沖壓進氣冷卻對發動機艙溫度分布的影響

馬松，李堃，張志偉，王占學

(1.中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所，沈陽110035；2.西北工業大學動力與能源學院，西安710072)

沖壓進氣冷卻對發動機艙溫度分布的影響

馬松1，李堃1，張志偉1，王占學2

(1.中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所，沈陽110035；2.西北工業大學動力與能源學院，西安710072)

沖壓進氣冷卻是目前控制戰斗機發動機艙內溫度分布的主要方式。利用基于模型的發動機性能分析方法，提供不同工況下發動機分段熱壁邊界條件，通過非結構化網格和k-ε湍流模型方法求解流動與傳熱控制方程，數值模擬了某型發動機艙在典型飛行狀態和發動機工況下的流動特征及流場關鍵參數分布，并與試驗結果進行了對比分析。結果表明，模擬結果與試驗結果吻合良好，模擬方法能準確預測發動機艙溫度場分布，為通風冷卻系統和滅火系統的設計與優化提供依據。

發動機艙；沖壓進氣；通風冷卻系統；溫度分布；發動機性能；數值模擬

1 引言

飛機發動機艙，包容了發動機及由油泵、滑油箱、起動機、油路和各種測試用傳感器等組成的發動機附件。發動機工作時，若發動機艙沒有合理的結構和有效的冷卻，艙內的高溫會引起發動機附件工作異常或損壞[1]。目前，大部分現役戰斗機的發動機艙冷卻，通過設置于飛機機身、垂尾表面的沖壓口引入冷氣的方式實現。當戰機高速飛行時，具有一定動壓的冷卻氣流從沖壓口進入發動機艙，并在發動機噴管尾流的引射作用下，從飛機尾部排入大氣。

國外有關發動機艙流場和溫度場的研究與分析計算報道較少。國內，謝永奇等[2-3]數值模擬了某型直升機發動機艙的流場和溫度場，并在此基礎上對艙結構進行了改進。熊莉芳等[4]對螺旋槳飛機發動機艙的流場和溫度場進行了模擬計算，研究了發動機艙在不同進氣縫寬度時的冷氣流量、流動及換熱情況，并在此基礎上提出一些熱控優化方案。但國內有關發動機艙的數值模擬中，在給定熱壁的邊界條件上存在較大簡化。本文通過發動機總體性能程序，提供不同飛行狀態下艙壁面分段溫度作為數值模擬的邊界條件，這更接近發動機艙真實工況，有利于提高數值模擬的準確性；基于三維CFD數值模擬技術，結合典型湍流模型，對某型飛機發動機艙內的三維流動進行了數值模擬。

2 發動機艙結構及模型構建

2.1 幾何模型

發動機艙內含發動機、機匣、管路及飛機結構框、電纜等部件，在CFD計算中很難精確模擬，網格生成量大，對計算機硬件要求高，因此需對發動機艙模型進行簡化。將發動機及其附件看作整體，發動機艙內的管路及電纜、傳感器等對計算結果影響不大的附件略去不計[5]，通過數字建模軟件完成三維建模。某型飛機發動機艙的結構簡圖如圖1所示。

圖1 發動機艙結構簡圖Fig.1 Engine compartment structure sketch

2.2 數學模型

對粘性流場數值模擬基于求解強守恒三維雷諾平均N-S方程[6]，對湍流流動采用Boussinesq假設。則在笛卡爾坐標系下，雷諾平均N-S方程可寫成：

式中：Q表示獨立變量矢量，F、G、H分別表示三個方向通量，下標inv、vis分別表示無粘及有粘項[7-8]。

采用Jameson等發展的變步長四階龍格-庫塔法進行時間推進求解，對流項采用二階迎風格式離散求解，粘性項采用中心差分格式，湍流模型選用標準k-ε兩方程模型[9-11]。

3 數值計算過程

3.1 網格劃分及求解策略

由于發動機艙結構復雜，內部氣流流通區域結構不對稱，考慮到計算精度和收斂性，采用O型網格，并在艙內溫度梯度較大的壁面和發動機艙進、出口處進行細化。整個計算域網格數約220萬，如圖2所示。為獲得更多關于發動機艙各壁面邊界層的相關參數，對各壁面設置邊界層網格進行計算。

圖2 發動機艙計算域網格Fig.2 The computing domain grids of an engine compartment

采用標準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，計算迭代至15 000次可得到較理想結果。

3.2 邊界條件

邊界條件給定為：冷卻空氣壓力進口，噴管進口的壓力進口，固體壁面無滑移邊界，外場進口邊界，遠場邊界及出口邊界等。其中，發動機艙的熱壁邊界，依據發動機總體性能程序提供的熱壁模型給出。發動機沿程熱力循環參數的計算模型如圖3所示，根據飛機的飛行高度H、飛行馬赫數Ma，及壓氣機、燃燒室和渦輪特性等，采用變比熱的方法計算，得到沿程壁溫計算模型；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，得出發動機的沿程氣動熱力參數分布，給出發動機熱壁分段溫度分布。艙內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 發動機沿程熱力循環參數計算模型Fig.3 Calculation model for frictional heat engine cycle parameters

4 數值計算結果及分析

4.1 熱壁模型計算結果

針對某型飛機發動機，基于熱壁模型計算出了發動機的熱壁溫度分布。其中飛行狀態和發動機工作過程相關參數如表1所示。

表1 典型飛行狀態及發動機相關參數Table 1 Typical flight conditions and engine related parameters

發動機典型工作狀態的熱壁溫度分布見圖4。可見，當飛行速度和發動機工作狀態相同時，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，發動機的瞬時耗油量降低，渦輪后燃氣溫度降低，導致發動機壁面溫度降低。當飛行高度相同時，飛行速度依據發動機工作狀態而改變，壁面溫度隨飛行速度增加呈遞增趨勢。當飛機跨聲速后加速突防時，發動機工作狀態由小狀態向大狀態過渡，此時發動機的瞬時油耗增加，主燃燒室和加力燃燒室出口溫度增加，導致發動機壁面溫度增加。

圖4 發動機典型工作狀態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 發動機艙三維CFD模擬結果

為詳細分析發動機艙內氣流溫度場的分布情況，沿軸向(x軸)在艙內選取若干截面進行分析。分別取進氣機匣所在x=132 mm截面，三級風扇機匣所在x= 498 mm截面，中介機匣所在x=742 mm截面，外涵機匣所在x=1 596 mm截面，渦輪后機匣所在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。可見，采用沖壓進氣冷卻方式，對發動機艙能起到很好的冷卻效果。發動機主燃燒室處于外涵機匣和渦輪后機匣之間，加力燃燒室處于加力筒體所在截面附近，屬高溫區域。當發動機在巡航狀態工作時，發動機主燃燒室機匣為主要熱源，此區域溫度較高；當發動機處于加力狀態時，加力燃燒室機匣為主要熱源，此區域溫度較高。在接近冷卻進口位置，由于冷卻氣流與發動機熱壁強化換熱，導致該區域溫度較低；在冷卻通道出口位置，由于發動機尾噴管的引射作用，加速了發動機艙內氣流流動，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果，在飛行速度相同的情況下，發動機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，進行滅火系統設計時，需考慮在此位置附近增加傳感器數量[12]。在x=4 018 mm截面，存在發動機噴流引射影響，對流換熱效果加強，溫度場分布均勻。發動機以巡航狀態飛行時，發動機艙溫度最高出現在圖5(b)中x=2 541 mm截面，為渦輪后機匣所在位置附近，此截面大部分區域溫度不高于365 K[13-14]。

圖6給出了H=13 km、發動機以加力狀態飛行時，發動機艙內各截面的溫度分布。可見，隨著飛行速度的增加，盡管進入到發動機艙的氣流流量增加，但溫度場分布仍呈遞增趨勢。一是由于隨著飛行馬赫數的增加，進口冷卻氣流溫度增加，發動機艙內換熱效果減弱；二是發動機由小加力狀態過渡到全加力狀態，發動機壁溫條件變化，導致發動機艙內熱壁溫度升高，發熱量變大[15-16]。

4.3 數值模擬與試驗結果對比

為驗證數值計算方法正確性，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=2.0四個狀態下，相同特征截面處發動機艙內溫度試驗測量值與數值模擬結果進行對比分析，結果如圖7所示。可見，數值模擬結果與飛行試驗結果誤差小于10%。誤差產生的主要原因是，發動機熱壁溫度模型未考慮發動機附件發熱，外流場未能精確計算，及外界環境因素也存在影響。整個發動機艙溫度分布呈前低后高的趨勢，與試驗結果吻合較好，驗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，發動機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、發動機以加力狀態飛行時，發動機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 巡航和加力狀態下發動機艙溫度場測量與模擬結果對比Fig.7 The temperature field measurements vs.simulation results of engine compartment at cruise and augmenting

5 結論

(1)基于求解部件級的航空發動機非線性共同工作方程，得出了發動機的沿程氣動熱力參數分布及熱壁分段溫度分布，可準確預測不同工況下發動機的熱壁溫度分布。

(2)發動機工作狀態是影響發動機機匣壁溫及發動機艙溫度的主要因素，飛行速度和發動機狀態相同時，發動機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，氣流以較大速度進入發動機艙，對發動機艙的冷卻效果增加，且發動機艙溫度隨飛行速度增加而升高。

(3)發動機艙溫度分布數值模擬結果與試驗測量結果吻合較好，可用于指導發動機艙通風冷卻系統和滅火系統的優化設計。

(4)利用本文提出的方法，對常規戰斗機飛行包線極限區域邊界參數和發動機艙溫度場進行預測、評估，為系統方案設計提供了支持。

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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研究。