基于热管理技术的航空发动机滑油系统热分析方法

文章来源：两机动力控制

导读：传统飞机的环控系统、液压系统、润滑系统、燃油系统都是相互独立的，它们与发动机的燃油系统和滑油系统只通过接口的燃油温度和流量进行联系，会产生飞机系统和发动机系统的热量不能互补，热量得不到有效利用的后果。随着战斗机机载电子设备的增多，机载设备的发热功率不断增加，发热量越来越大。同时，飞机上对于复合材料的使用也越来越多，使得蒙皮的导热性能有所下降，而随着发动机性能的提高，发动机滑油系统的热负荷也越来越高。综上所述，飞机和发动机的散热性越来越差。目前，先进战斗机逐渐使用综合热管理系统对飞机和发动机的散热量进行统一的管理和控制。

综合热管理系统分为飞机和发动机两部分，飞机热管理系统的作用是保证飞机各子系统的温度不超过限制值，并限制发动机进口燃油温度；发动机热管理系统的作用是保证发动机的燃油温度和滑油温度不超过限制值。

滑油系统是航空发动机的重要组成部分，滑油系统必须保持在合适的工作温度水平，以保证发动机机械系统部件的可靠润滑和冷却。目前，先进飞机的发动机润滑油主体温度在200 ℃左右，已经接近现有滑油使用温度的极限。

为了适应发动机热管理系统工作的要求，开展基于热管理技术的滑油系统热分析方法研究，通过协调匹配燃油冷却介质、燃滑油散热器散热能力、发动机总体外部结构设计、滑油温度与流量等参数要求，研究适合发动机热管理系统特点的发动机滑油系统热分析方法，为确定滑油系统散热方案奠定基础。

1 热管理系统热平衡原理

在现代作战飞机中，与冲压空气相比，燃油在所有飞行状态下都具有温度稳定、不影响飞机的隐身性能等优点，且随着飞机战斗性能的提高，飞机的载油量也大大提高。综合热管理系统考虑整个飞行包线内的设计需求，综合利用冲压空气和燃油2 种冷却介质，通过控制程序控制冲压空气与燃油的使用。

在低速飞行时充分利用冲压空气，在高速飞行时充分利用燃油，使系统在整个飞行包线内都能够有效散热，满足飞机和发动机的工作需要。飞机散热系统的基本原理如图1 所示。

图1 飞机散热系统的原理

然而，先进作战飞机的热管理系统仍需要解决2大问题。

（1）满足飞机系统散热需求。随着先进作战飞机中电子设备的使用量和功率的不断提高，飞机内部会产生大量热量，远远超过传统飞机空气循环制冷系统的承受能力，飞机系统需要发动机燃油系统为其带走更多热量，这大大提高了飞机给发动机的燃油进口温度，而这部分增加的热量需要发动机制冷系统解决。

（2）满足发动机滑油系统散热需求，同时保证发动机燃油系统中的燃油不超温，不发生燃油结焦。飞机更多的散热提高了飞机给发动机的燃油进口温度，使发动机滑油系统散热条件更加苛刻。发动机滑油系统主要通过燃滑油散热器实现滑油的散热，燃油温度提高，使滑油系统的散热裕度减小。同时，先进发动机更高的性能使滑油系统的热负荷加大，给其散热带来了较大困难。

图2 先进作战飞机的热管理系统原理

先进作战飞机的热管理系统原理如图2 所示。飞机将环控系统、液压系统、润滑系统的热量加到燃油中，发动机燃油由飞机油箱供给，待对发动机的滑油系统进行冷却后，一部分进入燃烧室烧掉，另一部分经过冲压空气冷却后回到飞机油箱，这部分燃油热量可以控制，也是飞机能够帮助发动机解决的热量。热管理系统通过对飞机和发动机散热量统一协调控制，实现二者系统的热量平衡，保证二者都能在合适的系统工作温度范围内工作。

图3 热管理系统热量平衡关系

飞机、发动机中各种热达到平衡的关系如图3 所示。热管理系统需要通过感受燃油和滑油的温度，调整燃油的热回油流量，实现在不同工作状态下飞机和发动机的不同热平衡状态。

2 滑油系统热分析计算方法

某型小涵道比发动机滑油系统的发热量及系统循环量都已确定，不同状态点的滑油系统边界条件也已经确定。因此，研究目的是通过不同散热方式的有效计算方法，确定适应热管理系统工作需要的滑油系统散热形式。

滑油系统热分析包括滑油系统热平衡计算和滑油润湿部件温度场计算。热分析以能量守恒原理贯彻始终，与传热学定律一起进行系统的温度计算，系统的计算模型一般按滑油系统流路的原理图进行。本文研究不同滑油系统散热形式的热分析计算方法，采用FORTRAN 程序编制了不同散热方案下的计算分析程序，忽略散热量比例较小的管路及附件表面等散热，系统分析的主流程如图4 所示。其中各轴承腔的换热量已经过地面台架试车数据的修正，回油温度的计算误差不超过8％。针对不同散热形式，分别进行散热器子程序计算方法研究。

图4 散热方案计算分析流程

轴承腔的计算采用较成熟的基于ANSYS 的2 维稳态轴对称导热模型[7]，轴承腔计算的基本原理是2维轴对称稳态导热微分方程式中：x 和r 为轴向和径向坐标；k 为导热系数；T为温度；qi为单位体积生热率。

用FORTRAN 程序调用ANSYS 程序[9]，建立各轴承腔的ANSYS 有限元模型[10-11]，同时运用ANSYS 的APDL 语言编程得到轴承腔温度场并求解出轴承腔与外界的换热量[12]，通过FORTRAN 程序计算出轴承腔温度平衡后的回油温度。不同散热形式所采用的轴承腔ANSYS 有限元模型和边界条件都相同，即相同状态点的轴承腔的换热特性相同，所以在同一计算基准下进行，使不同散热形式的计算具有可比性。不同散热形式所选用的燃滑油散热器为现有的管壳式散热器，燃油在管侧，滑油在壳侧，其基本结构形式如图5 所示。

图5 管壳式散热器的基本结构形式

换热性能的单位温差换热量为:

式中：Q 为散热率；t1'，t2'为滑油、燃油进口温度；*为散热器的效能；Wmin为冷流体或热流体热容值的较小者。

根据散热器的结构及形式的不同，着有不同的计算方法，但都可以表达成散热器传热单元数NTU 和热容比C*的函数。散热器性能已经通过试验掌握，得到散热器的当量单位温差换热量曲线如图6 所示。

图6 散热器的当量单位温差换热率

理论上滑油需散走的热量与燃油带走的热量相等[14]，即

式中：Mo、Mf为滑油、燃油质量流量；To1、Tf1 为滑油、燃油进口温度；To2、Tf2 为滑油、燃油出口温度；cpo、cpf 为滑油、燃油的平均质量定压热容。

发动机选用II 型航空润滑油，其长期使用温度为-40～200 ℃，短期可达220 ℃[15]。根据II 型航空润滑油的使用温度特性，考虑计算误差并留有一定的安全裕度，以发动机正常工作时的最高温度是否超过212 ℃作为散热优劣的判定依据。

3 不同散热方式的滑油系统的热分析方法

综合热管理系统的采用使发动机的燃油入口温度比80 ℃大幅升高，燃油流量也发生较大变化。这就给发动机滑油系统散热方案的设计带来了较大困难，因为燃油温度的提高使得滑油系统的散热变得十分困难，而飞机又无法处理滑油系统中多余的热量，所以，滑油系统必须采用新的散热方式以满足使用要求。根据滑油系统特点，提出以下3种具有可实现性、代表性的滑油系统散热方式，并对其计算方法进行研究。

3.1 带加力转换活门的散热方式

带加力转换活门的散热方式采用主散热器和加力散热器，通过转换控制活门向加力散热器供加力燃油，而不向飞机热回油。现有发动机多采用该散热方案，燃油入口温度一般不超过80 ℃。该散热方式的原理如图7所示。

图7 带加力转换活门的散热原理

在发动机不开加力的状态下，滑油只经过主燃滑油散热器进行散热，而接通加力时流经主燃滑油散热器后的滑油还会流向加力散热器进一步散热。具体散热器计算流程如图8所示。

图8 带加力转换活门的散热器计算流程

在滑油不超温的条件下，计算出的最高燃油入口限制温度见表1。从表中可见，在保证滑油不超温的条件下，该散热方式的燃油入口温度必须足够低，其中最小气动负荷点的温度不允许超过40 ℃，亚声速巡航点的温度不允许超过60 ℃，显然不能满足热管理系统对于增加发动机燃油入口温度（远超过80 ℃）的设计要求。

3.2 分主辅散热区的散

热方式分主辅散热区的散热方式采用带主辅散热区的散热器，主辅散热区的散热面积与第3.1 节散热方式的主燃滑油散热器的散热面积相同，散热器的结构原理如图9 所示。

图9 主辅散热器结构

滑油依次流过主散热区和辅散热区，燃油则分2 路分别流入主辅散热区，该散热方式的原理如图10所示。

图10 分主辅散热区的散热方式原理

由于受控制系统主调节器耐温性能的限制，该散热方式燃油控制系统的主调节器（包括燃油计量活门）布置在散热器前，需要在燃油流入散热器前对燃烧室所需的低温燃油进行计量，而多余的燃油不会流经散热器的主散热区，将根据热管理阀感受滑油的温度来控制进入散热器的辅散热区，其后会返回飞机，经过飞机的冲压空气散热器冷却后，最终返回飞机油箱。该散热方式的滑油会始终流经散热器的主散热区和辅散热区，故燃油在主散热区的流量即为发动机燃烧室的燃油流量，辅散热区的燃油流量即为飞机热回油的流量。因此，该散热方式的特点是通过调整辅助散热区的燃油流量，实现在给定状态下发动机滑油系统的散热调节。散热器计算子程序的计算流程如图11 所示，燃油入口温度为90 ℃的散热方案计算结果见表2。

图11 分主辅散热区的散热器计算流程

从表中计算结果可见，在燃油入口温度为90 ℃下，当后4 个状态点通过辅散热区的燃油流量从3000 kg/h 提高到5000 kg/h 时，其换热量的增加不超过10％，辅散热区的散热效率较低。即增加给辅助散热器的燃油流量发挥的散热作用较小，如果该流量流经的是主散热区将大大增加主散热区的换热量。但主散热区的流量受燃油计量活门限定，已无法调整。通过辅散热区流量的控制调整，可以初步满足入口燃油温度为90 ℃下的工作要求，但为了更好地满足热管理系统对于提高发动机燃油入口温度的要求，还需要进一步优化研究。

3.3 辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的散热方式

辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的散热方式是将辅助燃滑油散热器布置在齿轮泵回油路上，原理如图12所示。

图12 辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的散热方式原理

在该散热方式下，系统不需要热管理阀，辅助散热区布置在齿轮泵回油路上，在齿轮泵的循环流路中，所有循环的燃油都会经过辅助散热器，采用的散热器与第3.2 节中的散热器相同。在发动机进口燃油温度为90 ℃下，散热器子程序的计算流程如图13 所示，计算结果见表3。

图13 辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的散热器计算流程

从表中可见，该散热方式的滑油回油温度和后腔回油温度均高于第3.2 节中散热形式的数据，已远远超过了滑油的使用极限温度。由于辅助散热区的大量燃油在反复循环加热，散热效果并不好，比第3.2节散热方式的差，不能满足热管理系统的设计需要。

4 计算结果对比分析

（1）带加力转换活门的散热方式采用2 个散热器，在目前第3 代发动机机中广泛采用。其优点是技术成熟度较高，不需要向飞机热回油；但缺点是对燃油入口温度的限制较苛刻，不能满足飞机方提出的提高燃油入口温度的要求，且管路较复杂、加力泵填充性差。

（2）分主辅散热区的散热方式采用分主辅散热区的散热器，能初步满足飞机方提高燃油入口温度的要求，但燃油入口温度只能提高到90 ℃，并且滑油的回油温度已接近了滑油使用极限温度，而且同样需要向飞机热回油，其技术没有国内外参考和借鉴的依据，技术成熟度较低。为此需要开展此种散热器的方案研究和技术攻关，提高散热器的效率及成熟度，满足热管理系统设计要求。

（3）辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的散热方式，从计算结果看不能满足设计要求，可以直接排除。可见，只有通过向飞机返回热燃油的方式，增加参与换热的燃油流量，才能满足热管理系统要求，在燃油入口温度提高的条件下满足滑油系统散热要求。

5 总结

对于不同的散热方式，只有形成不同的、有针对性的滑油系统计算方法，才能满足热管理需要的滑油系统热分析。由于滑油系统针对特定的发动机，因此除与燃油系统相关联的散热器部分外，系统热分析中的发动机轴承腔及其他附件相对固定，系统计算的基准相同，根据不同散热方式的特点，采用不同的计算方法。

本文采用的不同散热方式的计算方法可以为适应热管理系统需要的滑油系统热分析提供参考。带加力转换活门的散热方式和辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的散热方式都无法满足热管理系统的设计要求。而分主辅散热区的散热方式初步满足热管理技术需求，但燃油入口温度只能提高到90℃，且在该温度下滑油系统工作已达温度极限边界，故从技术成熟度角度考虑，需尽早开展散热器优化设计及工艺研究。

只有通过对飞机进行热回油，提高换热的燃油流量，才能满足热管理设计的需要。因此，为提高控制系统主调节器耐温性能，需开展将主调节器布置在燃滑油散热器后的散热方式研究。所有燃油流经燃滑油散热器后再进行流量计量，得到流经燃烧室的燃油流量及返回飞机系统的燃油流量，可以大幅提高散热器的散热效率，而且该散热方式结构简单，能更好的满足热管理系统需要。同时应开展飞机系统和发动机燃油、滑油系统的联合计算，研究飞机和发动机系统集成的计算模型，为最优的二者热量匹配提供更好的支持。