基于Fluent的矢量噴管作動器溫度場仿真

滿春雷，賈 濤，陸 暢，翟富剛，張 晉

(1.中國航發(fā)長春控制科技有限公司，吉林 長春 130102；2.燕山大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，河北 秦皇島 066004;3.燕山大學(xué) 河北省輕質(zhì)結(jié)構(gòu)裝備設(shè)計與制備工藝技術(shù)創(chuàng)新中心，河北 秦皇島 066004)

引言

航空發(fā)動機(jī)矢量噴管技術(shù)的出現(xiàn)，大大提升了先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)過失速機(jī)動、短距起降的飛行能力，提高了飛機(jī)的生存能力和戰(zhàn)斗能力[1-2]。矢量噴管作動器(簡稱作動器)作為矢量噴管的驅(qū)動裝置，正被大量使用[3-4]，作動器的穩(wěn)定工作直接影響著飛機(jī)的性能。

作動器由于受到矢量噴管夾層熱環(huán)境的影響很大，在不同工況下，作動器處于高溫環(huán)境中，易導(dǎo)致位置傳感器、密封圈等部件超過其可耐受的最高溫度而失效[5-6]。

目前，國內(nèi)對航空發(fā)動機(jī)矢量噴管作動器及其各主要部件，如電磁閥、伺服閥、作動器的研究圍繞在控制系統(tǒng)[7-9]以及動態(tài)特性[10-11]，熱場分析的研究相對較少。如劉杰等[12]為研究過度容積對閥控缸頻寬的影響，建立了矢量噴管電液伺服系統(tǒng)的仿真模型，應(yīng)用分布參數(shù)管路模型分析使系統(tǒng)頻寬達(dá)到最大。初亮等[13]采用AMESim和ANSYS Maxwell建立了電-液制動系統(tǒng)中高速開關(guān)電磁閥的模型，對其動態(tài)特性進(jìn)行仿真，并通過試驗進(jìn)行驗證。張揚等[14]提出了一種伺服閥溫度敏感操作力的解析建模方法，以研究變化溫度條件下的溫度特性，為易受傷害的閥門的溫度引起的堵塞故障提供了解釋。

本研究針對某航空發(fā)動機(jī)實際工況，建立了作動器的溫度場仿真模型，探索作動器內(nèi)外邊界溫度分布規(guī)律，旨在為作動器設(shè)計提供理論支撐。

1 作動器及其工作原理

矢量噴管作動器主要由筒體、傳感器定子和動子、端蓋、活塞、冷卻套筒、連接塊組成，如圖1a所示。

圖1 作動器模型

作動器安裝在矢量噴管的夾層中，航空燃油通過進(jìn)入活塞左右2腔推動活塞進(jìn)出，活塞的位置是由傳感器檢測的。作動器內(nèi)部航空燃油的溫度遠(yuǎn)低于外部環(huán)境溫度，因此在作動器的內(nèi)部設(shè)計冷卻油路進(jìn)行冷卻，如圖1a所示。

冷卻油路循環(huán)原理：航空燃油經(jīng)進(jìn)油口進(jìn)入作動器左腔，燃油通過冷卻套筒與傳感器定子間的環(huán)狀間隙1，進(jìn)入到活塞與傳感器動子所構(gòu)成的腔室，然后燃油經(jīng)過冷卻套筒與活塞構(gòu)成的環(huán)狀間隙2，最后通過活塞上的泄漏孔進(jìn)入到作動器的右腔室，冷卻油從出油口排出，反之亦然。

2 作動器溫度場模型

作動器置于航空發(fā)動機(jī)矢量噴管固壁夾層，為模擬作動器所處環(huán)境，建立圖1b所示的空氣倉。內(nèi)表面正對矢量噴管壁為高溫輻射面，外表面為環(huán)境溫度表面。

考慮到作動器模型的復(fù)雜性，利用ICEM CFD軟件采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方法對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，設(shè)置網(wǎng)格基本尺寸大小為1.5 mm，作動器與空氣倉內(nèi)外表面距離較近，作動器筒體對應(yīng)的空氣倉內(nèi)外表面對應(yīng)區(qū)進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，目的是提高求解精度，網(wǎng)格數(shù)量為400萬，如圖2所示。

圖2 有限元模型

環(huán)狀間隙1寬度為0.5 mm、長度為60 mm，環(huán)狀間隙2寬度為1 mm、長度為165 mm，此處模型尺寸小易使網(wǎng)格數(shù)量少，查看此處環(huán)狀間隙內(nèi)的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，如圖3a所示。

圖3 環(huán)狀間隙網(wǎng)格

環(huán)狀間隙內(nèi)網(wǎng)格如圖可以看出，在網(wǎng)格尺寸控制在1.5 mm以下環(huán)形間隙內(nèi)只有1層網(wǎng)格，需優(yōu)化環(huán)狀間隙內(nèi)的網(wǎng)格。環(huán)形間隙采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分代替此處非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，將原有環(huán)狀間隙內(nèi)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格刪除，劃分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，將結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與其他非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行裝配，通過interface連接，網(wǎng)格劃分后的環(huán)狀間隙網(wǎng)格如圖3b所示，環(huán)狀間隙內(nèi)的網(wǎng)格層數(shù)各為5層，網(wǎng)格數(shù)量為800萬。

2 邊界條件及物性參數(shù)

2.1 邊界條件

1) 空氣倉邊界條件

作動器在工作時正對的面為矢量噴管的壁面故空氣倉內(nèi)表面設(shè)為矢量噴管壁的溫度，空氣倉外表面以及空氣倉其余表面設(shè)為環(huán)境溫度。

2) 進(jìn)、出油口邊界條件

作動器實際工作時為流量入口，流量大小為4 L/min，故作動器進(jìn)油口邊界條件為流量入口，出口為速度出口。

3) 輻射換熱模型設(shè)置

作動器由于表面兩側(cè)分別為流體計算域和固體計算域，要計算導(dǎo)熱量，就要進(jìn)行流固耦合傳熱設(shè)置，即在熱邊界條件中選擇耦和(coupled)選項。作動器位于高溫環(huán)境中，矢量噴管壁為高溫壁面，作動器和矢量噴管壁通過輻射換熱進(jìn)行換熱，因此輻射換熱模型采用Surface-to-Surface(S2S)模型，任意2個表面的輻射換熱量為：

(1)

式中，φ1,2—— 換熱量

Eb1，Eb2—— 輻射力

ε1，ε2—— 各面輻射率

X1，2—— 角系數(shù)

A1，A2—— 輻射面積

由斯蒂芬-玻爾茲曼定律知：

Eb=δbT4

(2)

式中，δb—— 斯特雷常量

T—— 熱力學(xué)溫度

4) Viscous Model模型設(shè)置

流動分為層流和湍流兩種形式，當(dāng)流速很小時，流體呈分層流動，相鄰互不混合，雷諾數(shù)小于臨界雷諾數(shù)，稱為層流；當(dāng)流速較大時層流被破壞，流體出現(xiàn)互相混合，雷諾數(shù)大于臨界雷諾數(shù)，形成湍流。活塞和冷卻套筒之間環(huán)形流道、傳感器定子和冷卻套筒之間環(huán)形流道寬度d較小，可認(rèn)為是同心縫隙，其雷諾數(shù)計算公式如式(3)所示，得同心縫隙的臨界雷諾數(shù)為1100。

(3)

式中，Re—— 雷諾系數(shù)

ρ—— 密度

v—— 流速

d—— 流道寬度

η—— 流體黏度

作動器在工作時通油流量4 L/min，通過式(3)計算得環(huán)狀間隙1和環(huán)狀間隙2的湍流系數(shù)分別為1966和2673，故設(shè)置作動器計算模型為標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。

2.2 物性參數(shù)

矢量噴管作動器各部分材料參數(shù)如表1所示，流體介質(zhì)為航空燃油。

表1 零件物性參數(shù)

3 試驗測試與仿真結(jié)果對比

搭建作動器溫度試驗臺如圖4所示，該試驗臺可以測試作動器的動態(tài)特性、出力、作動器內(nèi)部溫度，基于此試驗臺測試作動器在活塞全行程時高溫環(huán)境下作動器內(nèi)部溫度。

作動器安裝在試驗臺上，試驗溫度通過加熱裝置獲得，進(jìn)入作動器的航空燃油流量通過伺服閥進(jìn)行控制，因需要測試試驗臺內(nèi)部溫度值，將溫度傳感器采用嵌入式安裝，在圖4中的3個位置鉆出孔洞，將溫度傳感器嵌入作動器中。進(jìn)行作動器溫度場試驗，試驗時環(huán)境溫度為200 ℃，航空燃油溫度為70.4 ℃，流量為4 L/min，試驗測得a，b，c3點傳感器的溫度值分別為：169，126.2，120 ℃。

圖4 作動器溫度場試驗臺

在同樣工況下對矢量噴管作動器進(jìn)行溫度場仿真計算，作動器的內(nèi)部流線圖如圖5所示。

圖5 作動器流線圖

通過流線圖的流向和分布可以看出，航空燃油從進(jìn)口流入，經(jīng)過冷卻油路后，從出油口流出驗證了仿真模型對各個部分網(wǎng)格設(shè)置的正確性，使航空燃油的流向、分布與作動器正常工作時相同。作動器的仿真溫度云圖如圖6所示。

圖6 作動器溫度云圖

從圖6中可以看出作動器2端的溫度較中間相比溫度高，作動器中間部分有航空燃油冷卻故中間部分較低，作動器最高溫度為180 ℃，最低溫度為90 ℃。圖4中位置a，b，c為試驗設(shè)備溫度傳感器的位置，其3點位置的溫度云圖如圖7所示。

圖7 3點位置溫度云圖

從圖7中可以看出在此工況下位置a，b，c平均溫度分別為：181，114.5，130 ℃，與試驗值進(jìn)行對比，實驗測試點溫度與仿真溫度對比如表2所示。

表2 測試點溫度

從表2中可以看出，試驗溫度與仿真溫度值大致上接近，在位置a，b，c誤差為在10%以內(nèi)。造成這個誤差原因在于測量試驗溫度值時，測試的不僅僅是作動器內(nèi)部溫度的溫度，環(huán)境溫度也會對傳感器溫度造成一定的影響，且傳感器確切的安裝位置與仿真提取的溫度位置存在差異；并且測試值受人為因素、儀器的精度、材料的屬性與仿真預(yù)設(shè)值有差異等諸多因素的影響，造成實驗與仿真結(jié)果存在偏差，但是偏差范圍在可控范圍內(nèi)，證明了參數(shù)化模型的準(zhǔn)確性。

4 典型工況下作動器溫度場仿真分析

作動器在實際工作時分為常規(guī)工況和短時高溫工況，分析兩種工況下作動器內(nèi)部溫度場分布，以及易超溫傳感器元件的溫度場分布規(guī)律。

4.1 常規(guī)工況

作動器常規(guī)工作時通油流量為4 L/min，在發(fā)動機(jī)機(jī)匣表面溫度長期為273 ℃、環(huán)境溫度為215 ℃時，即作動器模型中空氣倉內(nèi)表面為273 ℃、環(huán)境溫度為215 ℃，仿真計算作動器內(nèi)部溫度場，作動器內(nèi)部溫度分布如圖8所示。

由圖8可知在整個作動器模型中，作動器區(qū)域的溫度比空氣倉的溫度低，這是因為沒有作動器的區(qū)域介質(zhì)為空氣，空氣倉面通過輻射換熱將溫度輻射到空氣中，再由空氣輻射到作動器，且作動器在工作時通油，航空燃油也會帶走部分作動器的溫度。作動器中易受高溫影響而失效的元件為傳感器定子和動子，分別對傳感器定子和傳感器動子進(jìn)行溫度場進(jìn)行分析，提取傳感器定子、動子溫度云圖，如圖9、圖10所示。

圖8 作動器溫度分布云圖

圖9 傳感器定子截面溫度分布云圖

圖10 傳感器動子溫度云圖

由圖9可知，傳感器定子左側(cè)端部溫度高達(dá)158 ℃，定子右端及中部溫度低，平均溫度為150 ℃，而最低溫度為144 ℃。這是因為傳感器定子右端及中端有航空燃油冷卻，溫度比暴露在筒體外面的部分低，定子左端則暴露筒體外沒有燃油冷卻因此溫度較高。從傳感器動子云圖10中可以看出，動子左端最高溫度為176 ℃，動子右端及中端溫度較低，平均溫度152 ℃，最低溫度為144 ℃。傳感器動子左端端部暴露在空氣中，受環(huán)境溫度影響較大，溫度較高，而動子中端及右端由設(shè)計的冷卻油路進(jìn)行冷卻，故溫度較低。

4.2 短時高溫工況

作動器在發(fā)動機(jī)機(jī)匣表面溫度短時362 ℃，環(huán)境溫度為250 ℃時，即作動器模型中空氣倉內(nèi)表面為362 ℃，外表面溫度250 ℃，仿真計算作動器傳感器定子、動子溫度值。作動器為金屬材料，考慮到金屬材料導(dǎo)熱性好的特點，在短時也會使作動器的溫度急劇上升，此時按穩(wěn)態(tài)極限條件考慮仿真計算作動器內(nèi)部溫度場，分析作動器傳感器定子、動子的溫度分布如圖11、圖12所示。

圖11 傳感器定子截面溫度分布云圖

圖12 傳感器動子截面溫度分布云圖

由圖11、圖12可知，傳感器定子平均溫度為150 ℃，最低溫度為146 ℃，最高溫度為174 ℃；傳感器動子平均溫度為167 ℃，最低溫度為150 ℃，最高溫度為205 ℃。從仿真計算結(jié)果可知，位移傳感器被冷卻油冷卻的部分溫度較低，而不與冷卻油接觸的部分溫度較高。短時高溫工況較常規(guī)工況相比傳感器溫度有所提升，動子平均溫度增加了15 ℃，傳感器動子的最高溫度達(dá)到了205 ℃，較常規(guī)工況相比增長了29 ℃，為了保證傳感器的正常工作需要在設(shè)計作動器傳感器動子的右端部采取熱防護(hù)措施。

5 結(jié)論

本研究針對航空發(fā)動機(jī)矢量噴管作動器進(jìn)行了參數(shù)化建模，對于尺寸較小的環(huán)狀間隙結(jié)構(gòu)采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的混合網(wǎng)格的劃分方法，利用Fluent軟件對作動器進(jìn)行穩(wěn)態(tài)溫度場分析，并通過試驗驗證了模型的準(zhǔn)確性。

分析了在2種不同工況下作動器內(nèi)部溫度場分布以及易受溫度影響的元件傳感器定子、動子的溫度分布規(guī)律，并得到了如下結(jié)論：

(1) 常規(guī)工況時，作動器冷卻油路對傳感器元件冷卻效果顯著，傳感器被冷卻的部分溫度較低，未被冷卻的傳感器端部沒有出現(xiàn)超溫情況；

(2) 短時高溫工況時，傳感器整體溫度明顯增加，傳感器被冷卻部分未出現(xiàn)超溫，未被冷卻的傳感器端部可能存在超溫情況，需在作動器設(shè)計時對此部分采取熱防護(hù)措施，為后續(xù)作動器設(shè)計提供了重要參考。