XIAOZHONGMING

摘要：以航空风冷发动机为研究对象，采取数值模拟的方法，对地面状态发动机缸体的热状态及流场进行模拟计算。模拟结果与试验结果对比证实，采用此种模拟计算方法能准确反映发动机的真实换热过程与换热水平。采用验证后的计算模型，对发动机高空飞行冷却状况进行分析，研究了低雷诺数条件下发动机翅片散热能力的变化，提出采用错位翅片来提高低雷诺数条件下翅片的换热能力。模拟分析表明，此种翅片形式具有一定的工程应用价值。


    关键词：航空风冷活塞发动机；缸体；翅片；传热；低雷诺数；数值模拟


    1 引言


    风冷发动机因结构简单、可靠性高、维修维护方便，而广泛用于轻便交通工具及小型飞行器领域。近年来，世界各国都在大力开展无人机的研制，而作为无人机主要动力单元的航空风冷活塞发动机也受到了特别的重视。由于目前国外无人机朝着高空长航时方向发展，高空空气稀薄，对于风冷发动机的换热极为不利。如何既能保留风冷发动机结构简单的优势，又能将其应用到高空环境，成为研究风冷活塞发动机的关键。


    航空风冷活塞发动机需要考核地面和高空两种工况条件下的发动机热负荷水平。地面状态可通过试车台来完成，而高空条件下的测试则较为复杂，成本也较高。随着计算机技术水平的发展，人们采用了数值模拟的方法来模拟计算高空条件下发动机的性能和换热水平。赵利峰等采用数值模拟方法对航空活塞发动机活塞的传热进行了研究，并与试验结果进行了对比，证明了模拟计算的可行性。本文采用数值模拟的方法，对航空风冷发动机缸体的热状态及流场进行模拟计算，并对低雷诺数条件下发动机的翅片形式进行研究。

    2 模型的建立


    以某型航空风冷发动机缸体为研究对象建立三维几何模型(图1)，并对其进行有限元网格划分(图2)。

    3 传热边界条件


    3.1 燃气侧热边界条件


    发动机在稳定工况下，燃气对燃烧室内壁的放热系数随时间和空间变化，但对于每一个工作循环为周期性变化，所以可用下式计算一个循环内燃气向单位燃烧室壁面的平均换热量：

    根据参考文献[17]， 发动机缸体内表面稳态传热边界条件轴向高度上有如下分布规率：

    采用 GT-power软件对发动机工作过程进行模拟。结合公式(2)～(5)，可计算出发动机在最大工作转速下，缸体内壁面沿轴向的燃气平均温度与平均传热系数的分布(沿缸体轴线方向燃气所能接触的部分，由上到下平均划分为7段)，如表1所示

    3.2 冷却空气边界


    空气的流动特性可用雷诺数来表示，根据不同雷诺数范围，可计算相应散热片的换热系数。采用有限元分析软件 ANSYS 计算冷却气体流场，并建立流场几何模型。将整个缸体包含在一个空气流动通道中，通道入口边界条件采用螺旋桨后的空气流速，出口采用压力边界条件，如图 3所示，计算结果见图4。

    通过上面的模拟分析，可进一步计算出发动机最大工作转速下迎风面与背风面的对流换热系数，见图 5。图中编号 1～9对应缸体上从上到下的 9个翅片。

    4 数值模拟结果及试验验证


    4.1 数值模拟结果及分析


    边界条件采用海平面大气状态，计算得到的风冷发动机在此飞行工况下的温度场如图6所示。可见，在轴线方向，发动机缸体温度从上到下呈递减状态。在径向水平面方向，缸体温度分布从 A 面到 B面呈逐渐升高的状态，同时 C、D 两面呈对称分布。缸体最顶端是燃烧室的位置，此处是做功冲程中受到燃气冲刷最强烈的地方。A 面由于处在迎风面，自螺旋桨而来的高速气流使得其冷却效果最佳。冷却气流经 A面后分散流向 C、D两面，所以 C、D两面温度呈对称分布。B 面处在冷却效果最差的背风面，所以温度最高。


    4.2 试验结果


    在图 1所示的缸体第 1道翅片与第 2道翅片之间，分别于A、B、C、D四个方向上间隔90°加工盲孔，用于布置四个K型热电偶。当发动机转速增大到最大转速并稳定后，四个测点的温度如表2所示。

    4.3 模拟结果与试验结果对比


    绘制每个测点的模拟值与测量值，如图7所示。可见，四个测点的偏差值均在误差允许范围内，模拟结果能准确反映缸套温度分布，证明该模拟计算方法可准确模拟出风冷发动机缸套的热负荷水平。

    5 翅片形式对散热性能的影响


    5.1 高空气流的变化


    随着海拔高度的变化，大气的温度、密度和动力粘度都会发生变化，从而影响空气的流动状态。同时，风冷发动机又是以迎风面气流作为冷却介质。因此，空气流动状态直接影响冷却效果。


    以本机所采用的翅片形状尺寸为原型，选取缸体上部第 1道与第 2道翅片为研究对象。设飞行器的飞行速度为 100 km/h(即 27.8 m/s)，选取螺旋桨效率为 85%，可计算出各个海拔高度下螺旋桨所推动的气流速度。结合翅片的结构形式，可计算出对应海拔高度下的雷诺数，如表3所示。

    目前，工作在中高空的活塞发动机均采用了增压结构，使得在工作高度上的输出功率与地面功率相差无几。因此，在本章节的模拟计算中，采用发动机地面功率所对应缸内工作情况作为边界条件。


    5.2 计算结果及对比


    根据文献[20]中的研究结果，采用 RNG k -ε模型对翅片性能进行模拟。


    将缸体翅片单独分割出来，简化三维模型，并着重研究翅片表面的流场、温度场分布。翅片宽 w =8.0 mm，高 h =49.5 mm，长 l =99.0 mm，如图8所示。

    为使模拟计算结果与流体域大小具有无关性，必须保证流体域各参数面(进口面、出口面和自由面)与所研究翅片有足够距离。根据文献[21]、[22]的研究结果，选定流体域上游区域为15w，下游区域为30w，Y 方向为 7h，Z 方向为 5w(图 9)。翅片以对称面为壁面，安放在流体域的bcgf面，冷却空气从abcd面流入、从 efgh 面流出。abfe、dcgh、adhe和bcgf均为流体域边界面，假定这些边界面无流体进出。


    采用结构化六面体网格对流体域和翅片进行网格划分，如图10和图11所示。在流体域靠近翅片的区域对网格进行了加密，以保证翅片附近流场与温度场的计算精度。

    入口选用速度边界条件(采用海拔20 km时的螺旋桨后空气速度)，出口选用压力边界条件，翅片内部施加发动机地面状态时缸体内部的最高燃气温度和最大换热系数。采用 RNG k -ε方程计算，热负荷分布如图12所示。可见，最高温度在缸体背风面内部对应位置。同时，由于高空空气参数变化，冷却效果较地面状态有了一定降低。


    文献[20]中的研究表明， 错位翅片利用其几何结构的不连续性破坏气流边界层发展和加强流体扰动来提高换热效果，具有高比表面、高传热特性等性能，适合于两侧换热系数相差较大及流道布置复杂场合下面针对原始翅片，采用错位布置来研究换热效果的变化。
                                       


    重新布置结构后的翅片形式见图 13。翅片宽w =8.0 mm，高 h =49.5 mm，总长 l =99.0 mm，翅片长度 l1=49.5 mm。采用前文所述方法，绘制流体域(图14)，划分流体域和翅片网格(图 15、图 16)，并进行网格加密。采用相同边界条件及算法，得出错位翅片的热负荷分布，如图 17所示。相对于原始翅片，错位翅片前端的热负荷明显降低，但缸体最高温度变化不大，对后半部分翅片的温度影响较小。

    6 结论


    (1) 对于风冷发动机的缸体，模拟结果与试验结果对比证实，采用成熟的商业软件可以准确模拟出发动机的热负荷水平，文中选用的计算模型恰当、合适。


    (2) 同等边界条件下，相对于常规翅片，错位翅片可提高换热效果；对于高空风冷冷却，可通过改变翅片形式来提高换热效果。


    (3) 对于低雷诺数状况下的模拟计算，目前还欠缺对应的试验数据，只是借鉴了换热器行业对于模拟低雷诺数换热的经验。此外，高空风冷发动机的散热设计，还必须考虑加工工艺、成本、阻力特性等多方面因素影响。