某航空活塞发动机冷却液散热器进气道研究_聂志.pdf

成都航空职业技术学院学报Journal of Chengdu Aeronautic Polytechnic2023 年 3 月第 1 期（总第 134 期）Vol.39 No.1（Serial No.134）2023一、前言无人机的研制最早于 20世纪初的第一次世界大战期间，到第二次世界大战后，有些国家则将多余或退役的飞机改装成为无人靶机。随着电子技术的进步，无人机的作用也随之突出，变得重要起来。无人机可用于军事、农林业、救援、消防等很多领域，以及人们生活生产场所，例如成都航空职业技术学院团队所创研的高原放牧无人机1等。由于活塞发动机低油耗、低成本等优点符合无人机长航时等设计特征，因此绝大多数低速无人机都使用活塞式发动机。但活塞发动机燃料在缸内燃烧后，只有 20%30%的能量转化为发动机输出功，其余能量全部以热的形式存在2，因此就要求在无人机机舱的设计过程中必须考虑散热问题。无人机在设计过程中存在各种约束，需要一个能够给散热器提供源源不断的冷空气的进气道。考虑到发动机管路布置和气动性能，散热器一般置于发动机短舱内部，如果进气道设计不佳，将会导致气流在风道内严重分离，使得散热器总压损失增加，影响进气道进气流量。宋国磊3等人基于一款低速无人机，为其设计了一个大偏距、短扩压式进气道，其中主要通过数值计算研究不同长径比对进气道性能的影响。王云飞4等人通过改变S弯进气道的偏距和长度参数，研究这两个变量对进气道气动特性的影响。V.R.SanalKumar5等人研究了进排气散热系统设计中进气道出口速度与自由流速度比的合理取值范围。本文基于基金项目的某型无人机，来研究其发动机冷却液散热器进气道的进气面积、唇口半径和隔道高度三个参数对进气道的流量影响。二、计算模型和网格（一）计算模型说明基于项目的某型无人机及其活塞发动机，初步设计的进排气道计算外形如图1所示。其中，机翼与尾翼对进排气设计仿真计算几乎没有影响，因此为了节省计算资源，省去这两部分。图中进气道后方为冷却液散热器简化模型，即按散热器的散热芯某航空活塞发动机冷却液散热器进气道研究聂志1，刘江1，李吉2，周龙2，袁旗2，刘畅2（1.四川腾盾科技有限公司，成都 610037；2.成都航空职业技术学院，成都 610100)摘要：目前，大多数低速无人机均以活塞发动机作为动力装置，而活塞发动机燃料在缸内燃烧后，大约只有20%30%转化为发动机输出的功，其余能量全部以热的形式存在，因此对发动机冷却液的散热器进排气系统设计研究工作具有重要的工程意义。通过探讨散热器进气道的进气面积、散热器进气道唇口半径和隔道高度三个参数对进气道流量的影响,优化散热器进气道设计，为相同类型的设计提供一定的参考。关键字：无人机活塞发动机散热器进气道中图分类号：V211.3文献标识码：A文章编号：1671-4024（2023）01-0050-04The Aircraft Inlet Research of Coolant Radiator for an Aviation Piston EngineNIE Zhi1,LIU Jiang1,LI Ji2,ZHOU Long2,YUAN Qi2，LIU Chang2（1.Sichuan Tengdun Technology Co.,Ltd,Chengdu 610037,China;2.School of Aeronautical Manufacturing Industry,Chengdu Aeronautic Polytechnic,Chengdu 610100,China）AbstractAt present,most low-speed unmanned aerial vehicles(UAVs)use the piston engine as the power device.However,afterthe piston engine fuel is burned in the cylinder,only about 20%to 30%is converted into the output of the engine,and the rest of theenergy is all in the form of heat,so the radiator inlet and exhaust design and research have a very clear and important engineering ap-plication value.In this paper,the feasibility of simulating the internal flow resistance characteristics of the radiator is verified by thestandard mold,and the influence of the intake area,lip radius and diaphragm height on the flow of the aircraft inlet is studied in thisway,which provides a certain reference for the inlet design of the same type of radiator.Key WordsUAVs,piston engines,radiators,air inlet收稿日期：2022-10-17基金项目：四川省科技计划重点研发项目（2020YFN0027）；阿坝州科技计划重点研发项目（R22YYJSYJ0001）。作者简介：聂志（2000），男，四川江油市人，工学学士，助理工程师，研究方向为飞行器设计。50 某航空活塞发动机冷却液散热器进气道研究体尺寸给出示意。在其后方设置一假想流道用于模拟排气，排气面积比为1。由于尾发推桨转动对进排气带来正效应，因此为节省计算资源，以设置流道背压的方式模拟螺旋桨的抽吸作用，则在机身尾部采用整流锥的形式计算。图1 进排气道计算外形示意图（二）计算网格说明进排气外形和散热器为两个不同的域，进排气道外形复杂，因此采用非结构网格划分：对流场参数梯度变化较为剧烈的区域，比如进气道唇口以及流道内部，可进行大量的加密；外形表面以及散热器内表面进行附面层加密，第一层高度为0.01mm。图2是进气道网格局部放大图。图2 进气道局部放大图三、进气道研究（一）进气面积的比较V.R.Sanal Kumar5等人研究得到进气道出口速度与自由流速度比在 0.30.7之间较为合理，即进气道进口面积与散热器芯体面积之比的取值范围在0.30.7之间。若取0.4、0.55、0.7三种面积比，则是如图3、图4、图5所示。图3 面积比0.4图4 面积比0.55图5 面积比0.7对这三种构型进行仿真计算，可以取此机型的巡航迎角与爬升迎角分别为2和4计算。由于散热器的散热功率与散热器冷侧风量即进气道出口流量呈正相关6，因此主要针对这三者进气道流量进行对比，见表1。表 1 不同面积比时进气道出口流量对比迎角面积比240.40.888kg/s0.890kg/s0.550.921 kg/s0.927 kg/s0.70.927 kg/s0.932 kg/s从表中可以看到，随着面积比的增大，进气道出口流量也随之而增大，但进气面积比从 0.4增加到0.55时，2与4迎角进气道出口流量均增加约4%；而当进气面积比从0.55增加至0.7时，2与4迎角进气道出口流量仅增加约0.6%。因此，进气面积的增大会使得进气道出口流量增大，但会逐渐变得不敏感。其中，对于项目散热器构型而言，发动机手册上明确提出发动机最大连续功率工作时，散热器冷侧风量要求为0.8kg/s，由于散热器的流阻特性，流量越大，带来的阻力也将更大，因此，进气面积应合适即可。通过比较，项目所设计的散热器，采用0.4的进气面积比比较合适。（二）唇口半径的比较对于高亚声速飞机进气道，为减小外阻唇口应尽可能尖薄些；而低亚声速飞机进气道唇口则应圆厚些，所以唇口的厚度应适度7。项目无人机为低速无人机，因此和比较进气面积一样，取三种唇口半径5mm、7mm、9mm进行仿真计算，唇口半径如图6、图7、图8示意，其计算结果见表2。图6 唇口半径图7 唇口半径图8 唇口半径R5示意图R7示意图R9示意图表2 不同唇口半径时进气道出口流量对比迎角唇口半径24R5mm0.878kg/s0.892kg/sR7mm0.888 kg/s0.895 kg/sR9mm0.890 kg/s0.890 kg/s对比进气道出口流量并对流场进行分析发现这三种唇口半径对进气道出口流量影响相差不大，但对比同一唇口半径时迎角对流量的影响，可以看到唇口半径越小，流量对迎角变化越敏感。（三）唇口半径与流场图如图9、图10、图11，为迎角4时三种唇口半径的流场分布图。从图中可知，当唇口半径为 5mm时，进气道上方出现了较大面积回流；而当唇口半径为7mm时，进气道内部已经不存在回流；而唇口半 51 径为9mm时，仍然存在小部分回流。由此可知，增大唇口半径有利于改善进气道内部的气流流场，缓解或消除附面层分离气流回流的现象。对于项目散热器构型而言，7mm唇口半径较为合适。图9 唇口半径5mm流场图图10 唇口半径7mm流场图图11 唇口半径9mm流场图（四）隔道高度的比较气流流过机身时，由于流体的粘性，会在机身表面形成附面层，越靠后机身，附面层的堆积越厚。对于尾发的进气道，在设计时，必须考虑隔道的设计来避免附面层的低能气流。项目构型的进气口距离机头7350mm，根据经验公式6计算得出进气道进气口处附面层高度约为40mm。附面层高度经验公式如下：=0.37xRex5取25mm、45mm、65mm三种隔道（图12图14）高度进行仿真计算，结果见表3。图12 隔道高度图13 隔道高度图14 隔道高度25mm示意图45mm示意图65mm示意图表3 不同隔道高度时进气道出口流量对比迎角隔道高度2425mm0.901kg/s0.912kg/s45mm0.921 kg/s0.927 kg/s65mm0.923 kg/s0.929 kg/s比较可以看到，隔道高度从25mm增加至45mm时，进气道出口流量增加了约2.2%，而当隔道高度从45mm 增加至 65mm 时，流量几乎未发生改变。因此，45mm的隔道高度较为合适。如图 15、图 16分别为隔道高 25mm和 45mm时的速度云图，可以看到，紧贴机身气流的速度低于外侧的速度，此范围即附面层的高度范围。对比可以发现，25mm的隔道并未完全避开附面层，而45mm的隔道则基本避开了附面层。图15 隔道高25mm速度云图图16 隔道高45mm速度云图四、结语本文利用CFD仿真从无人机散热器进气道进气面积、唇口半径和隔道高度三个方面分析对进气道进气的影响，主要关注进气流量等技术参数，最后发现：进气面积越大进气流量也越大，但会逐渐对进气面积不敏感；唇口半径越小，进气道流量对迎角变化越敏感；唇口半径的增大有利于改善进气道内部的回流；选择合适的隔道高度，可以避开附面层的低能某航空活塞发动机冷却液散热器进气道研究 52 某航空活塞发动机冷却液散热器进气道研究气流，提高进气道流量。对于项目冷却液散热器进气道构型的设计而言，经过比较分析，进气面积比0.4、唇口半径7mm和隔道高度45mm可作为初始设计主要技术参数，然后可在此基础上进行整体设计优化。参考文献：1Li J,Ling M,Shui J,et al.Smart Grazing in Tibetan Pla-teau:Development of a Ground-Air-Space Integrated Low-CostInternet of Things System for Yak MonitoringJ.WirelessCommunications and Mobile Computing,2022,2022:1-19.2闫锋,杨军.基