蘇　壯，毛宏圖，宋冠麟

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所航空發(fā)動機動力傳輸航空科技重點實驗室，沈陽110015）

基于熱管理技術的航空發(fā)動機滑油系統(tǒng)熱分析方法

蘇壯，毛宏圖，宋冠麟

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所航空發(fā)動機動力傳輸航空科技重點實驗室，沈陽110015）

為適應熱管理系統(tǒng)技術提出的新要求，研究了航空發(fā)動機滑油系統(tǒng)熱分析方法。應用FO RTRA N程序，建立了幾種不同的滑油系統(tǒng)熱分析模型。針對典型發(fā)動機帶加力轉換活門、分主輔散熱區(qū)和輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的3種不同滑油系統(tǒng)散熱方式，分別進行了滑油系統(tǒng)熱分析，對計算結果進行了對比，分析了3種散熱方式下的滑油系統(tǒng)溫度水平，給出適合航空發(fā)動機熱管理系統(tǒng)技術的散熱方式的建議，即主輔散熱區(qū)的方案能夠初步滿足熱管理技術需求。適合熱管理系統(tǒng)技術的滑油系統(tǒng)計算方法，可為采用熱管理技術的發(fā)動機滑油系統(tǒng)熱分析計算提供參考。

熱管理技術；滑油系統(tǒng)；散熱方式；熱分析；航空發(fā)動機

0　引言

傳統(tǒng)飛機的環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、潤滑系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)都是相互獨立的［1］，它們與發(fā)動機的燃油系統(tǒng)和滑油系統(tǒng)只通過接口的燃油溫度和流量進行聯(lián)系，會產(chǎn)生飛機系統(tǒng)和發(fā)動機系統(tǒng)的熱量不能互補，熱量得不到有效利用的后果。隨著戰(zhàn)斗機機載電子設備的增多，機載設備的發(fā)熱功率不斷增加，發(fā)熱量越來越大。同時，飛機上對于復合材料的使用也越來越多，使得蒙皮的導熱性能有所下降［2］，而隨著發(fā)動機性能的提高，發(fā)動機滑油系統(tǒng)的熱負荷也越來越高。綜上所述，飛機和發(fā)動機的散熱性越來越差。

目前，先進戰(zhàn)斗機逐漸使用綜合熱管理系統(tǒng)對飛機和發(fā)動機的散熱量進行統(tǒng)一的管理和控制。

綜合熱管理系統(tǒng)分為飛機和發(fā)動機兩部分［3］，飛機熱管理系統(tǒng)的作用是保證飛機各子系統(tǒng)的溫度不超過限制值，并限制發(fā)動機進口燃油溫度；發(fā)動機熱管理系統(tǒng)的作用是保證發(fā)動機的燃油溫度和滑油溫度不超過限制值。

滑油系統(tǒng)是航空發(fā)動機的重要組成部分［4］，滑油系統(tǒng)必須保持在合適的工作溫度水平，以保證發(fā)動機機械系統(tǒng)部件的可靠潤滑和冷卻。目前，先進飛機的發(fā)動機潤滑油主體溫度在200℃左右［5］，已經(jīng)接近現(xiàn)有滑油使用溫度的極限。

為了適應發(fā)動機熱管理系統(tǒng)工作的要求，開展基于熱管理技術的滑油系統(tǒng)熱分析方法研究，通過協(xié)調(diào)匹配燃油冷卻介質、燃滑油散熱器散熱能力、發(fā)動機總體外部結構設計、滑油溫度與流量等參數(shù)要求，研究適合發(fā)動機熱管理系統(tǒng)特點的發(fā)動機滑油系統(tǒng)熱分析方法，為確定滑油系統(tǒng)散熱方案奠定基礎。

1　熱管理系統(tǒng)熱平衡原理

在現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機中，與沖壓空氣相比，燃油在所有飛行狀態(tài)下都具有溫度穩(wěn)定、不影響飛機的隱身性能等優(yōu)點，且隨著飛機戰(zhàn)斗性能的提高，飛機的載油量也大大提高。綜合熱管理系統(tǒng)考慮整個飛行包線內(nèi)的設計需求，綜合利用沖壓空氣和燃油2種冷卻介質，通過控制程序控制沖壓空氣與燃油的使用。在低速飛行時充分利用沖壓空氣，在高速飛行時充分利用燃油，使系統(tǒng)在整個飛行包線內(nèi)都能夠有效散熱，滿足飛機和發(fā)動機的工作需要。飛機散熱系統(tǒng)的基本原理如圖1所示。

然而，先進作戰(zhàn)飛機的熱管理系統(tǒng)仍需要解決2大問題。

（1）滿足飛機系統(tǒng)散熱需求。隨著先進作戰(zhàn)飛機中電子設備的使用量和功率的不斷提高，飛機內(nèi)部會產(chǎn)生大量熱量，遠遠超過傳統(tǒng)飛機空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)的承受能力，飛機系統(tǒng)需要發(fā)動機燃油系統(tǒng)為其帶走更多熱量，這大大提高了飛機給發(fā)動機的燃油進口溫度，而這部分增加的熱量需要發(fā)動機制冷系統(tǒng)解決。

（2）滿足發(fā)動機滑油系統(tǒng)散熱需求，同時保證發(fā)動機燃油系統(tǒng)中的燃油不超溫，不發(fā)生燃油結焦。飛機更多的散熱提高了飛機給發(fā)動機的燃油進口溫度，使發(fā)動機滑油系統(tǒng)散熱條件更加苛刻。發(fā)動機滑油系統(tǒng)主要通過燃滑油散熱器實現(xiàn)滑油的散熱，燃油溫度提高，使滑油系統(tǒng)的散熱裕度減小。同時，先進發(fā)動機更高的性能使滑油系統(tǒng)的熱負荷加大，給其散熱帶來了較大困難。

先進作戰(zhàn)飛機的熱管理系統(tǒng)原理如圖2所示［6］。飛機將環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、潤滑系統(tǒng)的熱量加到燃油中，發(fā)動機燃油由飛機油箱供給，待對發(fā)動機的滑油系統(tǒng)進行冷卻后，一部分進入燃燒室燒掉，另一部分經(jīng)過沖壓空氣冷卻后回到飛機油箱，這部分燃油熱量可以控制，也是飛機能夠幫助發(fā)動機解決的熱量。熱管理系統(tǒng)通過對飛機和發(fā)動機散熱量統(tǒng)一協(xié)調(diào)控制，實現(xiàn)二者系統(tǒng)的熱量平衡，保證二者都能在合適的系統(tǒng)工作溫度范圍內(nèi)工作。飛機、發(fā)動機中各種熱量達到平衡的關系如圖3所示。熱管理系統(tǒng)需要通過感受燃油和滑油的溫度，調(diào)整燃油的熱回油流量，實現(xiàn)在不同工作狀態(tài)下飛機和發(fā)動機的不同熱平衡狀態(tài)。

圖2　先進作戰(zhàn)飛機的熱管理系統(tǒng)原理

圖3　熱管理系統(tǒng)熱量平衡關系

2　滑油系統(tǒng)熱分析計算方法

某型小涵道比發(fā)動機滑油系統(tǒng)的發(fā)熱量及系統(tǒng)循環(huán)量都已確定，不同狀態(tài)點的滑油系統(tǒng)邊界條件也已經(jīng)確定。因此，研究目的是通過不同散熱方式的有效計算方法，確定適應熱管理系統(tǒng)工作需要的滑油系統(tǒng)散熱形式。

滑油系統(tǒng)熱分析包括滑油系統(tǒng)熱平衡計算和滑油潤濕部件溫度場計算。熱分析以能量守恒原理貫徹始終，與傳熱學定律一起進行系統(tǒng)的溫度計算，系統(tǒng)的計算模型一般按滑油系統(tǒng)流路的原理圖進行。本文研究不同滑油系統(tǒng)散熱形式的熱分析計算方法，采用FORTRAN程序編制了不同散熱方案下的計算分析程序，忽略散熱量比例較小的管路及附件表面等散熱，系統(tǒng)分析的主流程如圖4所示。其中各軸承腔的換熱量已經(jīng)過地面臺架試車數(shù)據(jù)的修正，回油溫度的計算誤差不超過8%。針對不同散熱形式，分別進行散熱器子程序計算方法研究。

圖4　散熱方案計算分析流程

軸承腔的計算采用較成熟的基于ANSYS的2維穩(wěn)態(tài)軸對稱導熱模型［7］，軸承腔計算的基本原理是2維軸對稱穩(wěn)態(tài)導熱微分方程［8］

式中：x和r為軸向和徑向坐標；k為導熱系數(shù)；T為溫度；qi為單位體積生熱率。

用FORTRAN程序調(diào)用ANSYS程序［9］，建立各軸承腔的ANSYS有限元模型［10-11］，同時運用ANSYS的APDL語言編程得到軸承腔溫度場并求解出軸承腔與外界的換熱量［12］，通過FORTRAN程序計算出軸承腔溫度平衡后的回油溫度。不同散熱形式所采用的軸承腔ANSYS有限元模型和邊界條件都相同，即相同狀態(tài)點的軸承腔的換熱特性相同，所以在同一計算基準下進行，使不同散熱形式的計算具有可比性。

不同散熱形式所選用的燃滑油散熱器為現(xiàn)有的管殼式散熱器，燃油在管側，滑油在殼側，其基本結構形式如圖5所示。換熱性能的單位溫差換熱量為［13］

圖5　管殼式散熱器的基本結構形式

根據(jù)散熱器的結構及形式的不同，ε有不同的計算方法，但都可以表達成散熱器傳熱單元數(shù)NTU和熱容比C*的函數(shù)。

圖6　散熱器的當量單位溫差換熱率

散熱器性能已經(jīng)通過試驗掌握，得到散熱器的當量單位溫差換熱量曲線如圖6所示。理論上滑油需散走的熱量與燃油帶走的熱量相等［14］，即

式中：Mo、Mf為滑油、燃油質量流量；To1、Tf1為滑油、燃油進口溫度；To2、Tf2為滑油、燃油出口溫度；cpo、cpf為滑油、燃油的平均質量定壓熱容。

發(fā)動機選用II型航空潤滑油，其長期使用溫度為-40～200℃，短期可達220℃［15］。根據(jù)II型航空潤滑油的使用溫度特性，考慮計算誤差并留有一定的安全裕度，以發(fā)動機正常工作時的最高溫度是否超過212℃作為散熱優(yōu)劣的判定依據(jù)。

3　不同散熱方式的滑油系統(tǒng)的熱分析方法

綜合熱管理系統(tǒng)的采用使發(fā)動機的燃油入口溫度比80℃大幅升高，燃油流量也發(fā)生較大變化。這就給發(fā)動機滑油系統(tǒng)散熱方案的設計帶來了較大困難，因為燃油溫度的提高使得滑油系統(tǒng)的散熱變得十分困難，而飛機又無法處理滑油系統(tǒng)中多余的熱量，所以，滑油系統(tǒng)必須采用新的散熱方式以滿足使用要求。根據(jù)滑油系統(tǒng)特點，提出以下3種具有可實現(xiàn)性、代表性的滑油系統(tǒng)散熱方式，并對其計算方法進行研究。

3.1帶加力轉換活門的散熱方式

帶加力轉換活門的散熱方式采用主散熱器和加力散熱器，通過轉換控制活門向加力散熱器供加力燃油，而不向飛機熱回油?，F(xiàn)有發(fā)動機多采用該散熱方案，燃油入口溫度一般不超過80℃。該散熱方式的原理如圖7所示。

圖7　帶加力轉換活門的散熱原理

在發(fā)動機不開加力的狀態(tài)下，滑油只經(jīng)過主燃滑油散熱器進行散熱，而接通加力時流經(jīng)主燃滑油散熱器后的滑油還會流向加力散熱器進一步散熱。具體散熱器計算流程如圖8所示。在滑油不超溫的條件下，計算出的最高燃油入口限制溫度見表1。從表中可見，在保證滑油不超溫的條件下，該散熱方式的燃油入口溫度必須足夠低，其中最小氣動負荷點的溫度不允許超過40℃，亞聲速巡航點的溫度不允許超過60℃，顯然不能滿足熱管理系統(tǒng)對于增加發(fā)動機燃油入口溫度（遠超過80℃）的設計要求。

3.2分主輔散熱區(qū)的散熱方式

分主輔散熱區(qū)的散熱方式采用帶主輔散熱區(qū)的散熱器，主輔散熱區(qū)的散熱面積與第3.1節(jié)散熱方式的主燃滑油散熱器的散熱面積相同，散熱器的結構原理如圖9所示。滑油依次流過主散熱區(qū)和輔散熱區(qū)，燃油則分2路分別流入主輔散熱區(qū)，該散熱方式的原理如圖10所示。

圖8　帶加力轉換活門的散熱器計算流程

表1　帶加力轉換活門的散熱方式典型狀態(tài)點計算結果

由于受控制系統(tǒng)主調(diào)節(jié)器耐溫性能的限制，該散熱方式燃油控制系統(tǒng)的主調(diào)節(jié)器（包括燃油計量活門）布置在散熱器前，需要在燃油流入散熱器前對燃燒室所需的低溫燃油進行計量，而多余的燃油不會流經(jīng)散熱器的主散熱區(qū)，將根據(jù)熱管理閥感受滑油的溫度來控制進入散熱器的輔散熱區(qū)，其后會返回飛機，經(jīng)過飛機的沖壓空氣散熱器冷卻后，最終返回飛機油箱。該散熱方式的滑油會始終流經(jīng)散熱器的主散熱區(qū)和輔散熱區(qū)，故燃油在主散熱區(qū)的流量即為發(fā)動機燃燒室的燃油流量，輔散熱區(qū)的燃油流量即為飛機熱回油的流量。因此，該散熱方式的特點是通過調(diào)整輔助散熱區(qū)的燃油流量，實現(xiàn)在給定狀態(tài)下發(fā)動機滑油系統(tǒng)的散熱調(diào)節(jié)。

圖9　主輔散熱器結構

圖10　分主輔散熱區(qū)的散熱方式原理

圖11　分主輔散熱區(qū)的散熱器計算流程

散熱器計算子程序的計算流程如圖11所示，燃油入口溫度為90℃的散熱方案計算結果見表2。

表2　燃油入口溫度為90℃，分主輔散熱區(qū)散熱方式典型狀態(tài)點計算結果

從表中計算結果可見，在燃油入口溫度為90℃下，當后4個狀態(tài)點通過輔散熱區(qū)的燃油流量從3000 kg/h提高到5000 kg/h時，其換熱量的增加不超過10%，輔散熱區(qū)的散熱效率較低。即增加給輔助散熱器的燃油流量發(fā)揮的散熱作用較小，如果該流量流經(jīng)的是主散熱區(qū)將大大增加主散熱區(qū)的換熱量。但主散熱區(qū)的流量受燃油計量活門限定，已無法調(diào)整。通過輔散熱區(qū)流量的控制調(diào)整，可以初步滿足入口燃油溫度為90℃下的工作要求，但為了更好地滿足熱管理系統(tǒng)對于提高發(fā)動機燃油入口溫度的要求，還需要進一步優(yōu)化研究。

3.3輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式

輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式是將輔助燃滑油散熱器布置在齒輪泵回油路上，原理如圖12所示。在該散熱方式下，系統(tǒng)不需要熱管理閥，輔助散熱區(qū)布置在齒輪泵回油路上，在齒輪泵的循環(huán)流路中，所有循環(huán)的燃油都會經(jīng)過輔助散熱器，采用的散熱器與第3.2節(jié)中的散熱器相同。在發(fā)動機進口燃油溫度為90℃下，散熱器子程序的計算流程如圖13所示，計算結果見表3。

圖12　輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式原理

圖13　輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱器計算流程

從表中可見，該散熱方式的滑油回油溫度和后腔回油溫度均高于第3.2節(jié)中散熱形式的數(shù)據(jù)，已遠遠超過了滑油的使用極限溫度。由于輔助散熱區(qū)的大量燃油在反復循環(huán)加熱，散熱效果并不好，比第3.2節(jié)散熱方式的差，不能滿足熱管理系統(tǒng)的設計需要。

4　計算結果對比分析

（1）帶加力轉換活門的散熱方式采用2個散熱器，在目前第3代發(fā)動機機中廣泛采用。其優(yōu)點是技術成熟度較高，不需要向飛機熱回油；但缺點是對燃油入口溫度的限制較苛刻，不能滿足飛機方提出的提高燃油入口溫度的要求，且管路較復雜、加力泵填充性差。

表3　燃油入口溫度為90℃，輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上散熱方式典型狀態(tài)點計算結果

（2）分主輔散熱區(qū)的散熱方式采用分主輔散熱區(qū)的散熱器，能初步滿足飛機方提高燃油入口溫度的要求，但燃油入口溫度只能提高到90℃，并且滑油的回油溫度已接近了滑油使用極限溫度，而且同樣需要向飛機熱回油，其技術沒有國內(nèi)外參考和借鑒的依據(jù)，技術成熟度較低。為此需要開展此種散熱器的方案研究和技術攻關，提高散熱器的效率及成熟度，滿足熱管理系統(tǒng)設計要求。

（3）輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式，從計算結果看不能滿足設計要求，可以直接排除。

可見，只有通過向飛機返回熱燃油的方式，增加參與換熱的燃油流量，才能滿足熱管理系統(tǒng)要求，在燃油入口溫度提高的條件下滿足滑油系統(tǒng)散熱要求。

5　總結

對于不同的散熱方式，只有形成不同的、有針對性的滑油系統(tǒng)計算方法，才能滿足熱管理需要的滑油系統(tǒng)熱分析。由于滑油系統(tǒng)針對特定的發(fā)動機，因此除與燃油系統(tǒng)相關聯(lián)的散熱器部分外，系統(tǒng)熱分析中的發(fā)動機軸承腔及其他附件相對固定，系統(tǒng)計算的基準相同，根據(jù)不同散熱方式的特點，采用不同的計算方法。

本文采用的不同散熱方式的計算方法可以為適應熱管理系統(tǒng)需要的滑油系統(tǒng)熱分析提供參考。帶加力轉換活門的散熱方式和輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式都無法滿足熱管理系統(tǒng)的設計要求。而分主輔散熱區(qū)的散熱方式初步滿足熱管理技術需求，但燃油入口溫度只能提高到90℃，且在該溫度下滑油系統(tǒng)工作已達溫度極限邊界，故從技術成熟度角度考慮，需盡早開展散熱器優(yōu)化設計及工藝研究。

只有通過對飛機進行熱回油，提高換熱的燃油流量，才能滿足熱管理設計的需要。因此，為提高控制系統(tǒng)主調(diào)節(jié)器耐溫性能，需開展將主調(diào)節(jié)器布置在燃滑油散熱器后的散熱方式研究。所有燃油流經(jīng)燃滑油散熱器后再進行流量計量，得到流經(jīng)燃燒室的燃油流量及返回飛機系統(tǒng)的燃油流量，可以大幅提高散熱器的散熱效率，而且該散熱方式結構簡單，能更好的滿足熱管理系統(tǒng)需要。同時應開展飛機系統(tǒng)和發(fā)動機燃油、滑油系統(tǒng)的聯(lián)合計算，研究飛機和發(fā)動機系統(tǒng)集成的計算模型，為最優(yōu)的二者熱量匹配提供更好的支持。

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（編輯：栗樞）

Thermoanalysis Method of Aeroengine Lubrication System Based on Heat Management Technology

SU Zhuang,MAO Hong-tu,SONG Guan-lin
（Key Laboratory for Power Transmission Technology of Aeroengine，AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

In order to meet the new demand of heat management technology，the thermoanalysis method of aeroengine lubrication system was researched.Several different thermoanalysis models of the lubrication system were established using FORTRAN.Aiming at 3 different lubrication system heat dissipation forms which were the cooling with afterburner fuel transfer valve，the main auxiliary cooling and the auxiliary cooling located on the return line of fuel gear pump，the thermoanalysis of the lubrication system and the comparative analysis on the calculated result were conducted，the temperature level of oil system with 3 different heat dissipation forms was analyzed，and the form of the heat dissipation which fits the aeroengine heat system management technology is suggested that the main auxiliary cooling scheme can meet the requirements of thermal management technology.The research is appropriate for the calculating method of the heat management technology for the lubrication system and it also can be referred to conduct the thermoanalysis of the lubrication system by the heat management technology.

heat management technology；lubrication system；heat dissipation form；thermoanalysis；aeroengine

V 233.4

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.009

2015-03-06基金項目：航空動力基礎研究項目資助

蘇壯（1975），男，高級工程師，從事航空發(fā)動機潤滑系統(tǒng)設計工作；E-mail：happysm427@sina.com。

引用格式：蘇壯，毛宏圖，宋冠麟.基于熱管理技術的滑油系統(tǒng)熱分析方法 ［J］.航空發(fā)動機，2016，42（2）：44-50.SuZhuang，MaoHongtu，SongGuanlin. Thermoanalysis method ofaeroengine lubrication systembased on heat management technology［J］.Aeroengine，2016，42（2）：44-50.