袁偉琪

（中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所，安徽 合肥 230088）

0 引言

隨著機(jī)載電子設(shè)備熱耗不斷上升，采用液冷源對(duì)設(shè)備進(jìn)行降溫可以達(dá)到更好的散熱效果[1]。F-22的熱管理系統(tǒng)（Thermal Management System，TMS）采用沖壓空氣、燃油作為冷源，通過機(jī)載液冷源二次換熱不斷循環(huán)的冷卻工質(zhì)為機(jī)載電子設(shè)備降溫，保證設(shè)備正常工作。機(jī)載液冷源通過水泵驅(qū)動(dòng)冷卻工質(zhì)循環(huán)，帶走設(shè)備熱量，再經(jīng)由換熱器實(shí)現(xiàn)冷卻液與大氣環(huán)境的二次換熱。作為換熱設(shè)備，換熱器為了保證換熱性能，內(nèi)部有大量的翅片、擾流裝置及管路[2]，在提高換熱性能同時(shí)也使得空氣流經(jīng)換熱器時(shí)需要克服較大的流阻。

進(jìn)氣道應(yīng)盡量避免流動(dòng)損失，當(dāng)飛機(jī)狀態(tài)變化時(shí)依舊可以保證較好的氣流品質(zhì)，這樣液冷源才能穩(wěn)定高效工作[3]。李大偉等[4]利用計(jì)算流體力學(xué)方法分析了S形進(jìn)氣道的流動(dòng)特性和機(jī)身對(duì)于進(jìn)氣道性能的影響，認(rèn)為S形進(jìn)氣道具有較好的流動(dòng)特性，具有工程應(yīng)用價(jià)值。馬高建等[5]完成了一種大偏距、短擴(kuò)壓S彎進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，并對(duì)設(shè)計(jì)模型進(jìn)行流場數(shù)值分析和實(shí)驗(yàn)研究，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)較吻合。李佳祎等[6]開展了短擴(kuò)壓、大偏距、高隱身的高亞音速無人機(jī)進(jìn)氣道開展設(shè)計(jì)、仿真工作，并通過參數(shù)分析確定了超短擴(kuò)壓進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)參數(shù)。

現(xiàn)有的工作針對(duì)液冷源或者進(jìn)氣道的流阻特性分別進(jìn)行了大量的設(shè)計(jì)及仿真工作。在工程應(yīng)用中，需要協(xié)同設(shè)計(jì)液冷源和進(jìn)氣道，同時(shí)考慮這兩者的流動(dòng)特性以及集成裝配后的空氣流量能否滿足散熱需求，而這方面的工作較少。針對(duì)某型無人機(jī)設(shè)計(jì)了液冷源及進(jìn)氣道，進(jìn)氣道的偏距、擴(kuò)壓段長度滿足結(jié)構(gòu)需求，同時(shí)建立液冷源—進(jìn)氣道復(fù)合模型，通過Floefd軟件分析系統(tǒng)流阻及流量特性，流量滿足系統(tǒng)散熱需求。

1 詳細(xì)設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)目標(biāo)

總壓恢復(fù)系數(shù)是衡量氣流在管道內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)的能量損失程度，一個(gè)性能優(yōu)秀的進(jìn)氣道應(yīng)具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，一般超過98%，才能保證氣流經(jīng)過進(jìn)氣道后依舊具有較高的動(dòng)壓或者靜壓，克服其他管路的流阻。

由于布局的需要，加上S彎進(jìn)氣道具有較大偏距和較小擴(kuò)壓長度的特點(diǎn)，S彎進(jìn)氣道在飛機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用。經(jīng)過合理的設(shè)計(jì)，可以得到具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)和較小的畸變指數(shù)的S彎進(jìn)氣道。本章針對(duì)某無人機(jī)液冷源進(jìn)行進(jìn)氣道詳細(xì)設(shè)計(jì)，要求進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)大于98%，同時(shí)空氣質(zhì)量流量不低于800 kg/h。

1.2 進(jìn)氣道外輪廓參數(shù)

進(jìn)氣道外輪廓大小主要由進(jìn)氣道擴(kuò)壓段長度、進(jìn)氣道偏距和出口直徑?jīng)Q定，這些需要綜合考慮飛機(jī)模型、進(jìn)氣道可布置區(qū)域以及換熱進(jìn)口面積以后確定。偏距越大，擴(kuò)壓段長度約短，進(jìn)氣道變化約劇烈，氣流越容易出現(xiàn)偏移。

進(jìn)氣道出口面積等于換熱器面積，通過出口面積可以計(jì)算其當(dāng)量直徑D，再通過當(dāng)量直徑確定，擴(kuò)壓段和偏距的合理大致范圍。由參考文獻(xiàn)[5-7]可知，進(jìn)氣道擴(kuò)壓段軸向長度一般取2.5～3.6D（短擴(kuò)壓型進(jìn)氣道軸向長度3～4D，超短擴(kuò)壓L/D=2～2.5）；中心線偏距一般取1～1.5D。

綜上所述，中心線偏距取150 mm，考慮到進(jìn)氣道設(shè)計(jì)上先擴(kuò)張?jiān)俟諒潱詳U(kuò)壓段長度應(yīng)滿足式（1）：

L取400 mm。經(jīng)設(shè)計(jì)，進(jìn)氣道偏距和擴(kuò)壓段長度如圖1所示。

圖1 進(jìn)氣道入口及出口距離及偏距示意圖

1.3 中心線方程

中心線及面積變化規(guī)律對(duì)氣流影響較大，設(shè)計(jì)時(shí)候應(yīng)綜合考慮，面積變化規(guī)律擬采用前急后緩，即進(jìn)氣道截面積在入口段變化較快，快速減小，在出口段變化速度相對(duì)較慢，中心線變化規(guī)律采用前緩后急中心線為每個(gè)進(jìn)氣道每個(gè)截面中心點(diǎn)連成的線段，前緩后急即在入口段中心點(diǎn)與入口中心點(diǎn)偏距增加幅度緩慢，在出口段增加較快，兩者盡量不同時(shí)變化。中心線變化曲線方程式[5]：

式中：YS為進(jìn)氣道偏距，m；x、y為中心線上某點(diǎn)坐標(biāo)，m；A、B、C、D、E分別為方程系數(shù)。

1.4 面積變化規(guī)律

采用先急后緩的面積變化趨勢，先緩后急的中心線變化規(guī)律，兩者變化緩急程度分開，保證氣流質(zhì)量。

面積變化規(guī)律計(jì)算式為：

式中，A1、A2分別為進(jìn)氣道進(jìn)、出口截面積，m2；A為某個(gè)截面面積，m2。

1.5 進(jìn)氣道入口設(shè)計(jì)

進(jìn)氣道面積受限于換熱器開口面積（等于進(jìn)氣道出口面積），擴(kuò)壓段出口面積應(yīng)等于換熱器開口面積，擴(kuò)壓段出口面積和進(jìn)口（唇口最小/喉部）面積應(yīng)滿足當(dāng)量擴(kuò)展角不大于5°，當(dāng)量擴(kuò)展角由式（4）可得：

內(nèi)型面應(yīng)保證不同飛行狀態(tài)吼道不發(fā)生氣流堵塞，且進(jìn)氣道具有較高內(nèi)流性能，型面采用超橢圓曲線，。根據(jù)文獻(xiàn)[8，9]，進(jìn)氣口長短軸a/b選取為2.5，超越指數(shù)2.0。

根據(jù)NACA-1數(shù)據(jù)設(shè)計(jì)唇口形狀，如圖2所示。

圖2 進(jìn)氣道唇口模型

根據(jù)上述設(shè)計(jì)，最終進(jìn)氣道模型如圖3所示。

圖3 進(jìn)氣道模型示意圖

2 仿真分析

借助Floefd軟件對(duì)進(jìn)氣道-液冷源流場進(jìn)行數(shù)值分析，F(xiàn)loefd集成于常見的CAD軟件，可直接在模型基礎(chǔ)上加載各類邊界條件并進(jìn)行網(wǎng)格劃分，針對(duì)進(jìn)氣道的仿真邊界如下：

飛行高度≤3000 m、環(huán)境溫度：20℃、飛行速度≤140 km/h、最大使用過載：20 g。

2.1 仿真模型

無人機(jī)、換熱器和進(jìn)氣道建立仿真模型如圖4所示。針對(duì)無人機(jī)特點(diǎn)設(shè)置仿真計(jì)算域、邊界條件和網(wǎng)格劃分規(guī)則。

圖4 無人機(jī)-進(jìn)氣道流場仿真模型示意圖

（1）計(jì)算域

對(duì)于機(jī)載仿真，為了保證邊界（環(huán)境溫度、壓力）與機(jī)載表面之間的流場平滑過渡、提高仿真可信度，一般去飛行器特征長度的十倍以上尺寸作為計(jì)算域大小。本研究模型長度約2 m，計(jì)算域大小約為邊長40 m的立方體區(qū)域。

（2）邊界條件

在仿真計(jì)算時(shí)，飛行器為參照系原點(diǎn)，空氣相對(duì)飛行器高速運(yùn)動(dòng)，所以設(shè)飛行器正前方為來流方向，速度140 km/h，其余邊界面為開口，環(huán)境靜壓。

（3）網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格設(shè)置是仿真計(jì)算的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一：網(wǎng)格量過小，則仿真分析準(zhǔn)確度較低，網(wǎng)格量較大則降低仿真效率，特別是對(duì)于機(jī)載仿真，飛機(jī)表面流場變化劇烈，網(wǎng)格需求大。在針對(duì)飛行器劃分網(wǎng)格時(shí)，通過控制網(wǎng)格加密等級(jí)使網(wǎng)格稠密度隨著與飛行器空間距離減小而增大，達(dá)到飛行器周圍網(wǎng)格密集，而遠(yuǎn)方流場變化較小的區(qū)域網(wǎng)格相對(duì)稀疏，兼顧效率和準(zhǔn)確度，總網(wǎng)格約1220萬，其中固體網(wǎng)格約467萬。

2.2 仿真結(jié)果分析

在飛行高度1000 m，飛行速度140 km/h，環(huán)境溫度32.5℃，環(huán)境壓力89872 Pa的條件下仿真，換熱器進(jìn)出口靜壓分布如圖5所示，進(jìn)出口速率分布如圖6所示。

圖5 換熱器進(jìn)出口靜壓分布云圖

圖6 換熱器進(jìn)出口速度分布云圖

由仿真結(jié)果可知，經(jīng)過換熱器入口的氣體平均靜壓約為90190 Pa，平均流速約為7.8 m/s，經(jīng)過換熱器出口的氣體平均靜壓約為90000 Pa，平均流速約7.7 m/s。氣流品質(zhì)通過總壓恢復(fù)系數(shù)及質(zhì)量流量評(píng)價(jià)，其計(jì)算如下：

由衡量進(jìn)氣道最重要的指標(biāo)為總壓恢復(fù)系數(shù)，氣體總壓可由式（5）計(jì)算所得：

式中：Po為氣體總壓，Pa；P為環(huán)境壓力，Pa；ρ為空氣密度，kg/m3；V為當(dāng)?shù)乜諝饬魉伲琺/s。

總壓恢復(fù)系數(shù)為進(jìn)氣道出口總壓與進(jìn)口總壓之比：

此外，空氣側(cè)質(zhì)量流量Q是液冷源設(shè)計(jì)時(shí)的重要參數(shù)，由式（7）計(jì)算：

式中：Q為空氣質(zhì)量流量，kg/s；As為液冷源截面積，m2；Vs為經(jīng)過液冷源的空氣平均速度。

由仿真結(jié)果可知，在空速為140 km/h時(shí)，經(jīng)過進(jìn)氣道末端進(jìn)入液冷源的氣體平均靜壓約為90190 Pa，平均流速約為7.8 m/s，由式（5）（6）可知液冷源該進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)約為99.2%，高于98%。

液冷源截面積約為0.384 m2，當(dāng)?shù)乜諝饷芏燃s為1.026 kg/m3，由式（7）質(zhì)量流量為1152 kg/h，滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

3 結(jié)語

進(jìn)氣道是影響機(jī)載液冷源性能的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，通過參數(shù)化建模，設(shè)計(jì)了一套滿足機(jī)載液冷源性能及無人機(jī)結(jié)構(gòu)要求的進(jìn)氣道，并針對(duì)進(jìn)氣道和液冷源換熱器建立仿真模型，利用Floefd模擬1000 m飛行工況下經(jīng)過換熱器的流量，結(jié)果表明，進(jìn)氣道滿足流量指標(biāo)要求，總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到98%以上，性能良好。