基于CFD分析的飛機滑油散熱引射器性能計算和改進

詹大可，滕葉，陳明生，田傲，王樂

(航空工業(yè)通飛研究院有限公司，珠海 519040)

0 引 言

飛機在熱天地面慢車狀態(tài)(嚴酷工況)下，發(fā)動機滑油基礎(chǔ)溫度較高的同時，發(fā)動機滑油散熱器(以下簡稱引射器)冷邊氣流流量較小，滑油溫度升高，甚至可能超溫。由于滑油溫降受滑油入口溫度和流量、滑油散熱器冷邊溫度和流量等多種因素影響，且滑油散熱系統(tǒng)設(shè)計較為復雜，飛機滑油超溫問題不時出現(xiàn)[1]。引射器作為滑油散熱系統(tǒng)的重要組成部分，布置在滑油散熱器后方，嚴酷工況下可從發(fā)動機引氣對滑油散熱系統(tǒng)冷邊風道進行引射，增加滑油散熱器冷邊流量，加強熱交換，以降低滑油溫度。

工程應(yīng)用方面，楊春信等[2-3]計算和試驗研究了某型滑油散熱系統(tǒng)散熱性能，并提出了滑油散熱系統(tǒng)的性能計算方法；陳維建等[4]、陳曉燕[5]對某發(fā)動機滑油超溫問題采用試驗?zāi)M方法進行了系統(tǒng)性研究，并提出了可行的工程改進方案；李立國等[6]、王春鳳等[7]、王鎖芳等[8]、龍新平等[9]針對引射器的設(shè)計和優(yōu)化進行了大量計算和試驗研究。F.S.Kong等[10]針對引射器混合室的優(yōu)化進行了計算和研究。

上述研究主要在試驗室進行，由于機上環(huán)境和試驗室環(huán)境存在差異，部分參數(shù)在機上難以測量，而進行完整的系統(tǒng)試驗室試驗耗時過長，因此本文以某型飛機發(fā)動機滑油散熱系統(tǒng)冷邊風道和引射器為研究對象，通過尋求合適計算方法，結(jié)合已有試驗數(shù)據(jù)[11-13]，對難以測量的參數(shù)進行試算，對熱天地面慢車狀態(tài)下(嚴酷狀態(tài))引射器的引射性能進行分析和數(shù)值模擬計算，并利用地面試車數(shù)據(jù)對計算結(jié)果進行驗證，根據(jù)數(shù)值模擬計算結(jié)果，提出一種引射器性能提升的改進思路。

1 研究對象

某型飛機發(fā)動機滑油散熱系統(tǒng)安裝在槳轂后方下側(cè)，系統(tǒng)主要由滑油散熱器、引射器、冷邊風道及混合室、風門、相關(guān)成附件及管路組成，其中滑油散熱引射器位于滑油散熱器后方的冷風道中，系統(tǒng)示意圖如圖1所示，滑油散熱器數(shù)學模型如圖2所示。本文以該型飛機的引射器作為分析對象。

圖1 滑油散熱系統(tǒng)示意圖Fig.1 Lubricating oil heat diffusion system

圖2 引射器模型圖Fig.2 The ejector model

2 計算思路

首先對滑油散熱系統(tǒng)冷邊風道的空氣流動進行分析。遠場大氣在螺旋槳滑流作用下流入冷邊風道，經(jīng)過滑油散熱器冷邊后進入引射器部位的風道，在引射器作用下被引射流與引射流在混合室內(nèi)混合，并通過風門排出?？諝饬鲃邮疽鈭D如圖3所示。

圖3 滑油散熱系統(tǒng)冷風道流動Fig.3 Cold air flow in the system

在圖3中，Pairin為遠場大氣壓力，考慮嚴酷工況為地面慢車狀態(tài)，取Pairin=101 325 Pa；ΔPprop為螺旋槳滑流提供的壓力增量，ΔPprop和螺旋槳和發(fā)動機類型及冷邊風道布置有關(guān)，通過機上地面試驗結(jié)果，慢車狀態(tài)下短艙唇口處壓頭ΔPprop≈26 Pa；ΔPLres為滑油散熱器冷邊流阻，ΔPLres隨冷邊流量增加而增加，通過試驗室試驗得到某型滑油散熱器冷邊出口氣流溫度TLout≈70 ℃(343 K)。試驗得到冷邊流量特性曲線如圖4所示。

圖4 滑油散熱器冷邊流量特性曲線Fig.4 Air flow rate characteristic curve of lubricating oil heat diffusion system

PEin1為發(fā)動機引氣入口壓力，根據(jù)某型發(fā)動機試驗室試驗結(jié)果，慢車狀態(tài)下取PEin1=260 000 Pa，引射氣流溫度TEin1≈227 ℃(500 K)；Pairout為排氣風門后方遠場大氣壓力，取Pairout=101 325 Pa，考慮到地面熱天環(huán)境，遠場大氣溫度Tairout=40 ℃(313 K)。

考慮到管壁光滑且過渡平滑，故忽略冷邊風道的管壁摩擦等帶來的沿程阻力和局部阻力，由圖2可知，引射器的被引射流的入口壓力為

PEin2=Pairin+ΔPprop-ΔPLres

(1)

開啟引射器時，系統(tǒng)冷邊風道流量Gairc迅速增加，從圖3可以看出：滑油散熱器冷邊流量GLc=Gairc，從圖4可以看出：此時滑油散熱器冷邊流阻ΔPLres隨之增加，由公式(1)可知，PEin2隨之降低，系統(tǒng)冷邊風道流量Gairc也將隨之降低，故ΔPLres下降，PEin2回升，Gairc回升，最終系統(tǒng)冷邊風道流量Gairc將趨于穩(wěn)定。

因滑油散熱系統(tǒng)相關(guān)部位結(jié)構(gòu)設(shè)計復雜，無法在機上準確測得PEin2，導致對引射器的工作狀態(tài)分析較為困難。本文通過假定多個不同ΔPLres，根據(jù)式(1)得到PEin2。對引射器工作狀態(tài)進行CFD計算，得到不同ΔPLres對應(yīng)的(PEin2，Gairc)組合。由于GLc=Gairc，故可將ΔPLres和GLc關(guān)聯(lián)，得到引射器工作狀態(tài)下的(ΔPLres，GLc)的關(guān)系。將該數(shù)據(jù)代入圖4并繪制新的工作狀態(tài)曲線，兩條曲線的交點即為引射器打開時的系統(tǒng)狀態(tài)。其中，橫坐標即為真實的滑油散熱器冷邊流量GLc，縱坐標即為真實的滑油散熱器冷邊流阻ΔPLres。

通過試驗室試驗確定滑油散熱器在匹配某型飛機慢車狀態(tài)典型滑油量的工作狀態(tài)下的滑油散熱器冷邊流量GLc和滑油溫降試驗曲線，如圖5所示。結(jié)合滑油散熱器冷邊流量GLc可得到引射器打開時的滑油溫降值。

圖5 滑油散熱器冷邊流量和滑油溫降曲線Fig.5 Air flow rate of lubricating oil heat diffusion system and oil temperature drop curve

當引射器不工作時，滑油散熱系統(tǒng)冷邊風道的空氣流動僅由螺旋槳滑流ΔPprop驅(qū)動。同理可計算得到引射器不工作時的滑油溫降值。

本文采用上述計算思路對引射器的性能和工作狀態(tài)進行分析。

3 計算過程

3.1 計算模型和網(wǎng)格生成

滑油散熱器前段冷邊風道僅為一段平緩變化的空腔，對氣流特性影響不大，故忽略前段冷邊風道，以減少計算量，提升計算速度?？紤]到滑油散熱器冷邊結(jié)構(gòu)設(shè)計為蜂窩狀細長通道，對氣流起到了良好的整流作用，因此以滑油散熱器冷邊出口作為計算域的入口邊界。對計算域采用結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)化的混合網(wǎng)格，在引射器及混合室段生成非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在排氣風門后方生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用Interface面將兩部分結(jié)合成最終的計算網(wǎng)格。對引射器噴嘴等氣流變化劇烈的區(qū)域采用體加密，形成較細的網(wǎng)格以保證計算精度。整體網(wǎng)格如圖6所示，引射器段的局部網(wǎng)格如圖7所示。網(wǎng)格總數(shù)約為1 200萬。

圖6 整體網(wǎng)格Fig.6 Overall mesh

圖7 引射器段網(wǎng)格Fig.7 Ejector mesh

3.2 控制方程

CFD計算的控制方程為N-S方程組，使用SIMPLEC算法，方程各項具有二階精度，采用RANS模擬方法，為封閉方程，選取Realizablek-ε湍流模型。其中，微分形式的N-S方程組如下：

質(zhì)量守恒方程的一般形式為

(2)

動量方程的一般形式為

(3)

式中：p為流體受到的壓力；fV為體積力；τ為切應(yīng)力張量。

能量方程的一般形式為

(4)

由于氣體可壓縮流動，需要給定密度和熱力學參數(shù)的關(guān)系。采用理想氣體狀態(tài)方程為

P=ρRT

(5)

式中：R為通用氣體常數(shù)。

3.3 計算狀態(tài)點

根據(jù)第2節(jié)內(nèi)容，選取Pairin=101 325 Pa，ΔPprop=26 Pa，TLout≈343 K，PEin1=260 000 Pa，TEin1=500 K，Pairout=101 325 Pa，Tairout=313 K作為計算參數(shù)。同時選定PEin2試算值，如表1所示。

表1 PEin2試算值Table 1 Trial calculation of the ejected inlet pressure PEin2

3.4 網(wǎng)格收斂性

為排除網(wǎng)格對計算結(jié)果的影響，對計算網(wǎng)格進行了收斂性分析，另生成兩套密度不同的網(wǎng)格，三套網(wǎng)格量分別為：800萬(粗網(wǎng)格)、1 200萬(中網(wǎng)格)、1 400萬(細網(wǎng)格)。網(wǎng)格規(guī)模參數(shù)如表2所示。

表2 網(wǎng)格尺寸說明Table 2 Computational grid size

采用表1所示工況1進行計算，監(jiān)控系統(tǒng)引射流量GEin1和被引射流量(即冷風道流量Gairc)，如表3所示。

表3 網(wǎng)格收斂性說明Table 3 Grid convergence

三套網(wǎng)格對引射流量GEin1計算結(jié)果一致，粗網(wǎng)格的冷風道流量Gairc存在一定偏差，而采用中網(wǎng)格和細網(wǎng)格的計算結(jié)果基本一致，為提升計算速度，采用中網(wǎng)格(1 200萬)進行CFD計算。

4 計算結(jié)果及分析

熱天地面慢車狀態(tài)下，引射器工作時的性能計算結(jié)果如表4所示。

表4 PEin2試算值對應(yīng)的引射特性Table 4 Ejected air flow rate characteristic with different ejected inlet pressure PEin2

將表4數(shù)據(jù)整理成曲線代入圖4，得到冷風道流量-流阻耦合特性曲線，如圖8所示。對兩條曲線進行插值計算并求解交點，得到引射器工作時滑油散熱器冷邊流量GLc約為3 888 kg/h，對圖5曲線進行插值計算得到此時滑油溫降約為7.9 ℃。

圖8 冷風道流量-流阻耦合特性曲線Fig.8 Air flow rate coupling characteristic curve

同理，引射器不工作時，增加前端冷邊風道網(wǎng)格并算得此時滑油散熱器冷邊流量GLc約為558 kg/h，對圖5曲線進行插值計算得到此時滑油溫降約為2.5 ℃。

通過以上計算可知，熱天地面慢車狀態(tài)下引射器打開后滑油溫降增加了5.4 ℃。

5 機上地面試驗驗證

選取熱天(大氣靜溫39 ℃)地面工況，對某型飛機進行機上地面試驗，在發(fā)動機慢車狀態(tài)下保持引射器關(guān)閉，等待滑油溫度升高并穩(wěn)定，再打開引射器等待滑油溫度降低并穩(wěn)定，記錄整個過程的滑油溫度、發(fā)動機出口壓力和油門桿角度位置。通過讀取飛行參數(shù)記錄器(以下簡稱飛參)數(shù)據(jù)，獲取以上信息，飛參數(shù)據(jù)如圖9所示。

圖9 飛參監(jiān)控數(shù)據(jù)曲線Fig.9 Flight data and curves

從圖9可以看出：熱天地面慢車狀態(tài)下，滑油溫度升高并穩(wěn)定在94.1 ℃左右，打開引射器后，滑油溫度迅速下降并穩(wěn)定在89.6 ℃左右。由引射器帶來的滑油溫降約為4.5 ℃。考慮到機上和計算結(jié)果基本一致，表明本文計算方法正確可行，計算結(jié)果可信。

6 引射器改進思路

熱天地面慢車狀態(tài)下滑油溫降需求較大，當滑油溫降無法滿足使用要求時，解決方案主要有兩種：①對滑油散熱器進行改進，提升換熱效率；②對引射器進行改進，提升引射器的引射性能。第一種解決方案雖然可以解決系統(tǒng)地面散熱能力不足的問題，但也可能導致飛機在高空飛行時滑油溫度過低。為了確保相關(guān)系統(tǒng)不進行較大調(diào)整，考慮對引射器進行改進，提升地面慢車狀態(tài)下滑油散熱系統(tǒng)冷邊風道流量，增加滑油溫降。對引射器的改進主要可通過提高引射器噴嘴前端壓力、提升混合室氣流均勻度等方式實現(xiàn)。

考慮到某型飛機引射器安裝在冷風道中心位置，且分布式均勻安裝多個引射噴嘴，引射后混合情況較為理想。故本文對提高引射器噴嘴前端壓力進行分析。對引射器工作狀態(tài)計算結(jié)果進行分析，以采用表2工況3為例，查看引射器分叉管處馬赫數(shù)云圖，如圖10所示。

圖10 馬赫數(shù)云圖Fig.10 Contour of Mach number

從圖10可以看出：引射管路進入引射器分叉管后，引射流流速迅速增大導致管路流阻過大，引射流量相應(yīng)下降，最終導致引射器性能降低。

對該段管路進行分析，因受飛機相關(guān)結(jié)構(gòu)限制，該分叉處及后端管路均為扁圓管，如圖11所示。推斷扁圓管截面積較小，導致管路流速過大等問題出現(xiàn)。

圖11 引射器分叉管Fig.11 Y-branch of ejector

對引射器分叉管及后段管路進行優(yōu)化設(shè)計，將截面形狀改為圓角矩形管路，在不對相關(guān)系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)大改的原則下增大引射器分叉管及后端管路截面積，如圖12所示。

圖12 引射器分叉管優(yōu)化Fig.12 Optimization of Y-branch ejector

同樣地，按表5選取試算值，計算結(jié)果如表6所示。

表5 PEin2試算值(優(yōu)化模型)Table 5 Trial calculation of the ejected inlet pressure PEin2(optimized model)

表6 PEin2試算值對應(yīng)的引射特性(優(yōu)化模型)Table 6 Ejected air flow rate characteristic with different ejected inlet pressure PEin2(optimized model)

將表6數(shù)據(jù)整理成曲線代入圖4，對兩條曲線進行插值計算并求解交點，得到引射器工作時滑油散熱器冷邊流量GLc約為4 650 kg/h，對圖5曲線進行插值計算得到此時滑油溫降約為9.1 ℃。相比優(yōu)化前，被引射流量增加了約20%，并帶來額外的1.2 ℃滑油溫降。計算結(jié)果表明，該改進方式更改少、代價小、工程可行。

7 結(jié) 論

(1) 本文針對飛機滑油超溫問題，基于N-S方程和k-ε湍流模型對滑油散熱系統(tǒng)引射器及冷邊風道流場進行了試算，掌握了理論計算評估引射器性能的方法。通過機上地面試驗測量結(jié)果與數(shù)值計算結(jié)果的對比，確認了該計算方法的準確性和適用性。

(2) 基于本文提出的理論計算方法和數(shù)值計算結(jié)果，針對嚴酷工況下某型飛機存在的滑油超溫問題，提出了工程可行的解決方案，能為引射器性能提升提供理論依據(jù)，在工程實踐中減少試驗的時間周期和經(jīng)費成本，從而加快工程研制進度，可為同類飛機系統(tǒng)的設(shè)計起到參考和借鑒作用。