引言随着社会经济的快速发展，飞机成为人们出行常用的交通方式，人们开始追求出行的舒适性和安全性。机舱内热环境及气流分布等问题受到人们的关注。由于机舱内是一个封闭、狭长、人员密集的特殊空间，使得在舱内的流场变得更加复杂。此类狭长形封闭空间也常见于公共交通工具，如地铁、高铁等。开展对狭长型舱室内纵向流场特征的研究非常必要[1]。研究机舱内气流组织系统常用的两种方法包括通过搭建机舱模型进行试验研究和使用计算机仿真进行数值模拟。搭建机舱模型通常需要根据现有的机型搭建实验平台。Ali[2]等进行现场测量和CFD模拟，研究典型船舱内的气流模式和温度分布。将现场测量得到的空气进出口速度和温度作为模拟边界条件，CFD模拟结果与试验结果之间的匹配良好。Liu[3]等在真实飞机MD82头等舱中进行实验，获得模拟的边界条件，模拟结果与试验结果吻合良好。Ebrahimi[4]等搭建全尺寸11排座客机座舱模型平台，对比测量试验值和模拟值误差。结果表明，在机舱内部流场模拟研究中，准确的速度边界条件（速度大小和方向）可以保证计算机仿真模拟结果正确。因此，实验和模拟相结合是优化机舱内气流组织的关键。以往对机舱内气流组织的研究中，关于机舱内纵向气流的研究较少。Ryan[5]通过多区模型的模拟发现，机舱内存在微弱的纵向气流。Wang[6-7]认为，机舱内的纵向气流比较微弱，在机舱中送风射流具有高湍流强度，乘客散发的热羽流也具有不稳定性。但是这些研究结果都是基于部分舱段的研究，没有考虑纵向空间尺度因素。Schmeling[8]通过试验的方法研究长方体舱体内的流场结构，当上下底面存在温差时，封闭舱纵向空间会产生多个不稳定的涡流。因此，对于机舱这种纵横比更大的舱室环境，纵向流场结构更加复杂。此外，在机舱横截面内由于射流的作用形成两个大尺度环流在机舱中间区域发生碰撞，导致流场不稳定，使机舱内的流动具有非定常性，表明机舱碰撞区域的流动结构会对机舱纵向空间的流场造成影响。由于机舱内影响因素较多，将对整节机舱几何结构进行简化，使用缩比模型进行研究，针对机舱内流场特征开展以下几个方面的研究：（1）搭建机舱实验平台，使用试验的方法验证模拟的准确性；（2）使用计算机模拟的方法，研究机舱流动机理，评估合理的湍流模型；（3）通过试验和数值模拟相结合的方法，进行狭长型舱室内纵向流场的机理性研究。1研究方法1.1实验平台本研究搭建1∶10的机舱模型，机舱模型实验平台如图1所示。该模型是根据单通道客机搭建的缩比机舱模型，并置于恒温室内，其尺寸为3.0 m×0.325 m×0.215 m。模型壁面材料使用透明亚克力塑料板，以利于使用激光定位舱内测点位置，提高测量准确性。机舱模型底部对称铺设电阻丝，单侧电阻丝区域尺寸为3.0 m×0.12 m，作为水平加热区域模拟乘客发热特征。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F001图1机舱模型实验平台本实验模型采用侧送风方式，送风口在座舱模型侧壁面上方，排风口在侧壁面下方，双侧送回风口。测量工况在侧送风模式下的空调工况（底面加热）。空调工况下，开启底部电阻丝加热电源，送风口温度维持在（19±0.5） ℃，壁面温度维持在（19±1） ℃。为保证送风均匀性，送风系统中设置一级静压箱和二级静压箱。风机、一级静压箱和二级静压箱之间通过PVC工业塑料风管相连，二级静压箱与送风口通过法兰连接，在一级静压箱出口处设置风阀，通过调节风阀从而达到调节送风量的目的。1.2设计依据热比例尺模型依据相似准则为理论基础，推广到实际相似现象中。但在实际工作中，部分参数难以实现完全依据相似原理的规定，因此在工程中常用近似模化方法[9]，即利用自模性条件。当满足以下条件就可以实现近似模化：Re＞2 000~4 000、Arn=Arm。本研究热缩比模型选定几何比例尺CL为1∶10，选定温度相似常数Ct为1，Re=1.36×105，满足实现近似模化。相似比例尺如表1所示。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.T001表1相似比例尺几何比例尺CL速度比例尺CV流量比例尺CG热量比例尺CQ选定CLCL12CL52CL521∶1010∶1010∶1 00010∶1 000以波音737—800为例[10]，将机舱实际参数代入表1相似比例尺中，进行热缩比模型计算。机舱实际与模型参数如表2所示。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.T002表2机舱实际与模型参数项目机舱长/m纵横比总风量/（L/s）送风速度/（m/s）总体发热量/W机舱实际3010∶11 579.21.1516 530机舱模型310∶150.36501.3测量方法本研究速度场采用热球风速仪进行速度测量，通过485串口与上位机连接，获取采样频率为5 Hz的数字信号，数字信号经转化后直接存储在上位机。温度场采用热电偶进行温度测量，通过数字采集模块获取1 Hz的温度数据，并通过USB接口对数据进行保存。实验中布置横截面测点空间分辨率为2 cm×2 cm。1.4数值模拟方法1.4.1网格策略结构化网格如图2所示，采用O型网格划分策略保证机舱弧面处网格质量。为减少网格数量，应避免在整个几何模型全部采用高密度网格，仅对靠近壁面、风口和底面加热处网格进行加密，最小网格1.5 mm，网格增长率控制在1.2以下。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F002图2网格划分1.4.2湍流模型及边界条件湍流模型采用RNG k-ε模型，RNG模型在壁面函数、近壁面低雷诺数修正等方面有一定的改进，因考虑旋流流动及其影响，对流体流动高、应变率和流线完全程度较大的情况有良好的处理[11-12]，不可压黏性各向同性湍流流动，符合Boussinesq近似，故密度函数采用Boussinesq近似[13]。假设舱室内空气流动是三维不可压缩稳态流动，为方便处理由温差引起的浮升力的作用，在计算中引入Boussinesq假设。流体中的黏度耗散忽略不计；除密度外其他物性为常数。RNG k-ε模型中，湍流产生和消散的传输模型和k-ε模型一致，但模型常量不同。原来标准k-ε模型中C1由函数C1RNG代替[14]，本文以RNG k-ε湍流模型进行数值模拟研究。基于本文所做的物理假设，RNG k-ε湍流模型的控制方程为[15]：连续性方程：∂ui∂xi=0(i,j=1,2,3)(1)动量方程：uj∂ui∂xj=-1ρ∂P∂xi+∂∂xjν∂ui∂xj-ui'uj'+giβT-Tref (2)能量方程：uj∂CPT∂xj=∂∂xjλρ∂T∂xj-∂∂xjCPuj'T' (3)湍动能k方程：uj∂k∂xj=∂∂xjν+νtσk∂k∂xj+Gk+Gb-ε (4)湍动能耗散ε方程：uj∂ε∂xj=∂∂xjν+νtσε∂ε∂xj+C1εεkGk+C3εGb-C2ε*ε2k (5)其中：-ui'uj'=vt∂ui∂xj+∂uj∂xi-23k+vi∂ui∂xjδij; -uj'T'=νtprt∂T∂xj; vt=Cμk2ε; Gk=-ui'uj'∂uj∂xi; Gb=βgiνtprt∂T∂xi; C2ε*=C2ε+Cμρη31-η/η01+ζη3; Cμ=0.0845; C1ε=1.42; C2ε=1.68; σk=σε=0.7178; Prt=0.85; ζ=0.012; η0=4.3本研究的计算模型边界条件如下：（1）送风口：送风口为速度入口，送风速度为0.36 m/s，送风温度为19 ℃。（2）排风口：自然出流边界。（3）壁面：两侧及上壁面采用定温边界条件，温度为19 ℃。（4）底面热源：热源采用第二类边界条件。发热量为50 W，热流密度为78.5 W/m2。2结果分析2.1温度场为了验证RNG k-ε模型在狭长型封闭空间内气流模拟计算的准确性，在260万网格下进行模拟。在模拟结果中，选取Y=-1.5处横截面上的模拟值与试验测量结果进行对比。空调工况下模拟值与试验值的温度对比，如图3所示。试验测量温度值与数值模拟温度值在高度方向上基本一致，变化趋势也基本相同。在底面热源附近温度值较高，随着远离底面热源，舱内温度值迅速减小。在舱内整体温度具有良好的均匀性。因此，狭长型封闭空间试验数据很好地验证了本研究所使用的湍流模拟结果。在舱室内的垂直温差小于3 ℃，满足乘客热舒适标准。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F003图3空调工况下模拟值与试验值温度对比纵截面处模拟温度分布如图4所示。X=-0.05为机舱走道区域（非水平加热区域），X=-0.07，X=-0.09，X=-0.11为机舱乘客区域（水平加热区域）。总体机舱内存在底部温度高、顶部温度低的现象。走道区域温度整体低于两侧加热区域。另外，舱室纵向存在多个周期性高温区域，这是由于舱室内不稳定的热对流引起纵向环流，从而在舱室纵向尺度上产生多个拟周期性的热量汇聚区域。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F004图4纵截面处模拟温度分布2.2速度场空调工况下模拟值与试验值速度对比，如图5所示。模拟计算和试验测量结果的速度值在机舱垂直方向上数据变化规律基本相似，试验结果和数值模拟具有良好的一致性。机舱模型底面热源附近气流速度较小，原因是在狭长空间内送风射流作用减小，此处面热源产生的热浮力占主导作用，水平加热导致不稳定的热对流。因此，狭长舱室内不稳定热对流会对速度分布产生影响。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F005图5空调工况下模拟值与试验值速度对比舱室内Y=-1.5处横截面模拟速度分布结果如图6所示。舱室内速度分布规律与试验结果基本相同，机舱内存在两个对称的大尺度环流。机舱内出现的非对称流动流场，是由狭长风口送风方式本身所决定的。由于两股送风射流碰撞，使得机舱内中间位置的气流组织处于一种不稳定的平衡状态，外界的微小扰动极易打破这种不稳定的平衡，导致失稳情况的出现。虽然从理论上讲在绝对对称条件下可以平衡，但在实际情况中是不可能平衡的。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F006图6Y=-1.5 m截面处模拟速度分布纵截面处模拟速度分布如图7所示。X=-0.05为机舱走道区域（非水平加热区域），X=-0.07，X=-0.09，X=-0.11为机舱乘客区域（水平加热区域）。走道区域顶部速度较小，原因是送风射流贴壁向前流动后向下偏转。4个纵截面内部的流动结构相似，存在多个环流结构。在狭长型封闭空间纵向尺度因素不可忽略，舱室内的气流纵向方向失稳，因此产生多个不稳定的涡流结构。在纵向尺度方向形成6个周期相似的环流，环流的纵向尺度约为2倍舱体高度。当上下壁面存在垂直温差时，引起舱室内的热对流。纵向截面的温度分布周期与速度环流分布周期也具有很好的相似性。10.3969/j.issn.1004-7948.2021.06.008.F007图7纵截面处模拟速度分布3结语本研究使用相似准则为依据的热缩比法搭建简化试验平台。为了使舱室内的环流充分发展，将人体热源简化为底面热源，减少舱室内复杂几何结构因素的影响。通过试验和模拟的方法进行狭长型舱室内纵向流场特征的机理性研究，结果表明：（1）在狭长型封闭空间流场结构研究中，纵向尺度因素不可忽略，热浮力使舱室内的气流纵向失稳，因此产生不稳定的涡流结构；（2）在对向碰撞射流作用下，舱室内部形成不稳定的非对称流动结构；（3）在纵向尺度方向形成6个周期相似的环流，环流的纵向尺度约为2倍舱体高度。研究结果有助于理解当底面热源产生热浮力作用时，狭长舱室内纵向流场的特性，研究后期将采用加热块作为人体模型展开深入研究。