鮑和云，侯瀟男，陸鳳霞，朱如鵬

(南京航空航天大學(xué)直升機傳動技術(shù)重點實驗室，江蘇南京，210016)

直升機具有垂直起降、空中懸停性能和機動靈活的優(yōu)點[1]。相對輕型和中型直升機，重型直升機傳遞的功率大，主減速器輸出轉(zhuǎn)速低、扭矩大，如Mi-26 的主減速器傳動功率為14 710 kW，最大功率為17 MW，單發(fā)傳動最大功率為8 500 kW。若傳動系統(tǒng)采用普通構(gòu)型(單路-串聯(lián))，則尺寸和質(zhì)量很大，無法應(yīng)用于直升機。因此，重型直升機傳動系統(tǒng)多采用多級、多路分流齒輪傳動，載荷復(fù)雜，傳動鏈長，零件數(shù)目多，并車輸出級的零件尺寸大[2]。近年來，對重型直升機傳動系統(tǒng)的性能指標(biāo)和效率要求越來越高，導(dǎo)致系統(tǒng)溫度提高，使得潤滑系統(tǒng)的工作環(huán)境更加苛刻；由于結(jié)構(gòu)限制和安全要求，潤滑系統(tǒng)所有潤滑油路均為內(nèi)置，使主減速器結(jié)構(gòu)極為緊湊，有的還有備份潤滑油系統(tǒng)；為達到干運轉(zhuǎn)要求，機匣內(nèi)需設(shè)置油兜等結(jié)構(gòu)，因此，傳動系統(tǒng)的潤滑比一般輕型直升機的潤滑更加復(fù)雜。直升機在前飛和懸停狀態(tài)下，主減速器艙內(nèi)空氣流動狀態(tài)不同，分析前飛和懸停狀態(tài)下的主減速器艙流場，對改善直升機主減散熱性能具有重大意義。

國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者對主減速器艙/動力艙流場和溫度場進行了一系列研究，如：張居暉等[3]提出了基于加權(quán)本質(zhì)無振蕩(WENO)-分段線性格式的旋翼/機身氣動干擾高精度CFD 計算方法，并將該方法應(yīng)用于懸停狀態(tài)的X3構(gòu)型復(fù)合式高速直升機旋翼/機翼/螺旋槳組合模型的復(fù)雜流場模擬中。范永等[4-5]對無人直升機的主減速器艙進行了散熱性能分析，提出了主減速器艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)改造的建議。SUN等[6]建立了航空發(fā)動機齒輪箱內(nèi)部簡化的二維空氣流動模型，分析了齒輪箱內(nèi)部空氣流動，并將計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)進行對比驗證。謝永奇等[7]建立了某型直升機動力艙空氣流動與傳熱模型，并對5種不同冷卻系統(tǒng)設(shè)計方案的艙內(nèi)三維空氣流場和溫度場進行了數(shù)值仿真。BILODEAU[8]建立了卡車動力艙換熱特性數(shù)值仿真模型，分析了動力艙內(nèi)的溫度分布，提出了增強散熱效率的方法。DANCA 等[9-11]建立了汽車乘客艙的三維仿真模型，分析了通風(fēng)口形狀改變對乘客艙的溫度分布和換熱特性的影響。袁建新等[12]建立了直升機動力艙模型，并考慮了懸停狀態(tài)下下洗流場的影響，通過數(shù)值仿真分析，探討了4種湍流模型、有無發(fā)動機散熱和冷卻氣流進口尺寸對動力艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)內(nèi)部流場的影響。潘丞雄等[13]針對假設(shè)的直升機縮比尺寸模型，考慮了太陽輻射、蒙皮輻射換熱和排氣噴流加熱的影響，對表面溫度場進行了建模和數(shù)值分析。

目前，人們針對重型直升機前飛和懸停狀態(tài)下主減速器艙的流場和通風(fēng)散熱分析的研究較少。為此，本文針對重型直升機在前飛和懸停狀態(tài)下，開展傳動系統(tǒng)主減速器艙的流場和通風(fēng)散熱特性分析，這對未來重型直升機傳動系統(tǒng)主減速器的設(shè)計、提高重型直升機傳動系統(tǒng)主減速器的自主創(chuàng)新設(shè)計具有重要的意義。

1 數(shù)值分析理論

1.1 控制方程

直升機主減速器艙內(nèi)空氣流動及傳熱過程遵循質(zhì)量守恒定律、動量守恒定律和能量守恒定律[14]。

根據(jù)質(zhì)量守恒方程可得

式中：ρ為流體微元密度，kg/m3；t為時間，s；V為流體速度，m/s。

根據(jù)動量守恒方程可得

式中：p為壓強，Pa；F為外部體積力，kg/(m2·s2)；τ為應(yīng)力張量，Pa。

根據(jù)能量守恒方程可得

式中：T為流體微元溫度，K；k為流體傳熱系數(shù)；cp為流體定壓比熱容，J/(kg·K)；ST為黏性耗散項，W。

1.2 湍流模型

考慮到主減速器艙內(nèi)湍流流動，選擇Realizablek-ε模型[15]，該模型更符合湍流的物理定律，已被有效用于各種不同類型的流動模擬。Realizablek-ε模型的輸運方程為：

式中：Gk為平均速度梯度產(chǎn)生的湍流動能k的產(chǎn)生項；C1和C2為經(jīng)驗常數(shù)；σk和σε分別為與k和ε對應(yīng)的Prandtl數(shù)。

2 計算模型及數(shù)值仿真

圖1所示為某重型直升機主減速器齒輪傳動示意圖。齒輪分三級傳動，其中，第一級為錐齒輪分流傳動，第二級為圓柱齒輪分扭傳動，第三級為雙斜齒輪并車傳動。該主減速器采用模塊化設(shè)計，動力到主軸、尾槳傳動裝置和附件的傳動路徑都是獨立的，整個主減速器質(zhì)量為3 600 kg，傳動功率超過14 MW。該主減速器的三級傳動系統(tǒng)中，齒輪嚙合對數(shù)多，其中，弧齒錐齒輪副4 對，直齒圓柱齒輪副8 對，斜齒輪副16 對，因此，功率損失大，產(chǎn)生熱量高達360 kW左右。

圖1 某重型直升機主減速器傳動示意圖Fig.1 Schematic diagram of main reducer transmission of a heavy helicopter

2.1 三維模型

圖2所示為按照某重型直升機主減速器艙實際尺寸建立的三維模型，包括空氣分配器、主減速器、液壓油箱、發(fā)電機及通風(fēng)管等。其中，空氣分配器向艙內(nèi)吹入熱空氣。側(cè)氣口為細長圓角矩形，模擬百葉窗形式。圖3所示為某重型直升機主減速器三維模型，分為輸入端、油池和旋翼軸，其溫度依次減小。

圖2 某重型直升機主減速器艙三維模型Fig.2 Three-dimensional model of main reducer cabin of a heavy helicopter

圖3 某重型直升機主減速器三維模型Fig.3 Three-dimensional model of main reducer of a heavy helicopter

2.2 網(wǎng)格劃分

采用ANSYS-Mesh 對整個重型直升機主減速器艙計算域進行網(wǎng)格劃分，圖4所示為網(wǎng)格劃分截面示意圖。由于主減速器艙內(nèi)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，故采用非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格以適應(yīng)其復(fù)雜的形狀[16]，并進行了局部細化。為了排除網(wǎng)格密度對計算結(jié)果的影響，在保證網(wǎng)格質(zhì)量和合適的網(wǎng)格尺寸前提下，對網(wǎng)格無關(guān)性進行了檢驗，結(jié)果如表1所示?？梢姡寒?dāng)網(wǎng)格數(shù)量從527萬個逐漸遞增時，主減速器艙散熱功率及表面溫度變化不大，相對誤差在2%以內(nèi)；但是，隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，計算時間會相應(yīng)增加。因此，選取網(wǎng)格數(shù)量為527萬個。

圖4 某重型直升機主減速器艙計算域網(wǎng)格劃分截面示意圖Fig.4 Schematic diagram of meshing of main reducer cabin of a heavy helicopter

表1 網(wǎng)格無關(guān)性檢驗Table 1 Mesh independence verification

2.3 前飛狀態(tài)

重型直升機前飛時，隨飛行高度和速度的變化，大氣壓也會變化，因而，在前飛狀態(tài)下，主減速器艙出口邊界參考壓力小于標(biāo)準大氣壓。為獲取直升機前飛時出口邊界參考壓力，建立了該重型直升機前飛時的計算域模型。建立計算模型時，計算域的邊界應(yīng)設(shè)置在距離模型足夠遠的地方，使得邊界對計算結(jié)果的影響可以忽略不計[17]。在數(shù)值模擬中，計算域的大小可以用阻塞率來衡量。阻塞率x為

式中：Smax和Ssec分別為最大迎風(fēng)面積和流域橫截面面積。一般認為阻塞率不大于3%[18-19]。

結(jié)合文獻[20]，建立計算域模型，如圖5所示，模型長×寬×高為80 m×15 m×15 m。

圖5 計算域模型Fig.5 Computational domain model

根據(jù)文獻[21]，海拔高度4 500 m 以下地區(qū)大氣壓隨海拔高度變化如圖6所示。

圖6 大氣壓隨海拔高度變化Fig.6 Atmospheric pressure changes with altitude

以該重型直升機不同的飛行速度為進口邊界條件，隨高度變化的大氣壓為壓力出口邊界條件進行仿真，得到在不同速度和不同高度下前飛時出口邊界的參考壓力。圖7所示為重型直升機在近地面以最大飛行速度飛行時不同截面壓力云圖?？梢姡簜?cè)氣口周圍空氣壓力平均值約為98 kPa，上氣口周圍空氣平均壓力約為100 kPa，均小于標(biāo)準大氣壓。

圖7 截面壓力云圖Fig.7 Pressure cloud of cross-section

側(cè)氣口和上氣口在不同飛行速度和高度下的參考壓力如圖8所示。

圖8 邊界參考壓力與飛行速度和高度的關(guān)系Fig.8 Relationship between boundary reference pressure and flight speed and altitude

從圖8可以看出，隨高度上升，參考壓力明顯下降，而隨著飛行速度的增大，參考壓力也略有下降。上氣口處于旋翼軸迎風(fēng)面的區(qū)域壓力較高，因此，上氣口區(qū)域平均壓力略大于側(cè)氣口平均壓力。

2.4 邊界條件

邊界條件與初始條件是控制方程有確定解的前提[4]。五邊形空氣分配器向艙內(nèi)吹入高溫(約350 K)氣體，設(shè)為質(zhì)量進口，其中，4 個面為來自主減速器艙的高溫氣體，空氣流量約為3.1 kg/s，1個面為來自發(fā)動機的高溫氣體，空氣流量約為0.31 kg/s。發(fā)電機通風(fēng)管向發(fā)電機吹風(fēng)冷卻，空氣流量約為0.103 kg/s。液壓油箱通風(fēng)管向液壓油箱散熱器吹風(fēng)冷卻，空氣流量約為0.41 kg/s。主減速器艙內(nèi)表面施加溫度邊界條件，輸入端溫度最高，約390 K；油池和旋翼軸溫度依次遞減10～20 K。上氣口和側(cè)氣口則設(shè)為壓力出口，在懸停狀態(tài)下，忽略下洗流影響，近似取參考壓力為標(biāo)準大氣壓；在前飛狀態(tài)下，根據(jù)2.3 節(jié)計算結(jié)果設(shè)置參考壓力。整個計算域涉及的邊界條件可分為進口、出口和壁面，具體的對應(yīng)關(guān)系如表2所示。

表2 各邊界條件類型和名稱Table 2 Types and names of boundary conditions

3 結(jié)果分析

3.1 懸停狀態(tài)下主減速器艙內(nèi)部流場及溫度場

主減速器艙內(nèi)部的流場對溫度的影響是顯而易見的，空氣流速大，流動性好，則冷卻效果好，熱量散失快；流速低則效果相反。圖9所示為主減速器艙內(nèi)的空氣流動跡線圖。從圖9可以看出：空氣分配器處空氣流速最大值約為30 m/s，主減速器艙前端的側(cè)氣口流速較大，有大量的氣體從此處排出，有利于主減速器艙前端熱空氣排出艙外，從而有利于主減速器散熱。主減速器艙上部空氣流速較大，而下方空氣流速相對較小。液壓箱通風(fēng)管和發(fā)電機通風(fēng)管處氣體流速較大，在撞擊到發(fā)電機和液壓油箱后會產(chǎn)生逆向回流，不利于散熱。因此，這2處通風(fēng)管出口應(yīng)當(dāng)設(shè)置為喇叭狀或放射狀。

圖9 主減速器艙內(nèi)空氣流動跡線圖Fig.9 Path lines in main reducer cabin

圖10所示為在流場空間Y方向的切面(Y=0 mm)上的溫度分布云圖。從圖10可以看出，主減速器箱體和空氣發(fā)生了熱量傳遞，導(dǎo)致主減速器艙周圍區(qū)域的空氣溫度升高。主減速器艙前端由于空氣分配器吹入大量空氣進入艙體內(nèi)，因此，溫度較高，而后端溫度較低；主減速器艙上部空氣溫度較高，下部空氣溫度較低。空氣分配器吹入大量高溫氣體，使主減速器艙溫度升高，因此，應(yīng)專門設(shè)置管路，將空氣分配器的高溫氣體引出艙外。

圖10 Y=0 mm截面的溫度分布云圖Fig.10 Temperature field of Y=0 mm cross-section

圖11所示主減速器艙外表面空氣溫度分布云圖。由于空氣分配器吹入艙內(nèi)大量高溫(約350 K)氣體，因此，主減速器艙前端溫度較高，局部最高處可達360 K。雖然空氣分配器吹入艙內(nèi)的氣體經(jīng)由側(cè)氣口高速大量流出艙外，但仍造成了主減速器艙溫度升高。從圖11可以看出，主減速器艙溫度從前向后依次遞減。這是有一部分由空氣分配器吹入主減速器艙的高溫氣體撞擊艙壁后方向發(fā)生改變，向后流動所致。

圖11 主減艙外表面溫度分布云圖Fig.11 Temperature field on outer surface of the main reducer cabin

3.2 前飛狀態(tài)下主減速器艙內(nèi)部流場及溫度場

圖12所示為主減速器艙內(nèi)的空氣流動跡線圖。從圖12可以看出：相比于懸停狀態(tài)下，側(cè)氣口處空氣流速明顯增大，不小于30 m/s，這表明由側(cè)氣口排出的空氣流量大大增加，有利于主減速器艙內(nèi)高溫氣體排出。同時，上氣口由壓力出口變?yōu)檫M口，進氣速度約為15 m/s。上氣口涌入大量空氣，加速了主減速器艙上部的空氣流動，有利于主減速器艙上部散熱。除流速不同外，前飛狀態(tài)下的艙內(nèi)空氣流動趨勢與懸停狀態(tài)下的艙內(nèi)空氣流動趨勢基本一致。

圖12 艙內(nèi)空氣流動跡線圖Fig.12 Path lines in cabin

圖13所示為在流場空間Y方向的切面(Y=0 mm)的溫度分布云圖。與懸停狀態(tài)相比，該截面溫度明顯降低，這是由于側(cè)氣口排出大量高溫氣體，減少了高溫氣體在艙內(nèi)的滯留時間，進一步減小了主減速器艙內(nèi)氣體的溫升，而且在主減速器上部有一片呈放射狀的低溫區(qū)域。這也進一步證明了上氣口涌入大量氣體，加速了主減速器艙上部的空氣流動和表面的散熱。可見，在前飛狀態(tài)下，主減速器艙內(nèi)流場流動性增強，使得艙內(nèi)通風(fēng)換熱性更好，溫度更低。

圖13 Y方向的切面(Y=0 mm)的溫度分布云圖Fig.13 Temperature field of Y=0 mm cross-section

圖14所示為主減速器艙外表面溫度分布云圖。從圖14可見：與懸停狀態(tài)相比，主減速器艙表面溫度明顯降低，進一步證明了流場流動性增強，有利于降低主減速器艙的溫升；溫度分布趨勢仍表現(xiàn)為前高后低。

圖14 主減速器艙外表面溫度分布云圖Fig.14 Temperature field on outer surface of main reducer cabin

3.3 懸停與前飛對比

懸停與前飛時，進出艙內(nèi)的空氣流量相差很大。表3所示為懸停與前飛狀態(tài)下空氣流量以及主減速器艙表面散熱功率和平均溫度的對比。從圖表3可以看出，相比于懸停狀態(tài)，前飛時，進出艙內(nèi)的空氣流量更大，主減速器散熱功率更高，表面的溫度更低。這是因為重型直升機在前飛狀態(tài)下以高速飛行，其主減速器艙表面的空氣流速較高，氣壓會相應(yīng)減小。因此，在前飛狀態(tài)下，更多的氣體從側(cè)氣口排出艙外，同時上氣口涌入大量空氣，主減速器艙內(nèi)流場的流動性更好。大量高溫氣體排出艙外，有利于主減速器的散熱，影響主減速器艙內(nèi)溫度的分布。主減速器周圍空氣流動加快，使得主減速器散熱功率更大，其表面溫度更低。

表3 懸停與前飛狀態(tài)下空氣流量以及主減表面散熱功率和平均溫度的對比Table 3 Comparison of air flow rate,main reducer surface heat dissipation power and average temperature between hovering and forward flight

3.4 不同海拔高度和飛行速度下主減速器散熱情況

海拔高度和飛行速度主要影響主減速器艙的邊界參考壓力，海拔高度升高，氣壓降低，飛行速度增加，主減速器艙表面空氣流速大，氣壓亦會降低。在不同的邊界參考壓力下，主減速器艙的空氣流量也會隨之變換；邊界參考壓力越小，主減速器艙空氣流量越大，進而主減速器的散熱功率也會隨之變化。圖15和圖16所示分別為該重型直升機以最大速度飛行時在不同海拔高度下和近地面飛行時不同速度下主減速器散熱功率和空氣流量。

圖15 近地面飛行時主減速器散熱功率和空氣流量隨速度的變化Fig.15 Change of main reducer heat dissipation power and air flow with speed near ground

圖16 最大飛行速度下主減速器散熱功率和空氣流量隨海拔高度的變化Fig.16 Change of main reducer heat dissipation power and air flow with altitude at maximum flight speed

從圖15和圖16可以看出：隨著海拔高度和飛行速度增加，主減速器的散熱功率以及主減速器艙的空氣流量增加?？諝饬髁康脑黾邮沟弥鳒p速器艙內(nèi)流場的流動性增強，有利于主減速器表面的散熱；主減速器散熱功率增大，其表面溫度亦隨之相應(yīng)減小。

4 結(jié)論

1)空氣分配器向艙內(nèi)吹入大量高溫氣體，這些高溫氣體在艙內(nèi)滯留會導(dǎo)致主減速器艙溫度升高，因此，應(yīng)設(shè)置專門管路，將空氣分配器吹出的高溫氣體直接引出艙外，避免高溫氣體滯留導(dǎo)致主減速器艙溫度升高。

2)液壓油箱通風(fēng)管路出口面積較小，因此，管內(nèi)空氣高速噴射而出，撞擊壁面會形成逆向回流，從而阻礙管路空氣吹向液壓油箱散熱器。在不更改管路整體尺寸的基礎(chǔ)上，可適當(dāng)擴大管路出口面積，如設(shè)置成喇叭狀或放射狀，改善散熱條件。

3)相比于懸停狀態(tài)，在前飛狀態(tài)下，進出艙內(nèi)的空氣流量更多，大量氣體排出艙內(nèi)，有助于主減速器艙的散熱，因此，主減速器散熱功率更大，表面溫度更低，而且在前飛狀態(tài)時，上氣口由壓力出口變?yōu)檫M口，涌入大量空氣。

4)在高速飛行的前飛狀態(tài)下，主減速器艙內(nèi)流場流動性更好，有利于主減速器艙散熱，進而影響主減速器艙內(nèi)的溫度分布，使得表面溫度降低。

5)隨著海拔高度以及飛行速度增加，主減速器艙的空氣流量逐漸增大，艙內(nèi)流場的流動性增強，進而主減速器艙表面的散熱功率相應(yīng)增加，表面溫度隨之減小。