冯浩燕

(中航工业直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

直升机自身防火、灭火性能是直升机生存能力的重要指标之一。直升机发动机舱是防火、灭火的关键区域，发动机舱包含了发动机、大量管路、配线、附件和辅助装置等，空气通过不同位置的通风口进入动力舱后会产生非常紊乱的舱内流场，加上其中的易燃液体、高温环境和配线火源等条件，使得发动机舱成为火灾的易发区，所以对发动机动力舱灭火环境的研究是十分有意义的。

直升机适航取证中就包括动力舱防火、灭火性能验证，比如必须安装火警探测设备和灭火系统等。适航条例明确要求，为了验证动力舱防火墙和灭火系统等设备的有效性，必须通过真实的或模拟的飞行试验验证，在飞行中的临界气流条件下，在每一指定火区内喷射灭火剂能够熄灭该区的着火，并能够使灭火剂密度达到使火复燃的概率减至最小的密度标准。具体要求包括:首先要求动力舱内的气流流态足够紊乱使得气流能够带着灭火剂到达整个动力舱空间;其次动力舱气流流速要达到一个合适的值，带着灭火剂在要求的时间内以足够快的速度到达着火区域。

1 计算方法简介及验证

为了简化计算，一般直升机动力舱内流计算只给出动力舱本身简化后的边界条件，比如只给出通风口的入流速度和出口压力边界条件，孤立计算动力舱的流量。为了更准确地模拟直升机动力舱出入口边界的情况，本仿真计算方法考虑了机身外型和旋翼下洗流的影响。计算模型采用包括机身外型全机的建模方式。边界条件设置和动力舱单独内流计算也有明显的区别。

因为EC175型机有某些状态的动力舱流量试飞测试值，所以计算EC175型机的动力舱流量来验证该方法的准确实用性。图1中的动力舱通风口hoel1和hole2作为内流进口，采用内部面边界条件(interior)，这样就可以更真实地模拟飞行状态通风口的入流情况;图1中发动机排气口的边界条件设为质量入流(mass flow inlet)，这样就可以自定义发动机的排气流量;图1中发动机排气口和排气口整流罩之间的空间即为动力舱流动出口，但在全机计算中应设为内部面边界条件(interior)，通过这个面可以监测动力舱的流量情况。全机外部边界条件除了速度进口(velocity－inlet)和自由出流(outflow)基本边界外，计算域上下左右边界条件采用对称边界(symmetry)，对称边界可以明显降低计算工作量并加快计算进度。

动力舱工作过程中的流量与直升机飞行状态，环境空气密度、温度等有关。不同巡航状态下，空气密度越大，质量流率越大。所以验证计算了EC175型机的动力舱在海平面，水平飞行速度为220km/h巡航状态下，不同发动机排气量状态下的动力舱流量，计算结果见表1。当发动机排气量为4.85kg/s时，动力舱流量计算结果为0.298kg/s;完全停车而发动机排气量为0kg/s时，动力舱流量计算结果为0.1885kg/s。据试验测试数据，EC175型机在速度220km/h巡航时的动力舱流量约为0.3kg/s，本次计算的动力舱最大流量为0.298kg/s，与法方提供的最大0.3kg/s流量相当。所以采用这种全机建模仿真计算方法适合于直升机各飞行状态下的动力舱流量计算。

表1 EC175型机动力舱流量计算结果

图1 EC175动力舱开口方案及引射口几何信息

2 直升机动力舱优化及计算分析

2.1 直升机动力舱模型优化

本次研究的直升机是一款三发的中型运输直升机，机身前部对称布置两个动力舱，后部左边单独布置一个动力舱(如图2)。该直升机与EC175的动力系统相似，但是其优化前的动力舱通风口面积分别为EC175动力舱通风口面积的7倍和10倍，并且通风口装有猫耳朵兜风，所以动力舱通风量较大。而EC175型机动力舱上只开了两个直径分别为80mm和90mm的通风口，就能很好地满足其动力舱的通风灭火需求。借鉴EC175的成功经验，计算优化了该型机动力舱通风口，在不改变通风口位置的前提下，把1号发动机的1号和2号动力舱通风口缩小，封死4号通风口，保留3号通风口不变;把2号发动机5号和7号动力舱通风口面积缩小，封死6号通风口。优化原则是每个动力舱有内壁相对阻碍的两部分都有通风口，保留猫耳朵以便兜风。优化后的1发和2发动力舱的通风面分别为0.0252m2和 0.014m2，略大于 EC175 型机的通风口面积。图3为优化后的1号发动机和2号发动机的动力舱外型。

图2 全机外型网格示意图

为了计算验证优化方案的合理性，模拟计算了该型机不同速度平飞状态、爬升状态和悬停状态的动力舱流量。这是由于直升机动力舱灭火系统适航试验验证要求达到临界气流条件要求，而且动力舱验证试验一般只模拟悬停、平飞和爬升三类飞行状态。这是因为动力舱流量与发动机排气流量和飞行速度直接相关，而上面几种状态就涵盖直升机的大速度和发动机大排气量状态。

全机计算网格采用如图2所示的非结构化网格。计算关键区域进行了局部加密，并且对动力舱内部管路和设备进行了必要的简化，这稍微增大了动力舱的容积。图3为简化后的的1发和2发动力舱内部形状。边界条件设置和上文方法介绍的原理相同。湍流模型采用标准的κ－ε模型，因为动力舱流量计算结果和湍流模型的选取差异性不大［4］。1号和2号发动机动力舱出口分别添加了监测面，以便实时准确地判断计算过程和结果的收敛性。

2.2 计算状态和结果

1)平飞状态

按照灭火程序要求，启动灭火系统时直升机飞行速度会限制一个最大值，飞行速度超过这个最大值时，要求飞行员降低飞行速度，然后操作灭火系统灭火。但该型机还未确定这个速度，可通过后续的试验结果确定灭火限速。目前根据飞行谱常用平飞状态，选择计算速度分别为220km/h和150km/h平飞状态下的动力舱流量。依据图4中该型机海平面平飞行性能曲线功率范围，计算出了不同的发动机扭矩下对应的发动机排气量。平飞动力舱排气量计算结果见图5所示。

2)爬升状态

爬升状态计算取主减限制功率下的130km/h爬升，发动机不同排气量下对应的动力舱流量计算结果见图5所示。

3)悬停状态

悬停状态的旋翼下洗流简化为20m/s垂直入流，发动机不同排气量下对应的动力舱流量计算结果见图5所示。

2.3 结果分析

首先是对动力舱流量大小的研究分析。为了给出更接近实际飞行情况下的各飞行状态的动力舱流量，通过图4类似的性能数据计算了各飞行状态下所需的发动机功率及其排气量，从而插值给出各状态的动力舱流量。表2给出了各飞行状态动力舱流量的插值结果。根据灭火系统的设计要求是典型工作状态动力舱流量不要超过0.42kg/s，计算结果全部满足该灭火系统的设计要求。

图3 简化后的1号和2号发动力舱外型

图4 直升机平飞性能及发动机性能

图5 各状态动力舱流量计算结果

表2 动力舱流量插值结果

另一方面是研究动力舱流场分布情况，这直接关系到气流是否能够全面快速地把灭火剂带到火区。由计算得到的动力舱流场分布情况可以看出，当气流以较大的速度从通风口进入动力舱后，受到舱内附件和发动机等物面的阻塞作用，然后气流沿着这些物面分散成速度较低的紊流，如图6和图7所示。除了入口处流速较大外，动力舱其它区域的流速相对较小，可以按照监控面的流量折算出的平均速度来衡量。各状态折算后的动力舱内的流速在5m/s～15m/s之间，该速度能够满足灭火系统工作时对流场的要求。

观察图8动力舱出口监控面的流场分布和图5不同发动机排气量对应的动力舱流量可以说明动力舱流量与发动机排气量的密切相关性，动力舱流量随排气量的增大而增大。

图6 动力舱流场分布

图7 动力舱流场分布

图8 1号发动机动力舱监控面位置及流速云图

3 结论

本文在全机建模的基础上仿真计算了直升机灭火系统典型平飞、悬停和爬升状态的动力舱(优化后的状态)流量。计算结果可作为动力舱灭火系统试验的输入条件。分析计算结果表明:

1)通过EC175动力舱的流量计算结果和动力舱流量试验测试值比较，验证了该计算方法用于直升机动力舱流量评估的可行性。

2)某型机多种飞行状态的动力舱流量计算结果表明优化后的动力舱方案能够满足灭火系统的工作要求，但和EC175相比，灭火环境还是有些差距，一方面原因是直升机全机构型限制，另一方面是为了满足动力舱中各部件的空冷要求。所以此优化方案对动力舱入口面积减少有所保留，该型机动力舱还有改进空间。

3)动力舱的流量随飞行速度和发动机排气流量的增加而增大。发动机排气对动力舱出口流速加速引射效果明显。

4)动力舱优化设计可以通过改变通风口位置和大小，然后用本全机建模的方法仿真计算评估舱内流量，通过反复迭代找到适合设计要求的方案。

［1］Nacelle Ventilation air requirement［R］.SAE.ARP.996A.1984.

［2］CCAR－29－R1，中国民用航空规章，第29部:运输类旋翼航空器适航规定［S］.

［3］袁建新，等.基于旋翼下洗流流场的直升机动力舱通风冷却系统仿真［J］.直升机技术，2009.

［4］直升机适航参考资料［Z］.航空航天工业部直升机设计研究所，1991.

［5］王福军.计算流体动力学分析:CFD软件原理与应用［M］.北京:清华大学出版社，2004.