一种直升机动力舱散热系统及方法与流程

1.本发明涉及直升机空气动力学与气动设计技术领域，尤其涉及一种直升机动力舱散热系统及方法。


背景技术：

2.直升机动力舱散热系统一般由发动机主喷管和排气喷管(又称混合管)构成，二者之间的间隙是动力舱引射二次流的出口，是关系动力舱散热能力强弱的关键部位。
3.由于排气喷管的结构设计类似于悬臂梁结构，随着使用年限增加，排气喷管受到重力影响会逐渐出现变形，变形后必然导致引射间隙出现变化。一旦变化超出公差范围，极易导致发动机尾气通过引射间隙回流进入动力舱，造成动力舱内温度过高，影响发动机工作状态，甚至出现火灾。
4.本发明能够在引射间隙超出公差范围后，减弱、甚至避免发动机尾气回流，有效解决动力舱超温、烧蚀等问题，提升排气喷管使用年限。


技术实现要素：

5.针对上述技术问题，第一方面，本发明提供了一种直升机动力舱散热系统，包括：排气喷管、发动机主喷管和导流板，所述发动机主喷管设置在所述排气喷管内，且所述发动机主喷管与所述排气喷管之间设置有引射间隙，所述导流板设置在所述排气喷管的热气回流区；
6.其中，所述导流板用于降低直升机动力舱引射口处局部逆压，使发动机排气引射出的二次流顺利排出到动力舱外部，避免发动机高温尾气回流。
7.优选地，所述导流板铆接在所述排气管的热气回流区内，且所述导流板完全覆盖住所述热气回流区。
8.优选地，所述导流板距离所述发动机主喷管出口10-15mm。
9.优选地，所述导流板呈流线型曲面。
10.优选地，所述导流板的安装边高度为所述引射间隙的两倍，所述导流板的曲面截面的长度为所述排气喷管截面周长的12.5％～14.5％。
11.优选地，所述导流板的长度为180mm～200mm。
12.第二方面，本发明提供了一种直升机动力舱散热方法，所述方法包括：
13.基于cfd方法分析飞行状态下直升机排气引射流场特征，确定排气喷管内热气回流区的位置和大小。
14.基于所述热气回流区的位置和大小，确定导流板的几何尺寸和安装位置。
15.优选地，所述方法还包括：
16.基于所述导流板几何尺寸和安装位置再次开展cfd仿真计算，评估热气回流情况得出评估结果；
17.基于所述评估结果判断所述导流板是否满足要求；
18.若所述导流板满足要求，将所述导流板安装在所述排气管内的热气回流区；其中，所述导流板用于降低动力舱引射口处的局部逆压，使发动机排气引射出的二次流顺利排出到动力舱外部，避免发动机高温尾气回流。
19.本发明的有益技术效果：
20.本发明经cfd数值仿真分析，确定本发明能够有效增加动力舱引射量，避免回流进入动力舱出现烧蚀等问题。
附图说明
21.图1是本发明实施例提供的排气喷管、导流板和发动机主喷管的安装结构示意图；
22.图2是本发明实施例提供的排气喷管和导流板的截面图；
23.图3是本发明实施例提供的直升机动力舱散热方法的流程图；
24.其中，1-排气喷管、2-导流板、3-发动机主喷管、4-引射间隙、5-安装边、6-流线型曲面。
具体实施方式
25.请参阅图1-3，本发明涉及直升机空气动力学与气动设计领域，涉及一种被动流动控制技术，通过降低直升机排气喷管内局部逆压梯度，减小动力舱引射二次流的分离区面积，从而增强动力舱散热能力。
26.本发明的目的是：设计一种分流式排气喷管，减弱、甚至避免发动机高温尾气回流进入动力舱内部，提升直升机动力舱引射性能，增加通过引射间隙的有效空气流量数值，从而增强动力舱散热能力，减少动力舱内高温区域面积，提升排气喷管使用年限。
27.本发明的核心思路是：在常规排气喷管内增加导流板设计(图1和图2)，降低动力舱引射口处局部逆压梯度，使发动机排气引射出的二次流顺利排出到动力舱外部，避免发动机高温尾气出现大面积分离，并通过引射间隙回流进入动力舱内部，出现动力舱内壁面烧蚀或发动机关键部件超温等一系列问题。
28.本发明的设计特征，主要包括以下：
29.a)排气喷管构型：由排气喷管1与“凹字形”导流板2构成，其中排气喷管1截面形状与发动机主喷管3截面形状相同，一端通过铆接方式连接在动力舱整流罩上，另一端悬空暴露的空气中；导流板2截面为“凹字形”，“凹字形”开口处与排气喷管1连接。排气喷管1和导流板2，可通过铆接或焊接方式连接，也可以使用3d打印技术一体化加工制造，见图1。
30.b)导流板构型：由与排气喷管1局部平行的流线型曲面6和两条垂直于流线型曲面6安装边5构成，导流板2截面为“凹字形”，流线型曲面6与安装边5可通过3d打印技术或钣金加工技术一体化加工制造，也可以通过铆接或焊接方式连接，见图2。
31.c)导流板几何尺寸：导流板2安装边5高度约为两倍的引射间隙4大小，流线型曲面6截面长度约为排气喷管1截面周长的12.5％～14.5％，长度约为180mm～200mm，见图1。
32.d)导流板安装位置：导流板2必须安装在混合管内引射二次流分离区处，且能够完全覆盖因引射二次流分离引起回流区，距离发动机主喷管3垂直距离约为10mm～15mm，见图1。
33.请参阅图3，本发明提供的散热方法，主要包括以下步骤：
34.步骤s1：采用cfd(计算流体动力学)方法计算分析安装常规排气喷管(无导流板)直升机各任务状态下的直升机动力舱排气引射流场特征，任务状态主要包含巡航飞行、有地效悬停、无地效悬停、正侧飞、起飞、降落等，动力舱排气引射流场特征主要包括动力舱引射二次流的方向、流速大小、分离区以及温度分布情况，计算动力舱排气引射流场时必须考虑旋翼下洗流场，以及飞行时刻的大气环境。根据动力舱排气引射流场特征，确定混合管内引射二次流分离区和热气回流区位置和大小。
35.步骤s2：根据步骤s1确定的混合管内引射二次流分离区和热气回流区位置和大小，初步设计导流板几何尺寸和安装位置方案，确保导流板能够完全覆盖直升机巡航飞行、有地效悬停、无地效悬停、正侧飞、起飞、降落等任务状态下的引射二次流分离区和热气回流区，并根据重量最小化原则，从材料、结构强度、刚度等专业方面对初步导流板方案进行迭代设计，而后确定导流板方案。
36.步骤s3：根据导流板几何尺寸和安装位置初步设计方案，建立高保真性的cfd计算网格模型。网格模型由六面体结构网格、四面体非结构网格和金字塔网格混合构成，六面体结构网格主要布置与动力舱引射间隙处，且保证不少于25层，四面体非结构网格与六面体结构网格之间通过金字塔网格过渡，过渡处网格纵横比不超过1.2，整个计算网格模型构建时必须创建粘性网格，且粘性网格层数不少于30层，增长比例不大于1.25。
37.在本技术实施例中，在计算网格模型基础上，利用cfd仿真计算方法，采用可实现的两方程k-ε湍流模型求解直升机动力舱二次流引射流场。流场求解时必须考虑流体介质的高温、高压条件下的可压缩属性，固体介质热传导和辐射属性。流场求解完成后，分析动力舱引射二次流场的气动特性，评估引射二次流分离情况、热气回流情况和动力舱内温度分布情况等，而后根据评估结果判断导流板是否满足设计要求。
38.步骤s4：如果步骤s3的分析结果不满足设计要求，重新开始步骤s1；如果满足设计要求，设计流程结束。
39.大量的直升机试飞数据表明，本发明能够有效增加动力舱引射流量，避免发动机高温尾气回流进入动力舱内出现烧蚀等问题。