主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)改進(jìn)

王曉花 房靜 黃尚友

（中航飛機(jī)股份有限公司，陜西 西安，710089）

0 引言

某型飛機(jī)的主交流發(fā)電機(jī)是飛機(jī)各系統(tǒng)電能的主要來(lái)源。在外場(chǎng)使用中發(fā)現(xiàn)主交流發(fā)電機(jī)在工作時(shí)殼體溫度偏高，這有可能會(huì)燒毀其內(nèi)部元器件，導(dǎo)致主交流發(fā)電機(jī)不能工作，飛機(jī)電源不能有效保證。經(jīng)分析，引起該問(wèn)題的原因可能為交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)通風(fēng)量不足。因此，對(duì)該型飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)研制階段設(shè)計(jì)開(kāi)展復(fù)查工作、提出改進(jìn)設(shè)計(jì)并對(duì)改進(jìn)后的效果改進(jìn)驗(yàn)證。

1 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)介紹

某型飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)采用了NASA埋入式進(jìn)氣口設(shè)計(jì)，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式詳見(jiàn)圖1。

冷卻空氣流向如下：冷卻空氣從發(fā)動(dòng)機(jī)艙外的發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻進(jìn)氣管2的進(jìn)氣口流入，經(jīng)通風(fēng)冷卻進(jìn)氣管2和橡膠連接件2進(jìn)入主交流發(fā)電機(jī)5的內(nèi)腔，對(duì)主交流發(fā)電機(jī)進(jìn)行冷卻后，冷卻空氣從主交流發(fā)電機(jī)排氣風(fēng)扇口排入發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)，同時(shí)該主交流發(fā)電機(jī)排氣風(fēng)扇有一定的抽吸作用，可以對(duì)主交流發(fā)電機(jī)進(jìn)行強(qiáng)制通風(fēng)冷卻。

2 設(shè)計(jì)工作復(fù)查

主交流發(fā)電機(jī)無(wú)故障工作需滿足環(huán)境溫度-60～100℃或者通風(fēng)量達(dá)到130g/s，要求發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣溫度120℃以下。

2.1 研制階段工作復(fù)查

在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，曾對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)進(jìn)行過(guò)設(shè)計(jì)理論計(jì)算。計(jì)算結(jié)果表明：各種工況下，電機(jī)附件溫度均在85℃以下，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)基本滿足設(shè)計(jì)要求。

在該型飛機(jī)地面試驗(yàn)階段，曾對(duì)其進(jìn)行過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)艙和輔助動(dòng)力裝置艙地面通風(fēng)冷卻試驗(yàn)，主交流發(fā)電機(jī)排氣溫度最大72.4℃，主交流發(fā)電機(jī)殼體最高溫度93.8℃，均滿足設(shè)計(jì)要求。

此外,在科研試飛階段，對(duì)動(dòng)力裝置通風(fēng)冷卻情況進(jìn)行了地面試驗(yàn)和空中試飛試驗(yàn)。地面試驗(yàn)時(shí)，環(huán)境溫度為38.3℃，主交流發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣實(shí)測(cè)最高值為67.8℃；空中穩(wěn)定平飛時(shí)，主交流發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣兩個(gè)測(cè)點(diǎn)最高溫度分別為54℃、66℃，滿足設(shè)計(jì)要求。

雖然在該型飛機(jī)研制階段完成了發(fā)動(dòng)機(jī)艙的通風(fēng)冷卻系統(tǒng)仿真分析計(jì)算、地面試驗(yàn)、空中試飛驗(yàn)證等工作，且發(fā)動(dòng)機(jī)艙的冷卻及主交流發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣的溫度均滿足設(shè)計(jì)要求，但未對(duì)主交流發(fā)電機(jī)飛行狀態(tài)下的通風(fēng)量進(jìn)行定量計(jì)算及試驗(yàn)驗(yàn)證。

2.2 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量仿真計(jì)算

為驗(yàn)證主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)是否能滿足主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量的設(shè)計(jì)要求，利用專業(yè)有限元仿真軟件ANSYS對(duì)該型飛機(jī)在3000m、7000m、9000m高度，不同馬赫數(shù)飛行情況下，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的通風(fēng)量進(jìn)行仿真計(jì)算。

由于模型的計(jì)算區(qū)域情況非常復(fù)雜，決定采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。并在發(fā)電機(jī)和射流所在的區(qū)域進(jìn)行空間網(wǎng)格加密，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)網(wǎng)格劃分見(jiàn)圖2。射流邊界條件，壓強(qiáng)盤(pán)的邊界條件以及物面邊界條件見(jiàn)圖3。計(jì)算采用的解算器為專業(yè)計(jì)算流體力學(xué)軟件ANSYS CFX15.0[1]。

圖1 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)

圖2 通風(fēng)冷卻系統(tǒng)網(wǎng)格局部放大圖

圖3 邊界條件示意圖

計(jì)算結(jié)果表明：主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)在目前進(jìn)風(fēng)口設(shè)計(jì)狀態(tài)下，3000m飛行高度時(shí)各種飛行姿態(tài)和飛行速度，通風(fēng)量滿足主交流發(fā)電機(jī)使用要求；7000m飛行高度時(shí)，飛機(jī)飛行速度為0.654Ma（相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)0.6額定狀態(tài)）時(shí)，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量滿足使用要求；但飛行速度為0.714Ma（相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)0.7額定狀態(tài)）及0.79Ma（相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)0.9額定狀態(tài)）時(shí)，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量不滿足使用要求；9000m飛行時(shí)，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量在各狀態(tài)下均低于130g/s，不能滿足使用要求。

根據(jù)計(jì)算結(jié)果，為了保證該型飛機(jī)在全包線范圍飛行時(shí)，其通風(fēng)量完全滿足主交流發(fā)電機(jī)滿載（60kVA）使用要求，擬在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口增加進(jìn)氣風(fēng)斗，以增加進(jìn)氣沖壓，從而提高主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻進(jìn)氣量，降低主交流發(fā)電機(jī)工作時(shí)溫度。

3 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)改進(jìn)

通過(guò)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)復(fù)查、通風(fēng)量有限元計(jì)算以及試驗(yàn)驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)，目前的通風(fēng)設(shè)計(jì)可以保證該型飛機(jī)在正常飛行情況下主交流發(fā)電機(jī)正常工作（20kVA）。

為滿足該型飛機(jī)全包線范圍內(nèi)主交流發(fā)電機(jī)滿負(fù)荷工作（60kVA）通風(fēng)量需求，擬在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口加裝進(jìn)氣風(fēng)斗。加裝的進(jìn)氣風(fēng)斗能向現(xiàn)有通風(fēng)口提供沖壓空氣，增加主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量，改善其通風(fēng)冷卻系統(tǒng)效果。

圖4 進(jìn)氣風(fēng)斗示意圖（左圖為左側(cè)風(fēng)斗，右圖為右側(cè)風(fēng)斗）

圖5 風(fēng)斗在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上的安裝

利用專業(yè)三維建模軟件CATIA建立進(jìn)氣風(fēng)斗數(shù)模，并于發(fā)動(dòng)機(jī)艙下蓋進(jìn)行裝配[2]。進(jìn)氣風(fēng)斗采用1.0mm不銹鋼板整體沖壓，迎風(fēng)面高度約65mm，寬度約130mm，并進(jìn)行圓整修型，進(jìn)氣風(fēng)斗詳見(jiàn)圖4。

進(jìn)氣風(fēng)斗采用螺接連接，部分螺釘借用機(jī)上原有螺栓孔，為保證進(jìn)氣風(fēng)斗的安裝強(qiáng)度，在短艙內(nèi)部采用局部墊板形式，進(jìn)氣風(fēng)斗與發(fā)動(dòng)機(jī)艙下蓋的安裝關(guān)系示意見(jiàn)圖5。

圖6 進(jìn)氣風(fēng)斗網(wǎng)格

圖7 左發(fā)加裝風(fēng)斗前主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量對(duì)比

對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核，進(jìn)氣風(fēng)斗與短艙蒙皮結(jié)構(gòu)、短艙口蓋與飛機(jī)骨架的連接滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

4 改進(jìn)后的驗(yàn)證

4.1 ANSYS有限元仿真驗(yàn)證

對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)進(jìn)氣量再次進(jìn)行有限元計(jì)算，進(jìn)氣風(fēng)斗部分的有限元網(wǎng)格劃分如圖6所示。

經(jīng)計(jì)算：主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后，在所有狀態(tài)下，通風(fēng)量均滿足交流發(fā)電機(jī)滿負(fù)荷工作要求，且通風(fēng)量的裕度較大，裕度為140-290g。

4.2 外場(chǎng)改進(jìn)驗(yàn)證

將設(shè)計(jì)的進(jìn)氣風(fēng)斗完成制造后，安裝到外場(chǎng)飛機(jī)上對(duì)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)效果進(jìn)行飛行驗(yàn)證。對(duì)飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)進(jìn)行貼片熱電偶監(jiān)測(cè)，該檢測(cè)方法可以實(shí)現(xiàn)對(duì)主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的飛機(jī)，飛行時(shí)主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度在50℃左右，而未加裝進(jìn)氣風(fēng)斗的飛機(jī)，飛行時(shí)主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度在85℃以上，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后其殼體溫度能降低35℃以上，加裝進(jìn)氣風(fēng)斗對(duì)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)效果改善顯著。

4.3科研試飛驗(yàn)證

雖然對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)通風(fēng)量進(jìn)行了理論計(jì)算，在外場(chǎng)飛機(jī)上也進(jìn)行了驗(yàn)證（主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度由85℃以上降為50℃左右），但還需對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗前后主交流發(fā)電機(jī)的通風(fēng)量進(jìn)行實(shí)際測(cè)量，以確定加裝進(jìn)氣風(fēng)斗對(duì)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的真實(shí)改善情況。

由中航工業(yè)試飛院通過(guò)XXX架機(jī)對(duì)主交流發(fā)電機(jī)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗前后通風(fēng)量進(jìn)行測(cè)定。

加裝風(fēng)斗后，主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量顯著增加，左發(fā)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗前后主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量對(duì)比詳見(jiàn)圖7。因此，加裝進(jìn)氣風(fēng)斗可顯著提高主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的通風(fēng)冷卻效果。

5 結(jié)論

對(duì)某型飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)復(fù)查發(fā)現(xiàn)，其通風(fēng)量不能滿足飛機(jī)在全包線范圍內(nèi)主交流發(fā)電機(jī)滿載（60kVA）使用要求，針對(duì)該問(wèn)題提出在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口加裝進(jìn)氣風(fēng)斗的改進(jìn)措施。經(jīng)有限元仿真計(jì)算及試驗(yàn)驗(yàn)證表明：加裝進(jìn)氣風(fēng)斗，能增加通風(fēng)口進(jìn)氣沖壓，提高主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的通風(fēng)量，有效降低主交流發(fā)電機(jī)的工作溫度。建議在在該型飛機(jī)上全面貫徹。