馬松，李堃，張志偉，王占學(xué)

(1.中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設(shè)計研究所，沈陽110035；2.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710072)

沖壓進(jìn)氣冷卻對發(fā)動機艙溫度分布的影響

馬松1，李堃1，張志偉1，王占學(xué)2

(1.中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設(shè)計研究所，沈陽110035；2.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710072)

沖壓進(jìn)氣冷卻是目前控制戰(zhàn)斗機發(fā)動機艙內(nèi)溫度分布的主要方式。利用基于模型的發(fā)動機性能分析方法，提供不同工況下發(fā)動機分段熱壁邊界條件，通過非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和k-ε湍流模型方法求解流動與傳熱控制方程，數(shù)值模擬了某型發(fā)動機艙在典型飛行狀態(tài)和發(fā)動機工況下的流動特征及流場關(guān)鍵參數(shù)分布，并與試驗結(jié)果進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明，模擬結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好，模擬方法能準(zhǔn)確預(yù)測發(fā)動機艙溫度場分布，為通風(fēng)冷卻系統(tǒng)和滅火系統(tǒng)的設(shè)計與優(yōu)化提供依據(jù)。

發(fā)動機艙；沖壓進(jìn)氣；通風(fēng)冷卻系統(tǒng)；溫度分布；發(fā)動機性能；數(shù)值模擬

1 引言

飛機發(fā)動機艙，包容了發(fā)動機及由油泵、滑油箱、起動機、油路和各種測試用傳感器等組成的發(fā)動機附件。發(fā)動機工作時，若發(fā)動機艙沒有合理的結(jié)構(gòu)和有效的冷卻，艙內(nèi)的高溫會引起發(fā)動機附件工作異?；驌p壞[1]。目前，大部分現(xiàn)役戰(zhàn)斗機的發(fā)動機艙冷卻，通過設(shè)置于飛機機身、垂尾表面的沖壓口引入冷氣的方式實現(xiàn)。當(dāng)戰(zhàn)機高速飛行時，具有一定動壓的冷卻氣流從沖壓口進(jìn)入發(fā)動機艙，并在發(fā)動機噴管尾流的引射作用下，從飛機尾部排入大氣。

國外有關(guān)發(fā)動機艙流場和溫度場的研究與分析計算報道較少。國內(nèi)，謝永奇等[2-3]數(shù)值模擬了某型直升機發(fā)動機艙的流場和溫度場，并在此基礎(chǔ)上對艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)。熊莉芳等[4]對螺旋槳飛機發(fā)動機艙的流場和溫度場進(jìn)行了模擬計算，研究了發(fā)動機艙在不同進(jìn)氣縫寬度時的冷氣流量、流動及換熱情況，并在此基礎(chǔ)上提出一些熱控優(yōu)化方案。但國內(nèi)有關(guān)發(fā)動機艙的數(shù)值模擬中，在給定熱壁的邊界條件上存在較大簡化。本文通過發(fā)動機總體性能程序，提供不同飛行狀態(tài)下艙壁面分段溫度作為數(shù)值模擬的邊界條件，這更接近發(fā)動機艙真實工況，有利于提高數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性；基于三維CFD數(shù)值模擬技術(shù)，結(jié)合典型湍流模型，對某型飛機發(fā)動機艙內(nèi)的三維流動進(jìn)行了數(shù)值模擬。

2 發(fā)動機艙結(jié)構(gòu)及模型構(gòu)建

2.1 幾何模型

發(fā)動機艙內(nèi)含發(fā)動機、機匣、管路及飛機結(jié)構(gòu)框、電纜等部件，在CFD計算中很難精確模擬，網(wǎng)格生成量大，對計算機硬件要求高，因此需對發(fā)動機艙模型進(jìn)行簡化。將發(fā)動機及其附件看作整體，發(fā)動機艙內(nèi)的管路及電纜、傳感器等對計算結(jié)果影響不大的附件略去不計[5]，通過數(shù)字建模軟件完成三維建模。某型飛機發(fā)動機艙的結(jié)構(gòu)簡圖如圖1所示。

圖1 發(fā)動機艙結(jié)構(gòu)簡圖Fig.1 Engine compartment structure sketch

2.2 數(shù)學(xué)模型

對粘性流場數(shù)值模擬基于求解強守恒三維雷諾平均N-S方程[6]，對湍流流動采用Boussinesq假設(shè)。則在笛卡爾坐標(biāo)系下，雷諾平均N-S方程可寫成：

式中：Q表示獨立變量矢量，F(xiàn)、G、H分別表示三個方向通量，下標(biāo)inv、vis分別表示無粘及有粘項[7-8]。

采用Jameson等發(fā)展的變步長四階龍格-庫塔法進(jìn)行時間推進(jìn)求解，對流項采用二階迎風(fēng)格式離散求解，粘性項采用中心差分格式，湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程模型[9-11]。

3 數(shù)值計算過程

3.1 網(wǎng)格劃分及求解策略

由于發(fā)動機艙結(jié)構(gòu)復(fù)雜，內(nèi)部氣流流通區(qū)域結(jié)構(gòu)不對稱，考慮到計算精度和收斂性，采用O型網(wǎng)格，并在艙內(nèi)溫度梯度較大的壁面和發(fā)動機艙進(jìn)、出口處進(jìn)行細(xì)化。整個計算域網(wǎng)格數(shù)約220萬，如圖2所示。為獲得更多關(guān)于發(fā)動機艙各壁面邊界層的相關(guān)參數(shù)，對各壁面設(shè)置邊界層網(wǎng)格進(jìn)行計算。

圖2 發(fā)動機艙計算域網(wǎng)格Fig.2 The computing domain grids of an engine compartment

采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型封閉湍流控制方程，在流固交界面上施加無滑移邊界條件。為加速收斂，采用了分步迭代方法，計算迭代至15 000次可得到較理想結(jié)果。

3.2 邊界條件

邊界條件給定為：冷卻空氣壓力進(jìn)口，噴管進(jìn)口的壓力進(jìn)口，固體壁面無滑移邊界，外場進(jìn)口邊界，遠(yuǎn)場邊界及出口邊界等。其中，發(fā)動機艙的熱壁邊界，依據(jù)發(fā)動機總體性能程序提供的熱壁模型給出。發(fā)動機沿程熱力循環(huán)參數(shù)的計算模型如圖3所示，根據(jù)飛機的飛行高度H、飛行馬赫數(shù)Ma，及壓氣機、燃燒室和渦輪特性等，采用變比熱的方法計算，得到沿程壁溫計算模型；通過求解基于部件級的涵蓋流量平衡、功率平衡及壓力平衡的高階多變量非線性共同工作方程，得出發(fā)動機的沿程氣動熱力參數(shù)分布，給出發(fā)動機熱壁分段溫度分布。艙內(nèi)流體入口邊界條件為速度、靜壓、總溫，出口邊界條件為艙出口邊界給定靜壓。

圖3 發(fā)動機沿程熱力循環(huán)參數(shù)計算模型Fig.3 Calculation model for frictional heat engine cycle parameters

4 數(shù)值計算結(jié)果及分析

4.1 熱壁模型計算結(jié)果

針對某型飛機發(fā)動機，基于熱壁模型計算出了發(fā)動機的熱壁溫度分布。其中飛行狀態(tài)和發(fā)動機工作過程相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 典型飛行狀態(tài)及發(fā)動機相關(guān)參數(shù)Table 1 Typical flight conditions and engine related parameters

發(fā)動機典型工作狀態(tài)的熱壁溫度分布見圖4?？梢?，當(dāng)飛行速度和發(fā)動機工作狀態(tài)相同時，壁面溫度隨飛行高度增加呈遞減趨勢。主要是由于隨著飛行高度的增加，發(fā)動機的瞬時耗油量降低，渦輪后燃?xì)鉁囟冉档?，?dǎo)致發(fā)動機壁面溫度降低。當(dāng)飛行高度相同時，飛行速度依據(jù)發(fā)動機工作狀態(tài)而改變，壁面溫度隨飛行速度增加呈遞增趨勢。當(dāng)飛機跨聲速后加速突防時，發(fā)動機工作狀態(tài)由小狀態(tài)向大狀態(tài)過渡，此時發(fā)動機的瞬時油耗增加，主燃燒室和加力燃燒室出口溫度增加，導(dǎo)致發(fā)動機壁面溫度增加。

圖4 發(fā)動機典型工作狀態(tài)下熱壁溫度沿軸線的分布Fig.4 The hot wall temperature distribution along the axis under engine typical working condition

4.2 發(fā)動機艙三維CFD模擬結(jié)果

為詳細(xì)分析發(fā)動機艙內(nèi)氣流溫度場的分布情況，沿軸向(x軸)在艙內(nèi)選取若干截面進(jìn)行分析。分別取進(jìn)氣機匣所在x=132 mm截面，三級風(fēng)扇機匣所在x= 498 mm截面，中介機匣所在x=742 mm截面，外涵機匣所在x=1 596 mm截面，渦輪后機匣所在x=2 541 mm截面，加力筒體所在x=4 018 mm截面，及噴管出口所在x=3 826 mm截面。冷卻空氣入口位于x=682 mm截面處。

Ma=0.8，H=5、8、11 km時各截面的溫度場如圖5所示?？梢姡捎脹_壓進(jìn)氣冷卻方式，對發(fā)動機艙能起到很好的冷卻效果。發(fā)動機主燃燒室處于外涵機匣和渦輪后機匣之間，加力燃燒室處于加力筒體所在截面附近，屬高溫區(qū)域。當(dāng)發(fā)動機在巡航狀態(tài)工作時，發(fā)動機主燃燒室機匣為主要熱源，此區(qū)域溫度較高；當(dāng)發(fā)動機處于加力狀態(tài)時，加力燃燒室機匣為主要熱源，此區(qū)域溫度較高。在接近冷卻進(jìn)口位置，由于冷卻氣流與發(fā)動機熱壁強化換熱，導(dǎo)致該區(qū)域溫度較低；在冷卻通道出口位置，由于發(fā)動機尾噴管的引射作用，加速了發(fā)動機艙內(nèi)氣流流動，及冷卻氣流與熱壁間的換熱過程，使得溫度分布較均勻。

對比以上三組仿真結(jié)果，在飛行速度相同的情況下，發(fā)動機艙溫度隨飛行高度的增加呈遞減趨勢。在x=132 mm截面附近，溫度場呈不均勻分布。因此，進(jìn)行滅火系統(tǒng)設(shè)計時，需考慮在此位置附近增加傳感器數(shù)量[12]。在x=4 018 mm截面，存在發(fā)動機噴流引射影響，對流換熱效果加強，溫度場分布均勻。發(fā)動機以巡航狀態(tài)飛行時，發(fā)動機艙溫度最高出現(xiàn)在圖5(b)中x=2 541 mm截面，為渦輪后機匣所在位置附近，此截面大部分區(qū)域溫度不高于365 K[13-14]。

圖6給出了H=13 km、發(fā)動機以加力狀態(tài)飛行時，發(fā)動機艙內(nèi)各截面的溫度分布?？梢?，隨著飛行速度的增加，盡管進(jìn)入到發(fā)動機艙的氣流流量增加，但溫度場分布仍呈遞增趨勢。一是由于隨著飛行馬赫數(shù)的增加，進(jìn)口冷卻氣流溫度增加，發(fā)動機艙內(nèi)換熱效果減弱；二是發(fā)動機由小加力狀態(tài)過渡到全加力狀態(tài)，發(fā)動機壁溫條件變化，導(dǎo)致發(fā)動機艙內(nèi)熱壁溫度升高，發(fā)熱量變大[15-16]。

4.3 數(shù)值模擬與試驗結(jié)果對比

為驗證數(shù)值計算方法正確性，分別選擇H=5 km、Ma=0.8，H=11 km、Ma=0.8，H=13 km、Ma=1.2，H= 13 km、Ma=2.0四個狀態(tài)下，相同特征截面處發(fā)動機艙內(nèi)溫度試驗測量值與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對比分析，結(jié)果如圖7所示?？梢?，數(shù)值模擬結(jié)果與飛行試驗結(jié)果誤差小于10%。誤差產(chǎn)生的主要原因是，發(fā)動機熱壁溫度模型未考慮發(fā)動機附件發(fā)熱，外流場未能精確計算，及外界環(huán)境因素也存在影響。整個發(fā)動機艙溫度分布呈前低后高的趨勢，與試驗結(jié)果吻合較好，驗證了本文方法的正確性和有效性。

圖5 Ma=0.8、不同飛行高度時，發(fā)動機艙各典型截面的溫度分布Fig.5 The engine compartment temperature distribution of each typical cross section atdifferent flight height,Ma=0.8

圖6 H=13 km、發(fā)動機以加力狀態(tài)飛行時，發(fā)動機艙各典型截面的溫度分布Fig.6 The engine compartment temperature distribution of each typical cross section at augmenting,H=13 km

圖7 巡航和加力狀態(tài)下發(fā)動機艙溫度場測量與模擬結(jié)果對比Fig.7 The temperature field measurements vs.simulation results of engine compartment at cruise and augmenting

5 結(jié)論

(1)基于求解部件級的航空發(fā)動機非線性共同工作方程，得出了發(fā)動機的沿程氣動熱力參數(shù)分布及熱壁分段溫度分布，可準(zhǔn)確預(yù)測不同工況下發(fā)動機的熱壁溫度分布。

(2)發(fā)動機工作狀態(tài)是影響發(fā)動機機匣壁溫及發(fā)動機艙溫度的主要因素，飛行速度和發(fā)動機狀態(tài)相同時，發(fā)動機艙溫度隨飛行高度增加呈下降趨勢；飛行高度相同時，隨著飛行速度的增加，氣流以較大速度進(jìn)入發(fā)動機艙，對發(fā)動機艙的冷卻效果增加，且發(fā)動機艙溫度隨飛行速度增加而升高。

(3)發(fā)動機艙溫度分布數(shù)值模擬結(jié)果與試驗測量結(jié)果吻合較好，可用于指導(dǎo)發(fā)動機艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)和滅火系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計。

(4)利用本文提出的方法，對常規(guī)戰(zhàn)斗機飛行包線極限區(qū)域邊界參數(shù)和發(fā)動機艙溫度場進(jìn)行預(yù)測、評估，為系統(tǒng)方案設(shè)計提供了支持。

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Impact of Ram Air Inlet Cooling on Temperature Distribution of Aero-Engine Compartment

MA Song1，LI Kun1，ZHANG Zhi-wei1，WANG Zhan-xue2
(1.Shenyang Aircraft Design&Research，Aviation Industry Corporation of China，Shenyang 110035，China；2.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Ram air inlet cooling is the main way to control the fighter engine compartment temperature dis?tribution.Based on the model of the engine performance under different working conditions,engine block hot wall boundary conditions were provided.By means of the unstructured grid andk-εturbulent model method,the flow and heat transfer control equations were solved.The flow characteristics of key parameters and flow field distribution of a certain type of engine compartment in a typical flight condition and engine working conditions were simulated and compared with the test results.The results show that the simulation results agree with test results and the method can accurately forecast engine compartment temperature field distribution that will provide a scientific basis for ventilation cooling system and fire extinguishing system design and optimization.

engine compartment；ram-air inlet；ventilation cooling system；temperature distribution；engine performance；numerical simulation

V231.1

：A

：1672-2620(2014)05-0038-05

2013-12-20

馬松(1984-)，男，湖北荊州人，工程師，碩士，主要從事動力裝置總體技術(shù)研究。