航空风冷发动机缸体传热模拟及翅片形式研究

唐梓杰（中航空天发动机研究院有限公司，北京101304）

航空风冷发动机缸体传热模拟及翅片形式研究

唐梓杰
（中航空天发动机研究院有限公司，北京101304）

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［1-4］。

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［5-7］。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［8］。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）。

图1　缸体的三维模型Fig.1 3-D model of engine block

图2　缸体的有限元模型Fig.2 Finite element model of engine block

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［9-15］：

式中：τ0为一个工作循环周期；αg为燃气瞬时放热系数，αg=f1（τ）；tg为燃气瞬时温度，tg=f2（τ）；tw，s为燃气侧燃烧室壁面瞬时温度。

实验结果［16］表明，燃气侧燃烧室壁面温度随时间变化的幅度很小，可近似看作常数。则有：

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：

式中：β=H/S，且0≤β≤1；k1=0.537（S/D）0.24，S为发动机冲程，D为发动机缸径；k2=1.45k1；H为距缸体顶端的距离；αm（0）为发动机工作循环中燃气的平均传热系数；Tres（0）为发动机工作循环中燃气的平均温度。

采用GT-power软件对发动机工作过程进行模拟［18］。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。

表1　缸内燃气平均温度和平均传热系数Table 1 Average temperature and average heat transfer coefficient of cylinder

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［16，18-19］。

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。

图4　缸体的外部速度边界Fig.4 External velocity condition of engine block

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。

图5　迎风面与背风面对流换热系数Fig.5 Heat transfer coefficient of windward and leeward

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［18］。

图6　发动机缸体的热负荷Fig.6 Thermal load of engine block

表2　四个测点的温度值Table 2 Temperature of four measurement stations

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。

图7　模拟值与测量值的温度分布曲线Fig.7 Temperature distribution curves of the simulation and experiment

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。

表3　不同高度下的冷却气流参数Table 3 Parameters of cooling air along altitude

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RNGk-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。

图8　翅片三维模型Fig.8 3-D model of fin

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。

图9　流体域三维模型Fig.9 3-D model of flow domain

图10　流体域有限元模型Fig.10 Finite element model of flow domain

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

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RNGk-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。

图12　温度场模拟结果Fig.12 Simulation result of temperature

图13　错位翅片三维模型Fig.13 3-D model of offset fin

图14　错位翅片流体域三维模型Fig.14 3-D model of offset fin flow domain

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

图16　错位翅片流体域有限元模型Fig.16 Finite element model of offset fin flow domain

图17　错位翅片温度场模拟结果Fig.17 Simulation result of offset fin temperature

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。

参考文献：

［1］ 郑飞.风冷内燃机［M］.杭州：浙江大学出版社，1987.

［2］ 杨建华.小型风冷柴油机设计［M］.北京：机械工业出版社，1991.

［3］ 荆晓东，徐寒清.航空活塞发动机使用［J］.中国科技信息，2005，（19A）：77.

［4］ 李卫东，赵廷渝.航空活塞动力装置［M］.成都：西南交通大学出版社，2004.

［5］ Morel T，Fort E，Blumberg P.Effect of insulation strategy and design parameters on diesel engine heat rejection and performance［R］.SAE Paper 850506，1985.

［6］ XIN J，Stephen S，Edwin I.Integration of 3D combustion simulation and conjugate heat transfer analysis to quantitatively evaluate component temperatures［R］.SAE Paper 2003-01-3128，2003.

［7］ 陶文铨.数值传热学［M］.2版.西安：西安交通大学出版社，2004.

［8］ 赵立峰，李云清.风冷航空发动机的活塞形状恢复研究［J］.航空动力学报，2009，24（10）：2255—2259.

［9］ 陈红岩，李迎，俞小莉.柴油机流固耦系统稳态传热数值仿真［J］.农业机械学报，2007，38（2）：56—60.

［10］赵宏国，白敏丽.耦合法在柴油机传热研究中的应用［J］.小型内燃机与摩托车，2007，36（6）：1—5.

［11］姜明.基于ANSYS的内燃机活塞-缸套耦合系统的传热模拟［J］.科学技术与工程，2008，8（6）：1437—1440.

［12］陈红岩，李迎，李孝禄.柴油机流固耦合传热仿真研究［J］.中国计量学院学报，2006，17（4）：284—288.

［13］李迎，俞小莉.发动机冷却系统流固耦合稳态传热三维数值仿真［J］.内燃机学报，2007，25（3）：252—257.

［14］钟春敏.内燃机燃烧过程数学模拟的研究现状及其发展［J］.科技与经济，2004，6（10）：36—38.

［15］Woshni G，Fieger J.Determination of local heat transfer coefficients at the piston of a high speed diesel engine by evaluation of measured temperature distribution［R］.SAE Paper 790834，1979.

［16］郑飞，严兆大.风冷柴油机的传热与热负荷［J］.内燃机学报，1985，3（1）：77—88.

［17］俞小莉，郑飞，严兆大.内燃机气缸体内表面稳态传热边界条件的研究［J］.内燃机学报，1987，5（4）：324—332.

［18］唐梓杰，丁水汀，杜发荣.小型航空二冲程风冷发动机缸体流固耦合传热的仿真［J］.航空动力学报，2011，26 （1）：42—47.

［19］朱访君，吴坚.内燃机工作过程数值计算及其优化［M］.北京：国防工业出版社，1997.

［20］郭丽华.锯齿形错列翅片冷却器的传热、阻力及工艺特性的研究［D］.上海：上海交通大学，2007.

［21］Rouvreau S，David L，Calluaud D.Laminar junction flow at low Reynolds number:influence of the upstream region on the comparison between experiments and calculations ［J］.C.R.Mecanique，2005，333：265—272.

［22］Velayati E，Yaghoubi M.Numerical study of convective heat transfer from an array of parallel bluff plates［J］.Heat Fluid Flow，2005，26：80—91.

中图分类号：V231.71

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2015）03-0043-06

收稿日期：2014-12-25；修回日期：2015-05-25

作者简介：唐梓杰（1981-），男，四川中江人，工程师，博士，主要从事航空发动机结构和传热研究。

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