主交流发电机通风冷却系统设计改进

王晓花 房静 黄尚友

（中航飞机股份有限公司，陕西 西安，710089）

0 引言

某型飞机的主交流发电机是飞机各系统电能的主要来源。在外场使用中发现主交流发电机在工作时壳体温度偏高，这有可能会烧毁其内部元器件，导致主交流发电机不能工作，飞机电源不能有效保证。经分析，引起该问题的原因可能为交流发电机通风冷却系统通风量不足。因此，对该型飞机主交流发电机通风冷却系统研制阶段设计开展复查工作、提出改进设计并对改进后的效果改进验证。

1 主交流发电机通风冷却系统介绍

某型飞机主交流发电机通风冷却系统采用了NASA埋入式进气口设计，主交流发电机通风冷却系统结构形式详见图1。

冷却空气流向如下：冷却空气从发动机舱外的发电机通风冷却进气管2的进气口流入，经通风冷却进气管2和橡胶连接件2进入主交流发电机5的内腔，对主交流发电机进行冷却后，冷却空气从主交流发电机排气风扇口排入发动机舱内，同时该主交流发电机排气风扇有一定的抽吸作用，可以对主交流发电机进行强制通风冷却。

2 设计工作复查

主交流发电机无故障工作需满足环境温度-60～100℃或者通风量达到130g/s，要求发电机附件机匣温度120℃以下。

2.1 研制阶段工作复查

在主交流发电机通风冷却系统详细设计阶段，曾对发动机舱通风冷却系统进行过设计理论计算。计算结果表明：各种工况下，电机附件温度均在85℃以下，发动机短舱通风冷却系统基本满足设计要求。

在该型飞机地面试验阶段，曾对其进行过发动机舱和辅助动力装置舱地面通风冷却试验，主交流发电机排气温度最大72.4℃，主交流发电机壳体最高温度93.8℃，均满足设计要求。

此外,在科研试飞阶段，对动力装置通风冷却情况进行了地面试验和空中试飞试验。地面试验时，环境温度为38.3℃，主交流发电机附件机匣实测最高值为67.8℃；空中稳定平飞时，主交流发电机附件机匣两个测点最高温度分别为54℃、66℃，满足设计要求。

虽然在该型飞机研制阶段完成了发动机舱的通风冷却系统仿真分析计算、地面试验、空中试飞验证等工作，且发动机舱的冷却及主交流发电机附件机匣的温度均满足设计要求，但未对主交流发电机飞行状态下的通风量进行定量计算及试验验证。

2.2 主交流发电机通风量仿真计算

为验证主交流发电机通风冷却系统是否能满足主交流发电机通风量的设计要求，利用专业有限元仿真软件ANSYS对该型飞机在3000m、7000m、9000m高度，不同马赫数飞行情况下，主交流发电机通风冷却系统的通风量进行仿真计算。

由于模型的计算区域情况非常复杂，决定采用四面体非结构网格。并在发电机和射流所在的区域进行空间网格加密，主交流发电机通风冷却系统网格划分见图2。射流边界条件，压强盘的边界条件以及物面边界条件见图3。计算采用的解算器为专业计算流体力学软件ANSYS CFX15.0[1]。

图1 主交流发电机通风冷却系统

图2 通风冷却系统网格局部放大图

图3 边界条件示意图

计算结果表明：主交流发电机通风冷却系统在目前进风口设计状态下，3000m飞行高度时各种飞行姿态和飞行速度，通风量满足主交流发电机使用要求；7000m飞行高度时，飞机飞行速度为0.654Ma（相当于发动机0.6额定状态）时，主交流发电机通风量满足使用要求；但飞行速度为0.714Ma（相当于发动机0.7额定状态）及0.79Ma（相当于发动机0.9额定状态）时，主交流发电机通风量不满足使用要求；9000m飞行时，主交流发电机通风量在各状态下均低于130g/s，不能满足使用要求。

根据计算结果，为了保证该型飞机在全包线范围飞行时，其通风量完全满足主交流发电机满载（60kVA）使用要求，拟在主交流发电机通风口增加进气风斗，以增加进气冲压，从而提高主交流发电机通风冷却进气量，降低主交流发电机工作时温度。

3 主交流发电机通风冷却系统设计改进

通过主交流发电机通风冷却系统复查、通风量有限元计算以及试验验证发现，目前的通风设计可以保证该型飞机在正常飞行情况下主交流发电机正常工作（20kVA）。

为满足该型飞机全包线范围内主交流发电机满负荷工作（60kVA）通风量需求，拟在主交流发电机通风口加装进气风斗。加装的进气风斗能向现有通风口提供冲压空气，增加主交流发电机通风量，改善其通风冷却系统效果。

图4 进气风斗示意图（左图为左侧风斗，右图为右侧风斗）

图5 风斗在发动机短舱上的安装

利用专业三维建模软件CATIA建立进气风斗数模，并于发动机舱下盖进行装配[2]。进气风斗采用1.0mm不锈钢板整体冲压，迎风面高度约65mm，宽度约130mm，并进行圆整修型，进气风斗详见图4。

进气风斗采用螺接连接，部分螺钉借用机上原有螺栓孔，为保证进气风斗的安装强度，在短舱内部采用局部垫板形式，进气风斗与发动机舱下盖的安装关系示意见图5。

图6 进气风斗网格

图7 左发加装风斗前主交流发电机通风量对比

对加装进气风斗后的结构进行强度校核，进气风斗与短舱蒙皮结构、短舱口盖与飞机骨架的连接满足强度设计要求。

4 改进后的验证

4.1 ANSYS有限元仿真验证

对加装进气风斗后的主交流发电机通风冷却系统进气量再次进行有限元计算，进气风斗部分的有限元网格划分如图6所示。

经计算：主交流发电机通风冷却系统加装进气风斗后，在所有状态下，通风量均满足交流发电机满负荷工作要求，且通风量的裕度较大，裕度为140-290g。

4.2 外场改进验证

将设计的进气风斗完成制造后，安装到外场飞机上对主交流发电机通风冷却系统效果进行飞行验证。对飞机主交流发电机进行贴片热电偶监测，该检测方法可以实现对主交流发电机壳体温度的实时监测，试验发现加装进气风斗后的飞机，飞行时主交流发电机壳体温度在50℃左右，而未加装进气风斗的飞机，飞行时主交流发电机壳体温度在85℃以上，主交流发电机通风口加装进气风斗后其壳体温度能降低35℃以上，加装进气风斗对主交流发电机通风冷却系统效果改善显著。

4.3科研试飞验证

虽然对加装进气风斗后的主交流发电机通风冷却系统通风量进行了理论计算，在外场飞机上也进行了验证（主交流发电机壳体温度由85℃以上降为50℃左右），但还需对加装进气风斗前后主交流发电机的通风量进行实际测量，以确定加装进气风斗对主交流发电机通风冷却系统的真实改善情况。

由中航工业试飞院通过XXX架机对主交流发电机加装进气风斗前后通风量进行测定。

加装风斗后，主交流发电机通风量显著增加，左发加装进气风斗前后主交流发电机通风量对比详见图7。因此，加装进气风斗可显著提高主交流发电机通风冷却系统的通风冷却效果。

5 结论

对某型飞机主交流发电机通风冷却系统复查发现，其通风量不能满足飞机在全包线范围内主交流发电机满载（60kVA）使用要求，针对该问题提出在主交流发电机通风口加装进气风斗的改进措施。经有限元仿真计算及试验验证表明：加装进气风斗，能增加通风口进气冲压，提高主交流发电机通风冷却系统的通风量，有效降低主交流发电机的工作温度。建议在在该型飞机上全面贯彻。