CN116500913A - 一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，属于航空发动机热管理技术领域，该系统模型包括：发动机控制器子模型，用于根据当前大气环境条件和发动机操纵指令计算出当前发动机几何可调变量和燃油流量，以及根据发动机自身承温特点和安全要求确定的限制温度点对应的限制温度和实际反馈温度计算热回油流量；发动机性能计算子模型，用于计算发动机机械系统子模型和/或发动机燃油系统子模型需要的发动机性能参数；发动机机械系统子模型，用于计算发动机轴承生热和轴承腔外空气换热；发动机燃油系统子模型，用于计算发动机燃油系统生热；散热器子模型，用于计算燃油、滑油热量交换后对应出口的温度和压力。

Description

一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型

技术领域

本申请属于航空发动机热管理技术领域，特别涉及一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型。

背景技术

随着飞机机载设备增多、发热功率不断增大，传统的空气循环难以满足飞机机载设备的冷却需求。此外，为保证航空燃气涡轮发动机可靠高速运转，流经各支点轴承的滑油也需要及时散热。为消耗飞机、发动机各子系统产生的过剩热量，某些发动机会建立以燃油为传热媒介的发动机热管理系统，通过自动控制流量调配实现热量管理，尽量避免由于超温迫使飞行员介入、通过加大燃油消耗降温。

然而，传统的发动机传热建模分析存在如下不足：

1）各发动机部件和子系统的难以整合进行传热分析：

发动机热管理系统的分析对象既包含各整机部件——例如风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道等，也包含发动机机械系统——例如各支点轴承、附件机匣、滑-燃油散热器、滑油泵等，还包括发动机燃油系统——例如各类燃油泵、燃油调节器等，各整机部件与机械系统、燃油系统的热量传递的介质种类也并不单一，既包含空气、也包含滑油和燃油；如果建立完整的三维结构仿真模型，借助有限元方法进行分析，为保证仿真精度，大量的网格数势必会使迭代计算耗时极长、效率低，因此通常只进行飞行包线内某些典型特征点的仿真计算，难以实现发动机状态连续变化或实时状态的分析；

2）仅进行传热分析无法开展热管理系统控制算法设计：

发动机热管理系统的目的是通过自动调节流量满足全机散热需求，其中热管理有效与否、能否避免飞行员被迫介入加大燃油消耗量实现散热，依靠发动机控制器软件的逻辑算法，但流量控制本身是连续的瞬态过程，仅依靠有限的离散稳态点的传热分析无法开展热管理控制算法设计；

3）无法实现热管理系统的飞发一体化（飞机-发动机一体化）设计：

以燃油为核心传热媒介的发动机热管理系统，如何充分利用油箱燃油热沉满足全机散热需求是系统的功能核心；飞行器的直接散热源，除发动机燃烧外，仅有飞机冲压空气散热，因此开展发动机热管理设计及优化需要进行飞发一体化设计，同时兼顾考虑飞机和发动机各子系统的发热、散热情况，仅靠发动机整机部件和子系统的传热建模分析无法实现。

上述三个问题限制了热管理系统方案设计的合理性和符合性验证，轻则不能实现热量的智能自动调节、更充分的油箱燃油热沉利用，重则由于热管理系统不能满足全机散热需求，需要飞行员频频介入、通过加大燃油消耗过剩热量，严重影响飞行航程和航时，甚至在发动机由于故障无法提高状态时，引发飞行安全问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，所述热管理系统模型包括：

发动机控制器子模型，所述发动机控制器子模型用于根据当前大气环境条件和发动机操纵指令计算出当前发动机几何可调变量和燃油流量，以及所述发动机控制器子模型根据发动机自身承温特点和安全要求确定的限制温度点对应的限制温度和实际反馈温度计算热回油流量；

发动机性能计算子模型，所述发动机性能计算子模型用于计算发动机机械系统子模型和/或发动机燃油系统子模型需要的发动机性能参数；

发动机机械系统子模型，所述发动机机械系统子模型用于计算发动机轴承生热和轴承腔外空气换热，其中，轴承生热根据实际轴承类型选用不同的摩擦生热计算方法；

发动机燃油系统子模型，所述发动机燃油系统子模型用于计算发动机燃油系统生热，发动机燃油系统生热热量包括系统自身功率损耗和通过散热器换热；

散热器子模型，所述散热器子模型用于计算燃油、滑油热量交换后对应出口的温度和压力，其中，散热器子模型需根据不同的散热器类型选择相应的计算方法，散热器流阻特性计算需根据不同类型的散热器结构确定。

进一步的，所述发动机控制器子模型的输入参数包括：

包含飞行高度、马赫数、飞行表速的大气环境条件；和

包含发动机油门杆角度的发动机操纵指令；

所述发动机控制器子模型的输出参数包括：

包含低压压气机可调导叶角度、高压压气机可调导叶角度、喷管出口面积的发动机几何可调变量；和

包含主燃烧室燃油流量、加力燃烧室燃油流量的燃油流量。

进一步的，所述发动机性能计算子模型的输入参数包括：

包含飞行高度、马赫数、飞行表速的大气环境条件；

包含低压压气机可调导叶角度、高压压气机可调导叶角度、喷管出口面积的发动机几何可调变量；和

包含主燃烧室燃油流量、加力燃烧室燃油流量的等燃油流量；

所述发动机性能计算子模型的输出参数包括：

包含发动机低压转子转速、高压转子转速的物理转速；和

包含风扇进口总温、压气机进口总温、压气机出口总温、低压涡轮出口总温的截面温度。

进一步的，所述发动机性能计算子模型使用部件法搭建，过程包括：

将发动机分成多个独立的子部件，所述子部件包括进气道、压缩部件、主燃烧室、涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管；

依照发动机工作过程中遵从的气动热力学原理，使用变比热计算方法对各子部件分别建模；

然后根据发动机共同工作的约束条件建立非线性方程组，对非线性方程组进行求解得到发动机的共同工作点，进而求解出所需的输出参数。

进一步的，所述发动机机械系统子模型的输入参数包括：

包含用于计算滚子轴承保持架圆周速度、球轴承角速度等速度量的发动机低压转子转速、高压转子转速的物理转速；

包含用于计算发动机各轴承腔温度的风扇进口总温、压气机进口总温、压气机出口总温、低压涡轮出口总温的截面温度；以及

流经每个散热器散热后滑油的温度、压力和流量；

所述发动机机械系统子模型的输出参数包括：

给发动机各个轴承腔散热后掺混而通往散热器的滑油对应的温度和压力。

进一步的，所述发动机燃油系统子模型的输入参数包括：

用于计算各个泵转速的发动机高压转子转速；

包含主燃烧室燃油流量、加力燃烧室燃油流量的燃油流量；以及

根据热管理控制算法计算的各路热回油流量；

所述发动机燃油系统子模型的输出参数包括：

流向各个散热器燃油的温度和压力。

进一步的，所述系统自身功率损耗来源包括：燃油泵的效率引起的功率损失、燃油的沿程压力损失引起的功率损失和燃油系统的流量损失引起的功率损失；其中，总损耗看作是燃油系统的输入功率与燃油系统的有效功率的差值，燃油系统的输入功率指发动机附件机匣提供给各个燃油泵的输出功率，燃油系统的有效功率包括给燃烧室供油和伺服机构驱动的有效功率。

进一步的，所述散热器子模型包括一个或多个散热器，每个散热器的输入参数包括：

热交换前燃油的温度、压力和流量；

热交换前滑油的温度、压力和流量；

每个散热器的输出参数包括：

热交换后燃油的温度和压力；

热交换后滑油的温度和压力。

本发明提出的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型可实现发动机整机全部件和燃/滑油系统的准一维热仿真计算，能够进行全飞行包线内任意稳态点或连续瞬态过程的快速热计算分析，该发动机热管理系统模型提供了热管理控制算法接口和用于飞发一体化设计的联合计算接口，可以更好的开展热管理系统改进优化设计，实现更充分的油箱燃油热沉利用、更智能的热量自动调节，满足全机散热需求的同时，尽量避免依赖飞行员通过加大燃油消耗过剩热量，保证飞行航程、航时和安全。另外，该方法适用性广、拓展性强、改进容易。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型示意图。

图2为本申请中的发动机控制器子模型输入/输出参数示意图。

图3为本申请中的发动机性能计算子模型输入/输出参数示意图。

图4为本申请中的发动机机械系统子模型输入/输出参数示意图。

图5为本申请中的发动机燃油系统子模型输入/输出参数示意。

图6为本申请中的散热器子模型输入/输出参数示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本申请提出一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，旨在解决现有的三维传热建模方法不能整合全部整机部件或系统的弊端。

如图1所示，本申请提供的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型包括如下部分：

按照功能将发动机热管理系统模型10划分为五个子模型，该五个子模型包括发动机控制器子模型11、发动机性能计算子模型12、发动机机械系统子模型13、发动机燃油系统子模型14和和散热器子模型15；

1）所述发动机控制器子模型主要用于模拟数字电子控制器中机载软件的运行情况，即根据当前大气环境条件和发动机操纵指令计算出当前发动机几何可调变量和燃油流量，该部分控制过程根据发动机自身控制计划制定。

参见图2所示，发动机控制器子模型的输入参数包括：飞行高度（H）、马赫数（Ma）、飞行表速（Vb）等大气环境条件；发动机油门杆角度（PLA）等发动机操纵指令。

发动机控制器子模型的输出参数包括：低压压气机可调导叶角度（αf）、高压压气机可调导叶角度（αc）、喷管出口面积（A8）等发动机几何可调变量；主燃烧室燃油流量（Wfb）、加力燃烧室燃油流量（Wfab）等燃油流量。

此外，发动机控制器子模型为热管理系统控制算法提供接口，如根据发动机自身承温特点和安全要求确定需要限制的温度点，根据对应点预设的限制温度和实际反馈温度（Tlimit_1_～Tlimit_n），通过控制算法计算热回油流量（Wrhy_1～Wrhy_n）。

2）所述发动机性能计算子模型用于计算其他子模型（发动机机械系统子模型和发动机燃油系统子模型）需要的发动机转速、截面温度等性能参数。其中，发动机性能计算子模型使用部件法搭建，即将发动机分成多个独立的子部件，包括进气道、压缩部件、主燃烧室、涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管等，依照发动机工作过程中遵从的气动热力学原理，使用变比热计算方法对各子部件分别建模；然后根据发动机共同工作的约束条件建立非线性方程组；最后对非线性方程组进行求解，找到发动机的共同工作点，进而求解出所需的输出参数。

如图3所示，发动机性能计算子模型的输入参数包括：飞行高度（H）、马赫数（Ma）、飞行表速（Vb）等大气环境条件；低压压气机可调导叶角度（αf）、高压压气机可调导叶角度（αc）、喷管出口面积（A8）等发动机几何可调变量；主燃烧室燃油流量（Wfb）、加力燃烧室燃油流量（Wfab）等燃油流量。

发动机性能计算子模型的输出参数包括：发动机低压转子转速（N1）、高压转子转速（N2）；风扇进口总温（T2）、压气机进口总温（T25）、压气机出口总温（T3）、低压涡轮出口总温（T6）等截面温度。

3）发动机机械系统子模型主要用于计算发动机轴承生热和轴承腔外空气换热。轴承生热需要根据实际的轴承类型（如滚子轴承、球轴承）选用不同的摩擦生热计算方法，各轴承类型的摩擦生热计算方法可参见相应轴承的参考文献，本处不再赘述。发动机前、中、后轴承腔外壁几何结构可采用圆柱、圆台等进行简化近似，轴承腔外壁温度为各个相关部件截面的掺混温度。

如图4所示，发动机机械系统子模型的输入参数包括：用于计算滚子轴承保持架圆周速度、球轴承角速度等速度量的发动机低压转子转速（N1）、高压转子转速（N2）；用于计算发动机各轴承腔温度的风扇进口总温（T2）、压气机进口总温（T25）、压气机出口总温（T3）、低压涡轮出口总温（T6）等截面温度参数；此外，还包括流经每个散热器散热后滑油的温度（Toil_散热后）、压力（Poil_散热后）和流量（Qoil）。

发动机机械系统子模型的输出参数包括：给发动机各个轴承腔散热后掺混、通往散热器的滑油对应的温度（Toil_散热前）和压力（Poil_散热前）。

4）发动机燃油系统子模型用于计算发动机燃油系统生热，其热量来源有两部分，包括系统自身功率损耗和通过散热器换热。系统自身功率损耗来源包括：燃油泵的效率引起的功率损失、燃油的沿程压力损失引起的功率损失和燃油系统的流量损失（包括齿轮泵回油和系统回油等）引起的功率损失，总损耗可以看作是输入功率（由发动机转子转动和机匣传动齿轮传递提供）与燃油系统的有效功率的差值。燃油系统的输入功率指发动机附件机匣提供给各个燃油泵的输出功率；燃油系统的有效功率包括给燃烧室供油和伺服机构驱动的有效功率。

如图5所示，发动机燃油系统子模型的输入参数包括：用于计算各个泵转速的发动机高压转子转速（N2）；主燃烧室燃油流量（Wfb）、加力燃烧室燃油流量（Wfab）等燃油流量；以及根据热管理控制算法计算的各路热回油流量（Wrhy_1～Wrhy_n）。

发动机燃油系统子模型的输出参数包括：流向各个散热器燃油的温度（Tfuel_散热前）和压力（Pfuel_散热前）。

发动机燃油系统进口初始压力、温度、流量，以及发动机给飞机的回油压力、温度、流量，可以为飞发热管理一体化联合计算提供接口。

5）散热器子模型用于计算燃油、滑油热量交换后，对应出口的温度和压力，是发动机燃油系统和机械系统的热交换媒介。其中，散热器子模型需根据不同的散热器类型（如固定管板式列管式散热器、U形管式列管式散热器等，其中冷端燃油载管内流动，热端滑油在管外壳内流动）选择相应的计算方法。散热器流阻特性计算需要根据不同类型的散热器结构进行具体分析。

以壳管式散热器为例，需要分别分析壳侧和管侧的流阻。壳侧阻力的计算可以采用贝尔法：安装圆缺形折流板的换热器的壳侧滑油压力损失等于与折流板中间管束叉流流动时的压力损、进/出口折流板处管束叉流流动时的压力损失和通过折流板圆缺部分与管轴平行流动时的压力损失之和。管侧阻力的主要是由于燃油流经时，在传热管芯体进口出发生流动收缩，而在出口处发生流动膨胀，这种突然的流动收缩和膨胀对应的燃油压力损失，以及燃油流经传热管时有摩擦损失，和流经管箱转弯或U形段时有附加压力损失，共同构成了燃油总压降。

如图6所示，散热器子模型包括一个或多个散热器，每个散热器的输入参数包括：热交换前燃油的温度（Tfuel_散热前）、压力（Pfuel_散热前）和流量（Qfuel）；热交换前滑油的温度（Toil_散热前）、压力（Poil_散热前）和流量（Qoil）。

每个散热器的输出参数包括：热交换后燃油的温度（Tfuel_散热后）和压力（Pfuel_散热后）；热交换后滑油的温度（Toil_散热后）和压力（Poil_散热后）。

通过本申请的上述方法搭建的热管理系统模型具有热管理控制算法接口和与飞机联合热仿真计算的接口，能够开展先进算法设计与仿真验证，以及与飞机系统的联合计算、实现飞发一体化设计。通过该方法搭建的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型改进容易、适用性广，应用该模型进行优化设计的热管理系统能够更安全地保证全机系统不超温运行、更充分地利用燃油热沉，保证飞行安全的同时实现飞行员对发动机的无约束操作。

本发明提出的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型可实现发动机整机全部件和燃/滑油系统的准一维热仿真计算，能够进行全飞行包线内任意稳态点或连续瞬态过程的快速热计算分析，该发动机热管理系统模型提供了热管理控制算法接口和用于飞发一体化设计的联合计算接口，可以更好的开展热管理系统改进优化设计，实现更充分的油箱燃油热沉利用、更智能的热量自动调节，满足全机散热需求的同时，尽量避免依赖飞行员通过加大燃油消耗过剩热量，保证飞行航程、航时和安全。另外，该方法适用性广、拓展性强、改进容易。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述热管理系统模型包括：

发动机控制器子模型，所述发动机控制器子模型用于根据当前大气环境条件和发动机操纵指令计算出当前发动机几何可调变量和燃油流量，以及所述发动机控制器子模型根据发动机自身承温特点和安全要求确定的限制温度点对应的限制温度和实际反馈温度计算热回油流量；

发动机性能计算子模型，所述发动机性能计算子模型用于计算发动机机械系统子模型和/或发动机燃油系统子模型需要的发动机性能参数；

发动机机械系统子模型，所述发动机机械系统子模型用于计算发动机轴承生热和轴承腔外空气换热，其中，轴承生热根据实际轴承类型选用不同的摩擦生热计算方法；

发动机燃油系统子模型，所述发动机燃油系统子模型用于计算发动机燃油系统生热，发动机燃油系统生热热量包括系统自身功率损耗和通过散热器换热；

散热器子模型，所述散热器子模型用于计算燃油、滑油热量交换后对应出口的温度和压力，其中，散热器子模型需根据不同的散热器类型选择相应的计算方法，散热器流阻特性计算需根据不同类型的散热器结构确定。

2.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述发动机控制器子模型的输入参数包括：

包含飞行高度、马赫数、飞行表速的大气环境条件；和

包含发动机油门杆角度的发动机操纵指令；

所述发动机控制器子模型的输出参数包括：

包含低压压气机可调导叶角度、高压压气机可调导叶角度、喷管出口面积的发动机几何可调变量；和

包含主燃烧室燃油流量、加力燃烧室燃油流量的燃油流量。

3.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述发动机性能计算子模型的输入参数包括：

包含飞行高度、马赫数、飞行表速的大气环境条件；

包含低压压气机可调导叶角度、高压压气机可调导叶角度、喷管出口面积的发动机几何可调变量；和

包含主燃烧室燃油流量、加力燃烧室燃油流量的等燃油流量；

所述发动机性能计算子模型的输出参数包括：

包含发动机低压转子转速、高压转子转速的物理转速；和

包含风扇进口总温、压气机进口总温、压气机出口总温、低压涡轮出口总温的截面温度。

4.如权利要求3所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述发动机性能计算子模型使用部件法搭建，过程包括：

将发动机分成多个独立的子部件，所述子部件包括进气道、压缩部件、主燃烧室、涡轮、混合室、加力燃烧室和尾喷管；

依照发动机工作过程中遵从的气动热力学原理，使用变比热计算方法对各子部件分别建模；

然后根据发动机共同工作的约束条件建立非线性方程组，对非线性方程组进行求解得到发动机的共同工作点，进而求解出所需的输出参数。

5.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述发动机机械系统子模型的输入参数包括：

包含用于计算滚子轴承保持架圆周速度、球轴承角速度等速度量的发动机低压转子转速、高压转子转速的物理转速；

包含用于计算发动机各轴承腔温度的风扇进口总温、压气机进口总温、压气机出口总温、低压涡轮出口总温的截面温度；以及

流经每个散热器散热后滑油的温度、压力和流量；

所述发动机机械系统子模型的输出参数包括：

给发动机各个轴承腔散热后掺混而通往散热器的滑油对应的温度和压力。

6.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述发动机燃油系统子模型的输入参数包括：

用于计算各个泵转速的发动机高压转子转速；

包含主燃烧室燃油流量、加力燃烧室燃油流量的燃油流量；以及

根据热管理控制算法计算的各路热回油流量；

所述发动机燃油系统子模型的输出参数包括：

流向各个散热器燃油的温度和压力。

7.如权利要求6所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述系统自身功率损耗来源包括：燃油泵的效率引起的功率损失、燃油的沿程压力损失引起的功率损失和燃油系统的流量损失引起的功率损失；其中，总损耗看作是燃油系统的输入功率与燃油系统的有效功率的差值，燃油系统的输入功率指发动机附件机匣提供给各个燃油泵的输出功率，燃油系统的有效功率包括给燃烧室供油和伺服机构驱动的有效功率。

8.如权利要求1所述的航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，其特征在于，所述散热器子模型包括一个或多个散热器，每个散热器的输入参数包括：

热交换前燃油的温度、压力和流量；

热交换前滑油的温度、压力和流量；

每个散热器的输出参数包括：

热交换后燃油的温度和压力；

热交换后滑油的温度和压力。