陳丙偉，陳 偉，張 晨

(南京航空航天大學 能源與動力學院 航空發(fā)動機熱環(huán)境與熱結(jié)構工業(yè)和信息化部重點實驗室， 南京 210016)

二沖程航空活塞發(fā)動機因具有結(jié)構簡單、升功率高及維修方便等優(yōu)點而廣泛應用在無人機上[1]。二沖程航空活塞發(fā)動機工作環(huán)境復雜，工作時各個零件受力復雜，而缸頭與活塞是受力最復雜的零部件。缸頭內(nèi)壁與活塞組成燃燒室，缸頭內(nèi)壁直接與高溫高壓燃氣接觸，承受著熱負荷和機械負荷。另外航空用風冷活塞發(fā)動機存在著散熱條件差的缺點，缸頭迎風面與背風面溫度相差較大導致缸頭受到的熱應力很大，影響發(fā)動機的壽命[2]。二沖程航空活塞發(fā)動機主要零部件多采用鋁合金材料，溫度對鋁合金材料的性能影響很大，當溫度較高時，鋁合金材料的熱強度很快下降，導致鋁合金部件的損壞。所以，研究二沖程航空活塞發(fā)動機主要零部件的熱負荷對發(fā)動機結(jié)構優(yōu)化設計以及延長發(fā)動機壽命是很有意義的[3]。

對于發(fā)動機主要受熱部件熱負荷的研究，主要集中在熱邊界條件的確定以及溫度場測量方面。熱邊界條件的確定主要有2種方式：

一種是通過實測缸內(nèi)燃氣瞬時溫度、缸內(nèi)燃氣瞬時壓力，利用經(jīng)驗公式計算得到熱邊界條件。如丁曉亮[4]利用熱電偶測溫裝置對風冷柴油機氣缸套的溫度場進行了實測，通過經(jīng)驗公式計算得到熱邊界條件。Hedhli T等[5]分析了活塞在熱機械耦合應力作用下的溫度場、應力場，在確定換熱邊界條件時，燃燒室內(nèi)瞬時換熱系數(shù)采用Woscni經(jīng)驗公式，活塞軸線方向與氣缸間的換熱采用Wang提出的等效換熱模型，其中沿活塞軸線方向傳熱系數(shù)根據(jù)軸向位置估算，氣缸壁溫度通過實驗測量。Hamzehei M等[6]通過試驗測量活塞與缸頭的部分測點的瞬態(tài)溫度，然后與仿真結(jié)果對比分析，驗證計算模型的準確性。姬芬竹[7]建立了冷卻系統(tǒng)傳熱模型和邊界條件計算模型，以缸內(nèi)燃氣壓力和溫度試驗數(shù)據(jù)為基礎，利用經(jīng)驗公式計算氣缸體內(nèi)壁與燃氣、外部與冷卻空氣間的換熱邊界條件，仿真結(jié)果與試驗誤差小于5%，滿足工程需要。唐梓杰等[8]以某小型航空二沖程風冷發(fā)動機缸體為研究對象，實測缸內(nèi)燃氣壓力，利用經(jīng)驗公式計算燃氣側(cè)和冷卻空氣側(cè)換熱邊界條件，對缸體進行有限元仿真分析并將仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比，證明結(jié)果可靠。

另一種是通過軟件對發(fā)動機性能進行仿真，獲得缸內(nèi)燃氣的瞬時溫度、缸內(nèi)燃氣的瞬時換熱系數(shù)，然后通過經(jīng)驗公式計算熱邊界條件。如于春雷[9]對某型航空活塞發(fā)動機活塞的強度進行了有限元分析，首先利用GT-Power軟件對發(fā)動機缸內(nèi)燃燒特性進行仿真分析，得到缸內(nèi)瞬時燃氣壓力、瞬時燃氣溫度以及燃氣瞬時傳熱系數(shù)隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化曲線。利用經(jīng)驗公式計算確定活塞頂部燃氣平均傳熱系數(shù)及平均溫度，為活塞的強度分析提供邊界條件。王飛[2]對航空活塞發(fā)動機缸蓋和活塞進行了熱固耦合分析，利用GT-Power獲得缸內(nèi)燃氣瞬時溫度、缸內(nèi)燃氣瞬時換熱系數(shù)，利用經(jīng)驗形式獲得計算邊界條件，分析了缸蓋以及活塞的溫度場和應力場。俞小莉等[10]詳細分析氣缸體內(nèi)表面受燃氣放熱、活塞傳熱及摩擦熱的周期性作用過程，給出了高速風冷柴油機氣缸體內(nèi)表面穩(wěn)態(tài)傳熱邊界條件沿氣缸高度的分布規(guī)律。Kowalski J等[11]介紹了二沖程活塞發(fā)動機溫度場的二維計算模型，利用Fourier邊界條件確定局部傳熱系數(shù)，計算了缸套的溫度場。Krishnaveni J等[12]主要分析了不同翅片形式對缸頭溫度場分布的影響，用有限元方法計算缸頭不同翅片形式下溫度場分布。

本文通過GT-Power軟件對發(fā)動機在極限工況下的性能進行仿真，獲得缸內(nèi)燃氣瞬時溫度、缸內(nèi)燃氣瞬時換熱系數(shù)，然后利用經(jīng)驗公式計算熱邊界條件并利用有限元數(shù)值仿真分析軟件對缸頭進行熱分析，最后對發(fā)動機進行地面臺架試驗測量缸頭特征測點位置處的溫度值，驗證數(shù)值仿真分析結(jié)果的準確性。

1 模型的建立

1.1 幾何模型

建立的缸頭三維幾何模型以及缸頭各部分翅片編號如圖1所示。

圖1 缸頭的三維幾何模型與翅片編號

缸頭頂翅分為迎風面頂翅和背風面頂翅，2個頂翅之間的流道稱為槽，頂翅空氣流道的截面積稱為通道截面積。缸頭環(huán)翅分為迎風面環(huán)翅和背風面環(huán)翅，2個環(huán)翅之間的流道稱為環(huán)槽。

1.2 有限元模型

對缸頭整體的三維幾何模型進行簡化并進行有限元網(wǎng)格劃分，單元類型選用solid70單元，共劃分單元270 406個、節(jié)點148 315個。缸頭的整體結(jié)構為軸對稱結(jié)構。為了表達缸頭內(nèi)壁各劃分區(qū)域及上下止點位置，圖2給出了缸頭1/2有限元網(wǎng)格模型及各劃分區(qū)域名稱。缸頭材料為ZL107，材料特性參數(shù)如表1所示。

圖2 缸頭的有限元模型

導熱系數(shù)/(W·(m2·K)-1)密度/(kg·m-3)比熱容/(J·(kg·K)-1)1092796963

2 換熱邊界條件

2.1 缸內(nèi)燃氣特性分析

二沖程航空活塞發(fā)動機在工作過程中，與缸頭內(nèi)壁側(cè)接觸的高溫高壓燃氣的溫度和瞬時傳熱系數(shù)隨著曲軸轉(zhuǎn)角不斷變化。為了獲得缸頭內(nèi)壁燃氣的溫度和傳熱系數(shù)隨曲軸轉(zhuǎn)角變化的規(guī)律，需要對缸內(nèi)燃氣的特性進行分析。文獻[13]給出了本文所研究的二沖程航空活塞發(fā)動機GT-Power一維仿真模型，利用GT-Power一維仿真模型計算發(fā)動機在給定工況下的缸內(nèi)燃氣特性，GT-Power仿真模型如圖3所示，設置計算工況轉(zhuǎn)速為7 000 r/min，計算得到缸內(nèi)燃氣瞬時溫度、缸內(nèi)燃氣瞬時換熱系數(shù)隨曲軸轉(zhuǎn)角的變化曲線，如圖4所示[13]。

圖3 GT-Power仿真模型

圖4 缸內(nèi)燃氣瞬時溫度、傳熱系數(shù)變化曲線

2.2 燃氣側(cè)熱邊界條件

高溫燃氣與缸頭內(nèi)壁的換熱主要考慮對流換熱，忽略輻射換熱的影響[8]。在發(fā)動機工作過程中，活塞的往復運動使燃氣與氣缸壁面的接觸時間不同，因此沿氣缸中心線方向燃氣瞬時換熱系數(shù)以及燃氣瞬時溫度不是常數(shù)。由于數(shù)值仿真中需要的是燃氣平均溫度和燃氣平均換熱系數(shù)，所以選擇經(jīng)驗公式計算缸內(nèi)燃氣1個循環(huán)內(nèi)的平均溫度Tres(0)和燃氣的平均換熱系數(shù)αm(0)，計算公式為[10，14]：

(1)

(2)

式中:αg表示圖4中燃氣的瞬時換熱系數(shù)；Tg表示圖4中燃氣的瞬時溫度。

將燃氣瞬時溫度隨曲軸轉(zhuǎn)角變化曲線、燃氣瞬時換熱系數(shù)隨曲軸轉(zhuǎn)角變化曲線進行積分后計算得到Tres(0)=1 579 K，αm(0)=453 W/(m2·K)。

對于活塞往復行程區(qū)域，根據(jù)文獻[14]中提出的經(jīng)驗公式計算距離活塞行程上止點位置h處的燃氣平均溫度Tres(h)和αm(h)燃氣平均換熱系數(shù)：

(3)

(4)

將缸頭內(nèi)壁活塞往復行程區(qū)域沿活塞軸線方向從上止點至下止點依次劃分成6個區(qū)域，如圖2所示。由式(1)～(4)，計算得到的不同區(qū)域的缸內(nèi)燃氣平均換熱系數(shù)和燃氣平均溫度以及每個區(qū)域的底邊距離上止點的距離h，列于表2中。

表2 缸內(nèi)燃氣平均傳熱系數(shù)和燃氣平均溫度

2.3 缸頭外部換熱邊界條件

二沖程航空活塞發(fā)動機工作環(huán)境復雜，高空中飛行時，缸頭的散熱受到冷卻空氣的流速以及冷卻空氣溫度的影響。飛行高度越高，大氣壓越低，溫度越低。轉(zhuǎn)速越高，飛行速度越快，冷卻空氣流速越快，有利于缸體散熱，但是轉(zhuǎn)速升高，缸體的熱負荷也會增加。為簡化分析過程，在地面臺架上對發(fā)動機進行試驗，并對缸頭的溫度場進行仿真分析與試驗驗證。缸頭外部冷卻空氣溫度為環(huán)境溫度298 K。缸頭外部冷卻空氣流速與發(fā)動機轉(zhuǎn)速相關，本文研究二沖程航空活塞發(fā)動機7 000 r/min工況下缸頭的熱負荷，經(jīng)過實測發(fā)動機在7 000 r/min工況下，冷卻空氣流速最大為40 m/s。發(fā)動機在工作過程中，冷卻空氣流速在缸頭外部的迎風面和背風面明顯不同，迎風面冷卻空氣流速較高，散熱較快，導致缸頭迎風面溫度較低。背風面冷卻空氣流速較低，散熱效果差，導致缸頭背風面溫度較高。冷卻空氣流速不同，表征流動特性的雷諾數(shù)也就不同。依據(jù)雷諾數(shù)的不同將缸頭外部各部分冷卻空氣流動狀態(tài)分為湍流、過渡流以及層流。針對流動狀態(tài)選擇經(jīng)驗公式計算散熱片換熱系數(shù)αf[15]。

層流狀態(tài)(Re<2 200)：

(5)

過渡流動狀態(tài)(2 200

(6)

湍流狀態(tài)(Re>10 000)：

(7)

經(jīng)計算得到：空氣運動黏度為1.4×10-5m2/s，環(huán)翅部分彎管修正系數(shù)為1.6，流道曲率半徑 23 mm，頂翅部分彎管修正系數(shù)取為1，流道曲率半徑無窮大。實測獲得缸頭外壁各環(huán)翅位置處壁面溫度。散熱片間的空氣流速利用Fluent對冷卻來流流場進行模擬。流場邊界條件設定為：入口給定空氣流速40 m/s，出口邊界壓強設定為靜壓。計算得到各散熱片間平均空氣流速，將空氣流速以及發(fā)動機結(jié)構參數(shù)代入式(5)～(7)計算得到換熱系數(shù)，列于表3。

表3 缸頭外部區(qū)域換熱系數(shù)

因缸頭結(jié)構復雜，根據(jù)文獻得到缸頭部分區(qū)域邊界條件如表2、表3所示，仍有一些特殊區(qū)域的邊界需要計算。如缸頭內(nèi)壁區(qū)域6以下部分、燃燒室內(nèi)燃氣、掃氣道內(nèi)可燃混合氣、排氣道內(nèi)廢氣的平均溫度以及平均換熱系數(shù)可根據(jù)缸內(nèi)燃氣特性曲線通過數(shù)值積分計算得到。外部環(huán)翅5以下部分平均換熱系數(shù)根據(jù)此區(qū)域內(nèi)的平均空氣流速，然后根據(jù)經(jīng)驗公式計算得到。計算結(jié)果列于表4。

3 數(shù)值仿真分析與試驗驗證

根據(jù)缸頭燃氣側(cè)換熱邊界條件以及冷卻空氣側(cè)換熱邊界條件，利用有限元仿真分析軟件ANSYS對缸頭進行穩(wěn)態(tài)熱分析，得到缸頭溫度場分布云圖，如圖5所示。

表4 缸頭部分區(qū)域平均溫度、平均換熱系數(shù)

圖5 缸頭穩(wěn)態(tài)溫度場分布云圖

從圖5可以看出，缸頭整體溫度分布趨勢為背風面溫度比迎風面溫度高，最高溫度出現(xiàn)在背風面靠近火花塞安裝孔位置附近，最高溫度為474 K。在缸頭軸線方向上，缸頭溫度分布趨勢為從上向下逐漸降低，最低溫度為313 K。

為驗證缸頭溫度場仿真結(jié)果的正確性，在地面臺架測試臺上對發(fā)動機進行試車。發(fā)動機臺架如圖5所示。在發(fā)動機缸頭的背風面靠近火花塞安裝孔位置附近以及缸體四周各布置一個K型熱電偶，缸體四周熱電偶位于缸體的中間位置，并且相鄰熱電偶之間相隔90°，利用熱電偶測量發(fā)動機7 000 r/min工況下各測點處的溫度，熱電偶布置位置如圖5所示，圖中A、B、C、D為熱電偶在缸體四周的位置。經(jīng)過試車，得到發(fā)動機7 000 r/min工況運行時測點位置處溫度，將測點位置處測量溫度值與相同位置處有限元仿真值列于表5中，同時計算仿真值與試驗值的誤差范圍，發(fā)現(xiàn)仿真結(jié)果值與試驗測量值相差最大為4.3%，根據(jù)一般工程要求，當誤差小于5%時認為結(jié)果滿足工程需要。

圖5 發(fā)動機地面臺架

測點位置試驗值/K仿真值/K差值/K誤差/%火花塞附近460474143.0A413395-184.3B422416-61.5C400385-153.7D435425-102.3

4 結(jié)論

通過計算缸頭給定工況下的熱邊界條件，利用有限元軟件分析缸頭的溫度場，通過發(fā)動機臺架試驗驗證了仿真結(jié)果的準確性。利用仿真與試驗相結(jié)合的方法研究缸頭的溫度場得到以下幾點結(jié)論：

1) 給定工況下相同位置處，仿真值與發(fā)動機地面臺架試車測量溫度值最大誤差值為4.3%，誤差小于5%，滿足工程需要。

2) 通過缸頭溫度場的分析，發(fā)現(xiàn)在背風面靠近火花塞安裝孔位置附近，缸頭溫度最高，接近474 K。究其原因主要有2個方面：① 火花塞附近燃氣溫度較高。② 背風面冷卻空氣流速較低，散熱片散熱條件差?？紤]通過優(yōu)化散熱片結(jié)構，設計導流罩等形式來改善背風面冷卻條件，為以后缸頭散熱結(jié)構的優(yōu)化設計提供參考依據(jù)。