馬松，李堃，張志偉，王占學(xué)

(1.中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)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(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)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(jī)發(fā)動機(jī)艙內(nèi)溫度分布的主要方式。利用基于模型的發(fā)動機(jī)性能分析方法，提供不同工況下發(fā)動機(jī)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(jī)艙在典型飛行狀態(tài)和發(fā)動機(jī)工況下的流動特征及流場關(guān)鍵參數(shù)分布，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明，模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，模擬方法能準(zhǔn)確預(yù)測發(fā)動機(jī)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(jì)與優(yōu)化提供依據(jù)。

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

1 引言

飛機(jī)發(fā)動機(jī)艙，包容了發(fā)動機(jī)及由油泵、滑油箱、起動機(jī)、油路和各種測試用傳感器等組成的發(fā)動機(jī)附件。發(fā)動機(jī)工作時，若發(fā)動機(jī)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(jī)附件工作異?；驌p壞[1]。目前，大部分現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)艙冷卻，通過設(shè)置于飛機(jī)機(jī)身、垂尾表面的沖壓口引入冷氣的方式實(shí)現(xiàn)。當(dāng)戰(zhàn)機(jī)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(jī)艙，并在發(fā)動機(jī)噴管尾流的引射作用下，從飛機(jī)尾部排入大氣。

國外有關(guān)發(fā)動機(jī)艙流場和溫度場的研究與分析計(jì)算報(bào)道較少。國內(nèi)，謝永奇等[2-3]數(shù)值模擬了某型直升機(jī)發(fā)動機(jī)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(jī)發(fā)動機(jī)艙的流場和溫度場進(jìn)行了模擬計(jì)算，研究了發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)艙真實(shí)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(jī)發(fā)動機(jī)艙內(nèi)的三維流動進(jìn)行了數(shù)值模擬。

2 發(fā)動機(jī)艙結(jié)構(gòu)及模型構(gòu)建

2.1 幾何模型

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

圖1 發(fā)動機(jī)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(qiáng)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(dú)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(xiàng)[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(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散求解，粘性項(xiàng)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(jì)算過程

3.1 網(wǎng)格劃分及求解策略

由于發(fā)動機(jī)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(jì)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(jī)艙進(jìn)、出口處進(jìn)行細(xì)化。整個計(jì)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(jī)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(jì)算。

圖2 發(fā)動機(jī)艙計(jì)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(jì)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(jī)艙的熱壁邊界，依據(jù)發(fā)動機(jī)總體性能程序提供的熱壁模型給出。發(fā)動機(jī)沿程熱力循環(huán)參數(shù)的計(jì)算模型如圖3所示，根據(jù)飛機(jī)的飛行高度H、飛行馬赫數(shù)Ma，及壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪特性等，采用變比熱的方法計(jì)算，得到沿程壁溫計(jì)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(jī)的沿程氣動熱力參數(shù)分布，給出發(fā)動機(jī)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(jī)沿程熱力循環(huán)參數(shù)計(jì)算模型Fig.3 Calculation model for frictional heat engine cycle parameters

4 數(shù)值計(jì)算結(jié)果及分析

4.1 熱壁模型計(jì)算結(jié)果

針對某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)，基于熱壁模型計(jì)算出了發(fā)動機(jī)的熱壁溫度分布。其中飛行狀態(tài)和發(fā)動機(jī)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(jī)相關(guān)參數(shù)Table 1 Typical flight conditions and engine related parameters

發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)的瞬時耗油量降低，渦輪后燃?xì)鉁囟冉档停瑢?dǎo)致發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)跨聲速后加速突防時，發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)由小狀態(tài)向大狀態(tài)過渡，此時發(fā)動機(jī)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(jī)壁面溫度增加。

圖4 發(fā)動機(jī)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(jī)艙三維CFD模擬結(jié)果

為詳細(xì)分析發(fā)動機(jī)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(jī)匣所在x=132 mm截面，三級風(fēng)扇機(jī)匣所在x= 498 mm截面，中介機(jī)匣所在x=742 mm截面，外涵機(jī)匣所在x=1 596 mm截面，渦輪后機(jī)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(jī)艙能起到很好的冷卻效果。發(fā)動機(jī)主燃燒室處于外涵機(jī)匣和渦輪后機(jī)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(jī)在巡航狀態(tài)工作時，發(fā)動機(jī)主燃燒室機(jī)匣為主要熱源，此區(qū)域溫度較高；當(dāng)發(fā)動機(jī)處于加力狀態(tài)時，加力燃燒室機(jī)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(jī)熱壁強(qiáng)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(jī)尾噴管的引射作用，加速了發(fā)動機(jī)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(jī)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(jì)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(jī)噴流引射影響，對流換熱效果加強(qiáng)，溫度場分布均勻。發(fā)動機(jī)以巡航狀態(tài)飛行時，發(fā)動機(jī)艙溫度最高出現(xiàn)在圖5(b)中x=2 541 mm截面，為渦輪后機(jī)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(jī)以加力狀態(tài)飛行時，發(fā)動機(jī)艙內(nèi)各截面的溫度分布。可見，隨著飛行速度的增加，盡管進(jìn)入到發(fā)動機(jī)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(jī)艙內(nèi)換熱效果減弱；二是發(fā)動機(jī)由小加力狀態(tài)過渡到全加力狀態(tài)，發(fā)動機(jī)壁溫條件變化，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)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(yàn)結(jié)果對比

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)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(jī)艙內(nèi)溫度試驗(yàn)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(yàn)結(jié)果誤差小于10%。誤差產(chǎn)生的主要原因是，發(fā)動機(jī)熱壁溫度模型未考慮發(fā)動機(jī)附件發(fā)熱，外流場未能精確計(jì)算，及外界環(huán)境因素也存在影響。整個發(fā)動機(jī)艙溫度分布呈前低后高的趨勢，與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，驗(yàn)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(jī)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(jī)以加力狀態(tài)飛行時，發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)非線性共同工作方程，得出了發(fā)動機(jī)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(jī)的熱壁溫度分布。

(2)發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)是影響發(fā)動機(jī)機(jī)匣壁溫及發(fā)動機(jī)艙溫度的主要因素，飛行速度和發(fā)動機(jī)狀態(tài)相同時，發(fā)動機(jī)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(jī)艙，對發(fā)動機(jī)艙的冷卻效果增加，且發(fā)動機(jī)艙溫度隨飛行速度增加而升高。

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

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