航空活塞发动机中冷系统设计及测试方法研究

田佳浩,雷乾乾,孙鹏远,赵韦东,袁泉泉,张 明

(彩虹无人机科技有限公司，北京 100074)

1 引言

航空活塞发动机具有价格低廉、耗油较省、易于维护以及操纵便捷等优势，因此中低速无人机普遍以航空活塞发动机匹配螺旋桨作为推进系统[1-3]。伴随着无人机应用场景的愈发广泛以及生存环境的逐渐严苛，无人机对发动机高实用升限的要求十分紧迫。对于航空活塞发动机而言，除去对航电、燃油等系统的能力提升外，实用升限的提高很大程度上依赖于增压系统能力的提高，即增压系统实现高压比以应对高海拔空气稀薄的环境。根据热力学原理，经增压系统增压后的空气温度显著提高，为提高进气密度以及避免发动机进气温度过高影响动力输出及稳定性，需要在增压器后引入中间冷却系统[4-6]。针对于发动机舱散热器及热管理技术的研究较多，为设计工作者在进行短舱换热设计时提供了参考[7-12]。本文对航空活塞发动机中冷系统设计及测试方法展开论述，对提高无人机动力系统整体性能和规范设计流程具有指导意义。

2 中冷系统的结构原理及意义

2.1 中冷系统的结构原理

对于飞行器而言，中冷系统通常采用风冷式，其基本结构原理图如图1所示。

如图1所示，中冷系统位于增压系统末端，在发动机运转过程中，新鲜空气依次经过空气滤清器、涡轮增压器压气机、中冷器而后通过进气歧管进入发动机气缸。

2.2 中冷系统对航空活塞发动机性能的影响

由于增压后空气温度在中冷系统内得到显著降级，进入气缸的空气质量增加，这对增压系统性能及航空活塞发动机性能产生一系列影响。

1)可以增加发动机循环喷油量，使发动机有更多的燃料化学能转换为热能，进而增加了动力性。增压中冷技术使得航空活塞发动机在临界增压高度以下最大输出功率一直恒定不衰减，在临界增压高度以上功率衰减速率下降；

2)增加了空气质量，使得燃油喷雾与空气更好得掺混，从而使之燃烧更加充分，改善了发动机的燃油经济性；

3)降低发动机进气温度使得发动机缸内最高燃烧温度及排温均明显降低，即中冷系统降低了增压系统及发动机的热负荷，提升了整机的可靠性。

3 中冷系统设计

本节围绕中冷系统设计指标、中冷器选型、中冷布置方式、中冷安装及管路设计等几个方面对中冷系统设计方法展开论述。

3.1 中冷系统设计指标

1)进气歧管温度必须满足发动机使用限制，尤其在起飞及爬升功率段；

2)中冷系统前后压降必须满足发动机使用要求，并尽可能小，因内阻过大会导致增压系统效率损失以及排温过高等问题，最终导致发动机的功率下降；

3)中冷系统应满足不同海拔、温度、工况下的中冷需求，使中冷后温度始终处于合理范围区间；

4)中冷器应尽可能尺寸小，重量轻，且满足飞行器空间要求，结构安装牢固可靠。

3.2 中冷系统设计方法

3.2.1 中冷器性能参数确定

通过计算发动机中冷散热功率要求、压损要求、增压器进气流量、中冷进气道估值风速以及安装空间等因素确定中冷器基本性能参数。

1)设计工况点的选择

针对于航空活塞发动机，增压比随着海拔的增加而逐渐增加，因此在进气量保证不变的前提下，海拔愈高则增压系统产生的热量越多。此外在发动机临界增压高度以上，进气流量虽然衰减，但是高海拔下冷侧来流密度下降，中冷换热效率下降。因此基本上以临界增压高度和升限两个工况作为设计工况点。通常可首先以临界增压高度-最大起飞功率作为设计工况点，而后复验临界增压高度以上海拔中冷器的适用性。

2)中冷散热需求的计算

中冷器的换热量可以由以下公式计算得到：

Q=qmbcpb(Tb-Ts)

式中：Q为中冷器换热量，qmb为增压空气流量(kg/s)，cpb为增压空气比定压热容(J/kg/K)，Tb为中冷器前空气温度，Ts为中冷后空气温度。

3)冷侧来流的平均风速计算

在已知中冷散热功率需求，以及发动机空间布置限制时，需对中冷前后风速进行预先估算，通常可采用CFD计算的手段获得中冷前后风速如图2所示。或者根据工程经验，在配装航空活塞发动机的固定翼飞机起飞模态下，中冷风道的风速一般在10m/s大小。上述理论计算值或工程经验值，有助于在中冷器选型后，进行实验摸底。

3.2.2 中冷器芯体结构形式选择

风冷中冷器是利用环境空气来冷却增压之后的高温高压气体，由于冷侧及热侧介质均为空气，因此热侧及冷侧的传热系数在同一量级，两侧的换热面积应大致相当。其芯体结构形式分为扁管式、板翅式和管翅式[6]。其中扁管式散热效率最低，应用较少；板翅式材质大多为铜和铝合金，其结构紧凑，换热面积大，传热效率高；管翅式由板翅式发展而来，其热气侧是多孔的成型管材，简化了工艺，提高了焊接的可靠性，其缺点是热侧只能是平直通道，不能采取扰流措施。一般芯体结构形式多选取为板翅式或管翅式。

3.2.3 中冷器布置方式选择

中冷器的布置形式如图3～5所示，一般有以下三种形式：单个中冷器串联、多个中冷器串联、多个中冷器并联。

在设计过程中，上述三种布置方式均可选择，但是要满足中冷系统性能要求及尺寸重量最小选择。

面对增压比适中，进气量较低的小功率发动机来说，通常选用图3单个中冷器串联形式与图4多个中冷器串联形式。对于上述两种形式，针对同一款中冷散热器芯体，在总散热面积、风速等条件一致的前提下，原则上中冷散热性能基本一致，主要根据无人机布置空间来决定选取哪种形式。

面对高压比，高进气量的发动机，原则上推荐选用如图5所示的多个中冷器并联形式。一方面，并联的形式可以将发动机进气量分成多个部分流过中冷器，相较于串联方式大幅减小中冷系统内阻；另一方面当单路中冷出现故障，尚有一路甚至多路中冷正常工作，可以使无人机动力系统维持小功率状态安全返航，增加了冗余性，提高了系统的安全系数。

3.2.4 中冷器方案的CFD计算

针对于不同的布置方案，运用CFD工程计算软件，对流阻进行计算，最终确立最优方案。

如以下算例，针对同一款航空活塞发动机，设计如图3、图5所示的两种中冷器布置方案，结合设计工况，对短舱内部流速进行CFD仿真计算。

在上述两个方案的中冷效果均能满足散热需求的前提下，进行短舱内流仿真。由计算结果如图6和图7可知，针对于该款动力短舱，上述中冷并联的形式除却具有减小中冷内部流道内阻的优势外，还可以一定程度上减小短舱整体内阻，提高飞行器的总体性能。因此针对于该型发动机及平台，选用中冷并联布置方式。

3.2.5 中冷器安装及管路设计

在中冷器的安装设计中需充分考虑发动机振动环境以及中冷器的受热膨胀变形，因此在中冷安装点处应考虑减震设计，在中冷器与进气道之间也要考虑减震及密封设计。

在中冷系统的管路设计中，需在管路内阻、以及耐温耐压和接头安装牢靠等多个方面进行考虑。即所选橡胶管、金属管、卡箍材质需耐受300℃以上高温以及最大增压压力；管路内壁光滑并且减少转弯，在必须转弯的部位应依据管路尺寸选取合适转弯半径；在管路及接头连接处，应选取防松卡箍，并在金属接头处设置宝塔形贴合面，以防止管路脱落。

4 中冷系统测试

设计好的航空活塞发动机中冷系统必须经过功能测试以及耐久可靠性测试，方可装机使用。

4.1 测试台架条件要求

对设计的中冷系统进行功能测试及耐久测试，台架应满足以下要求：

1)地面台架环境温度应为无人机平台规定的所耐受最高环境温度。一方面环境温度高意味着着中冷前热侧进气温度高，另一方面意味着冷侧进气温度高，即应在严苛条件下考核中冷系统；

2)中冷系统安装形式、管路走向等应与装机状态基本一致，以保证装机方案得到充分验证，对后续系统改进设计提供指导意义；

3)中冷器冷侧来流通常采用风机或风扇来模拟无人机平台进气道来流环境，需提前运用CFD仿真计算获得中冷器冷侧来流风速，在试验台架中通过变频器对风机风速进行调整，以保证中冷器冷侧来流平均风速与CFD仿真计算结果基本一致。

4.2 中冷系统评价指标

合格的中冷系统应该满足以下标准：

1)中冷后温度<发动机最高进气温度限制；

2)中冷前后压差<发动机中冷系统最大压损限制；

3)中冷器系统安装紧固件在耐久测试结束后无松动；

4)中冷器本体、管路等耐受振动、高温、高压环境无损坏。

4.3 中冷系统测试注意事项

在对中冷系统进行功能测试及耐久测试的过程中，应注意以下事项：

1)在发动机多工况状态下进行中冷系统测试，即应充分测试发动机在飞行器起飞、爬升、巡航、下滑等多个模态下的工况点；

2)在台架测试中对环境温度进行充分测量评估，避免发动机热辐射等外界因素导致发动机空滤前温度和中冷器冷侧进气温度偏离实际使用工况；

3)在每一次试验开始前和结束后对试验台架及试验对象进行点检，以确认状态。

5 结论

通过上述分析与比较，可以得出以下结论：

1)中冷系统对带增压的航空活塞发动机意义重大，可提升其动力性、燃油经济性、系统可靠性；

2)中冷系统的设计过程应遵循满足散热功率需求、尺寸轻巧、自身内阻小、短舱流道阻力小、结构牢固可靠、具备安全冗余设计等原则；

3)中冷系统在装机前需进行功能测试及耐久测试，尽量模拟真实装机环境以及使用工况对中冷系统进行评测。