唐梓杰（中航空天發(fā)動機研究院有限公司，北京101304）

航空風(fēng)冷發(fā)動機缸體傳熱模擬及翅片形式研究

唐梓杰
（中航空天發(fā)動機研究院有限公司，北京101304）

摘要：以航空風(fēng)冷發(fā)動機為研究對象，采取數(shù)值模擬的方法，對地面狀態(tài)發(fā)動機缸體的熱狀態(tài)及流場進行模擬計算。模擬結(jié)果與試驗結(jié)果對比證實，采用此種模擬計算方法能準(zhǔn)確反映發(fā)動機的真實換熱過程與換熱水平。采用驗證后的計算模型，對發(fā)動機高空飛行冷卻狀況進行分析，研究了低雷諾數(shù)條件下發(fā)動機翅片散熱能力的變化，提出采用錯位翅片來提高低雷諾數(shù)條件下翅片的換熱能力。模擬分析表明，此種翅片形式具有一定的工程應(yīng)用價值。

關(guān)鍵詞：航空風(fēng)冷活塞發(fā)動機；缸體；翅片；傳熱；低雷諾數(shù)；數(shù)值模擬

1　引言

風(fēng)冷發(fā)動機因結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、維修維護方便，而廣泛用于輕便交通工具及小型飛行器領(lǐng)域。近年來，世界各國都在大力開展無人機的研制，而作為無人機主要動力單元的航空風(fēng)冷活塞發(fā)動機也受到了特別的重視。由于目前國外無人機朝著高空長航時方向發(fā)展，高空空氣稀薄，對于風(fēng)冷發(fā)動機的換熱極為不利。如何既能保留風(fēng)冷發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡單的優(yōu)勢，又能將其應(yīng)用到高空環(huán)境，成為研究風(fēng)冷活塞發(fā)動機的關(guān)鍵［1-4］。

航空風(fēng)冷活塞發(fā)動機需要考核地面和高空兩種工況條件下的發(fā)動機熱負荷水平。地面狀態(tài)可通過試車臺來完成，而高空條件下的測試則較為復(fù)雜，成本也較高。隨著計算機技術(shù)水平的發(fā)展，人們采用了數(shù)值模擬的方法來模擬計算高空條件下發(fā)動機的性能和換熱水平［5-7］。趙利峰等采用數(shù)值模擬方法對航空活塞發(fā)動機活塞的傳熱進行了研究，并與試驗結(jié)果進行了對比，證明了模擬計算的可行性［8］。本文采用數(shù)值模擬的方法，對航空風(fēng)冷發(fā)動機缸體的熱狀態(tài)及流場進行模擬計算，并對低雷諾數(shù)條件下發(fā)動機的翅片形式進行研究。

2　模型的建立

以某型航空風(fēng)冷發(fā)動機缸體為研究對象建立三維幾何模型（圖1），并對其進行有限元網(wǎng)格劃分（圖2）。

圖1　缸體的三維模型Fig.1 3-D model of engine block

圖2　缸體的有限元模型Fig.2 Finite element model of engine block

3　傳熱邊界條件

3.1燃氣側(cè)熱邊界條件

發(fā)動機在穩(wěn)定工況下，燃氣對燃燒室內(nèi)壁的放熱系數(shù)隨時間和空間變化，但對于每一個工作循環(huán)為周期性變化，所以可用下式計算一個循環(huán)內(nèi)燃氣向單位燃燒室壁面的平均換熱量［9-15］：

式中：τ0為一個工作循環(huán)周期；αg為燃氣瞬時放熱系數(shù)，αg=f1（τ）；tg為燃氣瞬時溫度，tg=f2（τ）；tw，s為燃氣側(cè)燃燒室壁面瞬時溫度。

實驗結(jié)果［16］表明，燃氣側(cè)燃燒室壁面溫度隨時間變化的幅度很小，可近似看作常數(shù)。則有：

根據(jù)參考文獻［17］，發(fā)動機缸體內(nèi)表面穩(wěn)態(tài)傳熱邊界條件軸向高度上有如下分布規(guī)率：

式中：β=H/S，且0≤β≤1；k1=0.537（S/D）0.24，S為發(fā)動機沖程，D為發(fā)動機缸徑；k2=1.45k1；H為距缸體頂端的距離；αm（0）為發(fā)動機工作循環(huán)中燃氣的平均傳熱系數(shù)；Tres（0）為發(fā)動機工作循環(huán)中燃氣的平均溫度。

采用GT-power軟件對發(fā)動機工作過程進行模擬［18］。結(jié)合公式（2）～（5），可計算出發(fā)動機在最大工作轉(zhuǎn)速下，缸體內(nèi)壁面沿軸向的燃氣平均溫度與平均傳熱系數(shù)的分布（沿缸體軸線方向燃氣所能接觸的部分，由上到下平均劃分為7段），如表1所示。

表1　缸內(nèi)燃氣平均溫度和平均傳熱系數(shù)Table 1 Average temperature and average heat transfer coefficient of cylinder

3.2冷卻空氣邊界

空氣的流動特性可用雷諾數(shù)來表示，根據(jù)不同雷諾數(shù)范圍，可計算相應(yīng)散熱片的換熱系數(shù)［16，18-19］。

采用有限元分析軟件ANSYS計算冷卻氣體流場，并建立流場幾何模型。將整個缸體包含在一個空氣流動通道中，通道入口邊界條件采用螺旋槳后的空氣流速，出口采用壓力邊界條件，如圖3所示，計算結(jié)果見圖4。

圖4　缸體的外部速度邊界Fig.4 External velocity condition of engine block

通過上面的模擬分析，可進一步計算出發(fā)動機最大工作轉(zhuǎn)速下迎風(fēng)面與背風(fēng)面的對流換熱系數(shù)，見圖5。圖中編號1～9對應(yīng)缸體上從上到下的9個翅片。

圖5　迎風(fēng)面與背風(fēng)面對流換熱系數(shù)Fig.5 Heat transfer coefficient of windward and leeward

4　數(shù)值模擬結(jié)果及試驗驗證

4.1數(shù)值模擬結(jié)果及分析

邊界條件采用海平面大氣狀態(tài)，計算得到的風(fēng)冷發(fā)動機在此飛行工況下的溫度場如圖6所示。可見，在軸線方向，發(fā)動機缸體溫度從上到下呈遞減狀態(tài)。在徑向水平面方向，缸體溫度分布從A面到B面呈逐漸升高的狀態(tài)，同時C、D兩面呈對稱分布。缸體最頂端是燃燒室的位置，此處是做功沖程中受到燃氣沖刷最強烈的地方。A面由于處在迎風(fēng)面，自螺旋槳而來的高速氣流使得其冷卻效果最佳。冷卻氣流經(jīng)A面后分散流向C、D兩面，所以C、D兩面溫度呈對稱分布。B面處在冷卻效果最差的背風(fēng)面，所以溫度最高。

4.2試驗結(jié)果

在圖1所示的缸體第1道翅片與第2道翅片之間，分別于A、B、C、D四個方向上間隔90°加工盲孔，用于布置四個K型熱電偶。當(dāng)發(fā)動機轉(zhuǎn)速增大到最大轉(zhuǎn)速并穩(wěn)定后，四個測點的溫度如表2所示［18］。

圖6　發(fā)動機缸體的熱負荷Fig.6 Thermal load of engine block

表2　四個測點的溫度值Table 2 Temperature of four measurement stations

4.3模擬結(jié)果與試驗結(jié)果對比

繪制每個測點的模擬值與測量值，如圖7所示?？梢姡膫€測點的偏差值均在誤差允許范圍內(nèi)，模擬結(jié)果能準(zhǔn)確反映缸套溫度分布，證明該模擬計算方法可準(zhǔn)確模擬出風(fēng)冷發(fā)動機缸套的熱負荷水平。

圖7　模擬值與測量值的溫度分布曲線Fig.7 Temperature distribution curves of the simulation and experiment

5　翅片形式對散熱性能的影響

5.1高空氣流的變化

隨著海拔高度的變化，大氣的溫度、密度和動力粘度都會發(fā)生變化，從而影響空氣的流動狀態(tài)。同時，風(fēng)冷發(fā)動機又是以迎風(fēng)面氣流作為冷卻介質(zhì)。因此，空氣流動狀態(tài)直接影響冷卻效果。

以本機所采用的翅片形狀尺寸為原型，選取缸體上部第1道與第2道翅片為研究對象。設(shè)飛行器的飛行速度為100 km/h（即27.8 m/s），選取螺旋槳效率為85%，可計算出各個海拔高度下螺旋槳所推動的氣流速度。結(jié)合翅片的結(jié)構(gòu)形式，可計算出對應(yīng)海拔高度下的雷諾數(shù)，如表3所示。

表3　不同高度下的冷卻氣流參數(shù)Table 3 Parameters of cooling air along altitude

目前，工作在中高空的活塞發(fā)動機均采用了增壓結(jié)構(gòu)，使得在工作高度上的輸出功率與地面功率相差無幾。因此，在本章節(jié)的模擬計算中，采用發(fā)動機地面功率所對應(yīng)缸內(nèi)工作情況作為邊界條件。

5.2計算結(jié)果及對比

根據(jù)文獻［20］中的研究結(jié)果，采用RNGk-ε模型對翅片性能進行模擬。

將缸體翅片單獨分割出來，簡化三維模型，并著重研究翅片表面的流場、溫度場分布。翅片寬w= 8.0 mm，高h=49.5 mm，長l=99.0 mm，如圖8所示。

圖8　翅片三維模型Fig.8 3-D model of fin

為使模擬計算結(jié)果與流體域大小具有無關(guān)性，必須保證流體域各參數(shù)面（進口面、出口面和自由面）與所研究翅片有足夠距離。根據(jù)文獻［21］、［22］的研究結(jié)果，選定流體域上游區(qū)域為15w，下游區(qū)域為30w，Y方向為7h，Z方向為5w（圖9）。翅片以對稱面為壁面，安放在流體域的bcgf面，冷卻空氣從abcd面流入、從efgh面流出。abfe、dcgh、adhe和bcgf均為流體域邊界面，假定這些邊界面無流體進出。

采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格對流體域和翅片進行網(wǎng)格劃分，如圖10和圖11所示。在流體域靠近翅片的區(qū)域?qū)W(wǎng)格進行了加密，以保證翅片附近流場與溫度場的計算精度。

圖9　流體域三維模型Fig.9 3-D model of flow domain

圖10　流體域有限元模型Fig.10 Finite element model of flow domain

圖11　翅片有限元模型Fig.11 Finite element model of fin

入口選用速度邊界條件（采用海拔20 km時的螺旋槳后空氣速度），出口選用壓力邊界條件，翅片內(nèi)部施加發(fā)動機地面狀態(tài)時缸體內(nèi)部的最高燃氣溫度和最大換熱系數(shù)。采用RNGk-ε方程計算，熱負荷分布如圖12所示?？梢姡罡邷囟仍诟左w背風(fēng)面內(nèi)部對應(yīng)位置。同時，由于高空空氣參數(shù)變化，冷卻效果較地面狀態(tài)有了一定降低。

文獻［20］中的研究表明，錯位翅片利用其幾何結(jié)構(gòu)的不連續(xù)性破壞氣流邊界層發(fā)展和加強流體擾動來提高換熱效果，具有高比表面、高傳熱特性等性能，適合于兩側(cè)換熱系數(shù)相差較大及流道布置復(fù)雜場合。下面針對原始翅片，采用錯位布置來研究換熱效果的變化。

重新布置結(jié)構(gòu)后的翅片形式見圖13。翅片寬w=8.0 mm，高h=49.5 mm，總長l=99.0 mm，翅片長度l1=49.5 mm。采用前文所述方法，繪制流體域（圖14），劃分流體域和翅片網(wǎng)格（圖15、圖16），并進行網(wǎng)格加密。采用相同邊界條件及算法，得出錯位翅片的熱負荷分布，如圖17所示。相對于原始翅片，錯位翅片前端的熱負荷明顯降低，但缸體最高溫度變化不大，對后半部分翅片的溫度影響較小。

圖12　溫度場模擬結(jié)果Fig.12 Simulation result of temperature

圖13　錯位翅片三維模型Fig.13 3-D model of offset fin

圖14　錯位翅片流體域三維模型Fig.14 3-D model of offset fin flow domain

圖15　錯位翅片有限元模型Fig.15 Finite element model of offset fin

圖16　錯位翅片流體域有限元模型Fig.16 Finite element model of offset fin flow domain

圖17　錯位翅片溫度場模擬結(jié)果Fig.17 Simulation result of offset fin temperature

6　結(jié)論

（1）對于風(fēng)冷發(fā)動機的缸體，模擬結(jié)果與試驗結(jié)果對比證實，采用成熟的商業(yè)軟件可以準(zhǔn)確模擬出發(fā)動機的熱負荷水平，文中選用的計算模型恰當(dāng)、合適。

（2）同等邊界條件下，相對于常規(guī)翅片，錯位翅片可提高換熱效果；對于高空風(fēng)冷冷卻，可通過改變翅片形式來提高換熱效果。

（3）對于低雷諾數(shù)狀況下的模擬計算，目前還欠缺對應(yīng)的試驗數(shù)據(jù)，只是借鑒了換熱器行業(yè)對于模擬低雷諾數(shù)換熱的經(jīng)驗。此外，高空風(fēng)冷發(fā)動機的散熱設(shè)計，還必須考慮加工工藝、成本、阻力特性等多方面因素影響。

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中圖分類號：V231.71

文獻標(biāo)識碼：A

文章編號：1672-2620（2015）03-0043-06

收稿日期：2014-12-25；修回日期：2015-05-25

作者簡介：唐梓杰（1981-），男，四川中江人，工程師，博士，主要從事航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)和傳熱研究。

Simulation study on heat transfer of cylinder and fin configuration of the aerial air-cooled engine

TANG Zi-jie
（AVIC Academy of Aeronautic Propulsion Technology，Beijing 101304，China）

Abstract：Based on one aerial air-cooled engine，the heat and flowfield of the cylinder have been simulated at sea-level condition.Comparison with the experiment results shows that the simulation result is reliable about the heat transfer of cylinder.The demonstrated computation model was used to analyze the cooling of aero-engine during altitude flight.Based on the fin heat capacity changes according to the low Reynolds number conditions，the offset fins were used to improve the performance of the heat exchanger under low Reynolds number conditions，and the improvement has been confirmed by the simulation analysis，which gives a possible engineering solution.

Key words：aerial air-cooled piston engine；cylinder；fin；heat transfer；low Reynolds number；numerical simulation