CN113619810B - 基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法 - Google Patents

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Abstract

基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，属于航空领域。相比于全尺寸地面试验和飞行试验，可有效降低试验成本，缩段试验周期，减少试验难度；使用电加热替代实际燃油散热系统中的各种热源，减少了系统的复杂度，降低了搭建试验系统所需的人力耗费；在缩比试验模型中减少了热源的高热量输入，使得电加热器能在较小的电压和电流下运行，安全系数高；通过对系统中各部件的处理，使得缩比试验模型相比于原型系统的换热量、工质流量缩比，而温度和压力不变，缩比试验的测量结果与原型系统的对应关系简单清晰。

Description

基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法
技术领域
本发明属于航空领域，具体涉及一种飞机燃油散热系统的缩比试验方法。
背景技术
随着航空科学技术的发展及飞行器性能的不断提高，现代飞行器内部大量高集成度电子设备以及动力系统、电源系统、液压系统等产生的热负荷不断攀升。为了消纳飞机飞行过程中产生的热负荷，需要构建燃油散热系统，利用燃油的热沉吸收飞机各子系统或部件所散发的热量。
燃油散热系统由油箱、管道、换热器、泵等设备组成。在泵的驱动下，燃油从油箱中流出后依次流过各个发热源的同时，利用换热器吸收热源的散热量，而后，经过燃油分配阀，一部分经升压泵升压后进入发动机燃烧室，一部分经冲压空气等热沉冷却后回到油箱内。
目前对飞机燃油散热系统的试验研究主要是地面全尺寸试验或将燃油散热系统安装在样机上进行飞行试验，然而无论是地面全尺寸试验还是飞行试验都需要大量的经费投入且周期长、难度大。为了能低成本地在较短周期内对燃油散热系统的架构方案进行试验验证，需要建立飞机燃油散热系统的缩比试验模型以进行缩比试验。
发明内容
针对目前飞机燃油散热系统试验研究的成本高、周期长、难度大等问题，本发明的目的在于提出一种飞机燃油散热系统缩比试验模型，以降低投入成本、缩短试验周期、降低试验难度。
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，包括如下步骤。
步骤一，缩比试验模型对于发热源的处理：
利用管道式电加热器模拟各个热源(如电子设备、液压系统、发动机和发电机滑油等)所散发的热量，散热量按比例K缩比，K<1。K的定义为K＝Qm/Qp，其中Q为换热量，下标m和p分别代表缩比试验模型和原型燃油散热系统；
替代各个发热源的管道式加热器的管径与管路管径保持一致；管长按压力损失不变原则确定。保证缩比试验模型中工质流过管道式电加热器的压力损失应等于原型燃油散热系统工质流过对应热交换设备的压力损失。
步骤二，缩比试验模型中工质的处理：
工质类型不变；工质的初始压力P和温度T保持不变；工质的各物性参数不变；工质流量G按换热量缩小比例K缩比，即：
Pm＝Pp,Tm＝Tp,Gm＝KGp (1)
此时，对于工质的换热过程，根据步骤一和热平衡方程有，
Figure BDA0003263132560000021
其中，Q表示换热量，ρ表示工质密度，Cp表示工质比热容。将式(1)代入式(2)可知，缩比试验模型中的工质在换热过程中的温差与原型系统一致，再由工质的初始温度保持不变可推得，工质在缩比试验模型中的温度分布与原型系统相同。
步骤三，缩比试验模型油箱的处理：
油箱体积V按换热量缩小比例K缩比，即：
Vm＝KVp (3)
步骤四，缩比试验模型换热器的处理：
并联的管道数量n按换热量缩小比例K缩比，即：
nm＝Knp (4)
每根管道的管径和管长保持不变。
在原型燃油散热系统中，换热器全部为叉流式换热器，在换热器的冷热流体侧，均有多根并联的管道。当按K的比例缩减管道数量并同时保持每根管道的管径和管长不变时，根据步骤二工质流量按K比例缩比可得每根管道内的流动和换热均保持不变。因此换热器的换热量正比于管道数量，也按K的比例减少，与步骤一热源的处理相洽。
此外，工质流过换热器的压降损失等于并联管道中单根管道的压力损失。由于单根管道的流速、管径和管长均保持不变，缩比试验模型中工质流过换热器的压力损失保持不变。
步骤五，管路的处理：
缩比试验模型管路的管径和管长按压力损失不变原则确定。管路内的压力损失可根据下式计算，
Figure BDA0003263132560000031
其中，ΔP为压力损失，ξ表示压力损失系数；ρ表示工质密度；A表示管道截面积；G表示工质流量；L表示管长；d表示管径。
根据步骤二工质流量G按K的比例缩小，则缩比试验模型中管路的管径估算式为，
Figure BDA0003263132560000032
将式(6)的计算结果四舍五入地取整作为缩比试验模型系统管路的管径。然后，根据式(5)，为保证缩比试验模型中的管路压力损失不变，还需根据缩比试验模型中管路的总压力损失系数ξm确定管路的管长，
Figure BDA0003263132560000033
管路的总压力损失系数包括直管段和弯管段两部分。直管损失系数ξstraight半经验计算公式为，
Figure BDA0003263132560000034
弯管损失系数ξbend半经验计算公式为，
Figure BDA0003263132560000041
式中R为弯曲半径(m)，θ为弯曲角度(°)。
步骤六，缩比试验模型中泵的处理：
根据步骤二至步骤五，泵需提供的压升不变，流量按K的比例缩比。缩比试验模型中即根据泵的压升和流量选择合适的成品件。
进一步的，所述燃油散热系统缩比试验模型中，忽略管壁厚度对工质流动和换热过程造成的影响。
进一步的，燃油散热系统中的阀门、活门等部件根据缩比试验模型中的管路直径选择合适成品件。
进一步的，步骤五中管路的管径和管长的计算方法适用于管道式电加热器。
进一步的，原型燃油散热系统缩比试验模型中的管道式电加热器为功率可调的电加热器，泵为转速可调的变频泵，使得缩比试验模型可用于不同工况下燃油散热系统的试验。
本发明的有益效果：
(1)相比于全尺寸地面试验和飞行试验，可有效降低试验成本，缩段试验周期，减少试验难度；
(2)使用电加热替代实际燃油散热系统中的各种热源，减少了系统的复杂度，降低了搭建试验系统所需的人力耗费；
(3)在缩比试验模型中减少了热源的高热量输入，使得电加热器能在较小的电压和电流下运行，安全系数高；
(4)通过对系统中各部件的处理，使得缩比试验模型相比于原型系统的换热量、工质流量缩比，而温度和压力不变，缩比试验的测量结果与原型系统的对应关系简单清晰。
附图说明
图1飞机燃油散热系统示意图。
图2飞机燃油散热系统对应的缩比试验模型。
具体实施方式
下面以某飞机燃油散热系统为例，阐述本发明的飞机燃油散热系统缩比模型的具体实施方式。
飞机燃油散热系统如图1所示，燃油在燃油散热泵的驱动下从燃油箱中流出，然后通过燃油—冷却液换热器，对冷却液冷却；通过燃油—发电机滑油换热器，冷却发电机滑油；通过燃油—液压油换热器，冷却液压系统的液压油；通过燃油—发动机滑油换热器，冷却发动机滑油。最后，通过燃油分离阀，一部分空气经过燃油升压泵升压后进入发动机燃烧室；一部分通过冲压空气—燃油换热器，经冲压空气冷却后回到燃油箱。电子设备的散热量通过冷却液冷却，冷却液在液冷泵的驱动下，流经电子设备表面带走其散发的热量，然后在燃油—冷却液换热器中将热量传递给燃油。燃油、冷却液和冲压空气的流量分别为1.5kg/s、2kg/s和1kg/s；管路管径均为20mm。
针对图1所示的飞机燃油散热系统，其缩比试验模型如图2所示。电子设备、滑油和液压油的散热使用电加热替代，散热量的缩小比例取K＝1/5；燃油、冷却液和冲压空气的初始温度和压力维持不变，流量按K的比例缩小，缩比试验模型中，燃油、冷却液和冲压空气的流量分别为0.3kg/s、0.4kg/s和0.2kg/s。
缩比试验模型中燃油箱体积取原型体积的1/5。
燃油—冷却液叉流式换热器，燃油侧和冷却液侧分别有n1和n2根并联管道，在缩比试验模型中，将燃油侧和冷却液侧的管道数量分别减少至n1/5和n2/5根，其他参数保持不变。
冲压空气—燃油换热器为管翅式换热器，冲压空气侧的并联空气流道与燃油管道数量n成正比，因此在缩比试验模型中，只需将燃油管道的数量缩减至n/5根，其他参数保持不变。
按
Figure BDA0003263132560000061
的比例缩减管路及电加热器的管径为/>
Figure BDA0003263132560000062
管径取整数，最终管路和电加热器管径为11mm。
根据管路的管径选择合适的阀门、活门等部件的成品件。其中燃油分配阀门需保持通往燃烧室和回到燃油箱的两股燃油流量之比不变。
电加热器的管长根据压降不变原则确定。根据管径d和流量G计算雷诺数Re，进而计算压力损失系数ξ，设原型燃油散热系统中对应的换热器压降为ΔP，则电加热器的管长为L＝ΔPπd5/(8ξρG2)。
类似地，管路的管长也按照压降不变原则计算。计算过程中，管路的总压力损失系数包括直管、弯管损失系数以及阀门等部件处的局部损失系数。其中直管和弯管的损失系数按半经验公式计算，阀门等部件处的局部损失系数需查询缩比试验模型中选择的成品件阻力特性曲线计算得到。
燃油散热泵、燃油升压泵以及液冷泵根据泵进出口压升，以及燃油流量、冷却液流量选择合适的变频泵成品件。
以上说明仅是针对某一种飞机燃油散热系统架构，实际上本发明的燃油散热系统缩比实验模型适用于各种不同架构形式的燃油散热系统。应当指出：在实际应用中，相关研究技术人员在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，缩比试验模型对于发热源的处理：
利用管道式电加热器模拟各个热源所散发的热量，散热量按比例K缩比，K<1；K的定义为K＝Qm/Qp，其中Q为换热量，下标m和p分别代表缩比试验模型和原型燃油散热系统；
替代各个发热源的管道式加热器的管径与管路管径保持一致；管长按压力损失不变原则确定；保证缩比试验模型中工质流过管道式电加热器的压力损失应等于原型燃油散热系统工质流过对应热交换设备的压力损失；
步骤二，缩比试验模型中工质的处理：
工质类型不变；工质的初始压力P和温度T保持不变；工质的各物性参数不变；工质流量G按换热量缩小比例K缩比，即：
Pm＝Pp,Tm＝Tp,Gm＝KGp (1)
此时，对于工质的换热过程，根据步骤一和热平衡方程有，
Figure FDA0004007530950000011
其中，Q表示换热量，ρ表示工质密度，Cp表示工质比热容；将式(1)代入式(2)可知，缩比试验模型中的工质在换热过程中的温差与原型系统一致，再由工质的初始温度保持不变可推得，工质在缩比试验模型中的温度分布与原型系统相同；
步骤三，缩比试验模型油箱的处理：
油箱体积V按换热量缩小比例K缩比，即：
Vm＝KVp (3)
步骤四，缩比试验模型换热器的处理：
并联的管道数量n按换热量缩小比例K缩比，即：
nm＝Knp (4)
每根管道的管径和管长保持不变；
在原型燃油散热系统中，换热器全部为叉流式换热器，在换热器的冷热流体侧，均有多根并联的管道；当按K的比例缩减管道数量并同时保持每根管道的管径和管长不变时，根据步骤二工质流量按K比例缩比可得每根管道内的流动和换热均保持不变；因此换热器的换热量正比于管道数量，也按K的比例减少，与步骤一热源的处理相洽；
此外，工质流过换热器的压降损失等于并联管道中单根管道的压力损失；由于单根管道的流速、管径和管长均保持不变，缩比试验模型中工质流过换热器的压力损失保持不变；
步骤五，管路的处理：
缩比试验模型管路的管径和管长按压力损失不变原则确定；管路内的压力损失可根据下式计算，
Figure FDA0004007530950000021
其中，ΔP为压力损失，ξ表示压力损失系数；ρ表示工质密度；A表示管道截面积；G表示工质流量；L表示管长；d表示管径；
根据步骤二工质流量G按K的比例缩小，则缩比试验模型中管路的管径估算式为，
Figure FDA0004007530950000022
将式(6)的计算结果四舍五入地取整作为缩比试验模型系统管路的管径；然后，根据式(5)，为保证缩比试验模型中的管路压力损失不变，还需根据缩比试验模型中管路的总压力损失系数ξm确定管路的管长，
Figure FDA0004007530950000031
管路的总压力损失系数包括直管段和弯管段两部分；直管损失系数ξstraight半经验计算公式为，
Figure FDA0004007530950000032
弯管损失系数ξbend半经验计算公式为，
Figure FDA0004007530950000033
式中R为弯曲半径(m)，θ为弯曲角度(°)；
步骤六，缩比试验模型中泵的处理：
根据步骤二至步骤五，泵需提供的压升不变，流量按K的比例缩比；缩比试验模型中即根据泵的压升和流量选择合适的成品件。
2.根据权利要求1所述的基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，其特征在于，所述燃油散热系统缩比试验中，忽略管壁厚度对工质流动和换热过程造成的影响。
3.根据权利要求1所述的基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，其特征在于，燃油散热系统中的阀门、活门根据缩比试验模型中的管路直径选择合适成品件。
4.根据权利要求1所述的基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，其特征在于，步骤五中管路的管径和管长的计算方法适用于管道式电加热器。
5.根据权利要求1所述的基于缩比试验模型进行飞机燃油散热系统缩比试验的方法，其特征在于，原型燃油散热系统缩比试验模型中的管道式电加热器为功率可调的电加热器，泵为转速可调的变频泵，使得缩比试验模型可用于不同工况下燃油散热系统的试验。
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