王利敏

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)所， 西安 710089)

0 引 言

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)典型的復(fù)雜工程技術(shù)系統(tǒng)，包含了眾多不同學(xué)科的子系統(tǒng)，其工作過程是極其復(fù)雜的氣動(dòng)熱力過程。各種軸承、齒輪在轉(zhuǎn)動(dòng)、嚙合過程中由于摩擦作用會(huì)產(chǎn)生大量的熱量，這些熱量若不及時(shí)散發(fā)，會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)局部由于過熱而出現(xiàn)疲勞甚至損壞。為此，航空發(fā)動(dòng)機(jī)上往往需要配備滑油散熱系統(tǒng)，通過潤(rùn)滑油的循環(huán)，不斷對(duì)摩擦部位進(jìn)行潤(rùn)滑，并將摩擦產(chǎn)生的熱量帶到滑油散熱器處，散發(fā)到外界大氣?；蜕崞鞯纳崮芰σ环矫嫒Q于散熱器本身的設(shè)計(jì)，另一方面也取決于連通散熱器與外界大氣的空氣流道設(shè)計(jì)。外界溫度較低的空氣通過散熱器的進(jìn)氣道進(jìn)入到散熱系統(tǒng)內(nèi)部與散熱器接觸，進(jìn)行熱交換然后通過排氣道排出到外界大氣才能最終完成滑油散熱器的散熱過程。因此，若滑油散熱器的進(jìn)排氣系統(tǒng)性能不達(dá)標(biāo)，則滑油散熱器的散熱性能也將不達(dá)標(biāo)，進(jìn)而會(huì)進(jìn)一步導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)局部溫度過高，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命，甚至直接危及發(fā)動(dòng)機(jī)的安全。

鑒于滑油散熱器的重要性，國(guó)內(nèi)外對(duì)與滑油散熱系統(tǒng)相關(guān)的理論、方法開展了大量研究。 國(guó)外，F(xiàn).Toscano等[1]使用多孔介質(zhì)模型開展了飛機(jī)滑油散熱系統(tǒng)的流場(chǎng)計(jì)算工作，該方法能夠極大簡(jiǎn)化氣流通過散熱器時(shí)的模擬過程，顯著提高計(jì)算效率；Shen K等[2]通過CFD和試驗(yàn)方法研究了低雷諾數(shù)下的滑油散熱器的流動(dòng)特性，對(duì)CFD方法的可靠性進(jìn)行了分析，也明確了該工況的流量、流速的關(guān)系；P.P.Selvarajan等[3]基于CFD方法對(duì)推進(jìn)式渦槳飛機(jī)滑油冷卻系統(tǒng)的導(dǎo)管開展了優(yōu)化設(shè)計(jì)。國(guó)內(nèi)，楊春信等[4]討論了某型發(fā)動(dòng)機(jī)滑油散熱器進(jìn)氣道額外安裝鼓風(fēng)機(jī)引起滑油附加溫升的原因，并使用優(yōu)化算法對(duì)相關(guān)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)；呂亞國(guó)等[5]基于效率-傳熱單元數(shù)發(fā)建立了管殼式滑油散熱器換熱特性的計(jì)算模型，該方法具有高效可靠的特點(diǎn)；陳維建等[6]基于試驗(yàn)?zāi)M方法，對(duì)某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)滑油超溫的現(xiàn)象進(jìn)行了研究，并提出了相應(yīng)的散熱系統(tǒng)改進(jìn)方案。從以上研究來看，盡管對(duì)飛機(jī)滑油散熱系統(tǒng)的仿真以及試驗(yàn)研究已有很多，然而相關(guān)的研究大部分是在假設(shè)自由來流均勻狀態(tài)下進(jìn)行的，鮮見關(guān)于渦槳飛機(jī)的滑油冷卻系統(tǒng)氣動(dòng)以及熱分析的研究報(bào)告。究其原因，主要是因?yàn)楦叨葟?fù)雜的來流計(jì)算或者試驗(yàn)代價(jià)太大，在工程設(shè)計(jì)階段無(wú)法有效開展。

對(duì)于渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)來講，由于滑油散熱系統(tǒng)的冷卻通道一般位于發(fā)動(dòng)機(jī)底部，通過埋入式進(jìn)氣道[7-8]聯(lián)通外界大氣進(jìn)行冷卻。這種設(shè)計(jì)方式使得該進(jìn)氣道系統(tǒng)直接位于螺旋槳的后部，其氣動(dòng)特性受螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滑流干擾十分明顯，因此有必要對(duì)這種非均勻來流下的滑流散熱系統(tǒng)埋入式進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性進(jìn)行設(shè)計(jì)分析。

本文以高精度的CFD方法為基礎(chǔ)，對(duì)螺旋槳滑流影響下的典型渦槳飛機(jī)滑油散熱器的埋入式進(jìn)氣道進(jìn)行設(shè)計(jì)分析，并針對(duì)基礎(chǔ)構(gòu)型的流場(chǎng)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)4種基于渦流發(fā)生器[9]的流動(dòng)控制方案，以期提高整個(gè)系統(tǒng)的流動(dòng)以及散熱效率。

1 研究對(duì)象

針對(duì)某型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)滑油散熱系統(tǒng)的內(nèi)埋式進(jìn)氣道進(jìn)行研究，初始構(gòu)型如圖1所示。該構(gòu)型包括發(fā)動(dòng)機(jī)及螺旋槳、埋入式進(jìn)氣道、滑油散熱器、排氣道以及用于主發(fā)進(jìn)氣排除異物的旁通道。

(a) 總體圖

2 計(jì)算方法

2.1 控制方程

本文采用的數(shù)值計(jì)算的控制方程為三維非定常NS方程，其積分形式的方程為

(1)

數(shù)值仿真計(jì)算的湍流模型采用兩方程的k-ωSST模型，該模型廣泛應(yīng)用在飛行器的內(nèi)外流模擬中，對(duì)于中小分離具有較好的適應(yīng)性。空間離散采用二階迎風(fēng)格式，采用偽時(shí)間運(yùn)算法則進(jìn)行定常計(jì)算[10]。

2.2 基于多重參考坐標(biāo)系的滑流準(zhǔn)定常模擬方法

三維滑流流場(chǎng)模擬主要有三種方法：動(dòng)量盤方法、基于多重參考坐標(biāo)系的準(zhǔn)定常方法以及非定常模擬方法。動(dòng)量盤方法將螺旋槳葉片省略，把整個(gè)槳盤區(qū)域近似為一個(gè)圓盤，盤面視為一種交界面。由于發(fā)動(dòng)機(jī)的能量輸出，使得經(jīng)過槳盤的氣流壓強(qiáng)升高，速度加快且產(chǎn)生一個(gè)切向速度，因此在計(jì)算中需要在槳盤面上設(shè)置適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件。多重參考坐標(biāo)系法和非定常模擬方法均采用完整的槳葉模型，故相對(duì)于動(dòng)量盤方法更為精確。多重參考坐標(biāo)系法本質(zhì)是一種定常方法，但能在一定程度上模擬出螺旋槳的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)，故被稱為準(zhǔn)定常方法。非定常模擬方法直接對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)的螺旋槳進(jìn)行模擬，在三種方法中精度最高，但計(jì)算開銷也最大[11-12]。因此，為了準(zhǔn)確模擬螺旋槳滑流同時(shí)兼顧計(jì)算效率，本文采用多重參考坐標(biāo)系方法進(jìn)行滑流準(zhǔn)定常數(shù)值模擬。

2.3 多孔介質(zhì)模型模擬滑油散熱器方法

除了滑流模擬之外，氣流流經(jīng)滑油散熱器過程的數(shù)值模擬對(duì)于文本的研究工作也至關(guān)重要。常見的滑油散熱器形式如圖2所示[1]，其內(nèi)部有眾多流通滑油的管道及允許外部氣流通過并帶走熱量的圓孔。如果直接模擬該復(fù)雜結(jié)構(gòu)的散熱過程，難度和代價(jià)很大，為此研究人員開發(fā)了一種專門的計(jì)算模型——多孔介質(zhì)模型，用于模擬其散熱和流動(dòng)特性[1]。

圖2 常見的滑油散熱器形式

通過散熱器的壓力降可以視為通過有限厚δ的多孔介質(zhì)層的壓力降，此壓力降以二次方形式給定：

ΔP=KQδV2

(2)

式中:V為流體速度；KQ為壓降系數(shù)，需要根據(jù)多孔介質(zhì)材料的基本屬性確定。

在本文的研究中，多孔介質(zhì)材料即為滑油散熱器，因此KQ需要根據(jù)滑油散熱器的基本屬性進(jìn)行確定。將滑油散熱器的屬性與多孔介質(zhì)壓降系數(shù)關(guān)聯(lián)起來的關(guān)鍵公式為散熱器設(shè)計(jì)領(lǐng)域最常用的壓降公式[13]：

(3)

式中：KL為壓降系數(shù)。

式(2)、式(3)在形式上相同，因此，理論上可以用多孔介質(zhì)模型模擬通過散熱器的流動(dòng)。聯(lián)立式(2)、式(3)可以得到：

KQ=KLρ/2δ

(4)

滑油散熱器廠商通常會(huì)直接提供產(chǎn)品的壓降系數(shù)KL，在此基礎(chǔ)上通過空氣的密度與散熱器的厚度即可得到多孔介質(zhì)壓降系數(shù)KQ。當(dāng)滑油散熱器廠商不直接提供產(chǎn)品的壓降系數(shù)KL時(shí)，也會(huì)提供一些產(chǎn)品試驗(yàn)測(cè)得的流量—壓降曲線或流速—壓降曲線，以供用戶自行標(biāo)定壓降系數(shù)KL。在這種情況下，只需利用廠商提供的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過式(3)自行擬合出散熱器的壓降系數(shù)KL，然后通過式(4)進(jìn)一步計(jì)算出代替散熱器的多孔介質(zhì)壓降系數(shù)KQ。

2.4 數(shù)值方法可靠性驗(yàn)證

基于散熱器廠商提供的一組海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的流量-流阻數(shù)據(jù)構(gòu)建簡(jiǎn)化散熱器計(jì)算的多孔介質(zhì)模型，然后將此模型放置于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙中代替真實(shí)的散熱器模型，用以驗(yàn)證本文數(shù)值計(jì)算方法的可靠性。計(jì)算網(wǎng)格使用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，整個(gè)計(jì)算域分為包含發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)氣道、散熱器和排氣道的靜止域以及包含螺旋槳的旋轉(zhuǎn)域。對(duì)進(jìn)氣道入口、螺旋槳前緣等流動(dòng)復(fù)雜或壓力梯度變化大的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密。附面層第一層的高度為1e-5。計(jì)算采用的網(wǎng)格及拓?fù)淙鐖D3所示，整體網(wǎng)格量為4 000萬(wàn)。

(a) 短艙網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

將螺旋槳槳葉角設(shè)置為起飛狀態(tài)，對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速設(shè)置為1 020 r/min，旁通道邊界條件設(shè)置為質(zhì)量流量出口。選取一系列自由來流速度，計(jì)算得到的通過滑油散熱器的質(zhì)量流量及流阻與滑油散熱器廠商提供的流阻曲線對(duì)比如圖4所示。

圖4 計(jì)算得到的流量流阻與試驗(yàn)值對(duì)比

從圖4可以看出：計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合較好。因此，本文采用多孔介質(zhì)方法模擬滑油散熱器的流阻特性是可靠的。

3 埋入式進(jìn)氣道、渦流發(fā)生器設(shè)計(jì)

3.1 滑流對(duì)埋入式進(jìn)氣道流場(chǎng)的影響

典型的埋入式進(jìn)氣道在均勻自由來流狀態(tài)下的流場(chǎng)特征如圖5所示[14]，可以看出：在均勻來流下，埋入式進(jìn)氣道可在側(cè)棱的兩側(cè)形成兩股較強(qiáng)且穩(wěn)定的渦，而中間可形成沒有氣流分離的通道使氣流順暢通過。

圖5 均勻自由來流下的NACA進(jìn)氣道流場(chǎng)

然而，在滑流的影響下，埋入式進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)特征發(fā)生根本性的變化。自由來流速度230 km/h時(shí)計(jì)算的本文構(gòu)型在帶滑流狀態(tài)下的流場(chǎng)如圖6所示。

圖6 滑流影響下的NACA進(jìn)氣道流場(chǎng)

從圖6可以看出：在滑流影響下，氣流從進(jìn)氣道的右側(cè)方進(jìn)入，其相對(duì)于進(jìn)氣道右側(cè)棱線的夾角過大，已經(jīng)偏離了形成穩(wěn)定強(qiáng)漩渦的最佳夾角；且進(jìn)氣道后方的散熱器對(duì)氣流的阻擋作用使得進(jìn)氣道內(nèi)的氣流更加容易分離，因此所形成的漩渦馬上在進(jìn)氣道入口后方破裂形成了低速分離氣流，阻止氣流順暢通過。

3.2 埋入式進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計(jì)

為了消除或減小進(jìn)氣道內(nèi)部的分離區(qū)域，提高通過滑油散熱器的流量，本文采用不同的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案。

為了增加進(jìn)氣量，在上述構(gòu)型的基礎(chǔ)上，將進(jìn)氣道向滑流方向一側(cè)偏移5°，該構(gòu)型如圖7所示。

圖7 將NACA口偏轉(zhuǎn)5°的構(gòu)型

在帶滑流狀態(tài)下，分別計(jì)算2個(gè)不同自由來流速度100、207 km/h下的流量，計(jì)算結(jié)果分別為1.960和1.678 kg/s。在不同來流速度下進(jìn)氣道內(nèi)的空間流場(chǎng)如圖8所示，可以看出：自由來流速度增大，雖然NACA口低速分離區(qū)減小，但進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)的氣流分離區(qū)增大(如圖8中圓圈區(qū)域所示)，能量損失增大，氣流通過散熱器的流道變窄，導(dǎo)致流量較低。

(a) 100 km/h

在滑流影響下，NACA進(jìn)氣道側(cè)棱成為導(dǎo)致流動(dòng)分離的臺(tái)階，進(jìn)而誘導(dǎo)進(jìn)氣道內(nèi)部出現(xiàn)較大范圍的低速區(qū)，影響進(jìn)氣。為此，本文降低滑流一側(cè)側(cè)棱的高度，期望減小流動(dòng)分離區(qū)。在230 km/h來流條件下，計(jì)算的流量結(jié)果為1.995 kg/s，如圖9所示，可以看出：該構(gòu)型的流量稍有增加，但仍不能滿足滑油散熱器2.15 kg/s的流量要求；且在進(jìn)氣道存在的分離區(qū)仍無(wú)法得到有效控制(如圖10所示)，使其占據(jù)了進(jìn)氣道中的大部分空間，不利于提高滑油散熱器流量。

圖9 降低一側(cè)高度構(gòu)型

圖10 新構(gòu)型空間流場(chǎng)

通過對(duì)原始內(nèi)埋式進(jìn)氣道的改進(jìn)設(shè)計(jì)發(fā)現(xiàn)，影響滑油散熱器流量的關(guān)鍵點(diǎn)是通道內(nèi)部的流動(dòng)分離縮小進(jìn)入滑油冷卻系統(tǒng)的空氣通道，而傳統(tǒng)改變進(jìn)氣道內(nèi)部構(gòu)型的方法作用有限，因?yàn)槠浔举|(zhì)上并沒有改變通道內(nèi)部的流場(chǎng)特性，只是在局部分離的控制方面起到了一定作用，所以無(wú)法大范圍改變進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)的能量分布。因此，需要嘗試更為有效的流動(dòng)控制方案。

3.3 渦流發(fā)生器流動(dòng)控制方案設(shè)計(jì)

改善進(jìn)氣道內(nèi)部滑油散熱器流量特性本質(zhì)上是流動(dòng)控制，即通過特殊的手段改變局部流動(dòng)。常用的方法包括渦流發(fā)生器設(shè)計(jì)、等離子體方法等。其中渦流發(fā)生器形式多樣，適應(yīng)性好，本文使用這種方法來改善滑油散熱器的進(jìn)氣流量。

設(shè)計(jì)4種渦流發(fā)生器流動(dòng)控制方案，分布在散熱系統(tǒng)進(jìn)氣道入口處的不同位置，如圖11所示。所有的渦流發(fā)生器基本構(gòu)型一致，但是對(duì)應(yīng)的尺寸和位置有所不同，分別對(duì)應(yīng)上中下位置以及沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線和沿當(dāng)?shù)亓骶€方向。方案1為渦流發(fā)生器安裝位置較低的構(gòu)型，高度低于進(jìn)氣道側(cè)壁高度且沿進(jìn)氣道方向安裝在進(jìn)氣道對(duì)稱面位置；方案2為渦流發(fā)生器安裝位置較高的構(gòu)型，高度高于進(jìn)氣道側(cè)壁高度且沿進(jìn)氣道方向安裝在進(jìn)氣道對(duì)稱面位置；方案3為渦流發(fā)生器安裝位置中等的構(gòu)型，高度稍高于進(jìn)氣道側(cè)壁高度且沿當(dāng)?shù)乜臻g流線方向安裝在進(jìn)氣道一側(cè)位置；方案4為渦流發(fā)生器安裝位置中等的構(gòu)型，高度稍高于進(jìn)氣道側(cè)壁高度且沿進(jìn)氣道方向安裝在進(jìn)氣道一側(cè)位置。

圖11 不同渦流發(fā)生器方案前視圖

在海平面高度，自由來流為230 km/h條件下對(duì)上述4種設(shè)計(jì)方案分別進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如表1所示，可以看出：加裝渦流發(fā)生器后的設(shè)計(jì)方案流量，相較于未加渦流發(fā)生器的初始構(gòu)型流量均有所提升。其中方案3相比初始構(gòu)型流量增加12%，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)最苛刻狀態(tài)的流量指標(biāo)要求。

表1 計(jì)算結(jié)果

截取進(jìn)氣道內(nèi)的空間流場(chǎng)，分析渦流發(fā)生器對(duì)流場(chǎng)的控制效果?？臻g流場(chǎng)按照流量從小到大的順序進(jìn)行分析。

對(duì)于方案2的空間流場(chǎng)截面及空間流線，圓圈內(nèi)的區(qū)域?yàn)闇u流發(fā)生器脫出的2股較強(qiáng)渦如圖12所示，可以看出：渦的位置稍靠左側(cè)，沒有對(duì)低速區(qū)域形成較好的抑制，因此相較于初始構(gòu)型，流量增加不明顯。

圖12 方案2空間流場(chǎng)截面及空間流線

對(duì)于方案4構(gòu)型的空間流場(chǎng)及空間流線，圓圈位置為渦流發(fā)生器脫出的較強(qiáng)的尾渦如圖13所示，可以看出：渦的位置稍靠左，也沒有對(duì)一側(cè)的低速區(qū)域形成較好的抑制作用。

圖13 方案4空間流場(chǎng)截面及空間流線

對(duì)于方案1的構(gòu)型，安裝位置稍微靠下，圓圈區(qū)域顯示渦流發(fā)生器脫出的尾渦如圖14所示，可以看出：一個(gè)尾渦正好處于一側(cè)的低速區(qū)域的邊緣，能通過這股高速氣流限制一側(cè)分離的拓展，進(jìn)而提高流量。

方案3安裝位置靠近一側(cè)且順當(dāng)?shù)亓骶€方向，圓圈表示渦流發(fā)生器脫出的尾渦區(qū)如圖15所示，可以看出：該構(gòu)型脫出的渦較好地壓制住一側(cè)低速區(qū)域的拓展，將其限制在一側(cè)狹窄的區(qū)間內(nèi)，在4種方案中空間分離區(qū)域最??；其余空間由于沒有分離區(qū)的影響，該設(shè)計(jì)方案流量最大。

圖15 方案3空間流場(chǎng)截面及空間流線

加裝渦流發(fā)生器，對(duì)初始構(gòu)型流量的提升效果非常顯著。傳統(tǒng)NACA進(jìn)氣道經(jīng)過多輪設(shè)計(jì)無(wú)法達(dá)到指標(biāo)的情況下，通過渦流發(fā)生器脫出的尾渦對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)的低速區(qū)域氣流有效控制，進(jìn)而滿足最苛刻狀態(tài)的流量指標(biāo)要求，起到增加滑油散熱器流量，改善進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)特性的作用。

基于渦流發(fā)生器的進(jìn)氣道滑油散熱系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣道性能改進(jìn)結(jié)果表明，通過流動(dòng)控制手段干擾原始流場(chǎng)，使得進(jìn)氣量有所增加，能夠滿足項(xiàng)目設(shè)計(jì)需求，是一種行之有效的方法。渦流發(fā)生器本質(zhì)上是一種安裝在機(jī)體上的小展弦比機(jī)翼，能夠借助小的機(jī)翼誘導(dǎo)出更強(qiáng)的翼尖渦。這種高能量的翼尖渦與下游的低能量邊界層混合后，使得邊界層能量增大，處于逆壓梯度的流場(chǎng)變得不容易分離，從而使得進(jìn)氣道流道通暢。

4 結(jié) 論

(1) 相比于均勻自由來流狀態(tài)，滑流會(huì)改變埋入式進(jìn)氣道的流場(chǎng)特征，使進(jìn)氣道內(nèi)部出現(xiàn)難以控制的分離區(qū)域。

(2) 合適的渦流發(fā)生器高度及位置能夠有效控制進(jìn)氣道內(nèi)部的分離區(qū)域，抑制區(qū)域的擴(kuò)展，從而有效提高通過滑油散熱器的流量。當(dāng)渦流發(fā)生器沿當(dāng)?shù)貧饬鞣较虿贾脮r(shí)，通過散熱器的流量提高12%，體現(xiàn)了較好的流場(chǎng)控制效果。