航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)溫升特性研究

王海鷹，楊永敏，單亞杰

（中國航發(fā)商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司，上海 201108）

航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)溫升特性研究

王海鷹，楊永敏，單亞杰

（中國航發(fā)商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司，上海 201108）

為發(fā)揮航空發(fā)動機(jī)燃油的最大使用效益，充分利用燃油對發(fā)動機(jī)滑油及飛機(jī)交流發(fā)電機(jī)（IDG）滑油的冷卻作用，利用多種分析方法對某型航空發(fā)動機(jī)燃油溫升特性進(jìn)行研究，給出了發(fā)動機(jī)典型工作狀態(tài)下的燃油溫升特性，并與試驗結(jié)果進(jìn)行對比。結(jié)果表明提出的分析方法能夠有效的計算航空發(fā)動機(jī)各工作狀態(tài)下的燃油溫升特性。

燃油系統(tǒng)；熱分析；溫升；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

航空發(fā)動機(jī)燃油是發(fā)動機(jī)滑油和飛機(jī)交流發(fā)電機(jī)（IDG）滑油的主要冷源，隨著航空發(fā)動機(jī)性能的提高，燃油承擔(dān)著越來越大的散熱壓力[1]。若發(fā)動機(jī)燃油溫度過高，燃油自身特性會發(fā)生變化，使發(fā)動機(jī)燃油控制系統(tǒng)的控制精度和可靠性降低，且燃油對滑油的冷卻效率大大降低，極可能造成發(fā)動機(jī)滑油和IDG滑油超溫，影響到發(fā)動機(jī)整機(jī)和IDG的性能。為了保證發(fā)動機(jī)燃油控制系統(tǒng)性能，并給發(fā)動機(jī)滑油和IDG滑油進(jìn)行有效散熱，發(fā)動機(jī)燃油的最高溫度通常應(yīng)不超過150℃[2]。然而，目前國內(nèi)未對航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)進(jìn)行系統(tǒng)的熱分析，缺少有效的航空發(fā)動機(jī)燃油溫升分析流程和方法。

本文同時采用兩種分析方法——理論簡化計算（以下簡稱計算）方法和利用AMESim軟件進(jìn)行建模仿真的數(shù)字仿真分析（以下簡稱仿真）方法，對航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)進(jìn)行分析，通過求解典型工作狀態(tài)的燃油溫升特性，分析發(fā)動機(jī)各工作狀態(tài)燃油對發(fā)動機(jī)滑油和IDG滑油的散熱能力，并利用試驗結(jié)果對計算結(jié)果和仿真結(jié)果進(jìn)行評估和驗證。

1 航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)構(gòu)成

研究的航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)構(gòu)成如圖1所示，主要包括增壓泵、齒輪泵、主燃油濾、沖刷油濾、液壓機(jī)械裝置（HMU）、發(fā)動機(jī)燃滑油散熱器、IDG燃滑油散熱器、伺服燃油加熱器、燃油流量傳感器、噴嘴油濾和燃油噴嘴等。飛機(jī)來油經(jīng)過增壓泵初步增壓后進(jìn)入發(fā)動機(jī)燃滑油散熱器對發(fā)動機(jī)滑油進(jìn)行冷卻，然后經(jīng)主燃油濾過濾、齒輪泵再次增壓和沖刷油濾過濾后分成兩路，一路經(jīng)伺服燃油加熱器后進(jìn)入HMU的伺服燃油系統(tǒng)，為各作動筒、控制閥和活門等提供伺服燃油；另一路直接進(jìn)入HMU的燃油計量系統(tǒng)，經(jīng)過計量后的燃油經(jīng)過燃油流量傳感器、噴嘴油濾后供往發(fā)動機(jī)燃燒室燃燒，剩余的燃油作為HMU回油進(jìn)入IDG滑油散熱器對IDG滑油進(jìn)行冷卻后回到增壓泵出口。

圖1 航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)框圖

發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)的熱量主要來自兩部分，一部分是外界注入燃油系統(tǒng)的熱量，包括發(fā)動機(jī)滑油向燃油注入的熱量、IDG滑油向燃油注入的熱量，以及燃油泵注入燃油中的熱量（燃油泵的輸入功率一部分用于提高燃油的壓力，另一部分作為耗散熱量注入了燃油中）；另一部分來自燃油系統(tǒng)自身，是燃油由于節(jié)流、摩擦等原因產(chǎn)生的耗散熱量。

2 理論簡化計算方法

2.1 燃油系統(tǒng)簡化模型

燃油系統(tǒng)結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，為了便于計算將系統(tǒng)進(jìn)行簡化，忽略燃油部件和管路與環(huán)境的熱交換，并將發(fā)動機(jī)滑油和IDG滑油注入的熱量集中到燃滑油散熱器中。燃油系統(tǒng)熱分析簡化模型如圖2所示，飛機(jī)來油經(jīng)增壓泵增壓后與來自HMU的回油混合，一起經(jīng)滑油加熱后進(jìn)入齒輪泵增壓，增壓后的燃油分成兩部分，一部分進(jìn)入發(fā)動機(jī)燃燒室，另一部分回至增壓泵的出口。

圖2 燃油系統(tǒng)熱分析簡化模型

2.2 燃油溫升計算方法

燃油溫升分析流程如圖3所示，首先給變量賦初始值，然后依次計算增壓泵功率、燃油經(jīng)過增壓泵的溫升、齒輪泵前的燃油溫度、齒輪泵功率、齒輪泵后的燃油溫度以及回油溫度，最后再次計算齒輪泵前的燃油溫度，據(jù)此判斷迭代是否收斂，如果沒有進(jìn)行下一輪迭代，如果收斂迭代完成。

增壓泵功率NL的計算公式為[3]：

式中：Qb為增壓泵供油量，為增壓泵的揚(yáng)程，為燃油密度，g為重力加速度，Pb=Pin+?PL（?PL為增壓泵的增壓壓力）為齒輪泵前燃油壓力，Pin為燃油泵入口燃油壓力，為增壓泵的總效率。

圖3 燃油系統(tǒng)熱分析流程

燃油經(jīng)過增壓泵的溫升?T1的計算公式為：

式中：NL為增壓泵的功率，為增壓泵的總效率，Qb為增壓泵的供油量，CP為燃油定壓比熱容。

齒輪泵前燃油的溫度Tb的計算公式為：

式中：Qb為增壓泵供油量，CP為燃油定壓比熱容，Tin為燃油泵進(jìn)口燃油溫度，?T1為燃油經(jīng)過增壓泵的溫升，Qh=Q-Qb為回油流量，Th為回油溫度，Hoil為滑油向燃油的傳熱量，Q為齒輪泵供油量。

齒輪泵功率NH的計算公式為：

式中：Q為齒輪泵供油量，P1為燃油泵后壓力，Pb為齒輪泵前燃油壓力，為燃油密度，為齒輪泵的總效率。

燃油經(jīng)過齒輪泵后的燃油溫度的計算公式為：

圖4 燃油系統(tǒng)熱仿真模型

式中：NH為齒輪泵功率，為齒輪泵總效率，Q為齒輪泵供油量，CP為燃油定壓比熱容，Tb為齒輪泵前燃油溫度。

回油溫度Th的計算公式為：

式中：Qh為回油流量，為燃油密度，P1為燃油泵后壓力，Pb為齒輪泵前燃油壓力，CP為燃油定壓比熱容，T1為燃油泵后燃油溫度。

3 數(shù)字仿真分析方法

隨著計算機(jī)仿真技術(shù)的發(fā)展，工程系統(tǒng)的設(shè)計逐漸使用計算機(jī)對實際系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)字仿真。AMESim軟件已廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)的設(shè)計[4]。為研究航空發(fā)動機(jī)的燃油溫升特性，利用AMESim軟件搭建了某典型航空發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)熱仿真模型，如圖4所示。

燃油系統(tǒng)熱仿真模型對發(fā)動機(jī)燃油系統(tǒng)進(jìn)行了簡化，主要包括增壓泵、燃滑油散熱器、齒輪泵，以及HMU中計量活門、回油活門和增壓關(guān)斷活門等，省略了對燃油溫升無影響或影響極小的主燃油濾、沖刷油濾、HMU的伺服燃油系統(tǒng)和燃油流量傳感器等，同樣將發(fā)動機(jī)滑油和IDG滑油注入的熱量集中到燃滑油散熱器中。

4 試驗系統(tǒng)

用于驗證理論簡化計算結(jié)果和數(shù)字仿真分析結(jié)果的試驗系統(tǒng)如圖5所示[5]，主要由燃油箱、增壓泵、燃滑油散熱器、齒輪泵、液壓機(jī)械裝置HMU、噴嘴模擬裝置、滑油箱、滑油泵、滑油加熱設(shè)備及若干溫度、壓力和流量傳感器等組成。燃滑油散熱器、滑油箱、滑油泵和滑油加熱設(shè)備用于模擬發(fā)動機(jī)滑油系統(tǒng)和IDG滑油系統(tǒng)向燃油系統(tǒng)注入熱量。噴嘴模擬裝置用于模擬燃油噴嘴和發(fā)動機(jī)燃燒室反壓，為HMU出口建立背壓。

增壓泵將燃油箱的燃油進(jìn)行初步增壓后供往燃滑油散熱器對燃油進(jìn)行加熱，然后齒輪泵增壓后供給HMU，經(jīng)過HMU計量的燃油經(jīng)過噴嘴模擬裝置后回到燃油箱，未經(jīng)計量的HMU回油回到增壓泵的出口。

圖5 試驗系統(tǒng)原理

式中密度ρ的單位為kg/m3，溫度T的單位為℃。定壓比熱容CP為：

式中定壓比熱容Cp的單位為kJ/kg/K，溫度T的單位為K。

5 結(jié)果分析

根據(jù)發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)，選取四個典型狀態(tài)點（由小到大分別為狀態(tài)1、狀態(tài)2、狀態(tài)3和狀態(tài)4）進(jìn)行分析，各典型狀態(tài)點燃油系統(tǒng)達(dá)到熱平衡后的燃油溫升結(jié)果如表1所示（由于某種原因，試驗時未加入滑油注入熱量，因此計算和仿真中滑油注入熱量也設(shè)置為零）。從表中可以看出各發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)下，燃油系統(tǒng)達(dá)到熱平衡的計算燃油溫升結(jié)果和仿真燃油溫升結(jié)果與試驗燃油溫升結(jié)果都較接近，其中狀態(tài)4的燃油溫升計算結(jié)果與試驗結(jié)果差別最大為4.7℃，狀態(tài)2的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果差別最大為3.7℃。

表1 熱平衡后燃油溫升結(jié)果對比（單位：℃）

發(fā)動機(jī)狀態(tài)1至狀態(tài)4燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差隨時間變化的對比分別如圖6～圖9所示，從圖中可以看出：

1）發(fā)動機(jī)各狀態(tài)下燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差的試驗結(jié)果、計算結(jié)果與仿真結(jié)果隨時間的變化趨勢一致；

2）發(fā)動機(jī)狀態(tài)越小，燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差越大（這時燃油對發(fā)動機(jī)滑油和IDG滑油的冷卻能力越弱）。如圖6至圖9中所示，達(dá)到熱平衡后燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差：狀態(tài)1>狀態(tài)2>狀態(tài)3>狀態(tài)4；

3）燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差越大的狀態(tài)，燃油系統(tǒng)達(dá)到熱平衡所需的時間越長。如圖6至圖9中所示，狀態(tài)1約需1000s，狀態(tài)2約需400s，狀態(tài)3約需350s，狀態(tài)4約需300s。

圖6 狀態(tài)1燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差

圖7 狀態(tài)2燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差

圖8 狀態(tài)3燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差

圖9 狀態(tài)4燃油系統(tǒng)進(jìn)出口溫差

6 結(jié)論

利用理論簡化計算及建模仿真分析兩種方法對航空發(fā)動機(jī)的燃油溫升特性進(jìn)行了研究，并利用試驗結(jié)果對兩種方法的分析結(jié)果進(jìn)行了對比驗證，結(jié)果表明：

1）兩種分析方法都能較準(zhǔn)確的得出航空發(fā)動機(jī)各工作狀態(tài)下的燃油溫升特性；

2）發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)的燃油溫升差別較大，小工作狀態(tài)的燃油溫升普遍高于大工作狀態(tài)的燃油溫升；

3）燃油系統(tǒng)達(dá)到熱平衡所需時間差別較大，且燃油溫升高的發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)比溫升低的工作狀態(tài)達(dá)到熱平衡所需時間普遍更長。

【】【】

[1] Anthony J Fischer, Future Fuel Heat Sink Thermal Management System Technologies[J].4th International Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit (IECCE),2006,06.

[2] 張東輝.高溫燃油對航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的影響分析[J].航空發(fā)動機(jī),2013,02.

[3] 楊春信,張麗娜,郭暉.發(fā)動機(jī)滑油散熱系統(tǒng)性能計算方法及其應(yīng)用[J].航空動力學(xué)報,2005,04.

[4] 徐志英,莊達(dá)民,等.飛機(jī)燃油系統(tǒng)熱管理研究[J].航空動力學(xué)報,2007,11.

[5] 余玲,葉志鋒,王彬.航空發(fā)動機(jī)燃油計量裝置特性仿真與試驗研究[J].航空發(fā)動機(jī),2015,04.

Investigation on fuel temperature rise characteristics of an aero-engine

WANG Hai-ying, YANG Yong-min, SHAN Ya-jie

V232.4

：A

1009-0134(2017)07-0092-04

2017-04-23

王海鷹（1984 -），女，四川內(nèi)江人，工程師，碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機(jī)燃油控制系統(tǒng)設(shè)計。