CN111143939A - 基于cfd技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统 - Google Patents

基于cfd技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统 Download PDF

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CN111143939A CN201911282695.6A CN201911282695A CN111143939A CN 111143939 A CN111143939 A CN 111143939A CN 201911282695 A CN201911282695 A CN 201911282695A CN 111143939 A CN111143939 A CN 111143939A
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赵艺博
肖天雷
茅晓晨
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Abstract

本发明公开了一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，包括：模型建立模块，用于建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；区域设定模块，用于划分并设定控制区域；边界设置模块，用于设置边界条件；网格划分模块，用于划分网格；方程建立模块，用于建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；数值求解模块，用于进行数值求解；结果分析模块，用于分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。本发明通过分析制冷系统内部的温度场、压力场和流场分布，深刻理解制冷系统内部的运行机制和流体特性，对于飞机空气循环制冷系统的设计优化具有重要意义。

Description

基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统
技术领域
本发明涉及制冷技术领域，特别涉及一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统。
背景技术
飞机上的空调系统分为四个子系统：制冷系统、温度控制系统、空气分配系统和增压控制系统。其中最重要的便是制冷系统，而制冷系统的核心就是空气循环制冷机。目前世界上在飞机制造和研发上最具有竞争力的两家公司分别为美国波音公司和欧洲的空中客车公司。表1总结了波音飞机和空客飞机所采用的空气循环制冷机形式。目前应用最为广泛的飞机空气循环制冷机采用三轮或四轮升压式高压除水循环系统，拥有较强的地面制冷能力，并且保持了供气压力小和节省功率的优点。而最新的波音787飞机中的空气循环制冷机采用了电驱动四轮升压式高压除水制冷系统，取消了发动机引气，大量节省民用飞机的能耗，从而降低发动机燃油消耗。
表1国际上民用大飞机座舱采用的空气循环制冷机形式
Figure BDA0002317197350000011
对于国内而言，以目前我国环境控制附件的研制水平，决定了空气循环制冷机只能采用发动机两级引气和三轮升压式高压除水系统。作为我国第一款拥有自主知识产权的民用飞机ARJ21-700飞机，其空气制冷机就是采用了该循环制冷系统。而对于我国首款按照最新国际适航标准，具有自主知识产权的干线民用飞机C919，其引气系统仍然采用了发动机引气方式，与国外最先进的技术相比仍存在一定的差距。
发明内容
本发明克服了现有技术的不足，提出了一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析方法及模拟分析系统。
本发明采用商业计算流体软件Fluent建立飞机空气循环制冷系统的二维计算模型，进行数值模拟，预测制冷系统的制冷性能。进一步地，分析制冷系统内部的温度场、压力场和流场分布，为实用高效制冷系统设计提供理论和实践应用的依据。
本发明基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析方法包括以下步骤：
步骤一：建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；
步骤二：划分并设定控制区域；
步骤三：设置边界条件；
步骤四：划分网格；
步骤五：建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；
步骤六：进行数值求解；
步骤七：分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。
本发明中，进一步地，结合观测飞机空气循环制冷系统内部温度场、压力场和流场的分布，可以分析制冷系统的运行机制和流体的流动状态。
本发明模拟分析方法，具体步骤如下：
所述步骤一：建立飞机空气循环制冷系统的几何模型，该模型为二维CFD模型，包括预冷器1、调节阀2、一次热交换器3、压缩机4、二次热交换器5、膨胀机6、水分离器7、单向阀8、混合室9。
所述步骤二：划分并设定控制区域，将预冷器1、一次热交换器3、二次热交换器5所在的内部控制区域设定为多孔介质区域，水分离器7所在的内部控制区域设定为气液混合区域，其他内部控制区域设定为气体区域。
所述步骤三：设置边界条件，设置预冷器1的左端边界为速度入口边界，设置调节阀2、压缩机4、膨胀机6、水分离器7、单向阀8以及混合室9的外部边界为等温边界；设置一次热交换器3、二次热交换器5的外部边界为绝热边界。
所述步骤四：划分网格，对该模型的控制域全部采用结构化网格，同时在边界附近进行局部网格细化。
所述步骤五：建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程。
首先，对气体区域建立控制方程：
连续性方程：
Figure BDA0002317197350000021
式(1)中，ρf和
Figure BDA0002317197350000031
分别为气体的密度和速度。
动量方程：
Figure BDA0002317197350000032
式(2)中，p为静压，
Figure BDA0002317197350000033
为压力张量；
能量方程：
Figure BDA0002317197350000034
式(3)中，kf为气体导热率，T为温度，Ef为气体总能；
之后，对多孔介质区域建立控制方程：
连续性方程：
Figure BDA0002317197350000035
动量方程：
Figure BDA0002317197350000036
式(4)中，ε为多孔介质的孔隙率，多孔介质区域由丝网填充，因此孔隙率ε由丝网目数m和丝径dw确定：
Figure BDA0002317197350000037
丝网的水力直径dh可以通过式(7)计算：
Figure BDA0002317197350000038
式(5)中，Si为动量方程中的源项，由粘性损失项和惯性损失项两部分组成，对于各项同性介质，Si可以表达为：
Figure BDA0002317197350000039
式(8)中，μ为气体的动态粘度，α为渗透度，C2为惯性阻力系数，α和C2可以通过以下方法计算：
多孔介质区域的轴向压降可以表示为：
Figure BDA00023171973500000310
式(9)中，fosc为摩擦因子，根据经验公式：
Figure BDA00023171973500000311
式(10)中，Re为多孔介质区域内流体的雷诺数，可以表示为：
Figure BDA00023171973500000312
结合式(9)、式(10)和式(11)，可以确定渗透度α和惯性阻力系数C2：
Figure BDA0002317197350000041
Figure BDA0002317197350000042
能量方程：
Figure BDA0002317197350000043
式(14)中，ρs和Es分别为固体的密度和总能，keff为多孔介质的有效导热率；
由于接触热阻的影响，多孔介质的有效导热率keff远远小于其平均导热率，可以进行如下修正：
Figure BDA0002317197350000044
式(15)中，ks和kf分别为固体和气体的导热率。
所述步骤六：进行数值求解，根据上述步骤建立的飞机空气循环制冷系统CFD模型，给定求解器控制参数、离散格式和残差收敛标准，初始化流场，开始进行数值求解。
所述步骤七：分析模拟结果，当计算稳定后，通过对模拟结果的分析，可以预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。
另外，进一步地，通过观测制冷系统内部温度场、压力场和流场的分布情况，可以进一步分析制冷系统的运行机制和流体的流动状态。
本发明还提出了一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，所述系统包括：温度模拟分析模块、压力模拟分析模块、速度模拟分析模块。温度模拟分析模块用于模拟分析模型内的温度场，压力模拟分析模块用于分析模型内的压力场，速度模拟分析模块用于模拟分析模型内的流场。
其中，模型建立模块，用于建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；
区域设定模块，用于划分并设定控制区域；
边界设置模块，用于设置边界条件；
网格划分模块，用于划分网格；
方程建立模块，用于建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；
数值求解模块，用于进行数值求解；
结果分析模块，用于分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。
其中，所述结果分析模块包括：温度模拟分析模块、压力模拟分析模块、速度模拟分析模块；其中，温度模拟分析模块用于模拟分析模型内的温度场，压力模拟分析模块用于分析模型内的压力场，速度模拟分析模块用于模拟分析模型内的流场。
本发明模拟分析系统用以实现所述基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析方法。
本发明有益效果及优点包括：通过本发明模拟分析方法及系统，可以在较短的时间内预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能，节省大量试验时间；通过本发明模拟分析方法及系统，可以直观展示飞机空气循环制冷系统内部的温度场、压力场和流场等一系列模拟结果，深刻理解制冷系统内部的运行机制和流体特性。本发明大幅降低了飞机空气循环制冷系统的研发成本，缩短了研发周期。本发明实现飞机空气循环制冷系统制冷性能的快速预测，深刻理解制冷系统内部的运行机制和流体特性，对于飞机空气循环制冷系统的设计优化具有重要意义。
附图说明
图1为本发明中飞机空气循环制冷系统的几何模型示意图，图中：1-预冷器、2-调节阀、3-一次热交换器、4-压缩机、5-二次热交换器、6-膨胀机、7-水分离器、8-单向阀、9-混合室。
图2为本发明模拟分析方法的具体流程示意图。
图3为本发明模拟分析方法的流程示意图。
图4为本发明结果分析模块的示意图。
图5为热交换器内部的温度场分布图。
图6为热交换器内部的压力场分布图。
图7为热交换器内部的流场分布图。
图8为本发明模拟分析系统的示意图。
具体实施方式
结合以下具体实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明。实施本发明的过程、条件、实验方法等，除以下专门提及的内容之外，均为本领域的普遍知识和公知常识，本发明没有特别限制内容。以下结合附图及实施例对本发明的具体实施方式作进一步的详细说明，但并不局限于此，凡是对本发明技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的保护范围中。
为克服现有技术不足，本发明提出一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析方法其模拟分析系统，所述方法包括以下步骤：建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；划分并设定控制区域；设置边界条件；划分网格；建立控制方程；进行数值求解；分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。本发明通过商业计算流体软件Fluent实现飞机空气循环制冷系统的二维计算模拟，可以在较短的时间内，预测制冷系统的制冷性能，大幅降低研发成本；并通过分析制冷系统内部的温度场、压力场和流场分布，深刻理解制冷系统内部的运行机制和流体特性，对于飞机空气循环制冷系统的设计优化具有重要意义。
本发明采用商业计算流体软件Fluent建立飞机空气循环制冷系统的二维计算模型，进行数值模拟，预测制冷系统的制冷性能，分析制冷系统内部的温度场、压力场和流场分布，为实用高效的制冷系统设计提供理论依据。
如图3所示，本发明模拟分析方法包括以下步骤：
步骤一：建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；
步骤二：划分并设定控制区域；
步骤三：设置边界条件；
步骤四：划分网格；
步骤五：建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；
步骤六：进行数值求解；
步骤七：分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能
在本实施例中，模拟分析对象为三轮升压式空气循环制冷系统。
具体地，如图2所示，本发明模拟分析方法包括以下步骤：
步骤一：建立三轮升压式空气循环制冷系统的几何模型，该模型为二维CFD模型，包括预冷器1、调节阀2、一次热交换器3、压缩机4、二次热交换器5、膨胀机6、水分离器7、单向阀8、混合室9，如图1所示。
步骤二：划分并设定控制区域，将预冷器1、一次热交换器3、二次热交换器5所在的内部控制区域设定为多孔介质区域，水分离器7所在的内部控制区域设定为气液混合区域，其他内部控制区域设定为气体区域；
步骤三：设置边界条件，设置预冷器1的左端边界为速度入口边界，在本实施例中，速度设置为30m/s。设置调节阀2、压缩机4、膨胀机6、水分离器7、单向阀8以及混合室9的外部边界为等温边界；设置一次热交换器3、二次热交换器5的外部边界为绝热边界；
步骤四：划分网格，对该模型的控制域全部采用结构化网格，同时在边界附近进行局部网格细化；
步骤五：建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程：
首先对气体区域建立控制方程：
连续性方程：
Figure BDA0002317197350000071
式中：ρf和
Figure BDA0002317197350000072
分别为气体的密度和速度。
动量方程：
Figure BDA0002317197350000073
式中：p为静压，
Figure BDA0002317197350000074
为压力张量；
能量方程：
Figure BDA0002317197350000075
式中：kf为气体导热率，T为温度，Ef为气体总能；
之后对多孔介质区域建立控制方程：
连续性方程：
Figure BDA0002317197350000076
动量方程：
Figure BDA0002317197350000077
式中：ε为多孔介质的孔隙率，多孔介质区域由丝网填充，因此孔隙率ε由丝网目数m和丝径dw确定：
Figure BDA0002317197350000078
丝网的水力直径dh可以通过下式计算：
Figure BDA0002317197350000079
Si为动量方程中的源项，由粘性损失项和惯性损失项两部分组成，对于各项同性介质，Si可以表达为：
Figure BDA00023171973500000710
式中：μ为气体的动态粘度，α为渗透度，C2为惯性阻力系数，α和C2可以通过以下方法计算：
多孔介质区域的轴向压降可以表示为：
Figure BDA00023171973500000711
式中：fosc为摩擦因子，根据经验公式：
Figure BDA00023171973500000712
式中：Re为多孔介质区域内流体的雷诺数，可以表示为：
Figure BDA00023171973500000713
结合式(9)、式(10)和式(11)，可以确定渗透度α和惯性阻力系数C2：
Figure BDA0002317197350000081
Figure BDA0002317197350000082
能量方程：
Figure BDA0002317197350000083
式中：ρs和Es分别为固体的密度和总能，keff为多孔介质的有效导热率；
由于接触热阻的影响，多孔介质的有效导热率keff远远小于其平均导热率，可以进行如下修正：
Figure BDA0002317197350000084
在本实施例中，预冷器1内部的多孔介质区域填充635目不锈钢丝网，一次热交换器3、二次热交换器5内部的多孔介质区域填充100目铜丝网。表1总结了通过上述计算得到的丝网各参数。
表1多孔介质区域内部丝网参数
区域 材料 m d<sub>w</sub>(μm) ε d<sub>h</sub>(μm) α(m<sup>2</sup>) C<sub>2</sub>(m<sup>-1</sup>)
预冷器1 SS304 635 20 0.607 31.4 1.5×10<sup>-11</sup> 81460
一次热交换器3 铜 100 100 0.691 222.6 7.7×10<sup>-10</sup> 12173
二次热交换器5 铜 100 100 0.691 222.6 7.7×10<sup>-10</sup> 12173
步骤六：进行数值求解，根据上述步骤建立的飞机空气循环制冷系统CFD模型，给定求解器控制参数、离散格式和残差收敛标准，初始化流场，开始进行数值求解；
本实施例选用层流模型进行计算，求解器选择压力和速度耦合的PISO算法，离散格式采用二阶迎风格式，残差收敛标准能量项为10-6，其他参数均为10-3，初始温度为300K。
步骤七：分析模拟结果，当计算稳定后，通过对模拟结果的分析，可以预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。
如图8所示，本发明还提出了一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，所述系统采用基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析方法，其包括：
模型建立模块，用于建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；
区域设定模块，用于划分并设定控制区域；
边界设置模块，用于设置边界条件；
网格划分模块，用于划分网格；
方程建立模块，用于建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；
数值求解模块，用于进行数值求解；
结果分析模块，用于分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能；其具体包括温度模拟分析模块、压力模拟分析模块、速度模拟分析模块，温度模拟分析模块用于模拟分析模型内的温度场，压力模拟分析模块用于分析模型内的压力场，速度模拟分析模块用于模拟分析模型内的流场。
进一步地，通过观测制冷系统内部温度场、压力场和流场的分布情况，可以进一步分析制冷系统的运行机制和流体的流动状态。
如图5所示，模拟了一次热交换器内部的温度场分布。
如图6所示，模拟了一次热交换器内部的压力场分布
如图7所示，模拟了一次热交换器内部的流场分布。
本发明的保护内容不局限于以上实施例。在不背离本发明构思的精神和范围下，本领域技术人员能够想到的变化和优点都被包括在本发明中，并且以所附的权利要求书为保护范围。

Claims (10)

1.一种基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述系统包括：
模型建立模块，用于建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；
区域设定模块，用于划分并设定控制区域；
边界设置模块，用于设置边界条件；
网格划分模块，用于划分网格；
方程建立模块，用于建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；
数值求解模块，用于进行数值求解；
结果分析模块，用于分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。
2.如权利要求1所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述结果分析模块包括：温度模拟分析模块、压力模拟分析模块、速度模拟分析模块；其中，温度模拟分析模块用于模拟分析模型内的温度场，压力模拟分析模块用于分析模型内的压力场，速度模拟分析模块用于模拟分析模型内的流场。
3.如权利要求1所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述系统采用基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析方法，其包括以下步骤：
步骤一：建立飞机空气循环制冷系统的几何模型；
步骤二：划分并设定控制区域；
步骤三：设置边界条件；
步骤四：划分网格；
步骤五：建立非稳态控制方程，以制冷系统内部的工质气体空气为对象，分别对气体区域和多孔介质区域建立控制方程；
步骤六：进行数值求解；
步骤七：分析模拟结果，预测飞机空气循环制冷系统的制冷性能。
4.如权利要求3所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤一中，所述几何模型为二维CFD模型。
5.如权利要求3所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤二中，所述划分并设定控制区域，包括多孔介质区域、气液混合区域、气体区域；其中，所述多孔介质区域为预冷器(1)、一次热交换器(3)、二次热交换器(5)所在的内部控制区域；所述气液混合区域为水分离器(7)所在的内部控制区域；所述气体区域为其他内部控制区域。
6.如权利要求3所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤三中，所述边界条件包括：速度入口边界、等温边界、绝热边界；其中，所述速度入口边界设置为预冷器(1)的左端边界；所述等温边界设置为调节阀(2)、压缩机(4)、膨胀机(6)、水分离器(7)、单向阀(8)以及混合室(9)的外部边界；所述绝热边界设置为一次热交换器(3)、二次热交换器(5)的外部边界。
7.如权利要求3所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤四中，划分网格，对所述几何模型的控制域全部采用结构化网格，同时在边界附近进行局部网格细化。
8.如权利要求1所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤五中，
对所述气体区域建立控制方程：
连续性方程：
Figure FDA0002317197340000021
式(1)中：ρf和
Figure FDA0002317197340000022
分别为气体的密度和速度，t为时间。
动量方程：
Figure FDA0002317197340000023
式(2)中：p为静压，
Figure FDA0002317197340000024
为压力张量。
能量方程：
Figure FDA0002317197340000025
式(3)中：kf为气体导热率，T为温度，Ef为气体总能。
9.如权利要求1所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤五中，
对所述多孔介质区域建立控制方程：
连续性方程：
Figure FDA0002317197340000026
式(4)中，ε为多孔介质的孔隙率。
动量方程：
Figure FDA0002317197340000031
孔隙率ε由丝网目数m和丝径dw确定：
Figure FDA0002317197340000032
丝网的水力直径dh可以通过式(7)计算：
Figure FDA0002317197340000033
式(5)中，Si为动量方程中的源项，由粘性损失项和惯性损失项两部分组成，对于各项同性介质，Si可以表达为：
Figure FDA0002317197340000034
式(8)中，μ为气体的动态粘度，α为渗透度，C2为惯性阻力系数，α和C2可以通过以下方法计算：
多孔介质区域的轴向压降可以表示为：
Figure FDA0002317197340000035
式(9)中，fosc为摩擦因子，根据经验公式：
Figure FDA0002317197340000036
式(10)中，Re为多孔介质区域内流体的雷诺数，可以表示为：
Figure FDA0002317197340000037
结合式(9)、式(10)和式(11)，可以确定渗透度α和惯性阻力系数C2：
Figure FDA0002317197340000038
Figure FDA0002317197340000039
能量方程：
Figure FDA00023171973400000310
式(14)中，ρs和Es分别为固体的密度和总能，keff为多孔介质的有效导热率；
由于接触热阻的影响，多孔介质的有效导热率keff远远小于其平均导热率，可以进行如下修正：
Figure FDA00023171973400000311
式(15)中，ks和kf分别为固体和气体的导热率。
10.如权利要求1所述的基于CFD技术的飞机空气循环制冷系统的模拟分析系统，其特征在于，所述步骤六中，根据建立的飞机空气循环制冷系统CFD模型，给定求解器控制参数、离散格式和残差收敛标准，初始化流场，开始进行数值求解。
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