袁偉琪

（中國電子科技集團公司第三十八研究所，安徽 合肥 230088）

0 引言

隨著機載電子設備熱耗不斷上升，采用液冷源對設備進行降溫可以達到更好的散熱效果[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，通過機載液冷源二次換熱不斷循環(huán)的冷卻工質(zhì)為機載電子設備降溫，保證設備正常工作。機載液冷源通過水泵驅(qū)動冷卻工質(zhì)循環(huán)，帶走設備熱量，再經(jīng)由換熱器實現(xiàn)冷卻液與大氣環(huán)境的二次換熱。作為換熱設備，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也使得空氣流經(jīng)換熱器時需要克服較大的流阻。

進氣道應盡量避免流動損失，當飛機狀態(tài)變化時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]利用計算流體力學方法分析了S形進氣道的流動特性和機身對于進氣道性能的影響，認為S形進氣道具有較好的流動特性，具有工程應用價值。馬高建等[5]完成了一種大偏距、短擴壓S彎進氣道的設計，并對設計模型進行流場數(shù)值分析和實驗研究，仿真結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)較吻合。李佳祎等[6]開展了短擴壓、大偏距、高隱身的高亞音速無人機進氣道開展設計、仿真工作，并通過參數(shù)分析確定了超短擴壓進氣道的設計參數(shù)。

現(xiàn)有的工作針對液冷源或者進氣道的流阻特性分別進行了大量的設計及仿真工作。在工程應用中，需要協(xié)同設計液冷源和進氣道，同時考慮這兩者的流動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。針對某型無人機設計了液冷源及進氣道，進氣道的偏距、擴壓段長度滿足結(jié)構需求，同時建立液冷源—進氣道復合模型，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 詳細設計

1.1 設計目標

總壓恢復系數(shù)是衡量氣流在管道內(nèi)運動時的能量損失程度，一個性能優(yōu)秀的進氣道應具有較高的總壓恢復系數(shù)，一般超過98%，才能保證氣流經(jīng)過進氣道后依舊具有較高的動壓或者靜壓，克服其他管路的流阻。

由于布局的需要，加上S彎進氣道具有較大偏距和較小擴壓長度的特點，S彎進氣道在飛機上得到了廣泛的應用。經(jīng)過合理的設計，可以得到具有較高的總壓恢復系數(shù)和較小的畸變指數(shù)的S彎進氣道。本章針對某無人機液冷源進行進氣道詳細設計，要求進氣道總壓恢復系數(shù)大于98%，同時空氣質(zhì)量流量不低于800 kg/h。

1.2 進氣道外輪廓參數(shù)

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

進氣道出口面積等于換熱器面積，通過出口面積可以計算其當量直徑D，再通過當量直徑確定，擴壓段和偏距的合理大致范圍。由參考文獻[5-7]可知，進氣道擴壓段軸向長度一般取2.5～3.6D（短擴壓型進氣道軸向長度3～4D，超短擴壓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，考慮到進氣道設計上先擴張再拐彎，所以擴壓段長度應滿足式（1）：

L取400 mm。經(jīng)設計，進氣道偏距和擴壓段長度如圖1所示。

圖1 進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)律對氣流影響較大，設計時候應綜合考慮，面積變化規(guī)律擬采用前急后緩，即進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較慢，中心線變化規(guī)律采用前緩后急中心線為每個進氣道每個截面中心點連成的線段，前緩后急即在入口段中心點與入口中心點偏距增加幅度緩慢，在出口段增加較快，兩者盡量不同時變化。中心線變化曲線方程式[5]：

式中：YS為進氣道偏距，m；x、y為中心線上某點坐標，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)律計算式為：

式中，A1、A2分別為進氣道進、出口截面積，m2；A為某個截面面積，m2。

1.5 進氣道入口設計

進氣道面積受限于換熱器開口面積（等于進氣道出口面積），擴壓段出口面積應等于換熱器開口面積，擴壓段出口面積和進口（唇口最小/喉部）面積應滿足當量擴展角不大于5°，當量擴展角由式（4）可得：

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

根據(jù)NACA-1數(shù)據(jù)設計唇口形狀，如圖2所示。

圖2 進氣道唇口模型

根據(jù)上述設計，最終進氣道模型如圖3所示。

圖3 進氣道模型示意圖

2 仿真分析

借助Floefd軟件對進氣道-液冷源流場進行數(shù)值分析，F(xiàn)loefd集成于常見的CAD軟件，可直接在模型基礎上加載各類邊界條件并進行網(wǎng)格劃分，針對進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、換熱器和進氣道建立仿真模型如圖4所示。針對無人機特點設置仿真計算域、邊界條件和網(wǎng)格劃分規(guī)則。

圖4 無人機-進氣道流場仿真模型示意圖

（1）計算域

對于機載仿真，為了保證邊界（環(huán)境溫度、壓力）與機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算域大小。本研究模型長度約2 m，計算域大小約為邊長40 m的立方體區(qū)域。

（2）邊界條件

在仿真計算時，飛行器為參照系原點，空氣相對飛行器高速運動，所以設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)格設置是仿真計算的關鍵環(huán)節(jié)之一：網(wǎng)格量過小，則仿真分析準確度較低，網(wǎng)格量較大則降低仿真效率，特別是對于機載仿真，飛機表面流場變化劇烈，網(wǎng)格需求大。在針對飛行器劃分網(wǎng)格時，通過控制網(wǎng)格加密等級使網(wǎng)格稠密度隨著與飛行器空間距離減小而增大，達到飛行器周圍網(wǎng)格密集，而遠方流場變化較小的區(qū)域網(wǎng)格相對稀疏，兼顧效率和準確度，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，換熱器進出口靜壓分布如圖5所示，進出口速率分布如圖6所示。

圖5 換熱器進出口靜壓分布云圖

圖6 換熱器進出口速度分布云圖

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)通過總壓恢復系數(shù)及質(zhì)量流量評價，其計算如下：

由衡量進氣道最重要的指標為總壓恢復系數(shù)，氣體總壓可由式（5）計算所得：

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?shù)乜諝饬魉伲琺/s。

總壓恢復系數(shù)為進氣道出口總壓與進口總壓之比：

此外，空氣側(cè)質(zhì)量流量Q是液冷源設計時的重要參數(shù)，由式（7）計算：

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，經(jīng)過進氣道末端進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）可知液冷源該進氣道總壓恢復系數(shù)約為99.2%，高于98%。

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

3 結(jié)語

進氣道是影響機載液冷源性能的關鍵環(huán)節(jié)，通過參數(shù)化建模，設計了一套滿足機載液冷源性能及無人機結(jié)構要求的進氣道，并針對進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，進氣道滿足流量指標要求，總壓恢復系數(shù)達到98%以上，性能良好。