航空活塞發動機熱管理技術分析

李科陽(浙江大學動力機械及車輛工程研究所，浙江 杭州 310027)

0 概述

近年來，隨著國內通航的逐漸開放和軍事應用的需求增加，我國對兩萬米及以下空域作業的無人機需求日益提高，各行業、各應用領域都展開了大量的無人機研究，這些無人機廣泛應用了航空活塞發動機，拓展了航空活塞發動機的應用領域，并為其下一步發展指明了方向。

為了滿足無人機的動力需求，促進航空活塞發動機向高空、長航時領域發展，必須發展航空活塞發動機的熱管理技術。與地面環境相比，萬米以上高空的散熱條件惡劣，空氣密度沿海拔的遞減既對活塞發動機提出了增壓要求，從而給熱管理系統引進了增壓中冷這一新的熱源，又極大降低了熱管理系統的散熱性能。這些因素制約著航空活塞發動機性能的提升和輕量化的發展，成為了困擾航空活塞發動機技術突破的瓶頸之一。

目前，國內的航空活塞發動機熱管理技術的研究以仿真分析為主，缺乏高空試驗的平臺和對應的高空試驗數據，對高空相關的影響規律掌握不足，這一問題極大限制了航空活塞發動機熱管理系統設計計算的準確度和有效性。此外，現有的航空活塞發動機熱管理技術研究沒有明確的發展方向，相關的研究或并于飛行器氣動性能的研究或停留在散熱強化的表面上，未能就高空散熱規律進行歸納和理論分析。

本文以航空活塞發動機熱管理技術為基礎，結合不同海拔的熱管理系統研究，總結了國內外航空活塞發動機熱管理系統的研究內容和最新進展，指明了航空活塞發動機熱管理系統技術研究的幾個關鍵技術，并對我國航空活塞發動機熱管理系統的下一步發展重點提出了建議。

1 國內外研究現狀

目前，航空活塞發動機根據使用環境的不同，可以劃分為低空、中空和高空三種類型，低空無人機的飛行升限不超過5 km，功率在20 kW以下；中空無人機的飛行升限在5～11 km范圍，其功率以75 kW為主，高空無人機的飛行升限最高可至20 km，其功率都在110～120 kW范圍內。國內成熟的航空活塞發動機產品應用集中在20 kW以下和75 kW級別，許多高校和研究機構都展開了相關的熱管理系統研究。

哈爾濱工業大學的楊巍[1]研究了低速無人機發動機短艙設計和實驗方法，該無人機的發動機原型是Rotax914發動機，最大起飛功率為85 kW，散熱量的需求是45 kW，熱管理系統的最終目標是在最惡劣的環境條件下保證航空活塞發動機缸頭的溫度在120 ℃以下。北京交通大學的蔡賀[2]研究了航空內燃發動機熱管換熱器的應用，其研究的發動機同樣是Rotax914發動機，但其飛行升限為5 km，最大換熱量為30 kW，這一研究將輻射換熱引入了航空活塞發動機熱管理系統的應用，驗證了熱管換熱在航空狀態下的可行性。北京航空航天大學的姬芬竹[3]研究了航空風冷發動機的冷卻系統傳熱模型，其研究表明，飛行高度的增加會導致發動機熱狀態升高，而螺旋槳的轉速能夠在一定范圍內穩定氣缸體的溫度，但該研究的仿真和試驗分析的海拔高度都在5 km以下。北京航天動力研究所的王國文[4]進行了高空風冷換熱器的設計與仿真，其熱源為電子儀器設備，散熱量需求為5 kW。該換熱器以68%的乙二醇為冷卻介質，在20 km的高空環境中可以保證上述電子儀器的散熱需求。其研究證明對于小熱量的熱源而言，高空散熱的問題可以直接通過傳統風冷換熱器解決。從上述研究情況來看，國內的航空活塞發動機熱管理系統研究極大受限于實機試驗的缺少，已有的試驗也多存在海拔低、換熱量低等問題，無法真實反映高空情況。

另一方面，得益于無人機技術的進步和應用范圍的擴展，國外的航空活塞發動機熱管理系統具有更加成熟的應用和試驗平臺。從無人機產品本身來看，美國的“伯修斯”無人機和“阿爾塔斯”無人機都實現了兩級增壓下的高空長航時飛行，其中，“伯修斯”無人機的飛行升限為19.8 km，“阿爾塔斯”無人機的飛行升限為20 km。這兩個成熟的產品說明相關的航空活塞發動機熱管理系統已經可以滿足高空低密度空氣環境下的散熱需求。從強化散熱的角度來看，美國“捕食者-A”無人機的熱管理系統設計較為成熟，作為中空長航時無人機，其采用的強化散熱手段主要是大面積散熱器和高擴張比風道設計。在熱管理系統的研究方面，國外領先的程度更高，由于散熱功率的恢復問題已經有了較好的解決方案，在熱管理系統研究上，國外的高校和研究機構更多的將研究方向指向多元目標優化的研究和整體的熱管理系統及相關輔助系統的研究。目前已知的研究多已經結合的飛行器的外部氣流特點對傳熱的影響，對飛行器的氣動特性和散熱特性進行了協同設計。

總體來看，國內的航空活塞發動機熱管理系統研究現狀是起步較晚，試驗平臺不足，試驗條件有限，整體研究停留在低功率產品的設計和仿真階段，未出現高功率、高空散熱產品的設計與試驗驗證。隨著無人機等產品的需求快速增長，航空活塞發動機熱管理系統逐漸成為限制其應用范圍擴大的關鍵因素，對現階段的航空活塞發動機熱管理關鍵技術進行梳理和分析是非常必要的。

2 航空活塞發動機熱管理系統關鍵技術分析

結合現有的國內外研究現狀，可以歸納出航空活塞發動機熱管理系統研究的三點關鍵技術，從零而整依次是海拔對熱管理系統的影響研究，結合整機的多目標優化研究和綜合熱管理系統的研究。這三點關鍵技術都是航空活塞發動機熱管理系統未來發展的重點方向，其中海拔對熱管理系統的影響研究是所有未來研究的基礎，需要投入更多的試驗來獲得足夠的數據支撐。

2.1 海拔對熱管理系統的影響研究

隨著航空活塞發動機使用海拔的升高，熱管理系統的外部環境發生明顯變化，這一變化的表現為：0～11 km，大氣壓力、密度、溫度都隨海拔升高而減小；11～20 km，大氣溫度保持在-56.5 ℃，大氣壓力和密度繼續隨海拔升高而減小。針對這一現象，業內學者主要從兩個方向進行了海拔對航空活塞發動機熱管理系統影響的研究，分別是隨海拔變化的散熱器結構適應性研究和低壓低密度環境的散熱功率恢復研究。

從散熱器結構適應性的角度，同一款散熱器在不同海拔下的散熱表現不同，這是由于密度降低造成的，在相同入口流速下，隨著海拔的升高，散熱器內部流動狀態會發生從湍流到層流的轉變，極大降低了換熱效果，這一湍流-層流轉變的海拔高度由散熱器的自身結構決定，即不同結構的散熱器表現出不同的海拔適應性。Mohamed L.Elsayed[5]以平行板翅片散熱器的翅片厚度、間距、數量為變量，進行了不同參數散熱器的仿真計算，研究了不同海拔下各參數對散熱器熱阻影響的規律，給出了有效降低熱阻的途徑。其研究結果表明，不同海拔高度對應著不同的最優結構參數，在高海拔條件下需要進行熱阻與重量之間的優化匹配。該研究以壓力作為區別海拔的指標，發現在不同大氣壓條件下，散熱器結構參數的最優值不同，因此在進行散熱器優化時，以地面工況為基準進行高空的散熱器優化的結果無法滿足高空的散熱需求。與之相似，蔡惠坤[6]進行了不同翅片的變海拔工況性能分析，以海拔為變量分析了百葉窗翅片、平直翅片、波紋翅片、鋸齒翅片4種常見翅片散熱器的性能指標，其研究結果指出了不同海拔下散熱器翅片的性能表現不同，如圖1所示，在5 km以下的海拔高度里，波紋翅片受海拔的影響最小，但散熱能力較差，鋸齒翅片受海拔的影響最大，其散熱能力在2 km以上時小于百葉窗翅片。

圖1 散熱量隨海拔的變化曲線[6]

在低壓低密度環境的散熱功率恢復研究方面，現有的研究表明，最有效的增大散熱器高空散熱能力的途徑是增大散熱器的迎風面積。楊巍[1]通過并聯一個滑油散熱器和一個冷卻液散熱器，增大了熱管理系統在高空中的散熱能力，保證在空中環境下，航空活塞發動機缸頭的溫度始終在120 ℃以下，其研究還指出了風道設計是航空活塞發動機動力短艙設計的關鍵之一，采用擴張風道并提高風道進口總壓、降低風道出口總壓，能夠減少強化換熱所需付出的阻力代價。此外，蔡賀[2]考慮了高空工作時氣壓低、傳統換熱器換熱量小的特點，研究了熱管技術在航空發動機換熱器中的應用。其在熱管換熱器傳統模型的設計方法的基礎上，利用VB語言加入了輻射換熱的設計計算程序。最終的計算結果表明，在5 km海拔高度下，滿足30 kW的散熱量需要10 m2的換熱面積，這一結果既證明了熱管在航空活塞發動機中的應用的可行性，又指明了此類散熱器所需換熱面積過大的問題。姬芬竹[3]進行了航空風冷發動機熱狀態研究，建立了航空用風冷活塞式發動機冷卻系統傳熱模型，并通過試驗驗證了該仿真的準確性。該研究結果表明當無人機的飛行高度在3.5 km以下時，調節螺旋槳的轉速就可以使汽缸體溫度維持在0 km海拔高度的溫度水平。

上述兩個方向的研究都是基于高空的空氣物性參數本身，在低密度空氣環境造成了散熱器性能降低的情況下，通過各種途徑實現散熱性能強化的研究，而在散熱器設計領域，將空氣物性歸納在海拔這一變量中，能夠簡化散熱器的設計過程。這一歸納有兩種途徑，一是直接以海拔高度本身進行相關公式的映射，另一途徑是以克努森數作為空氣物性隨海拔變化的衡量。劉震濤[7]基于多尺度耦合的計算流體力學數值模擬方法對某型空-空中冷器的內部流動和溫度場進行了三維數值仿真計算，結果表明，高空工況下，熱側空氣入口流量保持不變的情況下，中冷器的換熱效率隨中冷器工作環境的海拔高度的上升而降低，在對流層區域，溫度下降造成的溫差變化是這一換熱效率降低的主要原因，而在11～20 km高度范圍內，大氣密度的變化成為換熱效率變化的主要因素。該研究為航空活塞發動機中冷器的設計提供了理論指導和計算依據。黨曉民[8]對蒙皮換熱器進行了地面試驗，得到了換熱器的性能數據和該換熱器流動換熱的準則，結合地面試驗的結果和流動換熱的準則推導了蒙皮換熱器散熱能力的地面-高空映射關系。這一地面-高空的映射關系之于活塞發動機的熱管理系統同樣非常重要，準確的映射關系能夠大量減輕相關散熱器設計過程的難度和成本。部分學者則開始從克努森數[9-10]變化的角度進行散熱器性能變化的研究，隨海拔變化時，空氣側的克努森數會顯著提高，在翅片形式密集的散熱器中，這一提高會導致連續性介質假設接近不完全成立的邊界，從而降低散熱器設計計算的準確性。同時基于克努森數的相似，還有可能實現地面微通道散熱器與高空常規尺度散熱器的映射關系研究。

2.2 結合整機的多目標優化研究

在提高熱管理的有效性，增大散熱能力的同時，熱管理系統本身的重量和造成的風阻是影響整個飛行器飛行的關鍵參數，結合這兩個參數進行熱管理系統的設計往往需要在整機層面上進行多目標優化研究，現有的多目標優化研究以翼型散熱器研究和增強湍流方式研究為主。

航空活塞發動機的動力艙往往受到飛機橫截尺寸的限制，無法布置大面積的散熱器，因此為了實現大面積散熱器的應用，常常會在機翼布置散熱器，但機翼的狀態對飛行器飛行的影響非常巨大，業內學者對翼面散熱的方式進行了大量研究[11-15]，研究結果表明：翼型散熱器相關的主要參數是形狀、迎角和排熱區域，其中，由外形決定的層流-湍流轉變點的位置顯著影響排熱性能，而湍流邊界層區域則可用于增強排熱性能，因此可以通過形狀設計使得排熱區域處于湍流邊界層的區域內，從而實現散熱性能的增強，但對飛行器整體而言機翼的形狀影響甚大，每一次改動都必須對所有參數進行多元的優化設計。

除了翼型散熱器的研究以外，結合整機的熱管理系統設計還體現在，螺旋槳-散熱器的協同設計，散熱器前渦發生器設計等方面，這些設計的目標都是為了創造更好的湍流環境，從而增大熱管理系統的散熱能力。Elsaadawy E[16]研究了在螺旋槳動力的飛行器中，螺旋槳引起的滑流對對流換熱的影響，這一類飛行器采用多級渦輪增壓的活塞發動機，研究結果表明螺旋槳的滑流效應會引起機身表面流體層流-湍流轉變點的位置發生變化，而這一轉變點的位置對散熱和流動阻力會產生非常大的影響，因此需要控制這一轉變點的位置。對于航空活塞發動機，必須設計好相關艙的外形流線，從而讓滑流效應對散熱起到正向的促進作用。

Ghazanfari[17]研究了三角翼型渦發生器的擾流對換熱器的性能影響，渦發生器產生的二次流是改善翅片側傳熱的有效途徑，它的作用是阻斷熱邊界層的發展，同時產生縱向渦，改善靠近壁面的區域與遠離壁面的區域之間流體的傳熱和傳質。研究表明，對于采用渦發生器的管翅式換熱器，渦發生器的迎角、翼長、安裝位置都會影響傳熱的效果，另外渦發生器還會帶來一定的流動阻力，為了在提高熱效率的同時減少渦發生器帶來的流動阻力提高，必須設立多目標優化的方案來達到最優配置。

結合整機的多目標優化研究集中在這些幾何參數的優化設計，實現風阻和散熱的同步優化，相關研究以翼型散熱器和湍流強化方式為主，皆需綜合考慮飛機的外形設計，而另外一類研究則在與整機結合的基礎上加入了整體的能量管理，將燃油艙、動力艙、乘員艙等所有需要熱量管理的部分集中在一個系統里，一方面實現散熱器的性能優化，另一方面則將這部分熱量轉移至需要的部位，是一種熱量合理配置的方式，這種方式不局限于散熱的強化，是綜合熱管理系統思想的體現。

2.3 綜合熱管理系統的研究

綜合熱管理系統的研究是將燃油艙，動力艙、乘員艙等熱量集中起來進行分析，通過熱流的合理分配實現熱量管理，是真正意義上的熱管理系統，對熱流控制提出的要求也更高。燃油熱沉的熱管理系統是最簡單的綜合熱管理系統，即將燃油艙的冷源和動力艙的熱源連接起來，利用燃油為動力艙散熱。陳劉忠[18]設計了幾套無人機綜合熱管理方案，不同的負載情況適用不同的綜合熱管理方案。在低負載工況下，燃油系統、通風系統和液冷系統構成一個熱管理系統，該系統基本等同燃油熱管理系統；在有新增電子設備艙的高負載工況下，則將全部產熱、散熱相關的系統整合起來，得到完整的熱管理系統。

在綜合熱管理系統中，低負載下整合燃油系統是提高制冷量的一個有效途徑，其最簡單的方式就是增加燃油-滑油或者燃油-冷卻液散熱器，具體的燃油熱管理方案如圖2所示。燃油從供油箱消耗艙泵出后分為兩路，一路通過燃油-空氣散熱器和燃油-滑油散熱器，帶走發動機傳給滑油的熱量；另一路通過燃油-液壓油散熱器，帶走液壓油的熱量[19]。但是考慮到燃油性質和長航時燃油的消耗，燃油熱管理系統的效果會隨著飛行時間的增加而遞減，因此只能處于一個輔助散熱的位置，另外由于高空環境中，制冷量非常有限，在大氣密度突變或者飛行狀態改變的區域，散熱情況會明顯惡化，此時，可以暫時啟用燃油熱管理系統，在工作情況穩定后，停止使用燃油熱沉以避免燃油性質惡化是使用燃油熱管理系統的另一個有效方案。

圖2 典型飛機燃油熱管理系統示意圖[19]

現有的綜合熱管理系統以燃油艙與動力艙的整合為基本結構，再按照需求加入電子艙的熱負荷和成員艙的環境溫度負荷。相變系統[20]是一種積累熱量集中處理的熱管理系統，該系統將航空電子負載和飛機環境控制系統熱量集中起來，運輸到散熱器中，材料的自身特性是該系統吸收和集中熱量的關鍵。此外，綜合熱管理系統還可以增加大量輔助系統，例如，Nagurny N[21]在液冷高空活塞發動機中應用了廢熱回收系統。這一廢熱回收系統的原理是在一個基礎的液冷發動機熱管理系統上增加一個反向朗肯循環，制冷劑首先在再生熱交換器中預熱，在蒸發器中達到飽和蒸汽點，蒸汽在渦輪機中膨脹后在再生器的另一層冷卻，后由燃料冷凝完成循環。這一設計適用于爬升結束和炎熱日的高海拔地區，能夠提高散熱器的耐久性，同時保證循環以15%的熱力學效率運行，為航空電子設備提供足夠的電力。這一系統最大的問題就是引入了額外的重量，因此必須權衡這一額外重量的引入帶來的凈功率是否高于強加的損失，同時這一系統必須在液冷活塞發動機中應用，但這一系統適合用于高空長航時的飛機，因為這一類飛機具有長耐久性要求和大量的可用熱源。

在單一的航空活塞發動機動力艙熱管理實在無法滿足需求的情況下，綜合熱管理系統是真正實現航空活塞發動機熱管理的最終途徑，但其所需進行的改動和花費的成本都較高，且其在實現不同系統間優化協調的同時，仍需以變海拔優化和多元目標優化為基礎。

3 結論

1)總體來講，現階段國內航空活塞發動機熱管理技術的研究還不夠深入，高空散熱能力不足這一問題的解決多停留在面積增大和制造強制湍流兩個方面，不能很好地適應活塞式飛行器高空長航時飛行的實際需求，同國外相同產品的差距也較大。

2)與海拔影響因素相關的關鍵技術問題有：①高海拔下換熱機理問題，②不同海拔間換熱公式的映射關系，③不同結構散熱器的海拔適應性問題。與多元目標優化策略相關的關鍵技術問題有：①整機流場與熱管理系統溫度場之間的協同優化問題研究，②湍流增強途徑的輕量化研究，③流動、傳熱、形狀、質量等全參數協同優化問題研究。這些問題的研究可以為飛行器續航能力和巡航高度的進一步提高打下基礎。

3)航空活塞發動機熱管理技術下一階段的發展方向是得到適應海拔變化的散熱器設計準則，實現熱管理系統性能目標的全參數協同優化。最后，為了突破熱管理系統的自身局限，可以在上述發展目標實現的基礎上結合整機情況進行綜合熱管理系統的設計。