李 波，張東輝，洪 黎

(中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫 214063)

1 引言

三代機(jī)的環(huán)境控制系統(tǒng)普遍為空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，采用沖壓空氣作為環(huán)境控制系統(tǒng)的熱沉介質(zhì)。隨著四代機(jī)、五代機(jī)機(jī)載電子設(shè)備的增多，其發(fā)熱功率也不斷增大，傳統(tǒng)的空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)很難提供足夠的冷量來冷卻電子設(shè)備[1]。同時，為了提高戰(zhàn)機(jī)的隱身性，必須限制其外表的開口數(shù)量和面積，這將限制沖壓空氣的進(jìn)氣量，進(jìn)而使空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)可提供的制冷能力大為減弱，無法滿足新一代戰(zhàn)機(jī)的要求。此外，隨著飛機(jī)戰(zhàn)斗性能的提升，飛機(jī)載油量大大增加，而燃油在所有飛行狀態(tài)下溫度較穩(wěn)定，不影響飛機(jī)的隱身性能，代償損失小[2]。因此，利用燃油作為熱沉介質(zhì)，發(fā)揮燃油的最大使用效益已成為當(dāng)前航空發(fā)動機(jī)熱管理的重要研究方向。

航空發(fā)動機(jī)燃油是發(fā)動機(jī)滑油系統(tǒng)和飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)的主要冷源，隨著航空發(fā)動機(jī)性能的提升，燃油所承擔(dān)的散熱壓力越來越大。發(fā)動機(jī)過高的燃油溫度不僅會降低發(fā)動機(jī)燃油控制系統(tǒng)的控制精度和可靠性[3]，縮短燃油附件的工作壽命，還會使燃油對滑油的冷卻效率大大降低。為此，需要通過燃油熱管理系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)熱量在整個系統(tǒng)內(nèi)的合理分配，以達(dá)到限制燃、滑油溫度的目的。同時，通過航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)的熱管理，可為飛機(jī)系統(tǒng)的熱管理和環(huán)境控制系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計提供依據(jù)[4-6]。

本文采用AMESim[7]一維仿真軟件開展燃油熱管理系統(tǒng)仿真建模與分析，通過試驗數(shù)據(jù)驗證仿真的有效性。提出了熱仿真建模指導(dǎo)原則和簡化方法，并就燃油熱管理系統(tǒng)專項試驗設(shè)備——滑油系統(tǒng)模擬裝置和燃油加熱裝置的主要實(shí)現(xiàn)功能及實(shí)現(xiàn)原理進(jìn)行了說明。本文的研究對于開展航空發(fā)動機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)方案的可行性分析和專項試驗設(shè)備的設(shè)計開發(fā)具有指導(dǎo)意義。

2 燃油熱管理系統(tǒng)原理

燃油熱管理系統(tǒng)原理如圖1 所示，主泵后的燃油一路經(jīng)過計量閥和主燃滑油散熱器進(jìn)入燃燒室；另一路經(jīng)過回油閥返回主泵前，在系統(tǒng)中循環(huán)；最后一路經(jīng)過熱回油閥和副燃滑油散熱器后返回飛機(jī)，經(jīng)過沖壓空氣散熱器冷卻后最終回到飛機(jī)油箱。

圖1 燃油熱管理系統(tǒng)原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of fuel thermal management system

對于發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)，燃油泵和沿程損失等產(chǎn)生的熱量以及燃滑油散熱器帶入的熱量使燃油熱量增加，而燃燒室燃油消耗和流向飛機(jī)的熱回油會將燃油的熱量帶走，當(dāng)增加的熱量和帶走的熱量相等時，燃油系統(tǒng)達(dá)到能量平衡，此時燃油溫度達(dá)到該狀態(tài)下的最高值。熱管理系統(tǒng)的控制原理就是當(dāng)飛機(jī)高速飛行時，主要靠燃燒室燃油消耗帶走熱量；當(dāng)飛機(jī)低速飛行時，通過增加熱回油流量，靠沖壓空氣散熱器帶走熱量[8]，使發(fā)動機(jī)在全包線范圍內(nèi)燃油溫度和滑油溫度都不超過限制值。

3 燃油熱管理系統(tǒng)輸入條件

3.1 工作狀態(tài)點(diǎn)

根據(jù)航空發(fā)動機(jī)的飛行包線，選擇典型工作狀態(tài)點(diǎn)，并確定各狀態(tài)點(diǎn)主要參數(shù)。在各狀態(tài)點(diǎn)，滑油系統(tǒng)需要燃油系統(tǒng)帶走的熱量由燃滑油散熱器帶入燃油系統(tǒng)。某型發(fā)動機(jī)典型工作狀態(tài)點(diǎn)見表1。

表1 發(fā)動機(jī)典型工作狀態(tài)Table 1 Typical aero-engine operation conditions

3.2 溫度限制要求

溫度限制要求包括燃油溫度限制要求和滑油溫度限制要求。燃油系統(tǒng)一般限制噴嘴前燃油溫度，以防止噴嘴前溫度過高而導(dǎo)致的噴嘴結(jié)焦[9-11]。該型發(fā)動機(jī)要求噴嘴前燃油溫度穩(wěn)態(tài)值不超過150℃，瞬態(tài)值不超過160℃(＜10 min/h)?；拖到y(tǒng)一般限制后腔滑油溫度。該型發(fā)動機(jī)要求后腔滑油溫度不超過210℃。

3.3 熱回油功率限制要求

當(dāng)發(fā)動機(jī)燃油消耗量大于4 000 kg/h 時，允許向飛機(jī)油箱回?zé)岵怀^2 kW；當(dāng)發(fā)動機(jī)燃油消耗量為1 600 kg/h 時，最多允許向飛機(jī)油箱回?zé)?0 kW；當(dāng)發(fā)動機(jī)燃油消耗量小于400 kg/h 時，最多允許向飛機(jī)油箱回?zé)?0 kW。

4 建模與仿真

4.1 仿真條件

基于AMESim 仿真軟件進(jìn)行燃油系統(tǒng)熱仿真。仿真建模原則為：①仿真中選用理化特性與3 號噴氣燃料特性基本一致的燃油介質(zhì)jetA；②仿真模型中對燃油部件模塊進(jìn)行簡化，并僅對發(fā)動機(jī)典型工況點(diǎn)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)仿真；③仿真模型中考慮環(huán)境溫度對系統(tǒng)的影響。

4.2 燃油熱管理系統(tǒng)仿真模型

根據(jù)燃油熱管理系統(tǒng)原理，運(yùn)用AMESim 軟件的熱庫模塊搭建熱仿真模型，如圖2 所示。由于是系統(tǒng)級的熱分析，不用關(guān)注作動部件的具體移動速度和位移，所以在構(gòu)建熱仿真模型時選擇非結(jié)構(gòu)化建模，以提升建模效率，同時也可提高仿真速度，節(jié)省仿真運(yùn)算時間。

圖2 熱管理系統(tǒng)仿真模型Fig.2 Simulation model of thermal management system

4.3 典型熱仿真模塊說明

(1) 空氣換熱模塊

燃油系統(tǒng)存在與環(huán)境之間的換熱，即燃油與金屬的接觸換熱以及金屬表面與空氣的對流換熱。仿真時，將環(huán)境溫度影響作用在典型管路上，建立簡化模塊模擬與環(huán)境的熱交換，模型如圖3 所示?？諝鈸Q熱模塊主要包含了接觸換熱模塊、熱容模塊和溫度模塊，分別用于設(shè)定等效熱交換面積，設(shè)定固體熱交換系數(shù)及等效質(zhì)量，設(shè)定實(shí)際環(huán)境溫度。

圖3 空氣換熱模塊Fig.3 Air heat transfer module

(2) 燃滑油散熱器模塊

燃滑油散熱器模塊(圖4)模擬了燃油散熱器在各工況下從滑油系統(tǒng)到燃油系統(tǒng)的熱交換，包括熱值設(shè)定模塊、熱交換模塊。熱值設(shè)定模塊設(shè)置從滑油系統(tǒng)帶入的熱量，熱交換模塊設(shè)置用于熱交換的燃油體積及換熱面積等。

(3) 熱回油模塊

熱回油流量控制是燃油熱管理系統(tǒng)的關(guān)鍵，為滿足溫度限制要求，需設(shè)定合理的熱回油流量值。熱回油模塊(圖5)模擬了在已知工況下，燃油系統(tǒng)為保證燃油溫度不超出限制值，向飛機(jī)油箱的熱回油情況。

圖4 燃滑油散熱器模塊Fig.4 Fuel-oil radiator module

圖5 熱回油模塊Fig.5 Heat return fuel module

4.4 仿真結(jié)果分析

(1) 噴嘴前燃油溫度

按照表1 各工況參數(shù)給各模型賦值后進(jìn)行仿真運(yùn)算，得到各工況下噴嘴前的燃油溫度隨時間的變化趨勢，如圖6 所示。圖中，圖示框中為相應(yīng)時刻5個狀態(tài)點(diǎn)分別對應(yīng)的噴嘴前溫度。由圖可知，發(fā)動機(jī)在各工況下噴嘴前溫度(主燃滑油散熱器出口燃油溫度)均未超出150℃的限制值，這表明通過熱回油閥適當(dāng)增加一股熱回油可有效控制發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)溫度，滿足噴嘴前燃油溫度限制要求。

圖6 噴嘴前燃油溫度仿真曲線Fig.6 Simulation curve of fuel temperature in front of nozzle

(2) 熱回油功率

熱回油在回到飛機(jī)油箱的過程中將本身所具有的熱量也帶回了飛機(jī)油箱，從而減少了發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)熱量。這部分熱量包含熱回油本身熱能和熱回油所具有的壓力勢能兩部分，其中壓力勢能在熱回油回到飛機(jī)油箱后也會轉(zhuǎn)化為熱能。實(shí)際仿真中，副燃滑油散熱器的燃油出口壓力與油箱壓力幾乎相同，因此這部分勢能很小，可忽略不計。圖7 給出了各工況點(diǎn)熱回油功率仿真結(jié)果與飛機(jī)對熱回油功率限制線的比較，可見各工況點(diǎn)未超過熱回油功率限制線，滿足飛機(jī)對發(fā)動機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)的要求。

圖7 熱回油功率與限制線的比較Fig.7 Comparision between heat return fuel power and limitation line

5 試驗驗證

5.1 試驗系統(tǒng)

(1) 試驗原理

圖8 示出了發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)熱管理試驗原理。如圖所示，在燃油熱管理系統(tǒng)試驗中，除燃油泵、調(diào)節(jié)器、增壓閥及燃滑油散熱器等試驗件外，必須的主要試驗設(shè)備還包括滑油系統(tǒng)模擬裝置和燃油加熱裝置。油箱來油經(jīng)燃油加熱裝置升溫后進(jìn)入燃油系統(tǒng)，再經(jīng)過燃油泵增壓后，一部分經(jīng)調(diào)節(jié)器計量流經(jīng)主燃滑油散熱器及增壓閥后返回油箱，另一部分則通過調(diào)節(jié)器中的回油閥、副燃滑油散熱器后返回油箱。兩路高溫燃油在返回油箱前，由水冷式散熱器降溫?；拖到y(tǒng)模擬裝置調(diào)制出試驗所需的高溫滑油提供給主、副燃滑油散熱器。

(2) 滑油系統(tǒng)模擬裝置

滑油系統(tǒng)模擬裝置用于熱管理試驗時模擬發(fā)動機(jī)滑油系統(tǒng)產(chǎn)生的熱量，向燃滑油散熱器進(jìn)口提供溫度、流量、壓力可控的高溫滑油，并與燃油系統(tǒng)的燃油在燃滑油散熱器內(nèi)進(jìn)行熱交換。功能為：①向燃滑油散熱器提供滑油；②控制滑油清潔度；③自動控制滑油溫度；④自動控制滑油流量；⑤手動控制滑油壓力，且具備遠(yuǎn)程控制能力；⑥提供安全保護(hù)，避免高溫滑油危及人身安全。為保證試驗安全，滑油系統(tǒng)模擬裝置采用兩級加熱的方式。由溫度控制單元采集油箱內(nèi)部的滑油溫度，通過調(diào)節(jié)油箱內(nèi)的電加熱器功率，將油箱中的滑油加熱到初級設(shè)定溫度。從油箱供往外部電加熱器的滑油經(jīng)電加熱器進(jìn)行二次加熱。外部電加熱器內(nèi)的溫度傳感器采集電加熱器出口的滑油溫度，通過調(diào)節(jié)電加熱器功率實(shí)現(xiàn)加熱功的無級調(diào)節(jié)，從而對燃滑油散熱器進(jìn)口滑油溫度進(jìn)行閉環(huán)控制。

(3) 燃油加熱裝置

圖8 燃油系統(tǒng)熱管理試驗原理Fig.8 Test principle diagram of fuel thermal management system

燃油加熱裝置用于在熱管理試驗時模擬飛機(jī)散熱器給發(fā)動機(jī)進(jìn)口燃油施加的熱功率，對試驗件進(jìn)口燃油溫度進(jìn)行控制。功能為：①為試驗件進(jìn)口提供穩(wěn)定的高溫燃油環(huán)境；②當(dāng)試驗件進(jìn)口燃油流量發(fā)生變化時控制燃油溫度保持不變；③具備安全保護(hù)功能，使高溫導(dǎo)熱油不會危及人身安全。燃油加熱裝置的電加熱器將油箱內(nèi)的導(dǎo)熱油加熱到一定溫度，導(dǎo)熱油泵將導(dǎo)熱油送至熱交換器，與供往試驗件的燃油進(jìn)行熱交換從而對試驗件進(jìn)口燃油進(jìn)行加溫。閉式循環(huán)加溫裝置通過調(diào)節(jié)閥將試驗件后的高溫燃油按一定比例返回到試驗件進(jìn)口，從而實(shí)現(xiàn)對試驗件進(jìn)口燃油溫度的控制。

5.2 試驗驗證對比分析

考慮到工況5 為該型發(fā)動機(jī)長期工作狀態(tài)，特在工況5 狀態(tài)開展不同進(jìn)口溫度及不同熱回油流量條件下的燃油熱管理系統(tǒng)試驗驗證。同時，分析了表1 所列典型狀態(tài)點(diǎn)下熱回油溫度及噴嘴前溫度的試驗數(shù)據(jù)，并與仿真結(jié)果進(jìn)行了對比。

(1) 不同進(jìn)口溫度下仿真與試驗結(jié)果對比

表2 示出了工況5 狀態(tài)不同進(jìn)口溫度下熱管理仿真與試驗結(jié)果對比。由表可知，主泵出口燃油溫升仿真與試驗結(jié)果誤差在-0.07～1.15℃范圍內(nèi)，熱回油溫升仿真與試驗結(jié)果誤差在1.36～6.81℃范圍內(nèi)，誤差較小，滿足仿真需求。

表2 不同進(jìn)口溫度下仿真與試驗結(jié)果對比Table 2 Comparison of simulation and test at different inlet temperature

(2) 不同熱回油下仿真與試驗結(jié)果對比

表3 示出了工況5 狀態(tài)不同熱回油流量下熱管理仿真與試驗結(jié)果對比。由表可知，不同熱回油流量下主泵出口燃油溫升仿真與試驗結(jié)果誤差在0.24～2.99℃范圍內(nèi)，熱回油溫升仿真與試驗結(jié)果誤差在0.85～6.81℃范圍內(nèi)，誤差較小，滿足仿真需求；兩者的溫升隨熱回油流量的增加而降低。

(3) 典型狀態(tài)點(diǎn)下關(guān)鍵溫度參數(shù)對比

圖9 示出了典型狀態(tài)點(diǎn)下關(guān)鍵溫度參數(shù)對比。由圖可知，燃油熱管理系統(tǒng)仿真結(jié)果與試驗結(jié)果差異在5℃以內(nèi)，誤差較小，仿真模型置信度較高。

表3 不同熱回油流量下仿真與試驗結(jié)果對比Table 3 Comparison of simulation and test at different heat return fuel mass flow

圖9 典型狀態(tài)點(diǎn)下仿真與試驗溫度對比Fig.9 Simulation and test temperature comparison under typical operation points

6 結(jié)論

(1) 發(fā)動機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)仿真結(jié)果與試驗結(jié)果誤差較小，仿真模型置信度較高，仿真結(jié)果有效。在方案設(shè)計階段對發(fā)動機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)進(jìn)行AMESim 熱仿真分析具有較大的工程實(shí)用性。

(2) 分析形成的熱仿真建模指導(dǎo)原則和簡化方法，可為設(shè)計人員開展航空發(fā)動機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)方案設(shè)計提供指導(dǎo)，有利于在熱管理系統(tǒng)方案設(shè)計階段對其可行性進(jìn)行桌面驗證。

(3) 試驗環(huán)境對發(fā)動機(jī)滑油系統(tǒng)及飛機(jī)來油溫度的模擬與真實(shí)使用環(huán)境存在差異，需進(jìn)一步完善試驗設(shè)備和試驗方法，深入進(jìn)行熱管理試驗研究，根據(jù)試驗結(jié)果對熱管理系統(tǒng)仿真模型做進(jìn)一步迭代。