航空发动机燃油热管理系统仿真及试验验证

李 波，张东辉，洪 黎

(中国航发控制系统研究所，江苏无锡 214063)

1 引言

三代机的环境控制系统普遍为空气循环制冷系统，采用冲压空气作为环境控制系统的热沉介质。随着四代机、五代机机载电子设备的增多，其发热功率也不断增大，传统的空气循环制冷系统很难提供足够的冷量来冷却电子设备[1]。同时，为了提高战机的隐身性，必须限制其外表的开口数量和面积，这将限制冲压空气的进气量，进而使空气循环制冷系统可提供的制冷能力大为减弱，无法满足新一代战机的要求。此外，随着飞机战斗性能的提升，飞机载油量大大增加，而燃油在所有飞行状态下温度较稳定，不影响飞机的隐身性能，代偿损失小[2]。因此，利用燃油作为热沉介质，发挥燃油的最大使用效益已成为当前航空发动机热管理的重要研究方向。

航空发动机燃油是发动机滑油系统和飞机相关系统的主要冷源，随着航空发动机性能的提升，燃油所承担的散热压力越来越大。发动机过高的燃油温度不仅会降低发动机燃油控制系统的控制精度和可靠性[3]，缩短燃油附件的工作寿命，还会使燃油对滑油的冷却效率大大降低。为此，需要通过燃油热管理系统，实现热量在整个系统内的合理分配，以达到限制燃、滑油温度的目的。同时，通过航空发动机燃油系统的热管理，可为飞机系统的热管理和环境控制系统优化设计提供依据[4-6]。

本文采用AMESim[7]一维仿真软件开展燃油热管理系统仿真建模与分析，通过试验数据验证仿真的有效性。提出了热仿真建模指导原则和简化方法，并就燃油热管理系统专项试验设备——滑油系统模拟装置和燃油加热装置的主要实现功能及实现原理进行了说明。本文的研究对于开展航空发动机燃油热管理系统方案的可行性分析和专项试验设备的设计开发具有指导意义。

2 燃油热管理系统原理

燃油热管理系统原理如图1 所示，主泵后的燃油一路经过计量阀和主燃滑油散热器进入燃烧室；另一路经过回油阀返回主泵前，在系统中循环；最后一路经过热回油阀和副燃滑油散热器后返回飞机，经过冲压空气散热器冷却后最终回到飞机油箱。

图1 燃油热管理系统原理示意图Fig.1 Schematic diagram of fuel thermal management system

对于发动机燃油系统，燃油泵和沿程损失等产生的热量以及燃滑油散热器带入的热量使燃油热量增加，而燃烧室燃油消耗和流向飞机的热回油会将燃油的热量带走，当增加的热量和带走的热量相等时，燃油系统达到能量平衡，此时燃油温度达到该状态下的最高值。热管理系统的控制原理就是当飞机高速飞行时，主要靠燃烧室燃油消耗带走热量；当飞机低速飞行时，通过增加热回油流量，靠冲压空气散热器带走热量[8]，使发动机在全包线范围内燃油温度和滑油温度都不超过限制值。

3 燃油热管理系统输入条件

3.1 工作状态点

根据航空发动机的飞行包线，选择典型工作状态点，并确定各状态点主要参数。在各状态点，滑油系统需要燃油系统带走的热量由燃滑油散热器带入燃油系统。某型发动机典型工作状态点见表1。

表1 发动机典型工作状态Table 1 Typical aero-engine operation conditions

3.2 温度限制要求

温度限制要求包括燃油温度限制要求和滑油温度限制要求。燃油系统一般限制喷嘴前燃油温度，以防止喷嘴前温度过高而导致的喷嘴结焦[9-11]。该型发动机要求喷嘴前燃油温度稳态值不超过150℃，瞬态值不超过160℃(＜10 min/h)。滑油系统一般限制后腔滑油温度。该型发动机要求后腔滑油温度不超过210℃。

3.3 热回油功率限制要求

当发动机燃油消耗量大于4 000 kg/h 时，允许向飞机油箱回热不超过2 kW；当发动机燃油消耗量为1 600 kg/h 时，最多允许向飞机油箱回热20 kW；当发动机燃油消耗量小于400 kg/h 时，最多允许向飞机油箱回热50 kW。

4 建模与仿真

4.1 仿真条件

基于AMESim 仿真软件进行燃油系统热仿真。仿真建模原则为：①仿真中选用理化特性与3 号喷气燃料特性基本一致的燃油介质jetA；②仿真模型中对燃油部件模块进行简化，并仅对发动机典型工况点进行稳态仿真；③仿真模型中考虑环境温度对系统的影响。

4.2 燃油热管理系统仿真模型

根据燃油热管理系统原理，运用AMESim 软件的热库模块搭建热仿真模型，如图2 所示。由于是系统级的热分析，不用关注作动部件的具体移动速度和位移，所以在构建热仿真模型时选择非结构化建模，以提升建模效率，同时也可提高仿真速度，节省仿真运算时间。

图2 热管理系统仿真模型Fig.2 Simulation model of thermal management system

4.3 典型热仿真模块说明

(1) 空气换热模块

燃油系统存在与环境之间的换热，即燃油与金属的接触换热以及金属表面与空气的对流换热。仿真时，将环境温度影响作用在典型管路上，建立简化模块模拟与环境的热交换，模型如图3 所示。空气换热模块主要包含了接触换热模块、热容模块和温度模块，分别用于设定等效热交换面积，设定固体热交换系数及等效质量，设定实际环境温度。

图3 空气换热模块Fig.3 Air heat transfer module

(2) 燃滑油散热器模块

燃滑油散热器模块(图4)模拟了燃油散热器在各工况下从滑油系统到燃油系统的热交换，包括热值设定模块、热交换模块。热值设定模块设置从滑油系统带入的热量，热交换模块设置用于热交换的燃油体积及换热面积等。

(3) 热回油模块

热回油流量控制是燃油热管理系统的关键，为满足温度限制要求，需设定合理的热回油流量值。热回油模块(图5)模拟了在已知工况下，燃油系统为保证燃油温度不超出限制值，向飞机油箱的热回油情况。

图4 燃滑油散热器模块Fig.4 Fuel-oil radiator module

图5 热回油模块Fig.5 Heat return fuel module

4.4 仿真结果分析

(1) 喷嘴前燃油温度

按照表1 各工况参数给各模型赋值后进行仿真运算，得到各工况下喷嘴前的燃油温度随时间的变化趋势，如图6 所示。图中，图示框中为相应时刻5个状态点分别对应的喷嘴前温度。由图可知，发动机在各工况下喷嘴前温度(主燃滑油散热器出口燃油温度)均未超出150℃的限制值，这表明通过热回油阀适当增加一股热回油可有效控制发动机燃油系统温度，满足喷嘴前燃油温度限制要求。

图6 喷嘴前燃油温度仿真曲线Fig.6 Simulation curve of fuel temperature in front of nozzle

(2) 热回油功率

热回油在回到飞机油箱的过程中将本身所具有的热量也带回了飞机油箱，从而减少了发动机燃油系统热量。这部分热量包含热回油本身热能和热回油所具有的压力势能两部分，其中压力势能在热回油回到飞机油箱后也会转化为热能。实际仿真中，副燃滑油散热器的燃油出口压力与油箱压力几乎相同，因此这部分势能很小，可忽略不计。图7 给出了各工况点热回油功率仿真结果与飞机对热回油功率限制线的比较，可见各工况点未超过热回油功率限制线，满足飞机对发动机燃油热管理系统的要求。

图7 热回油功率与限制线的比较Fig.7 Comparision between heat return fuel power and limitation line

5 试验验证

5.1 试验系统

(1) 试验原理

图8 示出了发动机燃油系统热管理试验原理。如图所示，在燃油热管理系统试验中，除燃油泵、调节器、增压阀及燃滑油散热器等试验件外，必须的主要试验设备还包括滑油系统模拟装置和燃油加热装置。油箱来油经燃油加热装置升温后进入燃油系统，再经过燃油泵增压后，一部分经调节器计量流经主燃滑油散热器及增压阀后返回油箱，另一部分则通过调节器中的回油阀、副燃滑油散热器后返回油箱。两路高温燃油在返回油箱前，由水冷式散热器降温。滑油系统模拟装置调制出试验所需的高温滑油提供给主、副燃滑油散热器。

(2) 滑油系统模拟装置

滑油系统模拟装置用于热管理试验时模拟发动机滑油系统产生的热量，向燃滑油散热器进口提供温度、流量、压力可控的高温滑油，并与燃油系统的燃油在燃滑油散热器内进行热交换。功能为：①向燃滑油散热器提供滑油；②控制滑油清洁度；③自动控制滑油温度；④自动控制滑油流量；⑤手动控制滑油压力，且具备远程控制能力；⑥提供安全保护，避免高温滑油危及人身安全。为保证试验安全，滑油系统模拟装置采用两级加热的方式。由温度控制单元采集油箱内部的滑油温度，通过调节油箱内的电加热器功率，将油箱中的滑油加热到初级设定温度。从油箱供往外部电加热器的滑油经电加热器进行二次加热。外部电加热器内的温度传感器采集电加热器出口的滑油温度，通过调节电加热器功率实现加热功的无级调节，从而对燃滑油散热器进口滑油温度进行闭环控制。

(3) 燃油加热装置

图8 燃油系统热管理试验原理Fig.8 Test principle diagram of fuel thermal management system

燃油加热装置用于在热管理试验时模拟飞机散热器给发动机进口燃油施加的热功率，对试验件进口燃油温度进行控制。功能为：①为试验件进口提供稳定的高温燃油环境；②当试验件进口燃油流量发生变化时控制燃油温度保持不变；③具备安全保护功能，使高温导热油不会危及人身安全。燃油加热装置的电加热器将油箱内的导热油加热到一定温度，导热油泵将导热油送至热交换器，与供往试验件的燃油进行热交换从而对试验件进口燃油进行加温。闭式循环加温装置通过调节阀将试验件后的高温燃油按一定比例返回到试验件进口，从而实现对试验件进口燃油温度的控制。

5.2 试验验证对比分析

考虑到工况5 为该型发动机长期工作状态，特在工况5 状态开展不同进口温度及不同热回油流量条件下的燃油热管理系统试验验证。同时，分析了表1 所列典型状态点下热回油温度及喷嘴前温度的试验数据，并与仿真结果进行了对比。

(1) 不同进口温度下仿真与试验结果对比

表2 示出了工况5 状态不同进口温度下热管理仿真与试验结果对比。由表可知，主泵出口燃油温升仿真与试验结果误差在-0.07～1.15℃范围内，热回油温升仿真与试验结果误差在1.36～6.81℃范围内，误差较小，满足仿真需求。

表2 不同进口温度下仿真与试验结果对比Table 2 Comparison of simulation and test at different inlet temperature

(2) 不同热回油下仿真与试验结果对比

表3 示出了工况5 状态不同热回油流量下热管理仿真与试验结果对比。由表可知，不同热回油流量下主泵出口燃油温升仿真与试验结果误差在0.24～2.99℃范围内，热回油温升仿真与试验结果误差在0.85～6.81℃范围内，误差较小，满足仿真需求；两者的温升随热回油流量的增加而降低。

(3) 典型状态点下关键温度参数对比

图9 示出了典型状态点下关键温度参数对比。由图可知，燃油热管理系统仿真结果与试验结果差异在5℃以内，误差较小，仿真模型置信度较高。

表3 不同热回油流量下仿真与试验结果对比Table 3 Comparison of simulation and test at different heat return fuel mass flow

图9 典型状态点下仿真与试验温度对比Fig.9 Simulation and test temperature comparison under typical operation points

6 结论

(1) 发动机燃油热管理系统仿真结果与试验结果误差较小，仿真模型置信度较高，仿真结果有效。在方案设计阶段对发动机燃油热管理系统进行AMESim 热仿真分析具有较大的工程实用性。

(2) 分析形成的热仿真建模指导原则和简化方法，可为设计人员开展航空发动机燃油热管理系统方案设计提供指导，有利于在热管理系统方案设计阶段对其可行性进行桌面验证。

(3) 试验环境对发动机滑油系统及飞机来油温度的模拟与真实使用环境存在差异，需进一步完善试验设备和试验方法，深入进行热管理试验研究，根据试验结果对热管理系统仿真模型做进一步迭代。