矢量噴管作動器熱設計技術研究*

2024-03-07 07:34:58李鵬偉王文山付艷麗

機械研究與應用 2024年1期

李鵬偉,王文山,付艷麗

(航空工業慶安集團有限公司,陜西西安 710077)

0 引言

矢量噴管技術的出現不但提升了航空發動機的機動性,還提高了飛機的生存和戰斗能力。矢量噴管作動器是矢量噴管的驅動裝置,其性能的穩定性直接影響著飛機的性能。矢量噴管作動器是推力矢量技術的核心部件,安裝于發動機加力筒體處,包括電磁閥、伺服閥、傳感器等核心電氣元件,元件正常工作的溫度范圍一般為-50～130℃左右[1]。然而,由于加力筒體外壁溫度及作動器周圍環境溫度一般為250℃左右,且航空發動機在高馬赫數飛行條件下的入口空氣溫度很高,因此,其沒有直接冷卻元氣件的能力[2]。作動器受到矢量噴管夾層高溫熱環境的影響,極易導致核心元器件(電磁閥、伺服閥、傳感器)等超過其耐受的最高溫度而失效。

劉友宏等[3]對航空發動機矢量噴管作動器電磁閥通油不冷卻工況進行了熱分析,研究了電磁閥在通油不冷卻時各因素(環境溫度、入口油溫、作動器總體油路流量及焦耳熱等)對電磁閥的耐溫性能的影響規律,得到對電磁閥溫度影響最大的因素是環境溫度。倪萌等[4]對發動機矢量噴管作動器電磁閥進行了非穩態熱分析,研究了矢量噴管作動器在非穩態時電磁閥的超溫時間。丁偉等[5]對軍用航空發動機燃燒室進行了關鍵技術研究。劉鐵鋼[6]運用CFD模擬分析軟件對發動機冷卻系統進行了開發設計應用研究。范濤峰等[7]對機載電子散熱設備氣流分布均勻性進行了研究,分析了不同孔徑、開孔數量及流量對出口均勻度的影響。喻成璋等[8]對高超聲速飛行器氣動熱預測技術的進展進行了闡述,從試驗、工程計算與數值仿真三個方面系統地總結了國內外學者在氣動預測方面的研究成果,并展望了未來的發展。

矢量噴管作動器的工作環境嚴酷,因此,保證其在高溫環境下工作的可靠性是提升產品性能的核心。為了使矢量噴管作動器能夠在高溫環境下正常工作,且考慮到經濟性效益,設計目標需以最小的入口流量達到最大的冷卻效果。

筆者對帶有主動冷卻結構[9-11]的矢量噴管作動器進行了熱設計研究,研究了冷卻結構的散熱效果及冷卻流量的大小對作動器溫度分布的影響規律。對采取主動冷卻設計的矢量噴管作動器進行熱場仿真分析,并進行了試驗研究。由仿真和試驗研究結果可知,產品溫度隨著入口介質流量的增加而降低,當入口流量增加到某一流量值后,再增加入口流量所得到的冷卻效果不明顯,由此可知,在入口流量達到臨界流量之后,流量大小對產品耐溫的提升作用不大,所研究結果為類似作動器冷卻結構設計提供一定的參考和指導。

1 研究內容及方法

文章通過強制對流的冷卻形式對矢量噴管作動器進行散熱結構設計,以發動機燃油作為冷源,通過專門設計的冷卻小孔和冷卻油路來實現對矢量噴管作動器的主動熱防護。由于矢量噴管作動器的三個核心元件(電磁閥、伺服閥和傳感器)是矢量噴管作動器的耐溫薄弱點,因此重點對核心元件設計了相應的冷卻結構。

電磁閥冷卻結構由電磁閥外側殼體上的冷卻油路、冷卻隔套等組成,如圖1所示。作動器正常工作時,發動機燃油在冷卻油路中循環流動,以對流換熱的方式帶走電磁閥熱防護結構附近的絕大部分熱量,并利用電磁閥螺套中的燃油在電磁閥側面形成一層冷卻膜,阻止熱量向電磁閥內部傳遞。

圖1 電磁閥冷卻結構

伺服閥冷卻結構是在安裝伺服閥的底座上設置冷卻通道,如圖2所示。使發動機燃油從一側的進油口流入伺服閥馬達內外閥蓋之間的流道中,然后從另一側的回油口流出,帶走伺服閥冷卻通道附近的熱量,并在內外閥蓋之間的流道中形成冷卻膜,阻止熱量向伺服閥內部傳遞。

傳感器的冷卻結構是通過活塞頭上預留的冷卻小孔和冷卻襯套實現的,如圖3所示。當活塞桿伸出時,低溫高壓油從作動筒無桿腔流入,高壓油流進傳感器和冷卻襯套間隙對傳感器進行冷卻,然后進入冷卻襯套和活塞桿間隙,最后經由冷卻小孔流出到作動筒有桿腔;當活塞桿縮進時,低溫高壓油從作動筒有桿腔流出并經由冷卻小孔流入冷卻襯套和活塞桿間隙,然后進入傳感器和冷卻襯套間隙對傳感器進行冷卻,最后流出到作動筒無桿腔。并在傳感器和活塞桿之間的流道中形成冷卻膜,阻止熱量向傳感器內部傳遞。

圖3 傳感器冷卻結構

文章設計的冷卻結構是利用發動機燃油作為冷源的。在燃油進入燃燒室燃燒之前,其可作為冷卻介質對矢量噴管作動器各核心元件進行冷卻。這種設計方法不僅可以利用燃油為受熱元件進行熱防護,還能提高燃油進入燃燒室前的溫度,為燃燒室內的著火燃燒提供了保障。

2 仿真分析

2.1 仿真模型

采用某典型矢量噴管作動器作為仿真模型進行分析,該結構主要包括筒體、活塞、傳感器、伺服閥、電磁閥、接頭、管嘴等。矢量噴管作動器如圖4所示。

圖4 矢量噴管作動器

2.2 網格劃分

采用分塊結構化網格對矢量噴管作動器計算域進行網格劃分,對壁面處邊界層進行網格加密處理。為了提高仿真分析的精度和可靠性,進行了網格無關性研究,最終確定網格數量約500萬。電磁閥、伺服閥及傳感器具體的網格劃分情況如圖5所示。

圖5 網格劃分

2.3 仿真分析

仿真分析時給定入口的體積流量,出口為壓力出口,出口壓力為0.6 MPa。采用SIMPLE(壓力耦合方程組的半隱式方法)算法,對動量采用二階差分格式,收斂精度10-5,外界環境溫度為250 ℃。通過對矢量噴管作動器進行不同入口體積流量的熱仿真分析,得到矢量噴管作動器三個核心元器件的溫度分布隨入口體積流量的變化規律。

2.3.1 電磁閥仿真結果分析

電磁閥閥芯溫度隨入口體積流量的變化規律如圖6所示。由圖6可知,隨著冷卻燃油進口流量的增加,電磁閥閥芯溫度逐漸降低。當燃油入口體積流量為0.333 L/min時,電磁閥閥芯溫度為130.05 ℃,該值稍高于電磁閥的最大工作溫度(130 ℃);當燃油入口體積流量大于等于0.345 L/min時,電磁閥閥芯溫度滿足技術指標要求,電磁閥可以正常工作。燃油入口體積流量為1.667 L/min時,電磁閥閥芯溫度為127.30 ℃,該值低于電磁閥的最大工作溫度,滿足電磁閥正常工作要求。

圖6 電磁閥閥芯溫度隨燃油入口體積流量的變化規律

2.3.2 伺服閥仿真結果分析

伺服閥閥芯溫度隨入口體積流量的變化規律如圖7所示。

圖7 伺服閥閥芯溫度隨燃油入口體積流量的變化規律

由圖7可知,隨著燃油入口體積流量的增加,伺服閥閥芯溫度逐漸降低。在燃油入口體積流量為0.333 L/min時,伺服閥閥芯溫度為75.40 ℃;燃油入口體積流量為1.667 L/min時,伺服閥閥芯溫度為74.22 ℃。由此可知,在研究參數范圍內,伺服閥閥芯溫度滿足技術指標要求,伺服閥可正常工作。

2.3.3 傳感器仿真結果分析

傳感器溫度隨入口體積流量的變化規律如圖8所示。由圖8可知,隨著燃油入口體積流量的增加,傳感器溫度逐漸降低,且降低速度逐漸減緩,最終趨于穩定。在燃油入口體積流量為1.667 L/min時,傳感器溫度為145.40 ℃,在此工況參數下,傳感器能夠正常工作。

圖8 傳感器溫度隨燃油入口體積流量的變化規律

3 試驗測試及方法

3.1 試驗臺

熱試驗在部件級高溫熱環境綜合試驗臺上完成,試驗臺主要由供油系統、恒溫系統、數據采集系統等部分組成。

3.2 試驗方法

外界環境溫度為常溫25 ℃,將作動器固定于試驗臺上,根據試驗條件,通過電控恒溫箱為試驗提供高溫熱環境,通過供油系統提供入口燃油流量,通過數據采集系統檢測電磁閥、伺服閥和傳感器各元器件的溫度數據。

3.3 試驗結果

電磁閥試驗結果如圖9所示。試驗中,燃油入口油溫為70 ℃、環境溫度為250 ℃。

圖9 電磁閥熱試驗結果

由圖9可知,隨燃油入口體積流量的增加,電磁閥試驗件各測點溫度隨著燃油入口體積流量的增加而減小,且小流量階段變化幅度較大,在燃油入口體積流量大于0.667 L/min后溫度趨于平緩。

伺服閥試驗結果如圖10所示。試驗中,燃油入口油溫為71 ℃、環境溫度為250 ℃,由圖10可知,隨燃油入口體積流量的增加,伺服閥各測點溫度呈緩慢下降趨勢。在最小的燃油入口體積流量下(0.667 L/min),伺服閥能夠滿足250 ℃環境溫度下的熱防護需要。

圖10 伺服閥熱試驗結果

傳感器試驗結果如圖11所示,燃油入口油溫70 ℃、環境溫度250 ℃。由圖可知,在0.2～0.23 L/min范圍內,傳感器試驗件各測點溫度隨燃油入口體積流量的增大而下降,超出0.2～0.23 L/min范圍的各測點溫度趨于平緩。說明試驗達到了傳感器燃油入口體積流量的最小邊界。傳感器各測點溫度在0.2～0.23 L/min范圍內變化不超過15 ℃,燃油入口體積流量的變化對傳感器溫度影響較小。

圖11 傳感器熱試驗結果

4 仿真和試驗結果對比

在變燃油入口體積流量的情況下對仿真分析和試驗結果進行對比研究,圖12給出了環境溫度為250 ℃、入口油溫為70 ℃、入口體積流量在0.33～1.66 L/min的范圍內變化時,電磁閥閥芯溫度的仿真值與試驗件溫度測量值的對比情況。由圖12可見,電磁閥閥芯溫度的仿真值和測量值均隨燃油入口體積流量升高而緩慢降低。