航空發動機機匣壁面溫度分布數值模擬與分析

薛 倩，王占學

（1.西安航空學院航空工程系，西安710077；2.西北工業大學動力與能源學院，西安710072）

0 引言

航空發動機內部的傳熱直接會影響發動機的熱效率和工作性能，特別是高溫度梯度會造成機匣壁面的高頻熱疲勞破壞，因此求解發動機機匣壁面的溫度分布是發動機設計和調試的重要環節之一。國內外研究機構開發了許多航空發動機性能計算軟件，其中以NASA研究中心開發的GENENG、DYNGEN和NNEP等軟件最具有影響力[1-4]。這些軟件能夠模擬發動機工作時的熱力循環參數，但單獨計算機匣壁面溫度分布的軟件很少。

航空發動機機匣壁溫的變化與發動機本身的工作狀態密切相關。通過發動機性能模擬計算，得到發動機性能的同時，亦可得到溫度和壓力等發動機沿程各截面的氣動參數。本文在此基礎上，利用管內流動對流換熱過程確立了發動機機匣壁溫的計算方法。

1 計算方法

1.1 發動機熱力循環參數的計算方法

發動機熱力循環參數不是隨意給定的，必須既滿足各部件自身特性，又要保持各部件之間的流量連續、功率平衡、壓力平衡等一系列共同工作條件[5-9]。在任意工作狀態下的發動機熱力循環參數的計算就是試圖得到1 組熱力循環參數和發動機各截面參數，使其滿足由這些共同工作條件和部件特性列出的一系列方程。

發動機在設計點的性能計算可以直接通過熱力計算獲得，而在非設計點的性能計算卻大不相同，當發動機工作條件偏離設計點值時，發動機的工作過程參數發生變化，部件的效率和總壓恢復系數也發生變化，必須先確定出這些參數而后進行熱力計算。在得到發動機沿程參數分布的同時，也就得到了發動機的性能參數。詳備的迭代計算流程如圖1所示。

圖1 發動機沿程熱力循環參數計算流程

1.2 發動機機匣壁面溫度的計算方法

發動機機匣可以簡化為1 個薄壁圓筒，傳熱模型如圖2所示。

圖2 發動機機匣傳熱模型

根據機匣內的部件所處的位置可以將其分為n段，已知條件為上述發動機熱力循環參數計算所得到的發動機沿程各截面的氣流參數，包括流量、總溫、靜溫、總壓和靜壓等。參照傳熱學中管內流體對管壁的對流換熱過程[10-15]，通過迭代計算便可得到發動機機匣壁面的溫度，具體方法如下。

發動機機匣壁面的每段都可以單獨作為1 個控制體。根據熱平衡式，在1個工作循環中，對于這個控制體有

式中：Q 為氣體所帶走的熱量

式中：ts1和ts2分別為氣體進、出口溫度。

Q1、Q2為氣體與發動機部件表面之間的換熱量和氣體與發動機機匣表面之間的換熱量

式中：tf為氣體的溫度；A1、A2為氣體沿發動機流動時與發動機部件和機匣表面的對流換熱面積；tw1、tw2為發動機部件和機匣的溫度；h1、h2分別為發動機部件和機匣表面與氣體間的對流換熱系數

式中：Re=ρvd/μ，ρ、v、λ、μ 分別為流體的密度、速度、導熱系數和動力黏度；de為流道的當量直徑；Pr 為流體的普朗特數。

對于管內流動，一般情況下，tf=(ts1+ts2)/2。

2 計算結果分析

基于上述計算模型，編制了航空發動機壁溫計算軟件，并以某型渦扇發動機為例，對其壁溫的分布規律進行了計算分析。某型渦扇發動機在H=11 km，Ma=2.0時通過數值模擬和測量所得到的機匣壁面溫度分布的比較如圖3所示。

圖3 某型發動機的機匣壁面溫度分布

從圖中可見，利用本文建立的發動機壁溫計算方法所得到的計算結果與實際測量結果除外涵區外趨勢基本一致，說明建立的發動機熱壁模型有一定的工程適用價值。由于外涵區內并不存在發動機作功，氣流總溫保持不變，因而在數值模擬的發動機機匣壁溫曲線中，外涵段為一平滑區。在實際發動機的外涵區存在大量的附件和電子設備，在發動機工作時，這些附件和電子設備與外涵壁面發生傳熱作用，因而導致外涵機匣壁溫變化。

3 結論

（1）開發的發動機機匣熱壁計算模型既可以作為單獨軟件運行，也可以作為發動機設計的1個輸入模塊。

（2）與試驗結果對比可知，采用的數值計算方法在工程上應用是可行的。

（3）由于所建立的發動機熱壁模型的外涵區并未包含發動機附件，從而導致計算結果中外涵區域趨勢不一致，但并不影響本模型作為發動機設計的參考價值。

（4）在管壁流動的計算中僅運用了1 維數值計算方法且未考慮到輻射換熱的影響，若采用3 維計算方法并增加輻射換熱可提高計算精度，這需要進一步研究。

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