基于CFD分析的飛機滑油散熱引射器性能計算和改進

詹大可，滕葉，陳明生，田傲，王樂

(航空工業通飛研究院有限公司，珠海 519040)

0 引 言

飛機在熱天地面慢車狀態(嚴酷工況)下，發動機滑油基礎溫度較高的同時，發動機滑油散熱器(以下簡稱引射器)冷邊氣流流量較小，滑油溫度升高，甚至可能超溫。由于滑油溫降受滑油入口溫度和流量、滑油散熱器冷邊溫度和流量等多種因素影響，且滑油散熱系統設計較為復雜，飛機滑油超溫問題不時出現[1]。引射器作為滑油散熱系統的重要組成部分，布置在滑油散熱器后方，嚴酷工況下可從發動機引氣對滑油散熱系統冷邊風道進行引射，增加滑油散熱器冷邊流量，加強熱交換，以降低滑油溫度。

工程應用方面，楊春信等[2-3]計算和試驗研究了某型滑油散熱系統散熱性能，并提出了滑油散熱系統的性能計算方法；陳維建等[4]、陳曉燕[5]對某發動機滑油超溫問題采用試驗模擬方法進行了系統性研究，并提出了可行的工程改進方案；李立國等[6]、王春鳳等[7]、王鎖芳等[8]、龍新平等[9]針對引射器的設計和優化進行了大量計算和試驗研究。F.S.Kong等[10]針對引射器混合室的優化進行了計算和研究。

上述研究主要在試驗室進行，由于機上環境和試驗室環境存在差異，部分參數在機上難以測量，而進行完整的系統試驗室試驗耗時過長，因此本文以某型飛機發動機滑油散熱系統冷邊風道和引射器為研究對象，通過尋求合適計算方法，結合已有試驗數據[11-13]，對難以測量的參數進行試算，對熱天地面慢車狀態下(嚴酷狀態)引射器的引射性能進行分析和數值模擬計算，并利用地面試車數據對計算結果進行驗證，根據數值模擬計算結果，提出一種引射器性能提升的改進思路。

1 研究對象

某型飛機發動機滑油散熱系統安裝在槳轂后方下側，系統主要由滑油散熱器、引射器、冷邊風道及混合室、風門、相關成附件及管路組成，其中滑油散熱引射器位于滑油散熱器后方的冷風道中，系統示意圖如圖1所示，滑油散熱器數學模型如圖2所示。本文以該型飛機的引射器作為分析對象。

圖1 滑油散熱系統示意圖Fig.1 Lubricating oil heat diffusion system

圖2 引射器模型圖Fig.2 The ejector model

2 計算思路

首先對滑油散熱系統冷邊風道的空氣流動進行分析。遠場大氣在螺旋槳滑流作用下流入冷邊風道，經過滑油散熱器冷邊后進入引射器部位的風道，在引射器作用下被引射流與引射流在混合室內混合，并通過風門排出。空氣流動示意圖如圖3所示。

圖3 滑油散熱系統冷風道流動Fig.3 Cold air flow in the system

在圖3中，Pairin為遠場大氣壓力，考慮嚴酷工況為地面慢車狀態，取Pairin=101 325 Pa；ΔPprop為螺旋槳滑流提供的壓力增量，ΔPprop和螺旋槳和發動機類型及冷邊風道布置有關，通過機上地面試驗結果，慢車狀態下短艙唇口處壓頭ΔPprop≈26 Pa；ΔPLres為滑油散熱器冷邊流阻，ΔPLres隨冷邊流量增加而增加，通過試驗室試驗得到某型滑油散熱器冷邊出口氣流溫度TLout≈70 ℃(343 K)。試驗得到冷邊流量特性曲線如圖4所示。

圖4 滑油散熱器冷邊流量特性曲線Fig.4 Air flow rate characteristic curve of lubricating oil heat diffusion system

PEin1為發動機引氣入口壓力，根據某型發動機試驗室試驗結果，慢車狀態下取PEin1=260 000 Pa，引射氣流溫度TEin1≈227 ℃(500 K)；Pairout為排氣風門后方遠場大氣壓力，取Pairout=101 325 Pa，考慮到地面熱天環境，遠場大氣溫度Tairout=40 ℃(313 K)。

考慮到管壁光滑且過渡平滑，故忽略冷邊風道的管壁摩擦等帶來的沿程阻力和局部阻力，由圖2可知，引射器的被引射流的入口壓力為

PEin2=Pairin+ΔPprop-ΔPLres

(1)

開啟引射器時，系統冷邊風道流量Gairc迅速增加，從圖3可以看出：滑油散熱器冷邊流量GLc=Gairc，從圖4可以看出：此時滑油散熱器冷邊流阻ΔPLres隨之增加，由公式(1)可知，PEin2隨之降低，系統冷邊風道流量Gairc也將隨之降低，故ΔPLres下降，PEin2回升，Gairc回升，最終系統冷邊風道流量Gairc將趨于穩定。

因滑油散熱系統相關部位結構設計復雜，無法在機上準確測得PEin2，導致對引射器的工作狀態分析較為困難。本文通過假定多個不同ΔPLres，根據式(1)得到PEin2。對引射器工作狀態進行CFD計算，得到不同ΔPLres對應的(PEin2，Gairc)組合。由于GLc=Gairc，故可將ΔPLres和GLc關聯，得到引射器工作狀態下的(ΔPLres，GLc)的關系。將該數據代入圖4并繪制新的工作狀態曲線，兩條曲線的交點即為引射器打開時的系統狀態。其中，橫坐標即為真實的滑油散熱器冷邊流量GLc，縱坐標即為真實的滑油散熱器冷邊流阻ΔPLres。

通過試驗室試驗確定滑油散熱器在匹配某型飛機慢車狀態典型滑油量的工作狀態下的滑油散熱器冷邊流量GLc和滑油溫降試驗曲線，如圖5所示。結合滑油散熱器冷邊流量GLc可得到引射器打開時的滑油溫降值。

圖5 滑油散熱器冷邊流量和滑油溫降曲線Fig.5 Air flow rate of lubricating oil heat diffusion system and oil temperature drop curve

當引射器不工作時，滑油散熱系統冷邊風道的空氣流動僅由螺旋槳滑流ΔPprop驅動。同理可計算得到引射器不工作時的滑油溫降值。

本文采用上述計算思路對引射器的性能和工作狀態進行分析。

3 計算過程

3.1 計算模型和網格生成

滑油散熱器前段冷邊風道僅為一段平緩變化的空腔，對氣流特性影響不大，故忽略前段冷邊風道，以減少計算量，提升計算速度。考慮到滑油散熱器冷邊結構設計為蜂窩狀細長通道，對氣流起到了良好的整流作用，因此以滑油散熱器冷邊出口作為計算域的入口邊界。對計算域采用結構/非結構化的混合網格，在引射器及混合室段生成非結構化網格，在排氣風門后方生成結構化網格，采用Interface面將兩部分結合成最終的計算網格。對引射器噴嘴等氣流變化劇烈的區域采用體加密，形成較細的網格以保證計算精度。整體網格如圖6所示，引射器段的局部網格如圖7所示。網格總數約為1 200萬。

圖6 整體網格Fig.6 Overall mesh

圖7 引射器段網格Fig.7 Ejector mesh

3.2 控制方程

CFD計算的控制方程為N-S方程組，使用SIMPLEC算法，方程各項具有二階精度，采用RANS模擬方法，為封閉方程，選取Realizablek-ε湍流模型。其中，微分形式的N-S方程組如下：

質量守恒方程的一般形式為

(2)

動量方程的一般形式為

(3)

式中：p為流體受到的壓力；fV為體積力；τ為切應力張量。

能量方程的一般形式為

(4)

由于氣體可壓縮流動，需要給定密度和熱力學參數的關系。采用理想氣體狀態方程為

P=ρRT

(5)

式中：R為通用氣體常數。

3.3 計算狀態點

根據第2節內容，選取Pairin=101 325 Pa，ΔPprop=26 Pa，TLout≈343 K，PEin1=260 000 Pa，TEin1=500 K，Pairout=101 325 Pa，Tairout=313 K作為計算參數。同時選定PEin2試算值，如表1所示。

表1 PEin2試算值Table 1 Trial calculation of the ejected inlet pressure PEin2

3.4 網格收斂性

為排除網格對計算結果的影響，對計算網格進行了收斂性分析，另生成兩套密度不同的網格，三套網格量分別為：800萬(粗網格)、1 200萬(中網格)、1 400萬(細網格)。網格規模參數如表2所示。

表2 網格尺寸說明Table 2 Computational grid size

采用表1所示工況1進行計算，監控系統引射流量GEin1和被引射流量(即冷風道流量Gairc)，如表3所示。

表3 網格收斂性說明Table 3 Grid convergence

三套網格對引射流量GEin1計算結果一致，粗網格的冷風道流量Gairc存在一定偏差，而采用中網格和細網格的計算結果基本一致，為提升計算速度，采用中網格(1 200萬)進行CFD計算。

4 計算結果及分析

熱天地面慢車狀態下，引射器工作時的性能計算結果如表4所示。

表4 PEin2試算值對應的引射特性Table 4 Ejected air flow rate characteristic with different ejected inlet pressure PEin2

將表4數據整理成曲線代入圖4，得到冷風道流量-流阻耦合特性曲線，如圖8所示。對兩條曲線進行插值計算并求解交點，得到引射器工作時滑油散熱器冷邊流量GLc約為3 888 kg/h，對圖5曲線進行插值計算得到此時滑油溫降約為7.9 ℃。

圖8 冷風道流量-流阻耦合特性曲線Fig.8 Air flow rate coupling characteristic curve

同理，引射器不工作時，增加前端冷邊風道網格并算得此時滑油散熱器冷邊流量GLc約為558 kg/h，對圖5曲線進行插值計算得到此時滑油溫降約為2.5 ℃。

通過以上計算可知，熱天地面慢車狀態下引射器打開后滑油溫降增加了5.4 ℃。

5 機上地面試驗驗證

選取熱天(大氣靜溫39 ℃)地面工況，對某型飛機進行機上地面試驗，在發動機慢車狀態下保持引射器關閉，等待滑油溫度升高并穩定，再打開引射器等待滑油溫度降低并穩定，記錄整個過程的滑油溫度、發動機出口壓力和油門桿角度位置。通過讀取飛行參數記錄器(以下簡稱飛參)數據，獲取以上信息，飛參數據如圖9所示。

圖9 飛參監控數據曲線Fig.9 Flight data and curves

從圖9可以看出：熱天地面慢車狀態下，滑油溫度升高并穩定在94.1 ℃左右，打開引射器后，滑油溫度迅速下降并穩定在89.6 ℃左右。由引射器帶來的滑油溫降約為4.5 ℃。考慮到機上和計算結果基本一致，表明本文計算方法正確可行，計算結果可信。

6 引射器改進思路

熱天地面慢車狀態下滑油溫降需求較大，當滑油溫降無法滿足使用要求時，解決方案主要有兩種：①對滑油散熱器進行改進，提升換熱效率；②對引射器進行改進，提升引射器的引射性能。第一種解決方案雖然可以解決系統地面散熱能力不足的問題，但也可能導致飛機在高空飛行時滑油溫度過低。為了確保相關系統不進行較大調整，考慮對引射器進行改進，提升地面慢車狀態下滑油散熱系統冷邊風道流量，增加滑油溫降。對引射器的改進主要可通過提高引射器噴嘴前端壓力、提升混合室氣流均勻度等方式實現。

考慮到某型飛機引射器安裝在冷風道中心位置，且分布式均勻安裝多個引射噴嘴，引射后混合情況較為理想。故本文對提高引射器噴嘴前端壓力進行分析。對引射器工作狀態計算結果進行分析，以采用表2工況3為例，查看引射器分叉管處馬赫數云圖，如圖10所示。

圖10 馬赫數云圖Fig.10 Contour of Mach number

從圖10可以看出：引射管路進入引射器分叉管后，引射流流速迅速增大導致管路流阻過大，引射流量相應下降，最終導致引射器性能降低。

對該段管路進行分析，因受飛機相關結構限制，該分叉處及后端管路均為扁圓管，如圖11所示。推斷扁圓管截面積較小，導致管路流速過大等問題出現。

圖11 引射器分叉管Fig.11 Y-branch of ejector

對引射器分叉管及后段管路進行優化設計，將截面形狀改為圓角矩形管路，在不對相關系統和結構大改的原則下增大引射器分叉管及后端管路截面積，如圖12所示。

圖12 引射器分叉管優化Fig.12 Optimization of Y-branch ejector

同樣地，按表5選取試算值，計算結果如表6所示。

表5 PEin2試算值(優化模型)Table 5 Trial calculation of the ejected inlet pressure PEin2(optimized model)

表6 PEin2試算值對應的引射特性(優化模型)Table 6 Ejected air flow rate characteristic with different ejected inlet pressure PEin2(optimized model)

將表6數據整理成曲線代入圖4，對兩條曲線進行插值計算并求解交點，得到引射器工作時滑油散熱器冷邊流量GLc約為4 650 kg/h，對圖5曲線進行插值計算得到此時滑油溫降約為9.1 ℃。相比優化前，被引射流量增加了約20%，并帶來額外的1.2 ℃滑油溫降。計算結果表明，該改進方式更改少、代價小、工程可行。

7 結 論

(1) 本文針對飛機滑油超溫問題，基于N-S方程和k-ε湍流模型對滑油散熱系統引射器及冷邊風道流場進行了試算，掌握了理論計算評估引射器性能的方法。通過機上地面試驗測量結果與數值計算結果的對比，確認了該計算方法的準確性和適用性。

(2) 基于本文提出的理論計算方法和數值計算結果，針對嚴酷工況下某型飛機存在的滑油超溫問題，提出了工程可行的解決方案，能為引射器性能提升提供理論依據，在工程實踐中減少試驗的時間周期和經費成本，從而加快工程研制進度，可為同類飛機系統的設計起到參考和借鑒作用。