基于熱管理技術(shù)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)熱分析方法

蘇　壯，毛宏圖，宋冠麟

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所航空發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力傳輸航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽110015）

基于熱管理技術(shù)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)熱分析方法

蘇壯，毛宏圖，宋冠麟

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所航空發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力傳輸航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽110015）

為適應(yīng)熱管理系統(tǒng)技術(shù)提出的新要求，研究了航空發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)熱分析方法。應(yīng)用FO RTRA N程序，建立了幾種不同的滑油系統(tǒng)熱分析模型。針對典型發(fā)動(dòng)機(jī)帶加力轉(zhuǎn)換活門、分主輔散熱區(qū)和輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的3種不同滑油系統(tǒng)散熱方式，分別進(jìn)行了滑油系統(tǒng)熱分析，對計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對比，分析了3種散熱方式下的滑油系統(tǒng)溫度水平，給出適合航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)技術(shù)的散熱方式的建議，即主輔散熱區(qū)的方案能夠初步滿足熱管理技術(shù)需求。適合熱管理系統(tǒng)技術(shù)的滑油系統(tǒng)計(jì)算方法，可為采用熱管理技術(shù)的發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)熱分析計(jì)算提供參考。

熱管理技術(shù)；滑油系統(tǒng)；散熱方式；熱分析；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

傳統(tǒng)飛機(jī)的環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、潤滑系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)都是相互獨(dú)立的［1］，它們與發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油系統(tǒng)和滑油系統(tǒng)只通過接口的燃油溫度和流量進(jìn)行聯(lián)系，會產(chǎn)生飛機(jī)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的熱量不能互補(bǔ)，熱量得不到有效利用的后果。隨著戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)載電子設(shè)備的增多，機(jī)載設(shè)備的發(fā)熱功率不斷增加，發(fā)熱量越來越大。同時(shí)，飛機(jī)上對于復(fù)合材料的使用也越來越多，使得蒙皮的導(dǎo)熱性能有所下降［2］，而隨著發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高，發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的熱負(fù)荷也越來越高。綜上所述，飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的散熱性越來越差。

目前，先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)逐漸使用綜合熱管理系統(tǒng)對飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的散熱量進(jìn)行統(tǒng)一的管理和控制。

綜合熱管理系統(tǒng)分為飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)兩部分［3］，飛機(jī)熱管理系統(tǒng)的作用是保證飛機(jī)各子系統(tǒng)的溫度不超過限制值，并限制發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口燃油溫度；發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)的作用是保證發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油溫度和滑油溫度不超過限制值。

滑油系統(tǒng)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分［4］，滑油系統(tǒng)必須保持在合適的工作溫度水平，以保證發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械系統(tǒng)部件的可靠潤滑和冷卻。目前，先進(jìn)飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)潤滑油主體溫度在200℃左右［5］，已經(jīng)接近現(xiàn)有滑油使用溫度的極限。

為了適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)工作的要求，開展基于熱管理技術(shù)的滑油系統(tǒng)熱分析方法研究，通過協(xié)調(diào)匹配燃油冷卻介質(zhì)、燃滑油散熱器散熱能力、發(fā)動(dòng)機(jī)總體外部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、滑油溫度與流量等參數(shù)要求，研究適合發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)特點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)熱分析方法，為確定滑油系統(tǒng)散熱方案奠定基礎(chǔ)。

1　熱管理系統(tǒng)熱平衡原理

在現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)中，與沖壓空氣相比，燃油在所有飛行狀態(tài)下都具有溫度穩(wěn)定、不影響飛機(jī)的隱身性能等優(yōu)點(diǎn)，且隨著飛機(jī)戰(zhàn)斗性能的提高，飛機(jī)的載油量也大大提高。綜合熱管理系統(tǒng)考慮整個(gè)飛行包線內(nèi)的設(shè)計(jì)需求，綜合利用沖壓空氣和燃油2種冷卻介質(zhì)，通過控制程序控制沖壓空氣與燃油的使用。在低速飛行時(shí)充分利用沖壓空氣，在高速飛行時(shí)充分利用燃油，使系統(tǒng)在整個(gè)飛行包線內(nèi)都能夠有效散熱，滿足飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的工作需要。飛機(jī)散熱系統(tǒng)的基本原理如圖1所示。

然而，先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)的熱管理系統(tǒng)仍需要解決2大問題。

（1）滿足飛機(jī)系統(tǒng)散熱需求。隨著先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)中電子設(shè)備的使用量和功率的不斷提高，飛機(jī)內(nèi)部會產(chǎn)生大量熱量，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過傳統(tǒng)飛機(jī)空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)的承受能力，飛機(jī)系統(tǒng)需要發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)為其帶走更多熱量，這大大提高了飛機(jī)給發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油進(jìn)口溫度，而這部分增加的熱量需要發(fā)動(dòng)機(jī)制冷系統(tǒng)解決。

（2）滿足發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)散熱需求，同時(shí)保證發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)中的燃油不超溫，不發(fā)生燃油結(jié)焦。飛機(jī)更多的散熱提高了飛機(jī)給發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油進(jìn)口溫度，使發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)散熱條件更加苛刻。發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)主要通過燃滑油散熱器實(shí)現(xiàn)滑油的散熱，燃油溫度提高，使滑油系統(tǒng)的散熱裕度減小。同時(shí)，先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)更高的性能使滑油系統(tǒng)的熱負(fù)荷加大，給其散熱帶來了較大困難。

先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)的熱管理系統(tǒng)原理如圖2所示［6］。飛機(jī)將環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、潤滑系統(tǒng)的熱量加到燃油中，發(fā)動(dòng)機(jī)燃油由飛機(jī)油箱供給，待對發(fā)動(dòng)機(jī)的滑油系統(tǒng)進(jìn)行冷卻后，一部分進(jìn)入燃燒室燒掉，另一部分經(jīng)過沖壓空氣冷卻后回到飛機(jī)油箱，這部分燃油熱量可以控制，也是飛機(jī)能夠幫助發(fā)動(dòng)機(jī)解決的熱量。熱管理系統(tǒng)通過對飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)散熱量統(tǒng)一協(xié)調(diào)控制，實(shí)現(xiàn)二者系統(tǒng)的熱量平衡，保證二者都能在合適的系統(tǒng)工作溫度范圍內(nèi)工作。飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)中各種熱量達(dá)到平衡的關(guān)系如圖3所示。熱管理系統(tǒng)需要通過感受燃油和滑油的溫度，調(diào)整燃油的熱回油流量，實(shí)現(xiàn)在不同工作狀態(tài)下飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的不同熱平衡狀態(tài)。

圖2　先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)的熱管理系統(tǒng)原理

圖3　熱管理系統(tǒng)熱量平衡關(guān)系

2　滑油系統(tǒng)熱分析計(jì)算方法

某型小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的發(fā)熱量及系統(tǒng)循環(huán)量都已確定，不同狀態(tài)點(diǎn)的滑油系統(tǒng)邊界條件也已經(jīng)確定。因此，研究目的是通過不同散熱方式的有效計(jì)算方法，確定適應(yīng)熱管理系統(tǒng)工作需要的滑油系統(tǒng)散熱形式。

滑油系統(tǒng)熱分析包括滑油系統(tǒng)熱平衡計(jì)算和滑油潤濕部件溫度場計(jì)算。熱分析以能量守恒原理貫徹始終，與傳熱學(xué)定律一起進(jìn)行系統(tǒng)的溫度計(jì)算，系統(tǒng)的計(jì)算模型一般按滑油系統(tǒng)流路的原理圖進(jìn)行。本文研究不同滑油系統(tǒng)散熱形式的熱分析計(jì)算方法，采用FORTRAN程序編制了不同散熱方案下的計(jì)算分析程序，忽略散熱量比例較小的管路及附件表面等散熱，系統(tǒng)分析的主流程如圖4所示。其中各軸承腔的換熱量已經(jīng)過地面臺架試車數(shù)據(jù)的修正，回油溫度的計(jì)算誤差不超過8%。針對不同散熱形式，分別進(jìn)行散熱器子程序計(jì)算方法研究。

圖4　散熱方案計(jì)算分析流程

軸承腔的計(jì)算采用較成熟的基于ANSYS的2維穩(wěn)態(tài)軸對稱導(dǎo)熱模型［7］，軸承腔計(jì)算的基本原理是2維軸對稱穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱微分方程［8］

式中：x和r為軸向和徑向坐標(biāo)；k為導(dǎo)熱系數(shù)；T為溫度；qi為單位體積生熱率。

用FORTRAN程序調(diào)用ANSYS程序［9］，建立各軸承腔的ANSYS有限元模型［10-11］，同時(shí)運(yùn)用ANSYS的APDL語言編程得到軸承腔溫度場并求解出軸承腔與外界的換熱量［12］，通過FORTRAN程序計(jì)算出軸承腔溫度平衡后的回油溫度。不同散熱形式所采用的軸承腔ANSYS有限元模型和邊界條件都相同，即相同狀態(tài)點(diǎn)的軸承腔的換熱特性相同，所以在同一計(jì)算基準(zhǔn)下進(jìn)行，使不同散熱形式的計(jì)算具有可比性。

不同散熱形式所選用的燃滑油散熱器為現(xiàn)有的管殼式散熱器，燃油在管側(cè)，滑油在殼側(cè)，其基本結(jié)構(gòu)形式如圖5所示。換熱性能的單位溫差換熱量為［13］

圖5　管殼式散熱器的基本結(jié)構(gòu)形式

根據(jù)散熱器的結(jié)構(gòu)及形式的不同，ε有不同的計(jì)算方法，但都可以表達(dá)成散熱器傳熱單元數(shù)NTU和熱容比C*的函數(shù)。

圖6　散熱器的當(dāng)量單位溫差換熱率

散熱器性能已經(jīng)通過試驗(yàn)掌握，得到散熱器的當(dāng)量單位溫差換熱量曲線如圖6所示。理論上滑油需散走的熱量與燃油帶走的熱量相等［14］，即

式中：Mo、Mf為滑油、燃油質(zhì)量流量；To1、Tf1為滑油、燃油進(jìn)口溫度；To2、Tf2為滑油、燃油出口溫度；cpo、cpf為滑油、燃油的平均質(zhì)量定壓熱容。

發(fā)動(dòng)機(jī)選用II型航空潤滑油，其長期使用溫度為-40～200℃，短期可達(dá)220℃［15］。根據(jù)II型航空潤滑油的使用溫度特性，考慮計(jì)算誤差并留有一定的安全裕度，以發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作時(shí)的最高溫度是否超過212℃作為散熱優(yōu)劣的判定依據(jù)。

3　不同散熱方式的滑油系統(tǒng)的熱分析方法

綜合熱管理系統(tǒng)的采用使發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油入口溫度比80℃大幅升高，燃油流量也發(fā)生較大變化。這就給發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)散熱方案的設(shè)計(jì)帶來了較大困難，因?yàn)槿加蜏囟鹊奶岣呤沟没拖到y(tǒng)的散熱變得十分困難，而飛機(jī)又無法處理滑油系統(tǒng)中多余的熱量，所以，滑油系統(tǒng)必須采用新的散熱方式以滿足使用要求。根據(jù)滑油系統(tǒng)特點(diǎn)，提出以下3種具有可實(shí)現(xiàn)性、代表性的滑油系統(tǒng)散熱方式，并對其計(jì)算方法進(jìn)行研究。

3.1帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱方式

帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱方式采用主散熱器和加力散熱器，通過轉(zhuǎn)換控制活門向加力散熱器供加力燃油，而不向飛機(jī)熱回油?，F(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)多采用該散熱方案，燃油入口溫度一般不超過80℃。該散熱方式的原理如圖7所示。

圖7　帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱原理

在發(fā)動(dòng)機(jī)不開加力的狀態(tài)下，滑油只經(jīng)過主燃滑油散熱器進(jìn)行散熱，而接通加力時(shí)流經(jīng)主燃滑油散熱器后的滑油還會流向加力散熱器進(jìn)一步散熱。具體散熱器計(jì)算流程如圖8所示。在滑油不超溫的條件下，計(jì)算出的最高燃油入口限制溫度見表1。從表中可見，在保證滑油不超溫的條件下，該散熱方式的燃油入口溫度必須足夠低，其中最小氣動(dòng)負(fù)荷點(diǎn)的溫度不允許超過40℃，亞聲速巡航點(diǎn)的溫度不允許超過60℃，顯然不能滿足熱管理系統(tǒng)對于增加發(fā)動(dòng)機(jī)燃油入口溫度（遠(yuǎn)超過80℃）的設(shè)計(jì)要求。

3.2分主輔散熱區(qū)的散熱方式

分主輔散熱區(qū)的散熱方式采用帶主輔散熱區(qū)的散熱器，主輔散熱區(qū)的散熱面積與第3.1節(jié)散熱方式的主燃滑油散熱器的散熱面積相同，散熱器的結(jié)構(gòu)原理如圖9所示?；鸵来瘟鬟^主散熱區(qū)和輔散熱區(qū)，燃油則分2路分別流入主輔散熱區(qū)，該散熱方式的原理如圖10所示。

圖8　帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱器計(jì)算流程

表1　帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱方式典型狀態(tài)點(diǎn)計(jì)算結(jié)果

由于受控制系統(tǒng)主調(diào)節(jié)器耐溫性能的限制，該散熱方式燃油控制系統(tǒng)的主調(diào)節(jié)器（包括燃油計(jì)量活門）布置在散熱器前，需要在燃油流入散熱器前對燃燒室所需的低溫燃油進(jìn)行計(jì)量，而多余的燃油不會流經(jīng)散熱器的主散熱區(qū)，將根據(jù)熱管理閥感受滑油的溫度來控制進(jìn)入散熱器的輔散熱區(qū)，其后會返回飛機(jī)，經(jīng)過飛機(jī)的沖壓空氣散熱器冷卻后，最終返回飛機(jī)油箱。該散熱方式的滑油會始終流經(jīng)散熱器的主散熱區(qū)和輔散熱區(qū)，故燃油在主散熱區(qū)的流量即為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃油流量，輔散熱區(qū)的燃油流量即為飛機(jī)熱回油的流量。因此，該散熱方式的特點(diǎn)是通過調(diào)整輔助散熱區(qū)的燃油流量，實(shí)現(xiàn)在給定狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的散熱調(diào)節(jié)。

圖9　主輔散熱器結(jié)構(gòu)

圖10　分主輔散熱區(qū)的散熱方式原理

圖11　分主輔散熱區(qū)的散熱器計(jì)算流程

散熱器計(jì)算子程序的計(jì)算流程如圖11所示，燃油入口溫度為90℃的散熱方案計(jì)算結(jié)果見表2。

表2　燃油入口溫度為90℃，分主輔散熱區(qū)散熱方式典型狀態(tài)點(diǎn)計(jì)算結(jié)果

從表中計(jì)算結(jié)果可見，在燃油入口溫度為90℃下，當(dāng)后4個(gè)狀態(tài)點(diǎn)通過輔散熱區(qū)的燃油流量從3000 kg/h提高到5000 kg/h時(shí)，其換熱量的增加不超過10%，輔散熱區(qū)的散熱效率較低。即增加給輔助散熱器的燃油流量發(fā)揮的散熱作用較小，如果該流量流經(jīng)的是主散熱區(qū)將大大增加主散熱區(qū)的換熱量。但主散熱區(qū)的流量受燃油計(jì)量活門限定，已無法調(diào)整。通過輔散熱區(qū)流量的控制調(diào)整，可以初步滿足入口燃油溫度為90℃下的工作要求，但為了更好地滿足熱管理系統(tǒng)對于提高發(fā)動(dòng)機(jī)燃油入口溫度的要求，還需要進(jìn)一步優(yōu)化研究。

3.3輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式

輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式是將輔助燃滑油散熱器布置在齒輪泵回油路上，原理如圖12所示。在該散熱方式下，系統(tǒng)不需要熱管理閥，輔助散熱區(qū)布置在齒輪泵回油路上，在齒輪泵的循環(huán)流路中，所有循環(huán)的燃油都會經(jīng)過輔助散熱器，采用的散熱器與第3.2節(jié)中的散熱器相同。在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口燃油溫度為90℃下，散熱器子程序的計(jì)算流程如圖13所示，計(jì)算結(jié)果見表3。

圖12　輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式原理

圖13　輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱器計(jì)算流程

從表中可見，該散熱方式的滑油回油溫度和后腔回油溫度均高于第3.2節(jié)中散熱形式的數(shù)據(jù)，已遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了滑油的使用極限溫度。由于輔助散熱區(qū)的大量燃油在反復(fù)循環(huán)加熱，散熱效果并不好，比第3.2節(jié)散熱方式的差，不能滿足熱管理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)需要。

4　計(jì)算結(jié)果對比分析

（1）帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱方式采用2個(gè)散熱器，在目前第3代發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)中廣泛采用。其優(yōu)點(diǎn)是技術(shù)成熟度較高，不需要向飛機(jī)熱回油；但缺點(diǎn)是對燃油入口溫度的限制較苛刻，不能滿足飛機(jī)方提出的提高燃油入口溫度的要求，且管路較復(fù)雜、加力泵填充性差。

表3　燃油入口溫度為90℃，輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上散熱方式典型狀態(tài)點(diǎn)計(jì)算結(jié)果

（2）分主輔散熱區(qū)的散熱方式采用分主輔散熱區(qū)的散熱器，能初步滿足飛機(jī)方提高燃油入口溫度的要求，但燃油入口溫度只能提高到90℃，并且滑油的回油溫度已接近了滑油使用極限溫度，而且同樣需要向飛機(jī)熱回油，其技術(shù)沒有國內(nèi)外參考和借鑒的依據(jù)，技術(shù)成熟度較低。為此需要開展此種散熱器的方案研究和技術(shù)攻關(guān)，提高散熱器的效率及成熟度，滿足熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求。

（3）輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式，從計(jì)算結(jié)果看不能滿足設(shè)計(jì)要求，可以直接排除。

可見，只有通過向飛機(jī)返回?zé)崛加偷姆绞?，增加參與換熱的燃油流量，才能滿足熱管理系統(tǒng)要求，在燃油入口溫度提高的條件下滿足滑油系統(tǒng)散熱要求。

5　總結(jié)

對于不同的散熱方式，只有形成不同的、有針對性的滑油系統(tǒng)計(jì)算方法，才能滿足熱管理需要的滑油系統(tǒng)熱分析。由于滑油系統(tǒng)針對特定的發(fā)動(dòng)機(jī)，因此除與燃油系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)的散熱器部分外，系統(tǒng)熱分析中的發(fā)動(dòng)機(jī)軸承腔及其他附件相對固定，系統(tǒng)計(jì)算的基準(zhǔn)相同，根據(jù)不同散熱方式的特點(diǎn)，采用不同的計(jì)算方法。

本文采用的不同散熱方式的計(jì)算方法可以為適應(yīng)熱管理系統(tǒng)需要的滑油系統(tǒng)熱分析提供參考。帶加力轉(zhuǎn)換活門的散熱方式和輔助燃滑油散熱器處于齒輪泵回油路上的散熱方式都無法滿足熱管理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求。而分主輔散熱區(qū)的散熱方式初步滿足熱管理技術(shù)需求，但燃油入口溫度只能提高到90℃，且在該溫度下滑油系統(tǒng)工作已達(dá)溫度極限邊界，故從技術(shù)成熟度角度考慮，需盡早開展散熱器優(yōu)化設(shè)計(jì)及工藝研究。

只有通過對飛機(jī)進(jìn)行熱回油，提高換熱的燃油流量，才能滿足熱管理設(shè)計(jì)的需要。因此，為提高控制系統(tǒng)主調(diào)節(jié)器耐溫性能，需開展將主調(diào)節(jié)器布置在燃滑油散熱器后的散熱方式研究。所有燃油流經(jīng)燃滑油散熱器后再進(jìn)行流量計(jì)量，得到流經(jīng)燃燒室的燃油流量及返回飛機(jī)系統(tǒng)的燃油流量，可以大幅提高散熱器的散熱效率，而且該散熱方式結(jié)構(gòu)簡單，能更好的滿足熱管理系統(tǒng)需要。同時(shí)應(yīng)開展飛機(jī)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)燃油、滑油系統(tǒng)的聯(lián)合計(jì)算，研究飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)集成的計(jì)算模型，為最優(yōu)的二者熱量匹配提供更好的支持。

［1］常士楠，袁美名，袁修干.飛機(jī)機(jī)載綜合熱管理系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)仿真［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2008（7）：821-824.

CHANG Shinan，YUAN Meiming，YUAN Xiugan.Numerical simulation of aircraft integrated thermal management system in steady working condition［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2008（7）：821-824.（in Chinese）

［2］Huang H，Louis J S.Fuel-cooled thermal management for advanced aeroengine［J］.Transaction of ASME，2004，126（4）：284-293.

［3］肖凝，蔣正熊.第四代戰(zhàn)斗機(jī)燃油系統(tǒng)綜述［J］.航空科學(xué)技術(shù)，2004 （3）：23-25.

XIAO Ning，JIANG Zhengxiong.Summarization of the 4th generation fighters fuel system［J］.Aeronautical Science and Technology，2004（3）：23-25.（in Chinese）

［4］李國權(quán).航空發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的現(xiàn)狀及未來發(fā)展 ［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2011，37（6）：49-52.

LI Guoquan.Present and future of aeroengine oil system ［J］.Aeroengine，2011，37（6）：49-52.（in Chinese）

［5］謝鳳，范鴻宇，劉廣龍，等.航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)對潤滑油的性能要求與發(fā)展趨勢［J］.合成潤滑材料，2009，26（3）：20-25.

XIE Feng，F(xiàn)AN Hongyu，LIU Guanglong，et al.Performances demand and developing trends of lubricants for aviation turbine engine［J］.Synthetic Lubricants，2009，26（3）：20-25.（in Chinese）

［6］高峰，袁修干.高性能戰(zhàn)斗機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2009（11）：1353-1356.

GAO Feng，YUAN Xiugan.Fuel thermal management system of high performance fighter aircraft［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2009（11）：1353-1356.（in Chinese）

［7］葛治美，韓振興，張恩和，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)軸承腔熱分析［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2005（3）：483-486.

GE Zhimei，HAN Zhenxing，ZHANG Enhe，et al.Thermal analysis of aeroengine bearing compartment［J］.Journal of Aerospace Power，2005 （3）：483-486.（in Chinese）

［8］趙鎮(zhèn)南.傳熱學(xué)［M］.北京：高等教育出版社，2002：38-44. ZHAO Zhennan.Heat transfer［M］.Beijing：High Education Press，2002：38-44.（in Chinese）

［9］譚浩強(qiáng)，田淑清.FORTRAN語言［M］.北京：清華大學(xué)出版社，1992：35-78.

TAN Haoqiang，TIAN Shuqing.FORTRAN language［M］.Beijing：Tsinghua University Press，1992：35-78.（in Chinese）

［10］胡國良，任繼文.ANSYS 11.0有限元分析入門與提高［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2009：14-21.

HU Guoliang，REN Jiwen.Introduction and advance of ANSYS 11.0 finite element analyze［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2009：14-21.（in Chinese）

［11］張朝暉.ANSYS熱分析教程與實(shí)例解析［M］.北京：中國鐵道出版社，2007：124-132.

ZHANG Chaohui.ANSYS thermoanalysis tutorial and example［M］. Beijing：China Railway Publishing House，2007：124-132.（in Chinese）

［12］周寧.ANSYS APDL高級工程應(yīng)用實(shí)例分析與二次開發(fā) ［M］.北京：中國水利水電出版社，2007：38-51.

ZHOU Ning.The example analyze and secondary exploitation of ANSYS APDL high level engineering application［M］.Beijing：China Water Power Press，2007：38-51.（in Chinese）

［13］楊世銘，陶文銓.傳熱學(xué)［M］.3版.北京：高等教育出版社，1987：378-394.

YANG Shiming，TAO Wenshuan.Heat transfer［M］.3rd edition.Beijing：Higher Education Press，1987：378-394.（in Chinese）

［14］《航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委會.航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊：第12冊傳動(dòng)及潤滑系統(tǒng)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2001：490.

Editorial Board of Design Manual of Aeroengine.Design manual of aeroengine：12th album ［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2001：490.（in Chinese）

［15］《中國航空材料手冊》編委會.中國航空材料手冊：第10卷燃料與潤滑材料、紡織材料［M］.北京：中國標(biāo)準(zhǔn)出版社，2002：32-70.

China Aviation Material Manual Editorial Board.China aviation material（10th edition）：fuel，lubricating material and textile material［M］. Beijing，China Standard Press，2002：32-70.（in Chinese）

（編輯：栗樞）

Thermoanalysis Method of Aeroengine Lubrication System Based on Heat Management Technology

SU Zhuang,MAO Hong-tu,SONG Guan-lin
（Key Laboratory for Power Transmission Technology of Aeroengine，AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

In order to meet the new demand of heat management technology，the thermoanalysis method of aeroengine lubrication system was researched.Several different thermoanalysis models of the lubrication system were established using FORTRAN.Aiming at 3 different lubrication system heat dissipation forms which were the cooling with afterburner fuel transfer valve，the main auxiliary cooling and the auxiliary cooling located on the return line of fuel gear pump，the thermoanalysis of the lubrication system and the comparative analysis on the calculated result were conducted，the temperature level of oil system with 3 different heat dissipation forms was analyzed，and the form of the heat dissipation which fits the aeroengine heat system management technology is suggested that the main auxiliary cooling scheme can meet the requirements of thermal management technology.The research is appropriate for the calculating method of the heat management technology for the lubrication system and it also can be referred to conduct the thermoanalysis of the lubrication system by the heat management technology.

heat management technology；lubrication system；heat dissipation form；thermoanalysis；aeroengine

V 233.4

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.009

2015-03-06基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

蘇壯（1975），男，高級工程師，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤滑系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作；E-mail：happysm427@sina.com。

引用格式：蘇壯，毛宏圖，宋冠麟.基于熱管理技術(shù)的滑油系統(tǒng)熱分析方法 ［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2016，42（2）：44-50.SuZhuang，MaoHongtu，SongGuanlin. Thermoanalysis method ofaeroengine lubrication systembased on heat management technology［J］.Aeroengine，2016，42（2）：44-50.