航空發動機1次表面換熱器流動換熱性能分析

劉蔭澤，張聲寶，董 威,，劉振宇，于 霄

（1.上海交通大學機械與動力工程學院，上海200240；2.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

航空發動機1次表面換熱器流動換熱性能分析

劉蔭澤1，張聲寶1，董 威1,2，劉振宇1，于 霄2

（1.上海交通大學機械與動力工程學院，上海200240；2.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

為了研究航空發動機1次表面換熱器流動換熱性能，基于傳熱單元數法并結合其結構特性，建立了換熱器熱力學設計方法并對經典熱力學公式進行了對比分析。同時針對適用于航空發動機的4種不同結構形式1次表面換熱器（直通道逆流型和15°，30°及45°叉流型），在真實工況下的流動換熱特性開展了數值模擬研究。通過對比不同結構換熱器在不同工況下的流動換熱特點，可以為一次表面換熱器芯體核心部件的優化設計提供設計依據和方法。基于數值計算結果，對比分析了不同交錯角度θ對換熱器的換熱性能與流動特性的影響。結果表明：對于直通道逆流換熱器，整個換熱器內部溫度有規律均勻分布；對于叉流換熱器，由于波紋板片呈一定角度交替放置，內部流動復雜，局部存在明顯的渦流強化換熱，氣體流動通道內的速度、溫度分布極不均勻。隨著交錯角度的不斷增大，叉流換熱器的換熱性能不斷增強，但其冷熱兩側壓降也大幅增大。

1次表面換熱器；流動換熱；數值模擬；逆流；叉流；航空發動機

0 引言

在航空發動機熱管理的空空換熱器的設計中，由于換熱器兩側流體都為氣體，氣體的表面換熱系數較小，因而為滿足航空發動機空空換熱器的換熱性能要求，就可能使得換熱器的體積很大。航空發動機對換熱器的體積和質量都有較高的限制，如果采用傳統換熱器，其體積及質量必將遠遠超過航空發動機對換熱器的空間及質量的要求，而1次表面換熱器（Primary Surface Heat Exchanger,PSHE）由于其換熱效率高，具有非常高的緊湊度，因而十分適合在航空發動機空空換熱器的應用，高緊湊度的1次表面換熱器在航空領域有著廣泛的應用前景。1次表面換熱器在實際應用過程中其制造技術不斷提升 [1]。國內外學者對1次表面換熱器的流動換熱特性開展了一系列的研究。在設計方面，Min等人[2]總結了有關燃氣輪機用高溫高壓換熱器的研究，提出回熱器、空冷器和間冷器的基本設計方案。Focke等人[3]試驗研究了波紋板交錯角對換熱器換熱性能的影響。劉振宇等[4]根據1次表面換熱器的結構特點和流動傳熱規律,應用優化理論建立1次表面換熱器多目標優化設計模型進行優化設計。程惠爾等[5]對拋物線、橢圓和正弦波3種波紋通道的1次表面換熱器熱性能進行了對比分析計算，在3種波形中正弦波通道相對具有較高的傳熱效率和可接受的壓降損失，但是影響換熱器性能的主要因素不是幾何形狀而是幾何尺寸。周幗彥等[6]對交錯角為90°的正弦形波紋換熱器進行了研究，發現波紋的結構尺寸對換熱器的換熱性能及壓力損失影響極大。王斌等人[7]指出1次表面換熱器板片的幾何參數以及通道形狀對其溫度響應特性的影響依次是：板片厚度最強，波紋寬度次之，波紋通道形狀最弱。在數值模擬研究中，董威等[8]利用CFD數值模擬技術分析包括間冷器在內的整個流路的流場細節，優化間冷器的進出口流道的設計。Stasiek和Ciofalo等人[9-10]通過數值模擬和試驗研究了雷諾數、波紋間距和高度等波紋板參數對CC型1次表面換熱器性能的影響。Ma Ting等人[11]發現換熱器內部的溫度分布非常不均勻，主流方向的熱傳導對換熱性能的影響較大。Du等人[12]對CW型通道換熱器進行了數值研究，并進行了結構優化分析。Utrianen和Sunden等人[13-14]比較了多種1次表面結構，發現CC型表面換熱器在換熱性能更為優異，且更易于加工制造。張磊等人[15]分析比較了多種不同形狀波紋板的換熱器的氣動熱性能。部分學者通過實驗對1次表面換熱器進行了研究，Seo等[16]通過試驗研究了低雷諾數下PSHE的流動換熱特性。楊靜等[17]指出對于當量直徑小于1 mm左右的1次表面換熱器，必須使用微小通道的準則式，才能準確地評估其換熱性能。劉振宇等[18]人引入換熱增強因子和流動增強因子來描述1次表面換熱器內部復雜的流動換熱特點，并通過試驗獲得了當量直徑為1 mm的1次表面換熱單元的增強因子。

對于1次表面換熱器芯體，其內部流體與壁面溫度沿程不斷變化，尤其是叉流換熱器結構復雜，使得換熱器內部流動結構不易確定，文獻中對1次表面換熱器研究通常針對換熱器內部1個小單元在給定常壁溫或常熱流邊界條件下的流動換熱過程，對于換熱器整體通道及航空發動機真實工況下的研究較少，因此有必要開展1次表面換熱器整個芯體通道研究，研究流體在整個通道的流動換熱變化特性，從而更好的指導1次表面換熱器內部通道的設計優化。

本文針對航空發動機幾個工作狀態冷熱流體參數條件下的性能要求，開展了1次表面換熱器的設計應用研究，并對同樣尺寸條件下的1次表面換熱器內部波紋板布置形式對流動換熱的影響進行了數值模擬分析，為航空發動機1次表面換熱器的優化設計提供依據。

1 1次表面空空換熱器熱力學計算

換熱器熱力學計算流程如圖1所示。

在上述工程計算過程中，阻力系數f分別由Darcy公式（高雷諾數）和Reid公式（低雷諾數）給出；努賽爾數Nu分別由Dittus-Boelter方程（高雷諾數）和Reid公式（低雷諾數）給出，具體方程如下

Reid公式

式中：103≤Re≤104。

基于上述經典熱力學計算公式，可以開展直通道1次表面換熱器的流阻及換熱性能分析計算。對于叉流式換熱器，由于目前沒有成熟可靠的計算公式及方法，因此須借助數值模擬方法對叉流式換熱器內部流動和換熱特點進行分析計算。

2 1次表面換熱器數值模擬

2.1 控制方程

1次表面換熱器內部流動換熱的穩態過程遵循3維黏性可壓流動的N-S方程，其連續、動量和能量控制方程如下

式中：e為內能；k為導熱系數；p為壓強；T為溫度：u，v，w 為直角坐標系；x，y，z方向的速度分量；τ為控制表面的法向應力和剪切應力。

采用商業CFD軟件ANSYS Fluent進行數值模擬計算，采用2階迎風格式的SIMPLE算法進行了穩態數值模擬。考慮到1次表面內部流動的可壓縮性，在數值模擬中使用了理想氣體狀態方程。

理想氣體狀態方程為

式中：Rg為空氣氣體常數。

2.2 物性參數及湍流模型

由于沿著流體主流方向，冷熱流體的沿程溫度變化較大，流場內空氣的各物性參數將隨溫度改變而發生較大的變化，必須考慮動力黏度、定壓比熱容和導熱系數隨溫度的變化特點。在數值計算過程中，氣體的動力粘性系數由Sutherland公式給出，氣體的導熱系數k和定壓比熱容Cp隨溫度變化的關系如下

進行數值計算的湍流模型選擇標準k-epsilon湍流模型，壁面采用標準壁面函數。

2.3 幾何模型

數值模擬采用的1次表面換熱器芯體為橢圓弧形波紋，2條相鄰圓弧的長、短半軸分別為a和b。為了達到熱氣和冷氣兩側的表面傳熱和壓降配合合理，設計中根據設計點的冷熱側流體流動參數和換熱器安裝空間結構，給出的1次表面芯體波紋具體參數見表1。板片波紋曲線ABC和CDE在交點C處的斜率相同，同時a1=a2=R，如圖2所示。

表1 冷熱芯體主要幾何參數 mm

2.4 計算區域和邊界條件

對于1次表面換熱器，上下波紋板交替放置形成冷熱流道。由于換熱器內部流動換熱過程復雜（尤其是叉流換熱器，其流通通道上下方向不同，不存在對稱面），為更好的模擬流體在換熱器整體中的換熱情況，有必要對換熱器芯體整個通道進行數值模擬計算。由于換熱器是由相同的波紋形板片在高度方向交錯堆疊而成，有較好的周期性特點，同時為保證流體區域的完整性、收斂性和精度，將波紋板設定為周期邊界（取波紋板厚度的一半），可較好的模擬整個芯體換熱器內部流動換熱過程，并大幅減少模擬計算量。本文中的計算區域為相鄰的兩側冷熱通道（冷熱通道各1層），直通道逆流換熱器計算域如圖3所示，從圖中可見，紅色框包圍區域所示（以叉流換熱器中的部分通道為示例），網格數量約為1500萬。對于叉流換熱器來說，上下2層波紋板成交錯排列，叉流換熱器交錯角即1次表面換熱器上下2層波紋軸向投影所形成的角度。如圖3、4所示叉流換熱器的網格及入口條件，圖4中角度θ即為叉流換熱器的交錯角。在計算中，除了圖3中的1組周期邊界面以外，其余表面均為壁面邊界。在數值計算中冷氣和熱氣入口采用壓力入口邊界條件，冷熱流體出口設為壓力出口條件邊界，同時給定目標流量。

表2 換熱器工作條件參數

換熱器在4個不同工況下的冷熱流體進口參數見表2。

3 數值模擬結果

3.1 數值模擬驗證算例

在文獻[17]的試驗狀態及波形參數條件下，數值模擬結果與試驗結果的對比分別如圖5、6所示。從圖中可見，對于采用同樣波紋形狀結構的文獻17中的數據，數值計算得到的傳熱系數在各個速度條件下及整體趨勢上與試驗結果符合的較好。說明上述數值模擬方法較為可靠。基于上述研究，開展了航空發動機真實工況下的流動換熱特性的數值研究。

3.2 0°直通道模擬結果對比分析

在4個狀態點條件下，應用不同經典熱力學公式與0°直通道逆流換熱器數值模擬得到的結果對比分別如圖 7～10所示，其中狀態 1（Re1=4500,Re2=10000）、狀態 2（Re1=5400,Re2=20000）、狀態 3（Re1=1840, Re2=1350）、 狀 態 4 （Re1=2170,Re2=2150）、London公式與Gnielinsk公式可詳見文獻[19]。

從圖7～10中可見，數值模擬方法與所采用的熱力學計算方法得到的結果吻合較好，說明所采用的熱力學分析計算及數值模擬方法可以用來對1次表面換熱器的芯體進行計算及分析。但對于叉流式的1次表面換熱器，由于目前沒有成熟可靠的理論計算公式，無法準確的進行換熱器的熱力學計算，考慮到逆流直通道換熱器的數值模擬得到的結果較為準確可靠，將利用數值方法對15°，30°及45°角的叉流換熱器進行研究。

3.3 各角度換熱器模擬結果對比分析

不同截面的速度云圖和流線圖如圖11所示，從圖中可見，由于換熱器內各通道相互連通熱流體通道內流體不再沿直通道流動，而是與其他通道內流體不斷混合并成一定角度向z軸正向流動。換熱器內部流動復雜，擾動極為明顯。

靠近右側壁面區域內的流線及溫度云圖如圖12所示。從圖中可見，在熱流體通道波峰附近，出現了明顯的渦流，并且渦流速度與主流速度方向相反，導致此區域擾動混合劇烈，換熱性能明顯增強。熱流體在遠離左側壁面后，渦流逐漸消失，擾動減小。

3種不同結構的叉流換熱器在換熱器壁面x=55 mm（靠近換熱器右側壁面）處冷熱流體的流線圖如圖13所示。從圖中可見，由于波紋板的擾動及不同流向流體的相互交匯，叉流換熱器內部存在明顯的渦流，并且不同角度的換熱器渦的大小、尺度和位置有明顯的區別。15°叉流換熱器只在通道上波峰附近存在微弱的渦流。而30°和45°叉流換熱在通道上下波峰附近都存在明顯的渦流。相對于30°叉流換熱器，45°叉流換熱器的渦更加集中，渦流的尺度更小并且出現頻率（數量）也明顯高于其他2種叉流換熱器。由此可見隨著叉流角度的不斷增強，換熱器內部擾動隨之增強。

4個不同結構的換熱器（0°直通道逆流換熱器，15°，30°及45°叉流換熱器）在4組真實工作狀態下的換熱及壓力損失的數值計算結果如分別圖14～17所示。

從圖14～17中可見，隨著換熱器交錯角度的增大，換熱器的換熱性能不斷提升，但壓力損失也顯著增大。對于低空狀態1、2下，兩側流體的雷諾數較高，但由于熱氣流量相對較小，密度較高，因此熱側流體流速相對較小，壓力損失也較小；45°叉流換熱器比直通道換熱器，熱側的換熱系數提升30～35%。對于冷流體，由于流體流速較大，可以看到1、2狀態下冷側流體壓力損失曲線斜率較大，叉流角度為45°時，冷側壓力損失為0°時的3倍，而冷側換熱系數有35～43%的提升。同時，由于換熱器體積非常小，冷熱兩側壓力損失率均在1%左右。說明在低空狀態下，雖然隨著叉流角度的增大，換熱器的壓力損失不斷增大，但整體壓力損失率仍然很小。但隨著叉流角度的增大，換熱性能有明顯的提升，因而在低空狀態下，45°叉流換熱器更為適用。而對于高空狀態3、4下，冷熱流體雷諾數較小，冷熱兩側的流體壓力損失特性曲線相對平穩，但熱側流體流速較大，熱側的壓力損失率達到了2%以上，同時叉流角度為45°時，換熱器的冷熱兩側的系數只增強了20%左右（相較于0°直通道換熱器）；說明高空狀態下，由于入口溫度和壓力的變化，換熱器在高空條件下的流阻相對較大，叉流換熱的換熱性能提升并不明顯，因而在高空狀態下，0°直通道換熱器優勢更為明顯。

4 結論

基于換熱器性能的熱力學計算方法及1次表面換熱的結構特點建立了1次表面換熱器性能的換熱和流阻計算方法，并對不同經驗公式與CFD的計算結果進行了對比分析。在此基礎上對4種不同內部結構（0°直通道逆流和 15°，30°及 45°叉流）的 1 次表面換熱器芯體，采用數值方法模擬了真實工況下芯體整個通道的流動與換熱特性，計算中考慮了冷熱流體物性參數的變化。

（1）數值模擬與試驗數據的對比表明，對于采用同樣波紋形狀結構的試驗結果擬合式與數值計算結果較為吻合。

（2）數值計算與經驗公式計算結果的對比說明，對于1次表面換熱器芯體模型，在高雷諾數區域，CFD計算結果與基于Darcy阻力公式及Dittus公式的熱力學計算得到的壓力損失及換熱性能最為符合；在低雷諾數區，基于Reid公式計算得到的壓力損失及換熱性能與CFD結果最為符合，但二者計算結果仍存在一定差別。

（3）對于叉流換熱器，由于換熱器內部流體的流動情況較為復雜，不同方向的流體相互作用，形成渦流，其內部擾動極為明顯。并且隨著交錯角度的不斷增大，內部擾動不斷增強，換熱器的換熱性能有明顯的提升，但壓力損失也隨之不斷增大。

（4）對于航空發動機的低空運行狀態，由于叉流換熱器在較小的壓力損失率下可以大幅提升換熱性能，因此叉流換熱器更適用于航空發動機的低空工作狀態。對于高空狀態，直通道逆流換熱器優勢更為明顯。

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Analysis of Flow and Heat Transfer Performance of Primary Surface Heat Exchanger for Aeroengine

LIU Yin-ze1,ZHANG Sheng-bao1,DONG Wei1,2,LIU Zhen-yu1,YU Xiao2
（1.School of Mechanical Engineering,Shanghai Jiao Tong University,Shanghai 200240,China;2.AECC Shenyang Engine Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to investigate the performance of Primary Surface Heat Exchanger（PSHE）for aeroengine,the thermal calculations of PSHE based on the number of heat transfer unit method and the structure characteristics of the heat exchanger were carried out.This paper focused on four different structural models of the PSHE （straight channel heat exchanger and cross flow heat exchanger of 15°,30°and 45°）.Numerical simulations were carried out in the real condition of an aeroengine to analysis the flow and heat transfer characteristics of the PSHE.The design and calculation method of the PSHE core can be optimized by comparing the flow and heat transfer characteristics of heat exchangers with different structures under different working conditions.The contrastive analysis of the influence of different interleaving angle θ on the heat transfer performance and fluid characteristics of heat exchanger were carried out based on numerical calculation results.The results show that the temperature distribution in the whole heat exchanger is uniform for the straight channel heat exchanger.For the cross flow heat exchanger,due to the corrugated plates are placed with cross angle alternately,the internal flow patterns are complex.There were obvious eddies in some areas,the internal velocity and temperature distribution of the PSHE is extremely uneven.With the increasing of cross angle,the heat transfer performance of the heat exchanger is continuously enhanced,but the pressure drop on both sides increases greatly.

primary surface heat exchanger;flow and heat transfer;numerical simulation;counter flow;cross flow;aeroengine

V231.1+3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.011

2016-12-27 基金項目：2011先進航空發動機協同創新計劃資助

劉蔭澤(1991)，男，碩士，主要從事高效緊湊換熱器及發動機防冰機理研究工作；Email:sweepeeyz@126.com。

劉蔭澤，張聲寶，董威，等.1次表面空空換熱器流動換熱性能數值分析[J].航空發動機，2017，43（4）：61-68.LIUYinze，ZHANGShengbao，DONGWei，et al.Analysis offlowand heat transfer performance ofPrimarySurface Heat Exchanger for aeroengine[J].Aeroengine，2017，43（4）：61-68.

（編輯：張寶玲）