航空活塞發動機中冷系統設計及測試方法研究

田佳浩,雷乾乾,孫鵬遠,趙韋東,袁泉泉,張 明

(彩虹無人機科技有限公司，北京 100074)

1 引言

航空活塞發動機具有價格低廉、耗油較省、易于維護以及操縱便捷等優勢，因此中低速無人機普遍以航空活塞發動機匹配螺旋槳作為推進系統[1-3]。伴隨著無人機應用場景的愈發廣泛以及生存環境的逐漸嚴苛，無人機對發動機高實用升限的要求十分緊迫。對于航空活塞發動機而言，除去對航電、燃油等系統的能力提升外，實用升限的提高很大程度上依賴于增壓系統能力的提高，即增壓系統實現高壓比以應對高海拔空氣稀薄的環境。根據熱力學原理，經增壓系統增壓后的空氣溫度顯著提高，為提高進氣密度以及避免發動機進氣溫度過高影響動力輸出及穩定性，需要在增壓器后引入中間冷卻系統[4-6]。針對于發動機艙散熱器及熱管理技術的研究較多，為設計工作者在進行短艙換熱設計時提供了參考[7-12]。本文對航空活塞發動機中冷系統設計及測試方法展開論述，對提高無人機動力系統整體性能和規范設計流程具有指導意義。

2 中冷系統的結構原理及意義

2.1 中冷系統的結構原理

對于飛行器而言，中冷系統通常采用風冷式，其基本結構原理圖如圖1所示。

如圖1所示，中冷系統位于增壓系統末端，在發動機運轉過程中，新鮮空氣依次經過空氣濾清器、渦輪增壓器壓氣機、中冷器而后通過進氣歧管進入發動機氣缸。

2.2 中冷系統對航空活塞發動機性能的影響

由于增壓后空氣溫度在中冷系統內得到顯著降級，進入氣缸的空氣質量增加，這對增壓系統性能及航空活塞發動機性能產生一系列影響。

1)可以增加發動機循環噴油量，使發動機有更多的燃料化學能轉換為熱能，進而增加了動力性。增壓中冷技術使得航空活塞發動機在臨界增壓高度以下最大輸出功率一直恒定不衰減，在臨界增壓高度以上功率衰減速率下降；

2)增加了空氣質量，使得燃油噴霧與空氣更好得摻混，從而使之燃燒更加充分，改善了發動機的燃油經濟性；

3)降低發動機進氣溫度使得發動機缸內最高燃燒溫度及排溫均明顯降低，即中冷系統降低了增壓系統及發動機的熱負荷，提升了整機的可靠性。

3 中冷系統設計

本節圍繞中冷系統設計指標、中冷器選型、中冷布置方式、中冷安裝及管路設計等幾個方面對中冷系統設計方法展開論述。

3.1 中冷系統設計指標

1)進氣歧管溫度必須滿足發動機使用限制，尤其在起飛及爬升功率段；

2)中冷系統前后壓降必須滿足發動機使用要求，并盡可能小，因內阻過大會導致增壓系統效率損失以及排溫過高等問題，最終導致發動機的功率下降；

3)中冷系統應滿足不同海拔、溫度、工況下的中冷需求，使中冷后溫度始終處于合理范圍區間；

4)中冷器應盡可能尺寸小，重量輕，且滿足飛行器空間要求，結構安裝牢固可靠。

3.2 中冷系統設計方法

3.2.1 中冷器性能參數確定

通過計算發動機中冷散熱功率要求、壓損要求、增壓器進氣流量、中冷進氣道估值風速以及安裝空間等因素確定中冷器基本性能參數。

1)設計工況點的選擇

針對于航空活塞發動機，增壓比隨著海拔的增加而逐漸增加，因此在進氣量保證不變的前提下，海拔愈高則增壓系統產生的熱量越多。此外在發動機臨界增壓高度以上，進氣流量雖然衰減，但是高海拔下冷側來流密度下降，中冷換熱效率下降。因此基本上以臨界增壓高度和升限兩個工況作為設計工況點。通常可首先以臨界增壓高度-最大起飛功率作為設計工況點，而后復驗臨界增壓高度以上海拔中冷器的適用性。

2)中冷散熱需求的計算

中冷器的換熱量可以由以下公式計算得到：

Q=qmbcpb(Tb-Ts)

式中：Q為中冷器換熱量，qmb為增壓空氣流量(kg/s)，cpb為增壓空氣比定壓熱容(J/kg/K)，Tb為中冷器前空氣溫度，Ts為中冷后空氣溫度。

3)冷側來流的平均風速計算

在已知中冷散熱功率需求，以及發動機空間布置限制時，需對中冷前后風速進行預先估算，通常可采用CFD計算的手段獲得中冷前后風速如圖2所示。或者根據工程經驗，在配裝航空活塞發動機的固定翼飛機起飛模態下，中冷風道的風速一般在10m/s大小。上述理論計算值或工程經驗值，有助于在中冷器選型后，進行實驗摸底。

3.2.2 中冷器芯體結構形式選擇

風冷中冷器是利用環境空氣來冷卻增壓之后的高溫高壓氣體，由于冷側及熱側介質均為空氣，因此熱側及冷側的傳熱系數在同一量級，兩側的換熱面積應大致相當。其芯體結構形式分為扁管式、板翅式和管翅式[6]。其中扁管式散熱效率最低，應用較少；板翅式材質大多為銅和鋁合金，其結構緊湊，換熱面積大，傳熱效率高；管翅式由板翅式發展而來，其熱氣側是多孔的成型管材，簡化了工藝，提高了焊接的可靠性，其缺點是熱側只能是平直通道，不能采取擾流措施。一般芯體結構形式多選取為板翅式或管翅式。

3.2.3 中冷器布置方式選擇

中冷器的布置形式如圖3～5所示，一般有以下三種形式：單個中冷器串聯、多個中冷器串聯、多個中冷器并聯。

在設計過程中，上述三種布置方式均可選擇，但是要滿足中冷系統性能要求及尺寸重量最小選擇。

面對增壓比適中，進氣量較低的小功率發動機來說，通常選用圖3單個中冷器串聯形式與圖4多個中冷器串聯形式。對于上述兩種形式，針對同一款中冷散熱器芯體，在總散熱面積、風速等條件一致的前提下，原則上中冷散熱性能基本一致，主要根據無人機布置空間來決定選取哪種形式。

面對高壓比，高進氣量的發動機，原則上推薦選用如圖5所示的多個中冷器并聯形式。一方面，并聯的形式可以將發動機進氣量分成多個部分流過中冷器，相較于串聯方式大幅減小中冷系統內阻；另一方面當單路中冷出現故障，尚有一路甚至多路中冷正常工作，可以使無人機動力系統維持小功率狀態安全返航，增加了冗余性，提高了系統的安全系數。

3.2.4 中冷器方案的CFD計算

針對于不同的布置方案，運用CFD工程計算軟件，對流阻進行計算，最終確立最優方案。

如以下算例，針對同一款航空活塞發動機，設計如圖3、圖5所示的兩種中冷器布置方案，結合設計工況，對短艙內部流速進行CFD仿真計算。

在上述兩個方案的中冷效果均能滿足散熱需求的前提下，進行短艙內流仿真。由計算結果如圖6和圖7可知，針對于該款動力短艙，上述中冷并聯的形式除卻具有減小中冷內部流道內阻的優勢外，還可以一定程度上減小短艙整體內阻，提高飛行器的總體性能。因此針對于該型發動機及平臺，選用中冷并聯布置方式。

3.2.5 中冷器安裝及管路設計

在中冷器的安裝設計中需充分考慮發動機振動環境以及中冷器的受熱膨脹變形，因此在中冷安裝點處應考慮減震設計，在中冷器與進氣道之間也要考慮減震及密封設計。

在中冷系統的管路設計中，需在管路內阻、以及耐溫耐壓和接頭安裝牢靠等多個方面進行考慮。即所選橡膠管、金屬管、卡箍材質需耐受300℃以上高溫以及最大增壓壓力；管路內壁光滑并且減少轉彎，在必須轉彎的部位應依據管路尺寸選取合適轉彎半徑；在管路及接頭連接處，應選取防松卡箍，并在金屬接頭處設置寶塔形貼合面，以防止管路脫落。

4 中冷系統測試

設計好的航空活塞發動機中冷系統必須經過功能測試以及耐久可靠性測試，方可裝機使用。

4.1 測試臺架條件要求

對設計的中冷系統進行功能測試及耐久測試，臺架應滿足以下要求：

1)地面臺架環境溫度應為無人機平臺規定的所耐受最高環境溫度。一方面環境溫度高意味著著中冷前熱側進氣溫度高，另一方面意味著冷側進氣溫度高，即應在嚴苛條件下考核中冷系統；

2)中冷系統安裝形式、管路走向等應與裝機狀態基本一致，以保證裝機方案得到充分驗證，對后續系統改進設計提供指導意義；

3)中冷器冷側來流通常采用風機或風扇來模擬無人機平臺進氣道來流環境，需提前運用CFD仿真計算獲得中冷器冷側來流風速，在試驗臺架中通過變頻器對風機風速進行調整，以保證中冷器冷側來流平均風速與CFD仿真計算結果基本一致。

4.2 中冷系統評價指標

合格的中冷系統應該滿足以下標準：

1)中冷后溫度<發動機最高進氣溫度限制；

2)中冷前后壓差<發動機中冷系統最大壓損限制；

3)中冷器系統安裝緊固件在耐久測試結束后無松動；

4)中冷器本體、管路等耐受振動、高溫、高壓環境無損壞。

4.3 中冷系統測試注意事項

在對中冷系統進行功能測試及耐久測試的過程中，應注意以下事項：

1)在發動機多工況狀態下進行中冷系統測試，即應充分測試發動機在飛行器起飛、爬升、巡航、下滑等多個模態下的工況點；

2)在臺架測試中對環境溫度進行充分測量評估，避免發動機熱輻射等外界因素導致發動機空濾前溫度和中冷器冷側進氣溫度偏離實際使用工況；

3)在每一次試驗開始前和結束后對試驗臺架及試驗對象進行點檢，以確認狀態。

5 結論

通過上述分析與比較，可以得出以下結論：

1)中冷系統對帶增壓的航空活塞發動機意義重大，可提升其動力性、燃油經濟性、系統可靠性；

2)中冷系統的設計過程應遵循滿足散熱功率需求、尺寸輕巧、自身內阻小、短艙流道阻力小、結構牢固可靠、具備安全冗余設計等原則；

3)中冷系統在裝機前需進行功能測試及耐久測試，盡量模擬真實裝機環境以及使用工況對中冷系統進行評測。