冲压进气冷却对发动机舱温度分布的影响

马松，李堃，张志伟，王占学

(1.中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，沈阳110035；2.西北工业大学动力与能源学院，西安710072)

冲压进气冷却对发动机舱温度分布的影响

马松1，李堃1，张志伟1，王占学2

(1.中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，沈阳110035；2.西北工业大学动力与能源学院，西安710072)

冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法，提供不同工况下发动机分段热壁边界条件，通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程，数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布，并与试验结果进行了对比分析。结果表明，模拟结果与试验结果吻合良好，模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布，为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。

发动机舱；冲压进气；通风冷却系统；温度分布；发动机性能；数值模拟

1 引言

飞机发动机舱，包容了发动机及由油泵、滑油箱、起动机、油路和各种测试用传感器等组成的发动机附件。发动机工作时，若发动机舱没有合理的结构和有效的冷却，舱内的高温会引起发动机附件工作异常或损坏[1]。目前，大部分现役战斗机的发动机舱冷却，通过设置于飞机机身、垂尾表面的冲压口引入冷气的方式实现。当战机高速飞行时，具有一定动压的冷却气流从冲压口进入发动机舱，并在发动机喷管尾流的引射作用下，从飞机尾部排入大气。

国外有关发动机舱流场和温度场的研究与分析计算报道较少。国内，谢永奇等[2-3]数值模拟了某型直升机发动机舱的流场和温度场，并在此基础上对舱结构进行了改进。熊莉芳等[4]对螺旋桨飞机发动机舱的流场和温度场进行了模拟计算，研究了发动机舱在不同进气缝宽度时的冷气流量、流动及换热情况，并在此基础上提出一些热控优化方案。但国内有关发动机舱的数值模拟中，在给定热壁的边界条件上存在较大简化。本文通过发动机总体性能程序，提供不同飞行状态下舱壁面分段温度作为数值模拟的边界条件，这更接近发动机舱真实工况，有利于提高数值模拟的准确性；基于三维CFD数值模拟技术，结合典型湍流模型，对某型飞机发动机舱内的三维流动进行了数值模拟。

2 发动机舱结构及模型构建

2.1 几何模型

发动机舱内含发动机、机匣、管路及飞机结构框、电缆等部件，在CFD计算中很难精确模拟，网格生成量大，对计算机硬件要求高，因此需对发动机舱模型进行简化。将发动机及其附件看作整体，发动机舱内的管路及电缆、传感器等对计算结果影响不大的附件略去不计[5]，通过数字建模软件完成三维建模。某型飞机发动机舱的结构简图如图1所示。

图1 发动机舱结构简图Fig.1 Engine compartment structure sketch

2.2 数学模型

对粘性流场数值模拟基于求解强守恒三维雷诺平均N-S方程[6]，对湍流流动采用Boussinesq假设。则在笛卡尔坐标系下，雷诺平均N-S方程可写成：

式中：Q表示独立变量矢量，F、G、H分别表示三个方向通量，下标inv、vis分别表示无粘及有粘项[7-8]。

采用Jameson等发展的变步长四阶龙格-库塔法进行时间推进求解，对流项采用二阶迎风格式离散求解，粘性项采用中心差分格式，湍流模型选用标准k-ε两方程模型[9-11]。

3 数值计算过程

3.1 网格划分及求解策略

由于发动机舱结构复杂，内部气流流通区域结构不对称，考虑到计算精度和收敛性，采用O型网格，并在舱内温度梯度较大的壁面和发动机舱进、出口处进行细化。整个计算域网格数约220万，如图2所示。为获得更多关于发动机舱各壁面边界层的相关参数，对各壁面设置边界层网格进行计算。

图2 发动机舱计算域网格Fig.2 The computing domain grids of an engine compartment

采用标准k-ε模型封闭湍流控制方程，在流固交界面上施加无滑移边界条件。为加速收敛，采用了分步迭代方法，计算迭代至15 000次可得到较理想结果。

3.2 边界条件

边界条件给定为：冷却空气压力进口，喷管进口的压力进口，固体壁面无滑移边界，外场进口边界，远场边界及出口边界等。其中，发动机舱的热壁边界，依据发动机总体性能程序提供的热壁模型给出。发动机沿程热力循环参数的计算模型如图3所示，根据飞机的飞行高度H、飞行马赫数Ma，及压气机、燃烧室和涡轮特性等，采用变比热的方法计算，得到沿程壁温计算模型；通过求解基于部件级的涵盖流量平衡、功率平衡及压力平衡的高阶多变量非线性共同工作方程，得出发动机的沿程气动热力参数分布，给出发动机热壁分段温度分布。舱内流体入口边界条件为速度、静压、总温，出口边界条件为舱出口边界给定静压。

图3 发动机沿程热力循环参数计算模型Fig.3 Calculation model for frictional heat engine cycle parameters

4 数值计算结果及分析

4.1 热壁模型计算结果

针对某型飞机发动机，基于热壁模型计算出了发动机的热壁温度分布。其中飞行状态和发动机工作过程相关参数如表1所示。

表1 典型飞行状态及发动机相关参数Table 1 Typical flight conditions and engine related parameters

发动机典型工作状态的热壁温度分布见图4。可见，当飞行速度和发动机工作状态相同时，壁面温度随飞行高度增加呈递减趋势。主要是由于随着飞行高度的增加，发动机的瞬时耗油量降低，涡轮后燃气温度降低，导致发动机壁面温度降低。当飞行高度相同时，飞行速度依据发动机工作状态而改变，壁面温度随飞行速度增加呈递增趋势。当飞机跨声速后加速突防时，发动机工作状态由小状态向大状态过渡，此时发动机的瞬时油耗增加，主燃烧室和加力燃烧室出口温度增加，导致发动机壁面温度增加。

图4 发动机典型工作状态下热壁温度沿轴线的分布Fig.4 The hot wall temperature distribution along the axis under engine typical working condition

4.2 发动机舱三维CFD模拟结果

为详细分析发动机舱内气流温度场的分布情况，沿轴向(x轴)在舱内选取若干截面进行分析。分别取进气机匣所在x=132 mm截面，三级风扇机匣所在x= 498 mm截面，中介机匣所在x=742 mm截面，外涵机匣所在x=1 596 mm截面，涡轮后机匣所在x=2 541 mm截面，加力筒体所在x=4 018 mm截面，及喷管出口所在x=3 826 mm截面。冷却空气入口位于x=682 mm截面处。

Ma=0.8，H=5、8、11 km时各截面的温度场如图5所示。可见，采用冲压进气冷却方式，对发动机舱能起到很好的冷却效果。发动机主燃烧室处于外涵机匣和涡轮后机匣之间，加力燃烧室处于加力筒体所在截面附近，属高温区域。当发动机在巡航状态工作时，发动机主燃烧室机匣为主要热源，此区域温度较高；当发动机处于加力状态时，加力燃烧室机匣为主要热源，此区域温度较高。在接近冷却进口位置，由于冷却气流与发动机热壁强化换热，导致该区域温度较低；在冷却通道出口位置，由于发动机尾喷管的引射作用，加速了发动机舱内气流流动，及冷却气流与热壁间的换热过程，使得温度分布较均匀。

对比以上三组仿真结果，在飞行速度相同的情况下，发动机舱温度随飞行高度的增加呈递减趋势。在x=132 mm截面附近，温度场呈不均匀分布。因此，进行灭火系统设计时，需考虑在此位置附近增加传感器数量[12]。在x=4 018 mm截面，存在发动机喷流引射影响，对流换热效果加强，温度场分布均匀。发动机以巡航状态飞行时，发动机舱温度最高出现在图5(b)中x=2 541 mm截面，为涡轮后机匣所在位置附近，此截面大部分区域温度不高于365 K[13-14]。

图6给出了H=13 km、发动机以加力状态飞行时，发动机舱内各截面的温度分布。可见，随着飞行速度的增加，尽管进入到发动机舱的气流流量增加，但温度场分布仍呈递增趋势。一是由于随着飞行马赫数的增加，进口冷却气流温度增加，发动机舱内换热效果减弱；二是发动机由小加力状态过渡到全加力状态，发动机壁温条件变化，导致发动机舱内热壁温度升高，发热量变大[15-16]。

4.3 数值模拟与试验结果对比

为验证数值计算方法正确性，分别选择H=5 km、Ma=0.8，H=11 km、Ma=0.8，H=13 km、Ma=1.2，H= 13 km、Ma=2.0四个状态下，相同特征截面处发动机舱内温度试验测量值与数值模拟结果进行对比分析，结果如图7所示。可见，数值模拟结果与飞行试验结果误差小于10%。误差产生的主要原因是，发动机热壁温度模型未考虑发动机附件发热，外流场未能精确计算，及外界环境因素也存在影响。整个发动机舱温度分布呈前低后高的趋势，与试验结果吻合较好，验证了本文方法的正确性和有效性。

图5 Ma=0.8、不同飞行高度时，发动机舱各典型截面的温度分布Fig.5 The engine compartment temperature distribution of each typical cross section atdifferent flight height,Ma=0.8

图6 H=13 km、发动机以加力状态飞行时，发动机舱各典型截面的温度分布Fig.6 The engine compartment temperature distribution of each typical cross section at augmenting,H=13 km

图7 巡航和加力状态下发动机舱温度场测量与模拟结果对比Fig.7 The temperature field measurements vs.simulation results of engine compartment at cruise and augmenting

5 结论

(1)基于求解部件级的航空发动机非线性共同工作方程，得出了发动机的沿程气动热力参数分布及热壁分段温度分布，可准确预测不同工况下发动机的热壁温度分布。

(2)发动机工作状态是影响发动机机匣壁温及发动机舱温度的主要因素，飞行速度和发动机状态相同时，发动机舱温度随飞行高度增加呈下降趋势；飞行高度相同时，随着飞行速度的增加，气流以较大速度进入发动机舱，对发动机舱的冷却效果增加，且发动机舱温度随飞行速度增加而升高。

(3)发动机舱温度分布数值模拟结果与试验测量结果吻合较好，可用于指导发动机舱通风冷却系统和灭火系统的优化设计。

(4)利用本文提出的方法，对常规战斗机飞行包线极限区域边界参数和发动机舱温度场进行预测、评估，为系统方案设计提供了支持。

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Impact of Ram Air Inlet Cooling on Temperature Distribution of Aero-Engine Compartment

MA Song1，LI Kun1，ZHANG Zhi-wei1，WANG Zhan-xue2
(1.Shenyang Aircraft Design&Research，Aviation Industry Corporation of China，Shenyang 110035，China；2.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Ram air inlet cooling is the main way to control the fighter engine compartment temperature dis⁃tribution.Based on the model of the engine performance under different working conditions,engine block hot wall boundary conditions were provided.By means of the unstructured grid andk-εturbulent model method,the flow and heat transfer control equations were solved.The flow characteristics of key parameters and flow field distribution of a certain type of engine compartment in a typical flight condition and engine working conditions were simulated and compared with the test results.The results show that the simulation results agree with test results and the method can accurately forecast engine compartment temperature field distribution that will provide a scientific basis for ventilation cooling system and fire extinguishing system design and optimization.

engine compartment；ram-air inlet；ventilation cooling system；temperature distribution；engine performance；numerical simulation

V231.1

：A

：1672-2620(2014)05-0038-05

2013-12-20

马松(1984-)，男，湖北荆州人，工程师，硕士，主要从事动力装置总体技术研究。