低速无人机液冷源进气道设计及流阻仿真研究

2022-10-02袁伟琪

装备制造技术 2022年6期

袁伟琪

（中国电子科技集团公司第三十八研究所，安徽合肥 230088）

0 引言

随着机载电子设备热耗不断上升，采用液冷源对设备进行降温可以达到更好的散热效果[1]。F-22的热管理系统（Thermal Management System，TMS）采用冲压空气、燃油作为冷源，通过机载液冷源二次换热不断循环的冷却工质为机载电子设备降温，保证设备正常工作。机载液冷源通过水泵驱动冷却工质循环，带走设备热量，再经由换热器实现冷却液与大气环境的二次换热。作为换热设备，换热器为了保证换热性能，内部有大量的翅片、扰流装置及管路[2]，在提高换热性能同时也使得空气流经换热器时需要克服较大的流阻。

进气道应尽量避免流动损失，当飞机状态变化时依旧可以保证较好的气流品质，这样液冷源才能稳定高效工作[3]。李大伟等[4]利用计算流体力学方法分析了S形进气道的流动特性和机身对于进气道性能的影响，认为S形进气道具有较好的流动特性，具有工程应用价值。马高建等[5]完成了一种大偏距、短扩压S弯进气道的设计，并对设计模型进行流场数值分析和实验研究，仿真结果与实验数据较吻合。李佳祎等[6]开展了短扩压、大偏距、高隐身的高亚音速无人机进气道开展设计、仿真工作，并通过参数分析确定了超短扩压进气道的设计参数。

现有的工作针对液冷源或者进气道的流阻特性分别进行了大量的设计及仿真工作。在工程应用中，需要协同设计液冷源和进气道，同时考虑这两者的流动特性以及集成装配后的空气流量能否满足散热需求，而这方面的工作较少。针对某型无人机设计了液冷源及进气道，进气道的偏距、扩压段长度满足结构需求，同时建立液冷源—进气道复合模型，通过Floefd软件分析系统流阻及流量特性，流量满足系统散热需求。

1 详细设计

1.1 设计目标

总压恢复系数是衡量气流在管道内运动时的能量损失程度，一个性能优秀的进气道应具有较高的总压恢复系数，一般超过98%，才能保证气流经过进气道后依旧具有较高的动压或者静压，克服其他管路的流阻。

由于布局的需要，加上S弯进气道具有较大偏距和较小扩压长度的特点，S弯进气道在飞机上得到了广泛的应用。经过合理的设计，可以得到具有较高的总压恢复系数和较小的畸变指数的S弯进气道。本章针对某无人机液冷源进行进气道详细设计，要求进气道总压恢复系数大于98%，同时空气质量流量不低于800 kg/h。

1.2 进气道外轮廓参数

进气道外轮廓大小主要由进气道扩压段长度、进气道偏距和出口直径决定，这些需要综合考虑飞机模型、进气道可布置区域以及换热进口面积以后确定。偏距越大，扩压段长度约短，进气道变化约剧烈，气流越容易出现偏移。

进气道出口面积等于换热器面积，通过出口面积可以计算其当量直径D，再通过当量直径确定，扩压段和偏距的合理大致范围。由参考文献[5-7]可知，进气道扩压段轴向长度一般取2.5～3.6D（短扩压型进气道轴向长度3～4D，超短扩压L/D=2～2.5）；中心线偏距一般取1～1.5D。

综上所述，中心线偏距取150 mm，考虑到进气道设计上先扩张再拐弯，所以扩压段长度应满足式（1）：

L取400 mm。经设计，进气道偏距和扩压段长度如图1所示。

图1 进气道入口及出口距离及偏距示意图

1.3 中心线方程

中心线及面积变化规律对气流影响较大，设计时候应综合考虑，面积变化规律拟采用前急后缓，即进气道截面积在入口段变化较快，快速减小，在出口段变化速度相对较慢，中心线变化规律采用前缓后急中心线为每个进气道每个截面中心点连成的线段，前缓后急即在入口段中心点与入口中心点偏距增加幅度缓慢，在出口段增加较快，两者尽量不同时变化。中心线变化曲线方程式[5]：

式中：YS为进气道偏距，m；x、y为中心线上某点坐标，m；A、B、C、D、E分别为方程系数。

1.4 面积变化规律

采用先急后缓的面积变化趋势，先缓后急的中心线变化规律，两者变化缓急程度分开，保证气流质量。

面积变化规律计算式为：

式中，A1、A2分别为进气道进、出口截面积，m2；A为某个截面面积，m2。

1.5 进气道入口设计

进气道面积受限于换热器开口面积（等于进气道出口面积），扩压段出口面积应等于换热器开口面积，扩压段出口面积和进口（唇口最小/喉部）面积应满足当量扩展角不大于5°，当量扩展角由式（4）可得：

内型面应保证不同飞行状态吼道不发生气流堵塞，且进气道具有较高內流性能，型面采用超椭圆曲线，。根据文献[8，9]，进气口长短轴a/b选取为2.5，超越指数2.0。

根据NACA-1数据设计唇口形状，如图2所示。

图2 进气道唇口模型

根据上述设计，最终进气道模型如图3所示。

图3 进气道模型示意图

2 仿真分析

借助Floefd软件对进气道-液冷源流场进行数值分析，Floefd集成于常见的CAD软件，可直接在模型基础上加载各类边界条件并进行网格划分，针对进气道的仿真边界如下：

飞行高度≤3000 m、环境温度：20℃、飞行速度≤140 km/h、最大使用过载：20 g。

2.1 仿真模型

无人机、换热器和进气道建立仿真模型如图4所示。针对无人机特点设置仿真计算域、边界条件和网格划分规则。

图4 无人机-进气道流场仿真模型示意图

（1）计算域

对于机载仿真，为了保证边界（环境温度、压力）与机载表面之间的流场平滑过渡、提高仿真可信度，一般去飞行器特征长度的十倍以上尺寸作为计算域大小。本研究模型长度约2 m，计算域大小约为边长40 m的立方体区域。

（2）边界条件

在仿真计算时，飞行器为参照系原点，空气相对飞行器高速运动，所以设飞行器正前方为来流方向，速度140 km/h，其余边界面为开口，环境静压。

（3）网格划分

网格设置是仿真计算的关键环节之一：网格量过小，则仿真分析准确度较低，网格量较大则降低仿真效率，特别是对于机载仿真，飞机表面流场变化剧烈，网格需求大。在针对飞行器划分网格时，通过控制网格加密等级使网格稠密度随着与飞行器空间距离减小而增大，达到飞行器周围网格密集，而远方流场变化较小的区域网格相对稀疏，兼顾效率和准确度，总网格约1220万，其中固体网格约467万。