雷基林，肖順文，鄧 偉，鄧晰文，田 鏖，董 林

翅片結(jié)構(gòu)對(duì)航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響

雷基林1，肖順文1，鄧 偉1※，鄧晰文1，田 鏖2，董 林2

（1. 昆明理工大學(xué)，云南省內(nèi)燃機(jī)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，昆明 650500；2. 彌勒浩翔科技有限公司，彌勒 652300）

航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)由于結(jié)構(gòu)緊湊、體積小、質(zhì)量輕等優(yōu)勢(shì)，在通用航空、農(nóng)業(yè)等領(lǐng)域得到廣泛運(yùn)用。針對(duì)航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)熱負(fù)荷問(wèn)題，該研究以某水平對(duì)置四缸四沖程航空活塞風(fēng)冷汽油機(jī)為研究對(duì)象，試驗(yàn)測(cè)試了標(biāo)定功率工況下發(fā)動(dòng)機(jī)缸內(nèi)壓力，結(jié)合缸壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)與風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)缸體的結(jié)構(gòu)與傳熱特性，搭建一維仿真模型，計(jì)算獲得了缸內(nèi)燃?xì)鈧?cè)邊界條件。采用熱電偶法測(cè)試了標(biāo)定功率工況下缸體關(guān)鍵區(qū)域的工作溫度，結(jié)合缸體溫度測(cè)試數(shù)據(jù)與缸內(nèi)各位置的溫度和傳熱系數(shù)，建立流固耦合仿真模型。選擇翅片厚度、翅片間距、翅片長(zhǎng)度3個(gè)主要結(jié)構(gòu)參數(shù)分析其對(duì)缸體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及傳熱性能的影響。結(jié)果表明，翅片結(jié)構(gòu)對(duì)缸體的強(qiáng)度及傳熱性能影響較大，翅片厚度增大使得溫度最大下降19.8 ℃、應(yīng)力最大下降33.0 MPa。以翅片厚度、翅片間距、翅片長(zhǎng)度3個(gè)翅片主要結(jié)構(gòu)參數(shù)為因素設(shè)計(jì)正交試驗(yàn)，計(jì)算結(jié)果表明，翅片長(zhǎng)度變化對(duì)缸體溫度影響最大；選取最優(yōu)值優(yōu)化后與原機(jī)相比溫度最大下降18.2 ℃。翅片厚度對(duì)翅片強(qiáng)度影響最大，選取最優(yōu)值優(yōu)化后與原機(jī)相比熱應(yīng)力最大下降50.1 MPa。研究結(jié)果可為航空活塞風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)散熱翅片的設(shè)計(jì)與優(yōu)化提供參考依據(jù)。

流固耦合；傳熱；風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)；缸體；強(qiáng)度；散熱翅片

0 引 言

航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)因其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單緊湊、重量輕、制造成本低、設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)周期短等顯著優(yōu)勢(shì)，近年來(lái)在通用航空、民用、農(nóng)業(yè)、國(guó)防軍事等領(lǐng)域發(fā)展迅速。在現(xiàn)代農(nóng)業(yè)中，航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)在施肥、播種、航測(cè)、植保、災(zāi)害防治等方面作用巨大，且效率高、優(yōu)越性明顯，同時(shí)航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的作業(yè)不受地理因素制約，無(wú)論是地面機(jī)械難以進(jìn)入的山區(qū)、灘涂等地，或是害蟲(chóng)滋生的區(qū)域，都可精準(zhǔn)高效的完成作業(yè)任務(wù)[1-4]。隨著運(yùn)用范圍的逐漸擴(kuò)大，對(duì)飛機(jī)有著飛得更高、續(xù)航更長(zhǎng)、可靠性更好的要求[2]。航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)因其輕量化需求，同時(shí)由于發(fā)動(dòng)機(jī)在高空低溫環(huán)境下工作冷卻水容易結(jié)冰，缸體大多采用鋁合金材料，發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻方式以風(fēng)冷為主。風(fēng)冷散熱能力相對(duì)水冷較弱，易造成部分溫度較高。鋁合金材料在高溫下強(qiáng)度迅速下降，影響缸體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和可靠性，從而影響飛行的安全性能。因此，缸體熱負(fù)荷與強(qiáng)度的優(yōu)化設(shè)計(jì)是先進(jìn)的航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)自主研發(fā)重點(diǎn)解決的問(wèn)題之一[5-8]。

翅片結(jié)構(gòu)對(duì)航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)傳熱有重要的影響[9-11]。2017年蔡惠坤等[12]對(duì)不同的翅片結(jié)構(gòu)進(jìn)行了變海拔工況下的性能分析，將海拔當(dāng)作變因素，研究了百葉窗型翅片、平直型翅片、波紋型翅片、鋸齒型翅片四種常用的翅片散熱器型式的散熱性能，得出在海拔5 000 m以下的飛行高度內(nèi)，波紋型翅片受海拔的影響最小，同時(shí)波紋型翅片的散熱性能較差；鋸齒形翅片受海拔的影響最大，但是鋸齒形翅片的散熱能力在2 000 m海拔以上時(shí)小于百葉窗型的翅片。Elsayed等[13]以平板型翅片作為研究對(duì)象，以翅片的厚度、間距、數(shù)量作為研究對(duì)象，得到不同海拔高度下各結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)翅片熱阻影響的變化規(guī)律。結(jié)果顯示，不同的海拔高度都有與之對(duì)應(yīng)的最優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)。

為探究不同翅片結(jié)構(gòu)對(duì)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響，以某企業(yè)開(kāi)發(fā)的水平對(duì)置四缸四沖程航空活塞式風(fēng)冷汽油機(jī)缸體為研究對(duì)象，建立發(fā)動(dòng)機(jī)GT-Power一維仿真模型，得到缸內(nèi)熱邊界條件；采用熱電偶測(cè)溫法測(cè)試分析標(biāo)定功率工況下缸體溫度分布，并結(jié)合試驗(yàn)值建立包括缸蓋、缸體、曲軸箱、軸瓦、曲軸、外冷卻流場(chǎng)在內(nèi)的流固耦合傳熱仿真模型[14-17]，仿真分析翅片厚度、翅片間距、翅片長(zhǎng)度3個(gè)翅片結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響。

1 缸內(nèi)壓力與缸體溫度試驗(yàn)測(cè)試

為探究散熱翅片結(jié)構(gòu)對(duì)航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度與傳熱性能的影響，基于一臺(tái)水平對(duì)置四缸四沖程風(fēng)冷汽油機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)機(jī)型基本參數(shù)如表1所示，試驗(yàn)測(cè)試圖如圖1所示。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)

圖1 氣缸溫度和壓力測(cè)試

1.1 缸內(nèi)壓力測(cè)試

缸壓測(cè)試系統(tǒng)主要由壓電式缸壓傳感器、燃燒分析儀、計(jì)算機(jī)等設(shè)備組成。如圖1所示，缸壓傳感器安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)火花塞側(cè)，實(shí)時(shí)測(cè)量在額定轉(zhuǎn)速3 000 r/min時(shí)的缸內(nèi)壓力，并傳遞給燃燒分析儀，再通過(guò)計(jì)算機(jī)上的燃燒分析軟件實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)并記錄試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

1.2 缸體溫度測(cè)試

缸體溫度測(cè)試系統(tǒng)主要由K型熱電偶、溫度采集儀等設(shè)備組成（圖1）。熱點(diǎn)偶一端通過(guò)高溫?zé)o機(jī)膠粘附于缸體背風(fēng)面位置，測(cè)溫點(diǎn)分布見(jiàn)圖2，并對(duì)多余膠水進(jìn)行清理，以盡量避免對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生的影響；另一端連接到溫度采集儀，測(cè)試在轉(zhuǎn)速3 000 r/min時(shí)的缸體溫度數(shù)據(jù)，通過(guò)溫度采集儀實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)與記錄。

圖2 缸體測(cè)溫點(diǎn)及翅片結(jié)構(gòu)參數(shù)示意圖

2 一維仿真模型與試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 一維仿真模型

運(yùn)用GT-Power軟件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程進(jìn)行建模，模型設(shè)定零部件結(jié)構(gòu)參數(shù)、點(diǎn)火順序、氣門升程曲線、進(jìn)排氣道壁面溫度等，轉(zhuǎn)速為3 000 r/min，環(huán)境溫度為300 K，壓力邊界為當(dāng)?shù)卮髿鈮?，燃燒模型為韋伯模型。一維模型見(jiàn)圖3。

圖3 GT-Power一維仿真模型

2.2 模型驗(yàn)證

采用壓電式缸壓傳感器對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行缸壓測(cè)試，。對(duì)比試驗(yàn)與仿真的缸壓曲線，發(fā)現(xiàn)其吻合度較高，平均誤差為4.8%，滿足計(jì)算需要[18]。試驗(yàn)與仿真的缸壓曲線如圖4所示。

圖4 缸內(nèi)壓力仿真值與試驗(yàn)值對(duì)比

3 流固耦合模型與試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 缸內(nèi)燃?xì)鈧?cè)與冷卻空氣側(cè)換熱邊界條件

3.1.1 燃?xì)鈧?cè)換熱邊界條件

發(fā)動(dòng)機(jī)在額定工況下運(yùn)行時(shí)，缸內(nèi)燃?xì)馑矔r(shí)溫度高達(dá)2 000 K，而缸體外部冷卻空氣溫度則在零度上下幾十度范圍內(nèi)[19]。所以確定缸體壁面內(nèi)外側(cè)熱邊界條件是探究缸體熱負(fù)荷的關(guān)鍵[20-22]。

缸體壁面內(nèi)外側(cè)的傳熱均以對(duì)流換熱為主要換熱方式，在加載時(shí)選取第三類邊界條件。一維仿真得出的燃?xì)馑矔r(shí)溫度、壓力、換熱系數(shù)隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化關(guān)系如圖5所示。

圖5 瞬時(shí)溫度、壓力、換熱系數(shù)的變化曲線

目前耦合對(duì)流換熱與輻射換熱來(lái)研究缸內(nèi)傳熱的過(guò)程實(shí)現(xiàn)起來(lái)有一定難度，且沒(méi)有具體穩(wěn)定可行的方法，而從前人所發(fā)表的眾多缸內(nèi)耦合傳熱方面的文獻(xiàn)資料來(lái)看，單獨(dú)只考慮對(duì)流換熱而不考慮其他換熱方式的仿真計(jì)算，已經(jīng)足夠指導(dǎo)設(shè)計(jì)研究工作[23-26]。所以對(duì)于缸內(nèi)邊界條件的計(jì)算僅需考慮對(duì)流換熱。仿真分析計(jì)算，需選擇經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算缸內(nèi)燃?xì)庠谝粋€(gè)循環(huán)內(nèi)的平均溫度和平均換熱系數(shù)，相應(yīng)的計(jì)算公式[27]如下：

式中α(0)為活塞上止點(diǎn)處的燃?xì)馄骄鶄鳠嵯禂?shù)；T(0)為活塞上止點(diǎn)處的燃?xì)馄骄鶞囟龋?；代表圖3中的瞬時(shí)換熱系數(shù)；代表瞬時(shí)溫度，℃。

由于活塞在缸內(nèi)進(jìn)行往復(fù)式運(yùn)動(dòng)做功，使得燃?xì)馀c缸體內(nèi)壁各位置所接觸的時(shí)間均不同，以致在氣缸軸向上的換熱系數(shù)和溫度分布呈一定的規(guī)律；根據(jù)文獻(xiàn)[27]中缸內(nèi)穩(wěn)態(tài)傳熱邊界條件研究得知計(jì)算距離活塞上止點(diǎn)處位置的燃?xì)馄骄鶞囟?i>T()和平均換熱系數(shù)α()的經(jīng)驗(yàn)公式為

其中1=0.573(/)0.24，2=1.451，為氣缸直徑，mm；為活塞行程，mm；=/(0≤≤)，為距離活塞上止點(diǎn)處的距離，mm。

根據(jù)文獻(xiàn)[18]分區(qū)施加邊界條件內(nèi)容得知，將缸體內(nèi)壁軸線分成5個(gè)區(qū)域以內(nèi)時(shí)，各區(qū)域換熱系數(shù)數(shù)值差異過(guò)大，分成7個(gè)區(qū)域及以上時(shí)，遠(yuǎn)離上止點(diǎn)區(qū)域換熱系數(shù)數(shù)值基本相同，本文將缸體內(nèi)表面分成6個(gè)區(qū)域。由式 （1）和式（2）結(jié)合溫度瞬時(shí)變化曲線、換熱系數(shù)瞬時(shí)變化曲線計(jì)算得到α(0)=347.7 W/(m2·℃)，T(0)= 1 332.65 ℃。聯(lián)立式（1）～（4），計(jì)算得出不同區(qū)域下的燃?xì)馄骄鶞囟群推骄鶕Q熱系數(shù)，并與每個(gè)區(qū)域底邊距離上止點(diǎn)的距離一起列于表2中，缸內(nèi)區(qū)域劃分示意圖見(jiàn)圖6。

表2 缸內(nèi)部分位置熱邊界條件

圖6 缸內(nèi)區(qū)域劃分

3.1.2 冷卻空氣側(cè)換熱邊界條件

采用Fluent計(jì)算流體側(cè)邊界條件，由于流場(chǎng)較為復(fù)雜，所以選擇適用范圍更廣、更適合模擬復(fù)雜幾何的外部流動(dòng)的K-epsilon湍流模型。冷卻空氣溫度設(shè)定為300 K；冷風(fēng)入口采用速度入口，風(fēng)速與螺旋槳轉(zhuǎn)速有關(guān)，在3 000 r/min時(shí)測(cè)試風(fēng)速為26 m/s；出口設(shè)定為壓力出口，壓力為當(dāng)?shù)卮髿鈮海煌ㄟ^(guò)施加以上邊界條件，fluent計(jì)算得出流固交界面換熱系數(shù)與溫度，并輸出至缸體外表面作為缸體熱分析的邊界條件。

式中ε為溫度修正系數(shù)，ε=(T/T)0.3。ε為彎管修正系數(shù)，ε=1+1.77d/。為流道長(zhǎng)度，m。為流道曲率半徑，m。ε為流道長(zhǎng)度修正系數(shù)，ε=1.13。P為普朗特?cái)?shù)。λ為空氣導(dǎo)熱系數(shù)，W/(m·K)。d為散熱片槽當(dāng)量直徑，d=4/，mm，其中和分別為翅片面積和周長(zhǎng)。R為雷諾數(shù)，R=υd/υ，其中為冷風(fēng)流速，m/s，υ為空氣運(yùn)動(dòng)黏度；R<2 200為層流流動(dòng)，2 200≤R≤10 000為過(guò)渡流流動(dòng)，R>10 000為湍流流動(dòng)。

3.2 流固耦合仿真模型

建立模型時(shí)假設(shè)來(lái)流只受缸蓋、缸體的影響，且流場(chǎng)足夠大，以確保流場(chǎng)外邊界的絕熱條件，實(shí)體模型見(jiàn)圖7a。采用四面體網(wǎng)格進(jìn)行劃分，對(duì)流固接觸面、關(guān)鍵區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，最終劃分流場(chǎng)網(wǎng)格352萬(wàn)，網(wǎng)格縱橫比為23.96，多部件在內(nèi)的固場(chǎng)網(wǎng)格230萬(wàn)，網(wǎng)格縱橫比為15.54，網(wǎng)格模型圖見(jiàn)圖7b，根據(jù)前文所得的熱邊界條件，利用Workbench軟件對(duì)模型進(jìn)行弱流固耦合傳熱分析。

圖7 流固耦合模型

冷風(fēng)的截面流線圖見(jiàn)圖8a。缸體接受缸內(nèi)高溫燃?xì)鈧鱽?lái)的大量的熱，通過(guò)翅片與冷風(fēng)進(jìn)行對(duì)流換熱；從圖 8a可以看到，在缸體背風(fēng)面，冷風(fēng)流速緩慢，致使換熱系數(shù)較低，散熱效果較差。缸體的背風(fēng)面溫度場(chǎng)云圖見(jiàn)圖 8b，由圖8b可以看出，缸體在軸向上溫度分布差異較大，最高溫度為233.9 ℃，位于缸體頂部靠近排氣道位置；最低溫度位于最下層翅片末端。由于背風(fēng)面散熱效果較差，且缸體背風(fēng)面左右兩側(cè)的流速較快、散熱效果好，同時(shí)遠(yuǎn)離上止點(diǎn)的位置缸體內(nèi)部燃?xì)鉁囟认陆?，在圖8b中顯示的背風(fēng)面溫度云圖呈現(xiàn)由上至下溫度下降、從中間到兩邊逐步降低的趨勢(shì)。

缸體的熱應(yīng)力云圖見(jiàn)圖8c，最大應(yīng)力為106.57MPa，出現(xiàn)在排氣側(cè)第一層翅片末端，且燃燒室附近的翅片應(yīng)力均較高。

圖8 原機(jī)缸體仿真云圖

綜上所述，散熱翅片散熱的方式是航空活塞風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)散熱的主要方式，由于背風(fēng)面流速較低換熱效果差，高溫位置出現(xiàn)在背風(fēng)面上端，缸體的熱應(yīng)力集中位置出現(xiàn)在排氣側(cè)頂部翅片末端。

3.3 溫度場(chǎng)試驗(yàn)測(cè)試與驗(yàn)證

熱電偶測(cè)溫法具有線性度好、靈敏度高、穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)。本文采用熱電偶測(cè)溫法測(cè)量缸體在額定轉(zhuǎn)速3 000 r/min時(shí)的溫度。測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表3。

結(jié)合溫度仿真結(jié)果與溫度試驗(yàn)值對(duì)比，相對(duì)誤差均沒(méi)有超過(guò)5%，根據(jù)一般工程需要[26-27]，仿真結(jié)果較為準(zhǔn)確，可以滿足后續(xù)分析要求。

表3 溫度測(cè)試值與仿真值對(duì)比

4 翅片結(jié)構(gòu)對(duì)缸體強(qiáng)度和傳熱性能的影響

為研究缸體散熱翅片主要結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)缸體傳熱和強(qiáng)度的影響，根據(jù)上述溫度和應(yīng)力仿真分析結(jié)果，選擇散熱翅片厚度、翅片長(zhǎng)度、翅片間距3個(gè)主要結(jié)構(gòu)參數(shù)（圖 2），分別研究各參數(shù)對(duì)缸體強(qiáng)度及傳熱性能的影響程度。

如圖9a所示，選取缸體內(nèi)壁迎風(fēng)面、背風(fēng)面、進(jìn)氣側(cè)、排氣側(cè)4個(gè)位置，每個(gè)位置選取軸向上的5個(gè)點(diǎn)，共20個(gè)點(diǎn)評(píng)定缸體的整體溫度場(chǎng)。如圖9b所示，選取第一二層翅片的迎風(fēng)面、背風(fēng)面、進(jìn)氣側(cè)、排氣側(cè)末端位置共8個(gè)點(diǎn)來(lái)評(píng)定缸體的熱應(yīng)力。

圖9 缸體溫度及熱應(yīng)力測(cè)點(diǎn)

在改變翅片某一結(jié)構(gòu)參數(shù)且保持其余參數(shù)不變的情況下，采用原缸體仿真計(jì)算的邊界條件，分析缸體的溫度與應(yīng)力變化，繪制成柱狀圖。

4.1 翅片厚度對(duì)缸體強(qiáng)度和傳熱性能的影響

為探究翅片厚度對(duì)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響，保持翅片長(zhǎng)度為25 mm、翅片間距為4.5 mm不變，為翅片厚度（初始值為1.5 mm）選擇1、2、2.5和3 mm進(jìn)行分析研究。缸體測(cè)點(diǎn)的溫度場(chǎng)結(jié)果如圖10a所示，熱應(yīng)力結(jié)果如圖10b所示。

由圖10a可以看出，改變翅片厚度對(duì)缸體的溫度場(chǎng)分布影響很大，最大下降19.8 ℃，出現(xiàn)在點(diǎn)5位置，最大上升13.8 ℃，出現(xiàn)在點(diǎn)9位置。增加翅片厚度后，背風(fēng)面點(diǎn)6、7、8和兩側(cè)點(diǎn)11、12、16、17出現(xiàn)溫度先下降后上升的趨勢(shì)其余各點(diǎn)均出現(xiàn)明顯的下降趨勢(shì)。減小翅片厚度各點(diǎn)溫度均出現(xiàn)不同程度的下降。

如圖10b所示，改變翅片厚度使得部分點(diǎn)熱應(yīng)力變化明顯。減小翅片厚度使得排氣側(cè)測(cè)點(diǎn)熱應(yīng)力最大上升34.9 MPa；增大翅片厚度使得排氣側(cè)測(cè)點(diǎn)熱應(yīng)力最大下降33.0 MPa。

綜上可知，改變翅片厚度對(duì)缸體溫度與熱應(yīng)力均有顯著的影響；翅片厚度減薄使得整體溫度上升；翅片厚度增厚使得整體溫度場(chǎng)下降，部分點(diǎn)呈現(xiàn)先降后升趨勢(shì)。翅片厚度對(duì)熱應(yīng)力影響較大，適當(dāng)增加翅片厚度會(huì)減小熱應(yīng)力。當(dāng)選擇翅片厚度為2 mm時(shí)，各點(diǎn)溫度與熱應(yīng)力均出現(xiàn)一定程度的下降。

圖10 翅片厚度對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度與熱應(yīng)力的影響

4.2 翅片長(zhǎng)度對(duì)缸體強(qiáng)度和傳熱性能的影響

為研究翅片長(zhǎng)度對(duì)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響，保持翅片厚度1.5 mm、翅片間距4.5 mm不變，為翅片長(zhǎng)度（初始值為25 mm）選取19、22、28和31 mm進(jìn)行分析，缸體測(cè)點(diǎn)溫度分布如圖11a所示，熱應(yīng)力結(jié)果見(jiàn)圖11b。

由圖11a可以看出，改變翅片長(zhǎng)度對(duì)溫度場(chǎng)影響較大。減小翅片長(zhǎng)度使得點(diǎn)13溫度最大上升24.8 ℃。增大翅片長(zhǎng)度使得點(diǎn)11溫度最大下降14.5 ℃。減小翅片長(zhǎng)度使得各點(diǎn)溫度都呈上升趨勢(shì)；增大翅片長(zhǎng)度使得溫度呈下降趨勢(shì)，而增大翅片長(zhǎng)度使得背風(fēng)面各點(diǎn)溫度下降緩慢。

由圖11b可見(jiàn)，各點(diǎn)變化趨勢(shì)總體相同。減小翅片長(zhǎng)度使得熱應(yīng)力下降，排氣側(cè)測(cè)點(diǎn)下降最為明顯，最大下降28.2 MPa。增大翅片長(zhǎng)度使得應(yīng)力均有所上升，點(diǎn)2、3、4、8變化較為顯著，最大上升達(dá)到23.9 MPa。

圖11 翅片長(zhǎng)度對(duì)測(cè)點(diǎn)溫度與熱應(yīng)力的影響

綜上所述，改變翅片長(zhǎng)度對(duì)缸體溫度與熱應(yīng)力影響較大。增長(zhǎng)翅片長(zhǎng)度，相當(dāng)于大幅增加翅片的絕對(duì)面積，從而增強(qiáng)換熱效果，引起溫度明顯下降，但是應(yīng)力會(huì)明顯上升；減短翅片長(zhǎng)度，相當(dāng)于減少翅片面積，削弱換熱效果，致使溫度明顯上升，而應(yīng)力顯著下降。

4.3 翅片間距對(duì)缸體強(qiáng)度和傳熱性能影響

為研究翅片間距對(duì)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響，保持翅片長(zhǎng)度25 mm、翅片厚度1.5 mm不變，為翅片間距（初始值為4.5 mm）選擇2.5、3.5、5.5和6.5 mm進(jìn)行分析。缸體溫度分布見(jiàn)圖12a所示，熱應(yīng)力變化見(jiàn)圖 12b。

由圖12a可以看出，翅片間距變化使得溫度變化明顯。當(dāng)翅片間距變小時(shí)，點(diǎn)1、2、11、16、17溫度均呈下降趨勢(shì)，而其余各點(diǎn)均出現(xiàn)不同程度上的上升。當(dāng)翅片間距變大時(shí)，點(diǎn)4、5、9、10、14、15、19、20均有不同程度的下降，最大下降13.5 ℃，而其余各點(diǎn)呈不同程度的上升；此為翅片下移為下端各點(diǎn)帶來(lái)的換熱效果的提升。

由圖12b所見(jiàn)，改變翅片間距，對(duì)缸體熱應(yīng)力變化有一定的影響。減小翅片間距對(duì)點(diǎn)8位置熱應(yīng)力影響稍大，呈先降后升趨勢(shì)，最大下降24.1 MPa。增大翅片間距使得熱應(yīng)力變化稍小，最大上升6.9 MPa，其余位置變化均較小。

綜上所述，改變翅片間距對(duì)溫度與熱應(yīng)力均有一定程度的影響。當(dāng)減小翅片間距時(shí)，將引起迎風(fēng)面、背風(fēng)面、進(jìn)氣側(cè)、排氣側(cè)各面高溫度點(diǎn)（點(diǎn)1、2、6、11、16、17）溫度下降而其他點(diǎn)上升；點(diǎn)8位置熱應(yīng)力變化明顯而整體熱應(yīng)力變化不大。當(dāng)增大翅片間距時(shí)，將引起迎風(fēng)面、背風(fēng)面、進(jìn)氣側(cè)、排氣側(cè)各面由上至下前2點(diǎn)的溫度升高，其他點(diǎn)的溫度降低；整體熱應(yīng)力變化較小。

4.4 翅片結(jié)構(gòu)對(duì)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的正交分析

正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)基于“均衡分散、整齊可比”的思想，在滿足工程設(shè)計(jì)的情況下選取翅片厚度、翅片長(zhǎng)度、翅片間距作為正交試驗(yàn)因素。以缸體內(nèi)壁背風(fēng)面點(diǎn)6的溫度值與第一層翅片末端的應(yīng)力值為優(yōu)化目標(biāo)，結(jié)合上述仿真結(jié)果，設(shè)置3因素5水平正交試驗(yàn)，因素水平表見(jiàn)表4，極差分析結(jié)果如表5。

表4 正交試驗(yàn)因素水平表

表5 溫度與熱應(yīng)力的極差分析

根據(jù)表5極差分析可知，各因素對(duì)缸體溫度的影響程度從大到小分別為翅片長(zhǎng)度、翅片厚度、翅片間距。各因素對(duì)翅片應(yīng)力的影響程度由大到小分別為翅片厚度、翅片長(zhǎng)度、翅片間距。圖13、圖14展示了各因素值對(duì)缸體溫度與熱應(yīng)力的影響趨勢(shì)。選取對(duì)影響溫度的最優(yōu)組合翅片厚度2 mm、翅片長(zhǎng)度31 mm、翅片間距4.5 mm及對(duì)影響熱應(yīng)力的最優(yōu)組合翅片厚度3 mm、翅片長(zhǎng)度19 mm、翅片間距2.5 mm分別做仿真分析，發(fā)現(xiàn)各測(cè)點(diǎn)溫度與熱應(yīng)力均有下降，溫度最大下降18.2 ℃，熱應(yīng)力最大下降50.1 MPa，具體見(jiàn)圖15。

圖13 各因素對(duì)缸體溫度的影響趨勢(shì)

圖14 各因素對(duì)缸體熱應(yīng)力的影響趨勢(shì)

圖15 優(yōu)化前后測(cè)點(diǎn)溫度與熱應(yīng)力的對(duì)比

5 結(jié) 論

1）通過(guò)試驗(yàn)與仿真結(jié)合的方法，利用相應(yīng)的經(jīng)驗(yàn)公式獲取了航空活塞風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)缸內(nèi)與缸外的熱邊界條件，采用流固耦合的方法計(jì)算缸體在穩(wěn)態(tài)下的溫度場(chǎng)分布，得出測(cè)點(diǎn)的溫度與應(yīng)力。將溫度、缸壓仿真值與試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)，相對(duì)誤差均在5%以內(nèi)，仿真結(jié)果可靠。

2）分析缸體翅片結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)缸體傳熱及強(qiáng)度的影響，得出翅片長(zhǎng)度的變化對(duì)缸體溫度場(chǎng)影響較大，溫度最大下降19.8 ℃，最大上升24.8 ℃；翅片厚度變化對(duì)缸體溫度場(chǎng)有一定程度的影響。翅片厚度的變化對(duì)熱應(yīng)力的影響較大，翅片長(zhǎng)度對(duì)熱應(yīng)力的影響稍大，翅片間距的變化對(duì)熱應(yīng)力的影響稍小，應(yīng)力最大上升34.9 MPa，最大下降33.0 MPa。

3）通過(guò)試驗(yàn)設(shè)計(jì)分析，翅片長(zhǎng)度對(duì)溫度的影響程度最大，其次為翅片厚度；最優(yōu)組合為翅片厚度2 mm，翅片長(zhǎng)度31 mm，翅片間距4.5 mm；優(yōu)化后溫度最大下降18.2 ℃。翅片厚度對(duì)熱應(yīng)力影響程度最大，其次為翅片長(zhǎng)度；最優(yōu)組合為翅片厚度3 mm，翅片長(zhǎng)度19 mm，翅片間距2.5 mm；優(yōu)化后熱應(yīng)力最大下降50.1 MPa。

[1] 李杰. 活塞式無(wú)人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)直噴航空煤油噴霧及燃燒特性的試驗(yàn)研究[D]. 天津：天津大學(xué)，2019.

Li Jie. Experimental Study on Spray and Combustion Characteristics of Direct Injection Aviation Kerosene in a Piston UVA Engine[D]. Tianjin: Tianjin University, 2019. (in Chinese with English abstract)

[2] 陳劉忠. 無(wú)人機(jī)綜合熱管理系統(tǒng)建模與仿真[D]. 南京：南京航空航天大學(xué)，2016.

Chen Liuzhong. The Modeling and Simulation of UAV Integrated Thermal Management System[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2016. (in Chinese with English abstract)

[3] 董彥非，黃明，李瑞琦. 通用航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展綜述[J]. 西安航空學(xué)院學(xué)報(bào)，2017，35(5)：8-13.

Dong Yanfei, Huang Ming, Li Ruiqi. Overview of the development of general aviation engines[J]. Journal of Xi'an Aeronautical University, 2017, 35(5): 8-13. (in Chinese with English abstract)

[4] 王山. 航空活塞直噴汽油機(jī)缸內(nèi)工作過(guò)程特性研究[D]. 北京：北京理工大學(xué)，2016.

Wang Shan. The Research on Operation Characteristic of Piston Aero-Gasoline Engine[D]. Beijing: Beijing Institute of Technology, 2016. (in Chinese with English abstract)

[5] 沈穎剛，聶珂，徐勁松，等. 不同海拔下壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒與排放特性[J]. 推進(jìn)技術(shù)，2022，43(4)：248-256.

Shen Yingang, Nie Ke, Xu Jingsong, et al. Combustion and emission characteristics of compression-ignition aero piston engine at different altitudes[J]. Propulsion Technology, 2022, 43(4): 248-256. (in Chinese with English abstract)

[6] 唐梓杰，丁水汀，杜發(fā)榮. 小型航空二沖程風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)缸體流固耦合傳熱的仿真[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2011，26(1)：42-47.

Tang Zijie, Ding Shuiting, Du Farong. Simulation of fluid-solid coupled heat transfer of cylinder a small two-stroke air-cooled aero-engine[J]. Journal of Aerospace Power, 2011, 26(1): 42-47. (in Chinese with English abstract)

[7] 周龍保. 內(nèi)燃機(jī)學(xué)(第二版)[M]. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005：228-260.

[8] 李衛(wèi)東，趙廷渝. 航空活塞動(dòng)力裝置[M]. 成都：西南交通大學(xué)出版社，2004.

[9] Zheng X, Luo X, Luo J, et al. Experimental investigation of operation behavior of plate heat exchangers and their influences on organic Rankine cycle performance[J]. Energy Conversion and Management, 2020, 207(3): 112528.

[10] 董軍啟，陳江平，袁慶豐，等. 板翅換熱器平直翅片的傳熱與阻力性能試驗(yàn)[J]. 農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào)，2007，38(8)：53-56.

Dong Junqi, Chen Jiangping, Yuan Qingfeng, et al. Flow and heat transfer on compact smooth fin surfaces[J]. Transactions of the Chinese Society for Agricultural Machinery, 2007, 38(8): 53-56. (in Chinese with English abstract)

[11] 楊艷霞，馬晴嬋，左玉清. 人字形板式換熱器流道傳熱特性及參數(shù)優(yōu)化[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2019，35(21)：210-215.

Yang Yanxia, Ma Qingchan, Zuo Yuqing. Heat transfer characteristics and parameter optimization of flow passage of herringbone heat transfer[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2019, 35(21): 210-215. (in Chinese with English abstract)

[12] 蔡惠坤，張銀亮，廖亦戴，等. 多海拔下不同散熱器翅片的性能分析[J]. 華南理工大學(xué)學(xué)報(bào)（自然科學(xué)版），2017，45(2)：91-98.

Cai Huikun, Zhang Yinliang, Liao Yidai, et al. Performance Analysis of different radiator fins at various altitudes[J]. Journal of South China University of Technology (Natural Science Edition), 2017, 45(2): 91-98. (in Chinese with English abstract)

[13] Elsayed M L, Mesalhy O, Kizito J P, et al. Performance of a guided plate heat sink at high altitude[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2020, 147: 118926- 118941.

[14] Bajargaan R, Patel A. Self similar flow behind an exponential shock wave in a self-gravitating, rotating, axisymmetric dusty gas with heat conduction and radiation heat flux[J]. Indian Journal of Physics, 2018, 92(9): 1119-1135.

[15] Liu Y C, Sangeorzan B, Alkidas A. Experimental investigations into free-circular upward-impinging oil-jet heat transfer of automotive pistons[J]. SAE International Journal of Engines, 2017, 10(3): 790-801.

[16] 鄧晰文，雷基林，文均，等. 活塞結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)柴油機(jī)活塞傳熱與溫度場(chǎng)的影響分析[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2017，33(10)：102-108.

Deng Xiwen, Lei Jilin, Wen Jun, et al. Influences of piston structural parameters on heat transfer and temperature field of diesel engine piston[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2017, 33(10): 102-108. (in Chinese with English abstract)

[17] 童寶宏，張強(qiáng). 不同工況下柴油機(jī)活塞變形的三維有限元分析[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2010，26(9)：159-163.

Tong Baohong, Zhang Qiang. 3-D finite element analysis of piston deformation under different operating conditions of diesel engine[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2010, 26(9): 159-163. (in Chinese with English abstract)

[18] 鄧晰文，林賢衍，賈德文，等. 柴油轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)的全可變配氣系統(tǒng)優(yōu)化[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2021，37(4)：114-121.

Deng Xiwen, Lin Xianyan, Jia Dewen, et al. Optimization of fully variable valve system in a diesel rotary engine[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2021, 37(4): 114-121. (in Chinese with English abstract)

[19] 姬芬竹，杜發(fā)榮，徐斌，等. 航空用風(fēng)冷活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)熱狀態(tài)研究[J]. 內(nèi)燃機(jī)工程，2014，35(1)：35-40.

Ji Fenzhu, Du Farong, Xu Bin, et al. Research on Thermal state of air-cooled piston engine for aviation[J]. Chinese Internal Combustion Engine Engineering, 2014, 35(1): 35-40. (in Chinese with English abstract)

[20] 陳紅巖，李婷. 柴油機(jī)活塞-缸套-冷卻水系統(tǒng)固流耦合傳熱研究[J]. 農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào)，2006，37(5)：37-40.

Chen Hongyan, Li Ting. Diesel engine piston-liner coolant system fluid-solid coupling heat transfer[J]. Transactions of the Chinese Society for Agricultural Machinery, 2006, 37(5): 37-40. (in Chinese with English abstract)

[21] 辛喆，張克鵬，謝斌，等. 耦合法用于柴油機(jī)冷卻系統(tǒng)傳熱的研究[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2010，26(1)：177-181.

Xin Zhe, Zhang Kepeng, Xie Bin, et al. Heat transfer in diesel engine cooling system using coupled method[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2010, 26(1): 177-181. (in Chinese with English abstract)

[22] 俞小莉，鄭飛，嚴(yán)兆大. 內(nèi)燃機(jī)氣缸體內(nèi)表面穩(wěn)態(tài)傳熱邊界條件的研究[J]. 內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，1987，5(4)：42-50.

Yu Xiaoli, Zheng Fei, Yan Zhaoda. The research of the boundary conditions of steady thermal conduction on the inner surface of cylinder in internal combustion engines[J]. Transactions of CSICE, 1987，5(4): 42-50. (in Chinese with English abstract)

[23] 陳紅巖，李迎，李孝祿. 柴油機(jī)流固耦合傳熱仿真研究[J]. 中國(guó)計(jì)量學(xué)院學(xué)報(bào)，2007，17(4)：284-288.

Chen Hongyan, Li Ying, Li Xiaolu. Simulation study on the fluid-solid coupled heat transfer of diesel engines[J]. Journal of China Jiliang University, 2007, 17(4): 284-288. (in Chinese with English abstract)

[24] 李迎，俞小莉，陳紅巖，等. 發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻系統(tǒng)流固耦合穩(wěn)態(tài)傳熱三維數(shù)值仿真[J]. 內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，2007，25(3)：252-257.

Li Ying, Yu Xiaoli, Chen Hongyan, et al. 3-D simulation of steady heat-transfer of fluid-solid coupled system in engine coolant system[J]. Transactions of CSICE, 2007, 25(3): 252-257. (in Chinese with English abstract)

[25] 趙立峰，李云清，王海鷹，等. 風(fēng)冷航空發(fā)動(dòng)機(jī)的活塞形狀恢復(fù)研究[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24(10)：2255-2259.

Zhao Lifeng, Li Yunqing, Wang Haiying, et al. Piston reshapes study forthe air-cooled engine of aerial vehicle[J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(10): 2255-2259. (in Chinese with English abstract)

[26] 黃潤(rùn)伍，黃榮華，代輝，等. 海拔高度對(duì)柴油機(jī)活塞溫度及熱負(fù)荷的影響[J]. 內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，2019，37(3)：280-287.

Huang Runwu, Huang Ronghua, Dai Hui, et al. Influences of altitude on piston temperature and thermal load of a diesel engine[J]. Transactions of CSICE, 2019, 37(3): 280-287. (in Chinese with English abstract)

[27] 王俊, 申立中, 楊永忠, 等. 基于響應(yīng)曲面法的非道路用高壓共軌柴油機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)優(yōu)化標(biāo)定[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào), 2017, 33(3):31-39.

Wang Jun, Sheng Lizhong, Yang Yongzhong, et al. Optimizing calibration of design points for non-road high pressure common rail diesel engine base on response surface methodology[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2017, 33(3): 31-39. (in Chinese with English abstract)

[28] 陸瑞松. 內(nèi)燃機(jī)的傳熱與熱負(fù)荷[M]. 北京：人民交通出版社，1988.

[29] 朱訪君，吳堅(jiān). 內(nèi)燃機(jī)工作過(guò)程數(shù)值計(jì)算及其優(yōu)化[M]. 北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1997.

[30] 嚴(yán)兆大，鄭飛，倪計(jì)民，等. 風(fēng)冷柴油機(jī)的傳熱與熱負(fù)荷[J]. 內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào)，1985，3(1)：77-88.

Yan Zhaoda, Zheng Fei, Ni Jimin, et al. Heat transfer and thermal loading of air-cooled diesel engines[J]. Transactions of CSICE, 1985, 3(1): 77-88. (in Chinese with English abstract)

Influence of fin structure on the strength and heat transfer performance of the cylinder for aviation piston air-cooled engine

Lei Jilin1, Xiao Shunwen1, Deng Wei1※, Deng Xiwen1, Tian Ao2, Dong Lin2

(1,,650500,; 2652300,)

An aviation piston air-cooled engine has been widely used in modern agriculture, plant protection, and unmanned aerial vehicles, because of its compact structure with small size, light weight, high thermal efficiency, simple manufacturing process, and low maintenance cost, as well as the low fuel consumption rate. However, the high thermal load has posed a great threat to the aviation piston air-cooled engine. In this study, a novel one-dimensional simulation model was established to determine the influence of fin structure on the strength and heat transfer of cylinder in an aviation piston air-cooled engine using GT-Power software. The aviation air-cooled engine was taken as the horizontally opposed four-cylinder with the four-stroke piston in the gasoline system. The cylinder pressure test was also carried out to evaluate the working pressure in the engine cylinder under calibrated power conditions. The structure and heat transfer were then characterized for the air-cooled engine cylinder. A systematic calculation was made on the boundary conditions of the gas side in the cylinder. A thermocouple was used to measure the working temperature of the key area in the cylinder under the calibrated power condition. After that, a coupled three-dimensional model was established to combine the temperature and heat transfer coefficient of the combustion chamber in the cylinder and each position of the cylinder. A fluid-structure coupling model was achieved in the heat transfer and strength, including the cylinder head, cylinder, crankshaft, crankcase, and cooling air. The temperature and stress distribution of the cylinder were then obtained from the temperature and heat transfer coefficient distribution of the air-cooling field. The average error of 4.8% was calculated to compare the simulation with the in-cylinder pressure test, particularly fully meeting the engineering needs and the subsequent calculation requirements. The average temperature error of each temperature measurement point was less than 5%, when comparing the measured and simulated cylinder temperature. It indicates that the fluid-structure coupling model fully met the calculation requirements. The fin thickness, spacing, and length were selected to analyze the influence of their heat dissipation on the structural strength and heat transfer performance of the cylinder. The results show that different variations were found in the three structural parameters. Specifically, the temperature of the cylinder decreased by 14.5 ℃, whereas, the thermal stress increased by 23.9 MPa, with the increase of fin length. The temperature and thermal stress of the cylinder decreased by 19.8 ℃ and 33.0 MPa, respectively, with the increase in fin thickness. The temperature of the cylinder decreased by 13.5 ℃, whereas, the thermal stress increased by 6.9 MPa, with the increase of fin spacing. Furthermore, the three-factor five-level orthogonal experiment was designed to take the fin thickness, spacing, and length as the factors. The calculation results show that the greatest influence on the cylinder temperature was found from the fin length, followed by the fin thickness, and the fin spacing was the least. The cylinder body temperature of the machine decreased by 18.2 ℃ after optimization, compared with the original. The greatest influence on the structure strength of the cylinder was from the fin thickness, followed by the fin length, and the fin spacing was the least. The maximum thermal stress of the machine decreased by 50.1 MPa after optimization, compared with the original. The findings can provide a strong reference to design and optimize the heat fin of aviation piston air-cooled engines.

fluid-structure interaction; heat transfer; air-cooled engine; cylinder; strength; heat dissipation fin

10.11975/j.issn.1002-6819.2022.24.003

TK412

A

1002-6819(2022)-24-0025-10

雷基林，肖順文，鄧偉，等. 翅片結(jié)構(gòu)對(duì)航空活塞式風(fēng)冷發(fā)動(dòng)機(jī)缸體強(qiáng)度與傳熱性能的影響[J]. 農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2022，38(24)：25-34.doi：10.11975/j.issn.1002-6819.2022.24.003 http://www.tcsae.org

Lei Jilin, Xiao Shunwen, Deng Wei, et al. Influence of fin structure on the strength and heat transfer performance of the cylinder for aviation piston air-cooled engine[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2022, 38(24): 25-34. (in Chinese with English abstract) doi：10.11975/j.issn.1002-6819.2022.24.003 http://www.tcsae.org

2022-09-28

2022-12-14

云南省科技廳重大科技專項(xiàng)計(jì)劃項(xiàng)目（202202AB080011）

雷基林，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)優(yōu)化。Email：leijilin@sina.com

鄧偉，教授級(jí)高工，研究方向?yàn)閮?nèi)燃機(jī)零部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與可靠性。Email：1323364597@qq.com