重型直升機前飛和懸停狀態下主減速器艙流場與通風散熱分析

鮑和云，侯瀟男，陸鳳霞，朱如鵬

(南京航空航天大學直升機傳動技術重點實驗室，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，單發傳動最大功率為8 500 kW。若傳動系統采用普通構型(單路-串聯)，則尺寸和質量很大，無法應用于直升機。因此，重型直升機傳動系統多采用多級、多路分流齒輪傳動，載荷復雜，傳動鏈長，零件數目多，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的性能指標和效率要求越來越高，導致系統溫度提高，使得潤滑系統的工作環境更加苛刻；由于結構限制和安全要求，潤滑系統所有潤滑油路均為內置，使主減速器結構極為緊湊，有的還有備份潤滑油系統；為達到干運轉要求，機匣內需設置油兜等結構，因此，傳動系統的潤滑比一般輕型直升機的潤滑更加復雜。直升機在前飛和懸停狀態下，主減速器艙內空氣流動狀態不同，分析前飛和懸停狀態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。

國內外相關學者對主減速器艙/動力艙流場和溫度場進行了一系列研究，如：張居暉等[3]提出了基于加權本質無振蕩(WENO)-分段線性格式的旋翼/機身氣動干擾高精度CFD 計算方法，并將該方法應用于懸停狀態的X3構型復合式高速直升機旋翼/機翼/螺旋槳組合模型的復雜流場模擬中。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部結構改造的建議。SUN等[6]建立了航空發動機齒輪箱內部簡化的二維空氣流動模型，分析了齒輪箱內部空氣流動，并將計算結果與實驗數據進行對比驗證。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種不同冷卻系統設計方案的艙內三維空氣流場和溫度場進行了數值仿真。BILODEAU[8]建立了卡車動力艙換熱特性數值仿真模型，分析了動力艙內的溫度分布，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，并考慮了懸停狀態下下洗流場的影響，通過數值仿真分析，探討了4種湍流模型、有無發動機散熱和冷卻氣流進口尺寸對動力艙通風冷卻系統內部流場的影響。潘丞雄等[13]針對假設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值分析。

目前，人們針對重型直升機前飛和懸停狀態下主減速器艙的流場和通風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下，開展傳動系統主減速器艙的流場和通風散熱特性分析，這對未來重型直升機傳動系統主減速器的設計、提高重型直升機傳動系統主減速器的自主創新設計具有重要的意義。

1 數值分析理論

1.1 控制方程

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

根據質量守恒方程可得

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為應力張量，Pa。

根據能量守恒方程可得

式中：T為流體微元溫度，K；k為流體傳熱系數；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為平均速度梯度產生的湍流動能k的產生項；C1和C2為經驗常數；σk和σε分別為與k和ε對應的Prandtl數。

2 計算模型及數值仿真

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中，齒輪嚙合對數多，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、發電機及通風管等。其中，空氣分配器向艙內吹入熱空氣。側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格劃分，圖4所示為網格劃分截面示意圖。由于主減速器艙內結構復雜，故采用非結構四面體網格以適應其復雜的形狀[16]，并進行了局部細化。為了排除網格密度對計算結果的影響，在保證網格質量和合適的網格尺寸前提下，對網格無關性進行了檢驗，結果如表1所示?？梢姡寒斁W格數量從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；但是，隨著網格數量的增加，計算時間會相應增加。因此，選取網格數量為527萬個。

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

表1 網格無關性檢驗Table 1 Mesh independence verification

2.3 前飛狀態

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，在前飛狀態下，主減速器艙出口邊界參考壓力小于標準大氣壓。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，計算域的邊界應設置在距離模型足夠遠的地方，使得邊界對計算結果的影響可以忽略不計[17]。在數值模擬中，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分別為最大迎風面積和流域橫截面面積。一般認為阻塞率不大于3%[18-19]。

結合文獻[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

根據文獻[21]，海拔高度4 500 m 以下地區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?？梢姡簜葰饪谥車諝鈮毫ζ骄导s為98 kPa，上氣口周圍空氣平均壓力約為100 kPa，均小于標準大氣壓。

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

側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面的區域壓力較高，因此，上氣口區域平均壓力略大于側氣口平均壓力。

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吹入高溫(約350 K)氣體，設為質量進口，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個面為來自發動機的高溫氣體，空氣流量約為0.31 kg/s。發電機通風管向發電機吹風冷卻，空氣流量約為0.103 kg/s。液壓油箱通風管向液壓油箱散熱器吹風冷卻，空氣流量約為0.41 kg/s。主減速器艙內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。上氣口和側氣口則設為壓力出口，在懸停狀態下，忽略下洗流影響，近似取參考壓力為標準大氣壓；在前飛狀態下，根據2.3 節計算結果設置參考壓力。整個計算域涉及的邊界條件可分為進口、出口和壁面，具體的對應關系如表2所示。

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

3 結果分析

3.1 懸停狀態下主減速器艙內部流場及溫度場

主減速器艙內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。液壓箱通風管和發電機通風管處氣體流速較大，在撞擊到發電機和液壓油箱后會產生逆向回流，不利于散熱。因此，這2處通風管出口應當設置為喇叭狀或放射狀。

圖9 主減速器艙內空氣流動跡線圖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生了熱量傳遞，導致主減速器艙周圍區域的空氣溫度升高。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，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?？諝夥峙淦鞔等氪罅扛邷貧怏w，使主減速器艙溫度升高，因此，應專門設置管路，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的氣體經由側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 前飛狀態下主減速器艙內部流場及溫度場

圖12所示為主減速器艙內的空氣流動跡線圖。從圖12可以看出：相比于懸停狀態下，側氣口處空氣流速明顯增大，不小于30 m/s，這表明由側氣口排出的空氣流量大大增加，有利于主減速器艙內高溫氣體排出。同時，上氣口由壓力出口變為進口，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，前飛狀態下的艙內空氣流動趨勢與懸停狀態下的艙內空氣流動趨勢基本一致。

圖12 艙內空氣流動跡線圖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。與懸停狀態相比，該截面溫度明顯降低，這是由于側氣口排出大量高溫氣體，減少了高溫氣體在艙內的滯留時間，進一步減小了主減速器艙內氣體的溫升，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?？梢?，在前飛狀態下，主減速器艙內流場流動性增強，使得艙內通風換熱性更好，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，進出艙內的空氣流量相差很大。表3所示為懸停與前飛狀態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，前飛時，進出艙內的空氣流量更大，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，氣壓會相應減小。因此，在前飛狀態下，更多的氣體從側氣口排出艙外，同時上氣口涌入大量空氣，主減速器艙內流場的流動性更好。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減小。

4 結論

1)空氣分配器向艙內吹入大量高溫氣體，這些高溫氣體在艙內滯留會導致主減速器艙溫度升高，因此，應設置專門管路，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致主減速器艙溫度升高。

2)液壓油箱通風管路出口面積較小，因此，管內空氣高速噴射而出，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上，可適當擴大管路出口面積，如設置成喇叭狀或放射狀，改善散熱條件。

3)相比于懸停狀態，在前飛狀態下，進出艙內的空氣流量更多，大量氣體排出艙內，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，而且在前飛狀態時，上氣口由壓力出口變為進口，涌入大量空氣。

4)在高速飛行的前飛狀態下，主減速器艙內流場流動性更好，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，艙內流場的流動性增強，進而主減速器艙表面的散熱功率相應增加，表面溫度隨之減小。