航空發動機燃油系統溫升特性研究

王海鷹，楊永敏，單亞杰

（中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 201108）

航空發動機燃油系統溫升特性研究

王海鷹，楊永敏，單亞杰

（中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 201108）

為發揮航空發動機燃油的最大使用效益，充分利用燃油對發動機滑油及飛機交流發電機（IDG）滑油的冷卻作用，利用多種分析方法對某型航空發動機燃油溫升特性進行研究，給出了發動機典型工作狀態下的燃油溫升特性，并與試驗結果進行對比。結果表明提出的分析方法能夠有效的計算航空發動機各工作狀態下的燃油溫升特性。

燃油系統；熱分析；溫升；航空發動機

0 引言

航空發動機燃油是發動機滑油和飛機交流發電機（IDG）滑油的主要冷源，隨著航空發動機性能的提高，燃油承擔著越來越大的散熱壓力[1]。若發動機燃油溫度過高，燃油自身特性會發生變化，使發動機燃油控制系統的控制精度和可靠性降低，且燃油對滑油的冷卻效率大大降低，極可能造成發動機滑油和IDG滑油超溫，影響到發動機整機和IDG的性能。為了保證發動機燃油控制系統性能，并給發動機滑油和IDG滑油進行有效散熱，發動機燃油的最高溫度通常應不超過150℃[2]。然而，目前國內未對航空發動機燃油系統進行系統的熱分析，缺少有效的航空發動機燃油溫升分析流程和方法。

本文同時采用兩種分析方法——理論簡化計算（以下簡稱計算）方法和利用AMESim軟件進行建模仿真的數字仿真分析（以下簡稱仿真）方法，對航空發動機燃油系統進行分析，通過求解典型工作狀態的燃油溫升特性，分析發動機各工作狀態燃油對發動機滑油和IDG滑油的散熱能力，并利用試驗結果對計算結果和仿真結果進行評估和驗證。

1 航空發動機燃油系統構成

研究的航空發動機燃油系統構成如圖1所示，主要包括增壓泵、齒輪泵、主燃油濾、沖刷油濾、液壓機械裝置（HMU）、發動機燃滑油散熱器、IDG燃滑油散熱器、伺服燃油加熱器、燃油流量傳感器、噴嘴油濾和燃油噴嘴等。飛機來油經過增壓泵初步增壓后進入發動機燃滑油散熱器對發動機滑油進行冷卻，然后經主燃油濾過濾、齒輪泵再次增壓和沖刷油濾過濾后分成兩路，一路經伺服燃油加熱器后進入HMU的伺服燃油系統，為各作動筒、控制閥和活門等提供伺服燃油；另一路直接進入HMU的燃油計量系統，經過計量后的燃油經過燃油流量傳感器、噴嘴油濾后供往發動機燃燒室燃燒，剩余的燃油作為HMU回油進入IDG滑油散熱器對IDG滑油進行冷卻后回到增壓泵出口。

圖1 航空發動機燃油系統框圖

發動機燃油系統的熱量主要來自兩部分，一部分是外界注入燃油系統的熱量，包括發動機滑油向燃油注入的熱量、IDG滑油向燃油注入的熱量，以及燃油泵注入燃油中的熱量（燃油泵的輸入功率一部分用于提高燃油的壓力，另一部分作為耗散熱量注入了燃油中）；另一部分來自燃油系統自身，是燃油由于節流、摩擦等原因產生的耗散熱量。

2 理論簡化計算方法

2.1 燃油系統簡化模型

燃油系統結構比較復雜，為了便于計算將系統進行簡化，忽略燃油部件和管路與環境的熱交換，并將發動機滑油和IDG滑油注入的熱量集中到燃滑油散熱器中。燃油系統熱分析簡化模型如圖2所示，飛機來油經增壓泵增壓后與來自HMU的回油混合，一起經滑油加熱后進入齒輪泵增壓，增壓后的燃油分成兩部分，一部分進入發動機燃燒室，另一部分回至增壓泵的出口。

圖2 燃油系統熱分析簡化模型

2.2 燃油溫升計算方法

燃油溫升分析流程如圖3所示，首先給變量賦初始值，然后依次計算增壓泵功率、燃油經過增壓泵的溫升、齒輪泵前的燃油溫度、齒輪泵功率、齒輪泵后的燃油溫度以及回油溫度，最后再次計算齒輪泵前的燃油溫度，據此判斷迭代是否收斂，如果沒有進行下一輪迭代，如果收斂迭代完成。

增壓泵功率NL的計算公式為[3]：

式中：Qb為增壓泵供油量，為增壓泵的揚程，為燃油密度，g為重力加速度，Pb=Pin+?PL（?PL為增壓泵的增壓壓力）為齒輪泵前燃油壓力，Pin為燃油泵入口燃油壓力，為增壓泵的總效率。

圖3 燃油系統熱分析流程

燃油經過增壓泵的溫升?T1的計算公式為：

式中：NL為增壓泵的功率，為增壓泵的總效率，Qb為增壓泵的供油量，CP為燃油定壓比熱容。

齒輪泵前燃油的溫度Tb的計算公式為：

式中：Qb為增壓泵供油量，CP為燃油定壓比熱容，Tin為燃油泵進口燃油溫度，?T1為燃油經過增壓泵的溫升，Qh=Q-Qb為回油流量，Th為回油溫度，Hoil為滑油向燃油的傳熱量，Q為齒輪泵供油量。

齒輪泵功率NH的計算公式為：

式中：Q為齒輪泵供油量，P1為燃油泵后壓力，Pb為齒輪泵前燃油壓力，為燃油密度，為齒輪泵的總效率。

燃油經過齒輪泵后的燃油溫度的計算公式為：

圖4 燃油系統熱仿真模型

式中：NH為齒輪泵功率，為齒輪泵總效率，Q為齒輪泵供油量，CP為燃油定壓比熱容，Tb為齒輪泵前燃油溫度。

回油溫度Th的計算公式為：

式中：Qh為回油流量，為燃油密度，P1為燃油泵后壓力，Pb為齒輪泵前燃油壓力，CP為燃油定壓比熱容，T1為燃油泵后燃油溫度。

3 數字仿真分析方法

隨著計算機仿真技術的發展，工程系統的設計逐漸使用計算機對實際系統進行數字仿真。AMESim軟件已廣泛應用于航空發動機燃油系統的設計[4]。為研究航空發動機的燃油溫升特性，利用AMESim軟件搭建了某典型航空發動機燃油系統熱仿真模型，如圖4所示。

燃油系統熱仿真模型對發動機燃油系統進行了簡化，主要包括增壓泵、燃滑油散熱器、齒輪泵，以及HMU中計量活門、回油活門和增壓關斷活門等，省略了對燃油溫升無影響或影響極小的主燃油濾、沖刷油濾、HMU的伺服燃油系統和燃油流量傳感器等，同樣將發動機滑油和IDG滑油注入的熱量集中到燃滑油散熱器中。

4 試驗系統

用于驗證理論簡化計算結果和數字仿真分析結果的試驗系統如圖5所示[5]，主要由燃油箱、增壓泵、燃滑油散熱器、齒輪泵、液壓機械裝置HMU、噴嘴模擬裝置、滑油箱、滑油泵、滑油加熱設備及若干溫度、壓力和流量傳感器等組成。燃滑油散熱器、滑油箱、滑油泵和滑油加熱設備用于模擬發動機滑油系統和IDG滑油系統向燃油系統注入熱量。噴嘴模擬裝置用于模擬燃油噴嘴和發動機燃燒室反壓，為HMU出口建立背壓。

增壓泵將燃油箱的燃油進行初步增壓后供往燃滑油散熱器對燃油進行加熱，然后齒輪泵增壓后供給HMU，經過HMU計量的燃油經過噴嘴模擬裝置后回到燃油箱，未經計量的HMU回油回到增壓泵的出口。

圖5 試驗系統原理

式中密度ρ的單位為kg/m3，溫度T的單位為℃。定壓比熱容CP為：

式中定壓比熱容Cp的單位為kJ/kg/K，溫度T的單位為K。

5 結果分析

根據發動機的工作狀態，選取四個典型狀態點（由小到大分別為狀態1、狀態2、狀態3和狀態4）進行分析，各典型狀態點燃油系統達到熱平衡后的燃油溫升結果如表1所示（由于某種原因，試驗時未加入滑油注入熱量，因此計算和仿真中滑油注入熱量也設置為零）。從表中可以看出各發動機工作狀態下，燃油系統達到熱平衡的計算燃油溫升結果和仿真燃油溫升結果與試驗燃油溫升結果都較接近，其中狀態4的燃油溫升計算結果與試驗結果差別最大為4.7℃，狀態2的仿真結果與試驗結果差別最大為3.7℃。

表1 熱平衡后燃油溫升結果對比（單位：℃）

發動機狀態1至狀態4燃油系統進出口溫差隨時間變化的對比分別如圖6～圖9所示，從圖中可以看出：

1）發動機各狀態下燃油系統進出口溫差的試驗結果、計算結果與仿真結果隨時間的變化趨勢一致；

2）發動機狀態越小，燃油系統進出口溫差越大（這時燃油對發動機滑油和IDG滑油的冷卻能力越弱）。如圖6至圖9中所示，達到熱平衡后燃油系統進出口溫差：狀態1>狀態2>狀態3>狀態4；

3）燃油系統進出口溫差越大的狀態，燃油系統達到熱平衡所需的時間越長。如圖6至圖9中所示，狀態1約需1000s，狀態2約需400s，狀態3約需350s，狀態4約需300s。

圖6 狀態1燃油系統進出口溫差

圖7 狀態2燃油系統進出口溫差

圖8 狀態3燃油系統進出口溫差

圖9 狀態4燃油系統進出口溫差

6 結論

利用理論簡化計算及建模仿真分析兩種方法對航空發動機的燃油溫升特性進行了研究，并利用試驗結果對兩種方法的分析結果進行了對比驗證，結果表明：

1）兩種分析方法都能較準確的得出航空發動機各工作狀態下的燃油溫升特性；

2）發動機不同工作狀態的燃油溫升差別較大，小工作狀態的燃油溫升普遍高于大工作狀態的燃油溫升；

3）燃油系統達到熱平衡所需時間差別較大，且燃油溫升高的發動機工作狀態比溫升低的工作狀態達到熱平衡所需時間普遍更長。

【】【】

[1] Anthony J Fischer, Future Fuel Heat Sink Thermal Management System Technologies[J].4th International Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit (IECCE),2006,06.

[2] 張東輝.高溫燃油對航空發動機控制系統的影響分析[J].航空發動機,2013,02.

[3] 楊春信,張麗娜,郭暉.發動機滑油散熱系統性能計算方法及其應用[J].航空動力學報,2005,04.

[4] 徐志英,莊達民,等.飛機燃油系統熱管理研究[J].航空動力學報,2007,11.

[5] 余玲,葉志鋒,王彬.航空發動機燃油計量裝置特性仿真與試驗研究[J].航空發動機,2015,04.

Investigation on fuel temperature rise characteristics of an aero-engine

WANG Hai-ying, YANG Yong-min, SHAN Ya-jie

V232.4

：A

1009-0134(2017)07-0092-04

2017-04-23

王海鷹（1984 -），女，四川內江人，工程師，碩士研究生，研究方向為航空發動機燃油控制系統設計。