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    主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)改進(jìn)

    2019-05-14 06:06:40王曉花房靜黃尚友
    國(guó)防制造技術(shù) 2019年1期
    關(guān)鍵詞:發(fā)動(dòng)機(jī)艙型飛機(jī)冷卻系統(tǒng)

    王曉花 房靜 黃尚友

    (中航飛機(jī)股份有限公司,陜西 西安,710089)

    0 引言

    某型飛機(jī)的主交流發(fā)電機(jī)是飛機(jī)各系統(tǒng)電能的主要來(lái)源。在外場(chǎng)使用中發(fā)現(xiàn)主交流發(fā)電機(jī)在工作時(shí)殼體溫度偏高,這有可能會(huì)燒毀其內(nèi)部元器件,導(dǎo)致主交流發(fā)電機(jī)不能工作,飛機(jī)電源不能有效保證。經(jīng)分析,引起該問(wèn)題的原因可能為交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)通風(fēng)量不足。因此,對(duì)該型飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)研制階段設(shè)計(jì)開(kāi)展復(fù)查工作、提出改進(jìn)設(shè)計(jì)并對(duì)改進(jìn)后的效果改進(jìn)驗(yàn)證。

    1 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)介紹

    某型飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)采用了NASA埋入式進(jìn)氣口設(shè)計(jì),主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式詳見(jiàn)圖1。

    冷卻空氣流向如下:冷卻空氣從發(fā)動(dòng)機(jī)艙外的發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻進(jìn)氣管2的進(jìn)氣口流入,經(jīng)通風(fēng)冷卻進(jìn)氣管2和橡膠連接件2進(jìn)入主交流發(fā)電機(jī)5的內(nèi)腔,對(duì)主交流發(fā)電機(jī)進(jìn)行冷卻后,冷卻空氣從主交流發(fā)電機(jī)排氣風(fēng)扇口排入發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi),同時(shí)該主交流發(fā)電機(jī)排氣風(fēng)扇有一定的抽吸作用,可以對(duì)主交流發(fā)電機(jī)進(jìn)行強(qiáng)制通風(fēng)冷卻。

    2 設(shè)計(jì)工作復(fù)查

    主交流發(fā)電機(jī)無(wú)故障工作需滿足環(huán)境溫度-60~100℃或者通風(fēng)量達(dá)到130g/s,要求發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣溫度120℃以下。

    2.1 研制階段工作復(fù)查

    在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)詳細(xì)設(shè)計(jì)階段,曾對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)進(jìn)行過(guò)設(shè)計(jì)理論計(jì)算。計(jì)算結(jié)果表明:各種工況下,電機(jī)附件溫度均在85℃以下,發(fā)動(dòng)機(jī)短艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)基本滿足設(shè)計(jì)要求。

    在該型飛機(jī)地面試驗(yàn)階段,曾對(duì)其進(jìn)行過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)艙和輔助動(dòng)力裝置艙地面通風(fēng)冷卻試驗(yàn),主交流發(fā)電機(jī)排氣溫度最大72.4℃,主交流發(fā)電機(jī)殼體最高溫度93.8℃,均滿足設(shè)計(jì)要求。

    此外,在科研試飛階段,對(duì)動(dòng)力裝置通風(fēng)冷卻情況進(jìn)行了地面試驗(yàn)和空中試飛試驗(yàn)。地面試驗(yàn)時(shí),環(huán)境溫度為38.3℃,主交流發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣實(shí)測(cè)最高值為67.8℃;空中穩(wěn)定平飛時(shí),主交流發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣兩個(gè)測(cè)點(diǎn)最高溫度分別為54℃、66℃,滿足設(shè)計(jì)要求。

    雖然在該型飛機(jī)研制階段完成了發(fā)動(dòng)機(jī)艙的通風(fēng)冷卻系統(tǒng)仿真分析計(jì)算、地面試驗(yàn)、空中試飛驗(yàn)證等工作,且發(fā)動(dòng)機(jī)艙的冷卻及主交流發(fā)電機(jī)附件機(jī)匣的溫度均滿足設(shè)計(jì)要求,但未對(duì)主交流發(fā)電機(jī)飛行狀態(tài)下的通風(fēng)量進(jìn)行定量計(jì)算及試驗(yàn)驗(yàn)證。

    2.2 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量仿真計(jì)算

    為驗(yàn)證主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)是否能滿足主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量的設(shè)計(jì)要求,利用專業(yè)有限元仿真軟件ANSYS對(duì)該型飛機(jī)在3000m、7000m、9000m高度,不同馬赫數(shù)飛行情況下,主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的通風(fēng)量進(jìn)行仿真計(jì)算。

    由于模型的計(jì)算區(qū)域情況非常復(fù)雜,決定采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。并在發(fā)電機(jī)和射流所在的區(qū)域進(jìn)行空間網(wǎng)格加密,主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)網(wǎng)格劃分見(jiàn)圖2。射流邊界條件,壓強(qiáng)盤(pán)的邊界條件以及物面邊界條件見(jiàn)圖3。計(jì)算采用的解算器為專業(yè)計(jì)算流體力學(xué)軟件ANSYS CFX15.0[1]。

    圖1 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)

    圖2 通風(fēng)冷卻系統(tǒng)網(wǎng)格局部放大圖

    圖3 邊界條件示意圖

    計(jì)算結(jié)果表明:主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)在目前進(jìn)風(fēng)口設(shè)計(jì)狀態(tài)下,3000m飛行高度時(shí)各種飛行姿態(tài)和飛行速度,通風(fēng)量滿足主交流發(fā)電機(jī)使用要求;7000m飛行高度時(shí),飛機(jī)飛行速度為0.654Ma(相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)0.6額定狀態(tài))時(shí),主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量滿足使用要求;但飛行速度為0.714Ma(相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)0.7額定狀態(tài))及0.79Ma(相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)0.9額定狀態(tài))時(shí),主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量不滿足使用要求;9000m飛行時(shí),主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量在各狀態(tài)下均低于130g/s,不能滿足使用要求。

    根據(jù)計(jì)算結(jié)果,為了保證該型飛機(jī)在全包線范圍飛行時(shí),其通風(fēng)量完全滿足主交流發(fā)電機(jī)滿載(60kVA)使用要求,擬在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口增加進(jìn)氣風(fēng)斗,以增加進(jìn)氣沖壓,從而提高主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻進(jìn)氣量,降低主交流發(fā)電機(jī)工作時(shí)溫度。

    3 主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)改進(jìn)

    通過(guò)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)復(fù)查、通風(fēng)量有限元計(jì)算以及試驗(yàn)驗(yàn)證發(fā)現(xiàn),目前的通風(fēng)設(shè)計(jì)可以保證該型飛機(jī)在正常飛行情況下主交流發(fā)電機(jī)正常工作(20kVA)。

    為滿足該型飛機(jī)全包線范圍內(nèi)主交流發(fā)電機(jī)滿負(fù)荷工作(60kVA)通風(fēng)量需求,擬在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口加裝進(jìn)氣風(fēng)斗。加裝的進(jìn)氣風(fēng)斗能向現(xiàn)有通風(fēng)口提供沖壓空氣,增加主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量,改善其通風(fēng)冷卻系統(tǒng)效果。

    圖4 進(jìn)氣風(fēng)斗示意圖(左圖為左側(cè)風(fēng)斗,右圖為右側(cè)風(fēng)斗)

    圖5 風(fēng)斗在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上的安裝

    利用專業(yè)三維建模軟件CATIA建立進(jìn)氣風(fēng)斗數(shù)模,并于發(fā)動(dòng)機(jī)艙下蓋進(jìn)行裝配[2]。進(jìn)氣風(fēng)斗采用1.0mm不銹鋼板整體沖壓,迎風(fēng)面高度約65mm,寬度約130mm,并進(jìn)行圓整修型,進(jìn)氣風(fēng)斗詳見(jiàn)圖4。

    進(jìn)氣風(fēng)斗采用螺接連接,部分螺釘借用機(jī)上原有螺栓孔,為保證進(jìn)氣風(fēng)斗的安裝強(qiáng)度,在短艙內(nèi)部采用局部墊板形式,進(jìn)氣風(fēng)斗與發(fā)動(dòng)機(jī)艙下蓋的安裝關(guān)系示意見(jiàn)圖5。

    圖6 進(jìn)氣風(fēng)斗網(wǎng)格

    圖7 左發(fā)加裝風(fēng)斗前主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量對(duì)比

    對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核,進(jìn)氣風(fēng)斗與短艙蒙皮結(jié)構(gòu)、短艙口蓋與飛機(jī)骨架的連接滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

    4 改進(jìn)后的驗(yàn)證

    4.1 ANSYS有限元仿真驗(yàn)證

    對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)進(jìn)氣量再次進(jìn)行有限元計(jì)算,進(jìn)氣風(fēng)斗部分的有限元網(wǎng)格劃分如圖6所示。

    經(jīng)計(jì)算:主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后,在所有狀態(tài)下,通風(fēng)量均滿足交流發(fā)電機(jī)滿負(fù)荷工作要求,且通風(fēng)量的裕度較大,裕度為140-290g。

    4.2 外場(chǎng)改進(jìn)驗(yàn)證

    將設(shè)計(jì)的進(jìn)氣風(fēng)斗完成制造后,安裝到外場(chǎng)飛機(jī)上對(duì)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)效果進(jìn)行飛行驗(yàn)證。對(duì)飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)進(jìn)行貼片熱電偶監(jiān)測(cè),該檢測(cè)方法可以實(shí)現(xiàn)對(duì)主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè),試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的飛機(jī),飛行時(shí)主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度在50℃左右,而未加裝進(jìn)氣風(fēng)斗的飛機(jī),飛行時(shí)主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度在85℃以上,主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后其殼體溫度能降低35℃以上,加裝進(jìn)氣風(fēng)斗對(duì)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)效果改善顯著。

    4.3科研試飛驗(yàn)證

    雖然對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗后的主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)通風(fēng)量進(jìn)行了理論計(jì)算,在外場(chǎng)飛機(jī)上也進(jìn)行了驗(yàn)證(主交流發(fā)電機(jī)殼體溫度由85℃以上降為50℃左右),但還需對(duì)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗前后主交流發(fā)電機(jī)的通風(fēng)量進(jìn)行實(shí)際測(cè)量,以確定加裝進(jìn)氣風(fēng)斗對(duì)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的真實(shí)改善情況。

    由中航工業(yè)試飛院通過(guò)XXX架機(jī)對(duì)主交流發(fā)電機(jī)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗前后通風(fēng)量進(jìn)行測(cè)定。

    加裝風(fēng)斗后,主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量顯著增加,左發(fā)加裝進(jìn)氣風(fēng)斗前后主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)量對(duì)比詳見(jiàn)圖7。因此,加裝進(jìn)氣風(fēng)斗可顯著提高主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的通風(fēng)冷卻效果。

    5 結(jié)論

    對(duì)某型飛機(jī)主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)復(fù)查發(fā)現(xiàn),其通風(fēng)量不能滿足飛機(jī)在全包線范圍內(nèi)主交流發(fā)電機(jī)滿載(60kVA)使用要求,針對(duì)該問(wèn)題提出在主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)口加裝進(jìn)氣風(fēng)斗的改進(jìn)措施。經(jīng)有限元仿真計(jì)算及試驗(yàn)驗(yàn)證表明:加裝進(jìn)氣風(fēng)斗,能增加通風(fēng)口進(jìn)氣沖壓,提高主交流發(fā)電機(jī)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的通風(fēng)量,有效降低主交流發(fā)電機(jī)的工作溫度。建議在在該型飛機(jī)上全面貫徹。

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