出，各方案整流罩表面溫度分布呈“前低后高”趨勢(shì)，整9流罩前部(對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)滑油箱、壓氣機(jī)分區(qū))大部分區(qū)域溫度不超過335K，進(jìn)口大小和位置的不同對(duì)整流罩前部表面溫度分布影響不大。在整流罩的后部，對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室、渦輪、噴管等高溫區(qū)段，各方案表面最高溫度有較大差別。在x∈［7.2，7.3］m區(qū)段，各方案都不同程度地出現(xiàn)了高溫區(qū)。除了A2方案，其他各方案整流罩表面最高溫度隨x坐標(biāo)值變化曲線相對(duì)比較平緩，整流罩表面溫度不高。

A2方案相對(duì)于A1方案進(jìn)口位置下移，導(dǎo)致整流罩表面最高溫度比其它方案高20℃ ～30℃，而且表面出現(xiàn)了兩個(gè)溫度較高區(qū)域，表面最高溫度為390.8K。A3方案相對(duì)于A1方案氣流進(jìn)口后移，使得整流罩表面溫度普遍升高。A4方案相對(duì)于A1方案進(jìn)口面積減小，也使得整流罩表面溫度普遍升高，而且升高幅度要高于A3方案。A5方案相對(duì)于A1方案，整流罩表面溫度有升高也有降低，其原因是由于進(jìn)口尺寸增大的同時(shí)其位置也有所變化所導(dǎo)致的。

由圖8可以看出，A3、A4和A5方案附件表面最高溫度出現(xiàn)在艙前側(cè)附件，對(duì)應(yīng) x∈［6.7，6.75］m 區(qū)段，在靠近支撐平臺(tái)區(qū)域(對(duì)應(yīng)圖中溫度低于330K的“U形”曲線段)溫度梯度較大。A1和A2方案附件表面最高溫度出現(xiàn)在艙后側(cè)附件，對(duì)應(yīng) x∈［6.97，7.02］m 區(qū)段。

圖7 單進(jìn)口各方案整流罩表面最高溫度隨x坐標(biāo)變化曲線Fig.7 Curve of surface temperature of cover vs.x for single-inlet scheme

圖8 單進(jìn)口各方案附件表面最高溫度隨x坐標(biāo)變化曲線Fig.8 Curve of surface temperature of accessory vs.x for single-inlet scheme

由于氣流進(jìn)口大小和位置的不同，使得靠近附件區(qū)域的氣流流動(dòng)發(fā)生了變化，進(jìn)而導(dǎo)致附件表面溫度分布的不同。A2和A4方案的附件表面最高溫度都比較高，分別為398.6K和396.6K，相對(duì)于A1方案增加了10℃左右，這說明將氣流進(jìn)口后移或減小進(jìn)口尺寸，將增大附件表面溫度。A3和A5方案相對(duì)于A1方案附件表面最高溫度均有所降低。

3.2.2 雙進(jìn)口

圖9和圖10分別給出了前飛狀態(tài)下雙進(jìn)口各方案整流罩、附件表面最高溫度隨 坐標(biāo)值的變化曲線。總的來看，整流罩表面溫度都不高，其后部相對(duì)于中間區(qū)域溫度有較大降低。B4方案整流罩表面最高溫度高于其它方案，這說明將進(jìn)口2設(shè)置在頂部不利于整流罩的冷卻。各方案高溫區(qū)出現(xiàn)在x∈［7.2，7.3］m區(qū)段(即對(duì)應(yīng)燃燒室后段和渦輪區(qū)段)。B3方案整流罩表面最高溫度高于B1和B2方案，低于B4方案。B1方案整流罩、附件表面最高溫度都小于其他方案，表明將進(jìn)口2設(shè)置在整流罩的后上側(cè)有利于動(dòng)力艙冷卻。

由圖10可知，B1、B3和B4方案艙后側(cè)附件表面溫度高于艙前側(cè)附件表面溫度，B2方案前側(cè)附件溫度較高。附件支撐平臺(tái)表面溫度較低，大部分區(qū)域溫度不超過324K。對(duì)于B1方案，高溫區(qū)出現(xiàn)在艙后側(cè)附件靠近附件支撐平臺(tái)處，大部分溫度不低于376K，表面最高溫度為393.6K，低于其他各方案。B2方案附件表面最高溫度為395K，高溫區(qū)出現(xiàn)在艙前側(cè)附件，大部分區(qū)域溫度不低于378K，艙后側(cè)附件中局部區(qū)域的溫度也比較高。B3方案附件表面最高溫度為393.7K，與B1方案差不多。B4方案高溫區(qū)出現(xiàn)在艙前側(cè)和后側(cè)附件與支撐平臺(tái)結(jié)合處，表面最高溫度為394.9K。

圖9 雙進(jìn)口各方案整流罩表面最高溫度隨x坐標(biāo)變化曲線Fig.9 Curve of surface temperature of cover vs.x for double-inlets scheme

圖10 雙進(jìn)口各方案附件表面最高溫度隨x坐標(biāo)變化曲線Fig.10 Curve of surface temperature of accessory vs.x for double-inlets scheme

與前飛狀態(tài)下單進(jìn)口方案相比，各方案整流罩表面溫度有所降低，表面溫度大部分在323K～333K，附件表面溫度有所升高，但差別不是很大。

3.3 對(duì)比分析

表2給出了采用9種方案時(shí)冷卻氣流量、引射系數(shù)、整流罩和附件表面最高溫度的計(jì)算結(jié)果。由表2可知，采用單進(jìn)口方案時(shí)，氣流進(jìn)口開在整流罩下側(cè)不利于動(dòng)力艙的進(jìn)氣和冷卻(A2方案);開在整流罩中部(A3方案)對(duì)提高引射系數(shù)有利，但不利于整流罩冷卻;減小氣流進(jìn)口尺寸，引射系數(shù)減小，整流罩和附件溫度增大;增大氣流進(jìn)口尺寸，引射系數(shù)增大，同時(shí)氣流進(jìn)口的位置、形狀會(huì)有變化。

采用雙進(jìn)口方案時(shí)，相對(duì)于只有進(jìn)口1的單進(jìn)口方案，在整流罩后上側(cè)增加氣流進(jìn)口2將導(dǎo)致進(jìn)口1的氣流量減小，總冷卻氣流量增大，排氣引射器引射系數(shù)增大。另外，進(jìn)口2的位置會(huì)影響進(jìn)口1的流量，進(jìn)口2的流量大，對(duì)應(yīng)進(jìn)口1的流量就小，整流罩和附件表面溫度就高。這表明在后側(cè)增加的氣流進(jìn)口尺寸不能太大，進(jìn)氣量不能太大，否則將不利于系統(tǒng)冷卻。

表2 各個(gè)方案計(jì)算結(jié)果(單位:國(guó)際單位)Table 2 Results for each scheme

B3方案進(jìn)口2的冷卻氣流量為－0.0462kg/s，表明有氣流經(jīng)進(jìn)口2流出了艙外，不能滿足要求。除了A2方案，其他各方案整流罩表面最高溫度不超過359K，滿足整流罩溫度限制要求。附件表面最高溫度不超過396.6K，滿足附件溫度限制要求。

3.4 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

在飛行試驗(yàn)時(shí)，動(dòng)力艙采用B1和B3兩種方案，試驗(yàn)大氣壓力為9800Pa，試驗(yàn)大氣溫度為308K，最大平飛狀態(tài)。

表3給出了B1方案整流罩表面測(cè)試結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比。P1cowl、P2cowl、P3cowl三個(gè)測(cè)點(diǎn)位于整流罩內(nèi)壁面，括號(hào)內(nèi)給出了相應(yīng)的坐標(biāo)值。圖11給出了動(dòng)力艙內(nèi)空氣溫度測(cè)點(diǎn)示意圖，三個(gè)測(cè)點(diǎn)位于沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向 x=7.45m的平面上，距離發(fā)動(dòng)機(jī)殼體分別為30mm、40mm、50mm。由表3可知，計(jì)算結(jié)果相對(duì)試驗(yàn)結(jié)果偏低，其主要原因可能是模擬時(shí)未考慮一些小的發(fā)熱設(shè)備或者外流場(chǎng)未能精確計(jì)算。但整流罩測(cè)點(diǎn)壁溫的誤差小于3%，但空氣溫度最大誤差為8.5%。整流罩前側(cè)壁溫較低，后側(cè)較高，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

表3 試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果對(duì)比(單位:國(guó)際單位)Table 3 Comparisons of the results

圖11 空氣溫度測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.11 Illustration of the position of test points for the air

另外，采用B3方案時(shí)，部分氣流經(jīng)進(jìn)口2流出艙外，數(shù)值仿真預(yù)測(cè)了這一現(xiàn)象的存在。這也驗(yàn)證了該方法是可行的。

4 結(jié)論

本文應(yīng)用基于旋翼下洗流的動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻性能計(jì)算方法，分析了前飛狀態(tài)下采用單進(jìn)口和雙進(jìn)口共9種通風(fēng)冷卻方案時(shí)動(dòng)力艙內(nèi)流場(chǎng)、溫度場(chǎng)以及排氣引射器性能，并與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明，動(dòng)力艙采用單進(jìn)口方案時(shí)，應(yīng)盡可能將進(jìn)口設(shè)置在整流罩的前上側(cè)，采用雙進(jìn)口方案時(shí)，后側(cè)進(jìn)口的位置對(duì)動(dòng)力艙冷卻性能有較大影響，應(yīng)盡可能將其設(shè)置在整流罩的后上側(cè)。雙進(jìn)口方案相對(duì)于單進(jìn)口方案，排氣引射器引射系數(shù)增大，整體冷卻效果提高。

數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果有較好的一致性，驗(yàn)證了本文所提出的仿真計(jì)算方法應(yīng)用于動(dòng)力艙設(shè)計(jì)和熱分析的正確性和有效性。本文計(jì)算結(jié)果已用于指導(dǎo)某型直升機(jī)動(dòng)力艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

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