航空風冷發動機缸體傳熱模擬及翅片形式研究

唐梓杰（中航空天發動機研究院有限公司，北京101304）

航空風冷發動機缸體傳熱模擬及翅片形式研究

唐梓杰
（中航空天發動機研究院有限公司，北京101304）

摘要：以航空風冷發動機為研究對象，采取數值模擬的方法，對地面狀態發動機缸體的熱狀態及流場進行模擬計算。模擬結果與試驗結果對比證實，采用此種模擬計算方法能準確反映發動機的真實換熱過程與換熱水平。采用驗證后的計算模型，對發動機高空飛行冷卻狀況進行分析，研究了低雷諾數條件下發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用價值。

關鍵詞：航空風冷活塞發動機；缸體；翅片；傳熱；低雷諾數；數值模擬

1　引言

風冷發動機因結構簡單、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冷活塞發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展，高空空氣稀薄，對于風冷發動機的換熱極為不利。如何既能保留風冷發動機結構簡單的優勢，又能將其應用到高空環境，成為研究風冷活塞發動機的關鍵［1-4］。

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

2　模型的建立

以某型航空風冷發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燃氣側熱邊界條件

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

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

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

根據參考文獻［17］，發動機缸體內表面穩態傳熱邊界條件軸向高度上有如下分布規率：

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

采用GT-power軟件對發動機工作過程進行模擬［18］。結合公式（2）～（5），可計算出發動機在最大工作轉速下，缸體內壁面沿軸向的燃氣平均溫度與平均傳熱系數的分布（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　缸內燃氣平均溫度和平均傳熱系數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來表示，根據不同雷諾數范圍，可計算相應散熱片的換熱系數［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，可進一步計算出發動機最大工作轉速下迎風面與背風面的對流換熱系數，見圖5。圖中編號1～9對應缸體上從上到下的9個翅片。

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

4　數值模擬結果及試驗驗證

4.1數值模擬結果及分析

邊界條件采用海平面大氣狀態，計算得到的風冷發動機在此飛行工況下的溫度場如圖6所示?？梢?，在軸線方向，發動機缸體溫度從上到下呈遞減狀態。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，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面，所以溫度最高。

4.2試驗結果

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。當發動機轉速增大到最大轉速并穩定后，四個測點的溫度如表2所示［18］。

圖6　發動機缸體的熱負荷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模擬結果與試驗結果對比

繪制每個測點的模擬值與測量值，如圖7所示?？梢?，四個測點的偏差值均在誤差允許范圍內，模擬結果能準確反映缸套溫度分布，證明該模擬計算方法可準確模擬出風冷發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生變化，從而影響空氣的流動狀態。同時，風冷發動機又是以迎風面氣流作為冷卻介質。因此，空氣流動狀態直接影響冷卻效果。

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。結合翅片的結構形式，可計算出對應海拔高度下的雷諾數，如表3所示。

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

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

5.2計算結果及對比

根據文獻［20］中的研究結果，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

為使模擬計算結果與流體域大小具有無關性，必須保證流體域各參數面（進口面、出口面和自由面）與所研究翅片有足夠距離。根據文獻［21］、［22］的研究結果，選定流體域上游區域為15w，下游區域為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。

采用結構化六面體網格對流體域和翅片進行網格劃分，如圖10和圖11所示。在流體域靠近翅片的區域對網格進行了加密，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，翅片內部施加發動機地面狀態時缸體內部的最高燃氣溫度和最大換熱系數。采用RNGk-ε方程計算，熱負荷分布如圖12所示?？梢?，最高溫度在缸體背風面內部對應位置。同時，由于高空空氣參數變化，冷卻效果較地面狀態有了一定降低。

文獻［20］中的研究表明，錯位翅片利用其幾何結構的不連續性破壞氣流邊界層發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，適合于兩側換熱系數相差較大及流道布置復雜場合。下面針對原始翅片，采用錯位布置來研究換熱效果的變化。

重新布置結構后的翅片形式見圖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格（圖15、圖16），并進行網格加密。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果Fig.17 Simulation result of offset fin temperature

6　結論

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

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

（3）對于低雷諾數狀況下的模擬計算，目前還欠缺對應的試驗數據，只是借鑒了換熱器行業對于模擬低雷諾數換熱的經驗。此外，高空風冷發動機的散熱設計，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，主要從事航空發動機結構和傳熱研究。

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