專利名稱：一種用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機附件設(shè)計技術(shù)，涉及一種用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法。
背景技術(shù)：
目前，飛機上常用的發(fā)電機，按其冷卻方式通常分為油冷、風(fēng)冷和混合冷卻。其中風(fēng)冷發(fā)電機是依靠強迫通風(fēng)對發(fā)電機的轉(zhuǎn)靜子部件進行冷卻，對應(yīng)發(fā)電機的不同工作狀態(tài)，通風(fēng)量的需求也不盡相同。當(dāng)飛機處于地面低空(小于1000米)飛行狀態(tài)時，發(fā)電機 通風(fēng)量可以通過地面通風(fēng)試驗進行直接測量，而當(dāng)飛機處于高空(大于1000米)飛行狀態(tài)時，地面通風(fēng)試驗很難再模擬高空狀態(tài)。因此，在其通風(fēng)流道的設(shè)計過程，需要采用一種可靠的方法對通風(fēng)量進行預(yù)測。但是發(fā)電機內(nèi)部流道結(jié)構(gòu)復(fù)雜、間隙多而小，通風(fēng)量的預(yù)測很難。針對風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計算問題，通常將其內(nèi)部流動簡化為多孔介質(zhì)流，應(yīng)用多孔介質(zhì)的經(jīng)驗?zāi)Ｐ瓦M行數(shù)值模擬。多孔介質(zhì)模型基于達西定律，它源于水力滲透實驗，主要用以模擬滲透流，應(yīng)用時需要輸入孔隙率、滲透率和動量損失系數(shù)，這些系數(shù)的獲取都需要針對內(nèi)部結(jié)構(gòu)做詳細的測量，并進行系統(tǒng)的通風(fēng)實驗。正因為存在輸入系數(shù)多，以及難以獲取等問題，此方法應(yīng)用在估算風(fēng)冷發(fā)電機這類裝置內(nèi)部流量時，效果并不理想。還有一種方法是進行詳盡的全模數(shù)值模擬，但計算網(wǎng)格數(shù)量非常之大，以至于令工程技術(shù)人員通常不能接受。如何快速準確地計算出風(fēng)冷發(fā)電機這類裝置的通風(fēng)量成為飛機設(shè)計過程中普遍的難點。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供了一種簡單快捷、精度較高，用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法。本發(fā)明的技術(shù)方案是一種用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法，包括以下幾個步驟步驟一獲取風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)特性參數(shù)對風(fēng)冷發(fā)電機進行多組地面通風(fēng)測試，獲取不同測試狀態(tài)下風(fēng)冷發(fā)電機的流阻A p，通風(fēng)量Qm，進風(fēng)口平均雷諾數(shù)Re，Ap = pin-pout(I)Qm = PvA= Pv* D2/4(2)Re = P vD/ u(3)其中，Pin為進口靜壓，Pwt為出口靜壓，P為空氣密度，V為進風(fēng)口氣流平均速度，D為進口圓截面直徑，U為空氣動力粘性系數(shù)，A為進口橫截面積；步驟二 建立風(fēng)冷發(fā)電機流阻特征函數(shù)
利用步驟一獲得的實驗數(shù)據(jù)，擬合Re-Ap曲線，得到函數(shù)Ap = f(Re)；步驟三確定飛機工況及大氣參數(shù)根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計需要，確定風(fēng)冷發(fā)電機的工作環(huán)境，包括飛機飛行高度、速度，以及該工況下的大氣參數(shù)；步驟四確定初始流阻值A(chǔ)ptl根據(jù)實際情況，設(shè)定初始流阻Aptl ；步驟五獲取收斂流阻值A(chǔ)pn以步驟三所確定的工況及大氣參數(shù)和初始流阻值A(chǔ)ptl作為邊界條件，利用計算流體力學(xué)方法得到發(fā)電機進風(fēng)口的氣動參數(shù)值，包括密度、速度和壓力以及空氣動力粘性系 數(shù)；然后計算得到相對應(yīng)的雷諾數(shù)Re1 ；將所得到的雷諾數(shù)Re1代入步驟二中的函數(shù)Ap = f(Re)，得到Ap1，更新邊界條件；將新的流阻A P1和確定工況下的大氣參數(shù)作為邊界條件進行迭代計算，收斂得到A Pn以及相對應(yīng)的進氣口氣動參數(shù)P n和Vn ;步驟六獲取風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量將P n和Vn代入步驟一中的公式(2)Qm = PvA= Pv* n D2/4計算得到風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量Qm。步驟二中根據(jù)實驗數(shù)據(jù)擬合的Re-Ap函數(shù)關(guān)系為A p = f (Re) = a Re2+b Re+c(4)其中，a、b、c為擬合曲線的特征常數(shù)。步驟二中根據(jù)實驗數(shù)據(jù)擬合的Re-Ap函數(shù)關(guān)系為多次函數(shù)或指數(shù)函數(shù)或樣條函數(shù)等類型。本發(fā)明的優(yōu)點本發(fā)明用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法在地面試驗中，創(chuàng)造性的引入雷諾數(shù)，考慮高空氣流密度以及動力粘性的變化對流阻的影響，利用計算流體力學(xué)仿真方法對風(fēng)冷發(fā)電機高空通風(fēng)量進行預(yù)測。整個方法簡單快捷，數(shù)據(jù)處理量小，計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)符合較好，計算效率和準確度高，適用于航空工程的機載發(fā)電機、電機和空氣換熱器等流道復(fù)雜的通風(fēng)裝置，具有較大的工程應(yīng)用價值。


圖I為本發(fā)明的方法流程圖；圖2為本發(fā)明的進口雷諾數(shù)-流阻函數(shù)曲線具體實施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步詳細說明。本發(fā)明創(chuàng)造性的引入雷諾數(shù)這一氣動參數(shù)，考慮高空氣流密度以及動力粘性對流阻的影響，利用計算流體力學(xué)仿真方法對風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量進行預(yù)測。請參閱圖1，下面給出本發(fā)明用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法的具體步驟步驟一獲取風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)特性參數(shù)根據(jù)風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)實驗數(shù)據(jù)，處理實驗原始數(shù)據(jù)，獲取不同測試狀態(tài)下風(fēng)冷發(fā)電機的流阻Ap，通風(fēng)量Qm，進風(fēng)口雷諾數(shù)Re，Ap = pin-pout(I)Qm = p vA = P V D2/4(2)Re = P vD/ U(3)其中，Pin為進口靜壓，Pwt為出口靜壓，P為空氣密度，V為進風(fēng)口氣流平均速度，D為進口圓截面直徑，U為空氣動力粘性系數(shù)，A為進口橫截面積； 步驟二 建立風(fēng)冷發(fā)電機流阻特征函數(shù)利用步驟一獲得的實驗數(shù)據(jù)，擬合Re-Ap曲線，得到兩者之間函數(shù)關(guān)系A(chǔ) p = f (Re) = a Re2+b Re+c (4)其中，a、b、c為擬合曲線的特征常數(shù)；步驟三確定飛機工況及大氣參數(shù)根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計需要，確定風(fēng)冷發(fā)電機的工作環(huán)境，包括飛機飛行高度、速度，以及該工況下的大氣環(huán)境(壓力、溫度)；步驟四確定初始流阻值A(chǔ)p0根據(jù)實際情況，給出一個典型工況下的流阻值作為初始流阻Aptl ；步驟五獲取收斂流阻值A(chǔ) pn以步驟三所確定的飛機工況及大氣參數(shù)和初始流阻值A(chǔ)ptl作為邊界條件，利用計算流體力學(xué)方法得到發(fā)電機進風(fēng)口的氣動參數(shù)值，包括密度、速度和壓力以及空氣動力粘性系數(shù)；然后計算得到相對應(yīng)的雷諾數(shù)Re1 ；將所得到的雷諾數(shù)Re1代入步驟二中的函數(shù)Ap = f(Re)，得到Ap1，從而更新了邊界條件；將新的流阻Ap1和確定工況下的大氣參數(shù)作為邊界條件進行迭代計算，第i步，得到對應(yīng)的雷諾數(shù)Rei,再根據(jù)公式(4)，得Api,更新邊界條件；最終收斂得到A pn以及相對應(yīng)的進氣口氣動參數(shù)P n和Vn ;步驟TK :犾取風(fēng)冷發(fā)電機聞空流量利用公式Qm = PvA= Pv* n D2/4得到發(fā)電機在確定工況下的通風(fēng)量Qm。本發(fā)明用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法在地面試驗中，創(chuàng)造性的引入雷諾數(shù)，考慮高空氣流密度以及動力粘性對流阻的影響，利用計算流體力學(xué)仿真方法對風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量進行預(yù)測。整個方法簡單快捷，數(shù)據(jù)處理量小，計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)符合較好，計算效率和準確度高，適用于航空工程的機載發(fā)電機、電機和空氣換熱器等流道復(fù)雜的通風(fēng)裝置，具有較大的工程應(yīng)用價值。實施例下面以某型飛機在高空巡航作業(yè)為例，詳細介紹本發(fā)明用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法，其具體步驟如下步驟一獲取風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)特性參數(shù)根據(jù)風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)實驗數(shù)據(jù)，處理實驗原始數(shù)據(jù)，獲取不同測試狀態(tài)下風(fēng)冷發(fā)電機的流阻Ap，通風(fēng)量Qm，進風(fēng)口雷諾數(shù)Re，Ap = pin-pout(I)Qm = PvA= Pv* n D2/4(2)Re = P vD/ U(3)其中，Pin為進口靜壓，Pwt為出口靜壓，P為空氣密度，V為進風(fēng)口氣流平均速度，D為進口圓截面直徑，U為空氣動力粘性系數(shù)，A為進口橫截面積，本實施例中D = O. 08m ；步驟二 建立風(fēng)冷發(fā)電機流阻特征函數(shù)利用地面實驗數(shù)據(jù)擬合Re-A p曲線，如圖2所示，得到兩者之間函數(shù)關(guān)系A(chǔ) p = f (Re) = a Re2+b Re+c (4)其中，a、b、c為常數(shù)，由擬合得到的曲線確定，分別為a = 8. 8X10_8，b =·I.5X1(T3，c = -240 ；步驟三確定高空大氣環(huán)境參數(shù)及工況根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計需要，確定風(fēng)冷發(fā)電機的工作環(huán)境，其飛機飛行高度H = 7000m、速度為0. 7馬赫數(shù)，該工況下的大氣壓力P = 41105pa，溫度T = 242. 7K ；步驟四確定初始流阻值A(chǔ)p0根據(jù)實際情況，給出一個典型工況下的流阻值作為初始流阻Aptl = IOOOpa ；步驟五獲取收斂流阻值A(chǔ) pn以步驟三所確定的飛機工況及大氣參數(shù)和初始流阻值A(chǔ)ptl作為邊界條件，利用計算流體力學(xué)方法得到發(fā)電機進風(fēng)口的氣動參數(shù)值，密度P0 = O. 59kg/m3,速度Vci = 62. 5m/s，壓力P0 = 4730pa,空氣動力粘性系數(shù)U0=I- 59 X 10_5pa s ；然后計算得到相對應(yīng)的雷諾數(shù)Re1 ；將所得到的雷諾數(shù)Re1代入步驟二中的函數(shù)Ap = f(Re)，得到Ap1 = 3187pa，從而更新了邊界條件；將新的流阻Ap1和確定工況下的大氣參數(shù)作為邊界條件進行迭代計算，第i步，得到對應(yīng)的雷諾數(shù)Rei,再根據(jù)公式(4)，得Api,更新邊界條件；最終收斂得到A pn以及相對應(yīng)的進氣口氣動參數(shù)P n和Vn ;步驟TK :犾取風(fēng)冷發(fā)電機聞空流量將P n和Vn代入公式Qm = PvA= Pv* n D2/4得到發(fā)電機在確定工況下的通風(fēng)量Qni = 0. 265kg/s。相同飛行狀態(tài)下的試驗結(jié)果為0. 271kg/s，計算結(jié)果與試驗結(jié)果符合較好，誤差不超過5%。
權(quán)利要求
1.一種用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法，其特征在于，包括如下步驟 步驟一獲取風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)特性參數(shù) 對風(fēng)冷發(fā)電機進行多組地面通風(fēng)測試，獲取不同測試狀態(tài)下風(fēng)冷發(fā)電機的流阻Ap，通風(fēng)量Qm，進風(fēng)口平均雷諾數(shù)Re， Ap = pin-pout(I) Qm = P vA = P V n D2/4(2) Re = P vD/ u(3) 其中，Pin為進口靜壓，Prat為出口靜壓，P為空氣密度，V為進風(fēng)口氣流平均速度，D為進口圓截面直徑，U為空氣動力粘性系數(shù)，A為進口橫截面積； 步驟二 建立風(fēng)冷發(fā)電機流阻特征函數(shù) 利用步驟一獲得的實驗數(shù)據(jù)，擬合Re-Ap曲線，得到函數(shù)關(guān)系函數(shù)Ap = f(Re)； 步驟三確定飛機工況及大氣參數(shù) 根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計需要，確定風(fēng)冷發(fā)電機的工作環(huán)境，包括飛機飛行高度、速度，以及該工況下的大氣參數(shù)； 步驟四確定初始流阻值A(chǔ)ptl 根據(jù)實際情況，設(shè)定初始流阻Aptl; 步驟五獲取收斂流阻值A(chǔ)pn 以步驟三所確定的工況及大氣參數(shù)和初始流阻值A(chǔ)ptl作為邊界條件，利用計算流體力學(xué)方法得到發(fā)電機進風(fēng)口的氣動參數(shù)值，包括密度、速度和壓力以及空氣動力粘性系數(shù)； 然后計算得到相對應(yīng)的雷諾數(shù)Re1 ； 將所得到的雷諾數(shù)Re1代入步驟二中的函數(shù)Ap = f (Re)，得到Ap1，更新邊界條件；將新的流阻Ap1和確定工況下的大氣參數(shù)作為邊界條件進行迭代計算，收斂得到Apn以及相對應(yīng)的進氣口氣動參數(shù)P n和Vn ; 步驟六獲取風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量 將P 和Vn代入步驟一中的公式(2)Qm = P vA = P V D2/4計算得到風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量Qm。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機風(fēng)冷發(fā)電機的通風(fēng)量計量方法，其特征在于，步驟二中根據(jù)實驗數(shù)據(jù)擬合的Re-Ap函數(shù)關(guān)系為 A p = f (Re) = a Re2+b Re+c(4) 其中，a、b、c為擬合曲線的特征常數(shù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機風(fēng)冷發(fā)電機的通風(fēng)量計量方法，其特征在于，步驟二中根據(jù)實驗數(shù)據(jù)擬合的Re-Ap函數(shù)關(guān)系為多次函數(shù)或指數(shù)函數(shù)或樣條函數(shù)等類型。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機附件設(shè)計技術(shù)，涉及一種用于飛機風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量的計量方法。該方法首先通過實驗獲取風(fēng)冷發(fā)電機地面通風(fēng)特性參數(shù)，接著引入進風(fēng)口雷諾數(shù)這一氣動參數(shù)，建立風(fēng)冷發(fā)電機流阻特征函數(shù)，然后確定飛機工況及其大氣參數(shù)，在設(shè)定風(fēng)冷發(fā)電機的初始流阻后，應(yīng)用計算流體力學(xué)方法，迭代計算，獲取風(fēng)冷發(fā)電機的收斂流阻，最后，計算得到風(fēng)冷發(fā)電機通風(fēng)量。該計量方法簡單快捷，數(shù)據(jù)處理量小，計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)符合較好，計算效率和準確度高，具有較大的工程應(yīng)用價值。
文檔編號G06F17/50GK102722623SQ201210189069
公開日2012年10月10日 申請日期2012年6月8日 優(yōu)先權(quán)日2012年6月8日
發(fā)明者吳宇, 鐘劍龍 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所