民用大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却试验_尹华莉.pdf

文章编号：1000-8055（2023）06-1350-10doi：10.13224/ki.jasp.20210614民用大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却试验尹华莉1，单勇1，邓明2，刘昊2，崔玉超2，张靖周1，谭晓茗1（1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016；2.中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：设计了全尺寸大涵道比涡扇发动机核心机舱通风换热试验系统，通过改变冷却气流流量、核心机机匣表面发热量以及核心机舱外壳保温层来研究舱内对流换热特性。试验结果表明：引气流量增加，各段核心机机匣的表面传热系数均随之增大；因前/后舱间存在高阶法兰，前舱引气量增加对后舱机匣表面对流换热几乎没影响；引气流量达到单孔进气 0.05kg/s 后，舱内空间温度的改善有限；空间上，前舱上部气流温度比下部高出 10K 左右，后舱高出 20K 左右；相同引气流量下，机匣表面发热量提高，各段机匣的表面传热系数略提高，差值约 10W/（m2K）；保温层的存在导致核心机机匣通过辐射换热的方式向环境传递的热量减小，此时传热的方式主要依靠对流换热，因此表面传热系数相对提高，差值最大约 60W/（m2K）。采用最小二乘法获得各段核心机机匣表面传热经验公式，可为大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却工程设计提供参考。关键词：涡扇发动机；核心机机舱；通风冷却；对流换热；试验测试中图分类号：V231.1文献标志码：AVentilationandcoolingtestofthecorenacelleforcivilturbofanenginewithlargebypassratioYINHuali1，SHANYong1，DENGMing2，LIUHao2，CUIYuchao2，ZHANGJingzhou1，TANXiaoming1（1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China；2.ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,CommercialAircraftCorporationofChina,Limited,Shanghai201210,China）Abstract:Afull-scalelargebypassratioturbofanenginecorenacelleventilationandheattransfertestsystemwasdesignedbychangingthecoolingairflowrate,theheatgenerationonthecorecasingsurfaceandthecorenacelleshellinsulationtostudytheconvectiveheattransfercharacteristicsinthecabin.Theresultsshowedthatwiththeincreaseofintakeairflowrate,thesurfaceheattransfercoefficientofthecorecasingofeachsectionincreasedaccordingly.Duetothepresenceofhigh-levelflangesinthefront/rearcompartments,theincreaseinthefrontcompartmentintakeairflowratehadalmostnoinfluenceontheconvectiveheattransferonthesurfaceoftherearcompartmentcasing.Whentheintakeairflowratereached0.05kg/s,theimprovementofthecabinspacetemperaturewaslimited.Spatially,theairflowtemperatureoftheupperpartofthefrontcabinwasabout10Khigherthanthatofthelowerpart,andthe收稿日期：2021-10-27作者简介：尹华莉（1997），女，硕士生，主要从事大涵道比涡扇发动机进、排气结构设计、换热特性、气动性能研究。E-mail：引用格式：尹华莉,单勇,邓明,等.民用大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却试验J.航空动力学报,2023,38（6）：1350-1359.YINHuali,SHANYong,DENGMing,etal.VentilationandcoolingtestofthecorenacelleforcivilturbofanenginewithlargebypassratioJ.Journ-alofAerospacePower,2023,38（6）：1350-1359.第38卷第6期航空动力学报Vol.38No.62023年6月JournalofAerospacePowerJune2023rearcabinwasabout20Khigher.Atthesameintakeairflowrate,theheatoutputofthecasingsurfaceincreased,andthesurfaceheattransfercoefficientofthecasingincreasedslightly,withadifferenceofabout10W/（m2K）.Theexistenceoftheinsulationlayercausedtheheattransferofthecorecasingtotheenvironmentthroughradiationheatexchangetodecrease,andtheheattransfermethodmainlyreliedonconvection heat transfer,so the surface heat transfer coefficient was relatively improved,with thedifferenceabout60W/（m2K）.Theempiricalformulaeofsurfaceheattransferforeachsectionofthecorecasingwereobtainedbyusingtheleastsquaresmethod,whichcanbeusedasareferenceforthedesignofventilationandcoolingengineeringforthecorenacellewithlargebypassratioturbofan.Keywords:turbofanengine；corenacelle；ventilationandcooling；convectionheattransfer；experimentaltesting大涵道比涡扇发动机内，核心机机匣与外涵内壁面间的区域称为核心机舱。发动机工作时，其热端部件如燃烧室、涡轮、尾喷管等，常在高温的极端工况下运行，热量通过核心机机匣以热辐射和对流换热的形式向核心机舱传递；同时，核心机舱内部存在推力杆、引气管路等发热附件，附件之间以导热、热辐射等形式进行换热，对舱内对流换热也存在影响。舱内各种热量传递方式互相影响，各种发热部件共同作用，造成飞机发动机核心机舱内流动和换热极其复杂，舱内温度高于电子元件的耐热温度。为防止发动机核心机舱内温度过高而导致发动机附件工作异常，需要对核心机舱进行强制通风冷却的技术处理。发动机舱通风冷却系统的结构设计具有多样化。Segal1提出了一种能够将外部阻力降到最低并且对发动机排放没有要求的航空发动机短舱通风冷却结构设计，该设计对飞机整体性能的影响很小，且能确保地面状态、飞行状态下良好的通风。Sawyers 等2研究了一种包含防火密封构件和烟囱的燃气涡轮发动机核心机舱冷却通风装置。其中，防火密封构件用于密封核心机舱；烟囱构造成与防火密封构件相连通的形式，以实现将热空气通过防火密封构件从核心机舱引入外部大气环境的目的。Kozaczuk3提出了一种大型客机机舱的设计方法。Suciu 等4设计了一种新的燃气轮机发动机机舱通风冷却支管结构。缪国君5通过对比民用涡扇发动机短舱通风冷却系统中不同进气口、排气口的位置和不同进气口、排气口的气体流动面积，最终优选出合适的通风冷却系统的设计方案。吕美倩等6整理分析了风斗进入短舱的冷气流量的变化规律。王涛等7对几种通风冷却系统进气设计方案进行总结并介绍其特点。通风冷却的方法和技术不断更新。Boileau等8为了能在湍流环境下或是研究对象具有复杂几何形状时更好地预测壁面传热情况，提出了一种在非结构化网格上进行大涡模拟的方法。Peng 等9提出了一种基于遗传算法的活塞式航空发动机通风冷却优化方法，该方法可以有效地优化活塞式航空发动机的通风冷却方案，且在不同的工作条件下，该方法下优化的通风冷却方案的最大故障率为 0.03，低于其他类似方法。张亚海等10针对某型直升机动力舱通风冷却系统提出了一种简化的基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方法，利用商业 CFD 软件计算了悬停状态下动力舱通风冷却系统性能，分析了湍流模型、旋翼下洗流以及发动机散热率等因素对动力舱温度场和排气引射器性能的影响。数值仿真与试验相结合的方式是研究通风冷却系统不可或缺的一环。Vedeshkin 等11利用测试单元空气供应系统研究了可以在航空发动机短舱通风系统组件（如通风口、泄压门）中测得液压性能的某种测试程序，并利用相关试验模型进行了试验，最后对得到的测试结果和试验结果进行了对比和分析。结果表明，该测试程序的计算结果与试验模型的试验结果吻合良好。Uriz 等12-13通过数值模拟和实验室代表性试验相结合的方法，验证了autoregressivemodelwithexogenousvari-able（ARX）模型作为识别通风冷却系统组件温度工具的可行性。这种方法可以使空客根据飞行测试数据进行温度推断，以预测最坏条件下设备的热行为。王玉梅等14针对发动机舱温超限现象，提出了多种发动机舱通风冷却系统的进气方式方案，如改变进气口形式和数量等。通过理论和试验的对比分析，最后获得了合理的进气方案，解决了发动机舱后段温度超限故障，为发动机舱通第6期尹华莉等：民用大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却试验1351风冷却系统设计提供依据。马明明、王杏涛、马文昌、谢永奇等15-18采用数值仿真的方式各自对通风冷却系统展开了研究，为发动机舱设计提供了理论基础。本文以大涵道比涡扇发动机核心机舱的通风冷却系统为研究对象，采用全尺寸试验的方法，通过改变冷却气流流量、核心机机匣表面发热量、核心机舱外壳表面保温层来研究机匣表面传热系数分布。1试验装置1.1试验系统和原理试验系统及其原理图如图 1 所示，由试验段、气源、温控装置、温度巡检仪组成。冷却空气由额定空气流量为 1.2kg/s、额定功率为 300kW、最大压缩压力为 7105Pa 的螺杆空气压缩机提供。冷却空气流量大小由安装在通气总管路上游的阀门控制，由涡街流量计测量，其质量流量调节范围为 0.11.2kg/s。通气总管路经由“1 通 10”和“1 通 24”的两个转接管道分别连接到核心机前/后舱外壳壁面上的进气口进入核心机舱内部。每个进气口上游均设有独立阀门。温度巡检仪用于测量核心机舱内的空间温度。舱内空间布置镍铬-镍硅（K 型）铠装热电偶，其测温范围为2731573K，精度为0.4%，铠装直径为 23mm，时间常数小于 3s。热电偶的两端导线接在温度巡检仪上，数据由计算机采集。温控装置由最大加热功率为 103kW 的电加热装置和可以确保控制温度在1.0K 内的温度控制器两部分组成。温控装置用于模拟发动机机匣表面的发热状态，