航空活塞發(fā)動機尾氣熱電溫差發(fā)電仿真分析

聶爾冰，徐 琛，高名揚

（1.中國民航大學工程技術訓練中心，天津 300300；2.天津杰普遜國際飛行學院有限公司，天津 300308）

通航飛機大多采用航空活塞發(fā)動機[1]，可將燃油能量轉化為輸出的曲軸功，用于驅動螺旋槳轉動，從而使飛機產生向前的拉力，但真正用于驅動螺旋槳旋轉的能量大約僅占燃油總能量的30%～40%，其余能量大部分都從發(fā)動機冷卻系統或隨著燃燒尾氣散失，其中冷卻系統帶走的能量約占30%，燃燒后的尾氣帶走的能量約占40%，且燃燒后的尾氣溫度比冷卻系統的介質溫度更高[2]。根據卡諾熱機效率計算公式，高溫尾氣中的能量具有更高的回收利用價值[3]，如將其中的熱能轉化為電能，可有效減少甚至擺脫發(fā)動機曲軸上的發(fā)電機負載，從而提高發(fā)動機的輸出功率，提升燃油利用效率，降低飛行油耗。

在眾多回收途徑中，一般的熱機循環(huán)都需要先將熱能轉化為機械能，然后再進行發(fā)電，增加了部件設備和飛機機身重量。而熱電直接轉換技術可以直接將熱能轉化成電能，與一般熱機循環(huán)相比，具有結構簡單、無運動部件、無噪聲、重量輕、可靠性高等優(yōu)點，適合用于航空活塞發(fā)動機的尾氣能量回收[4]。

熱電直接轉換技術原理與測溫熱電偶類似，均為利用熱電材料的Seebeck效應，即當兩種不同材質的導體或半導體組成閉合回路，兩個結點處存在溫度梯度時，回路中就會有電流通過，此時如果將閉合回路斷開，兩端之間就會存在電勢差。大量斷開的回路串聯，就構成了目前工業(yè)應用上所使用的熱電模塊[5]。

Yang等[6]通過對比分析幾種現有的和潛在的發(fā)動機尾氣熱電回收技術，指出了該技術面臨的挑戰(zhàn)。Massaguer等[7]建立了熱電發(fā)電裝置的精準化瞬態(tài)模型，并開發(fā)了TRNSYS仿真組件，可用于熱電發(fā)電裝置的設計和優(yōu)化。Liu等[8]通過實驗研究了熱電模塊冷熱端溫度、流速、負載電阻等主要工作狀態(tài)參數對發(fā)電電壓以及輸出功率的影響，并在發(fā)動機實驗臺架上進行測試，確定了系統的最大輸出功率。以上研究大多基于道路車輛發(fā)動機。航空飛行器工作環(huán)境溫度較低，空氣流速更快，理論上在發(fā)動機尾氣能量回收上具有道路車輛無可比擬的優(yōu)勢。以下通過對航空活塞發(fā)動機尾氣溫差發(fā)電特性的分析與仿真驗證，其結論可為相關技術的工業(yè)應用提供數據和理論基礎。

1 仿真系統建模

1.1 發(fā)動機仿真系統

以一臺氣缸工作容積為2.0 L的渦輪增壓直列四缸航空煤油活塞發(fā)動機為研究對象，如圖1所示（圖片來源：http://www.continentalmotors.cn），額定轉速為3 887 r/min，額定功率為99 kW。

圖1 某2.0 L渦輪增壓航煤活塞發(fā)動機Fig.1 2.0 L turbocharged aviation piston engine

在發(fā)動機一維仿真軟件GT-POWER中建立發(fā)動機模型及尾氣溫差發(fā)電裝置仿真模型，仿真模型系統構型如圖2所示。其中，尾氣溫差發(fā)電裝置位于渦輪增壓器下游位置，發(fā)動機氣缸燃燒模型采用Weibe燃燒模型，氣缸對流換熱采用Wosehni氣缸傳熱公式進行計算[9]，管道內流動僅考慮對流換熱，忽略系統熱輻射。

1.2 熱電尾氣溫差發(fā)電裝置

熱電尾氣溫差發(fā)電裝置（TEG,thermoelectric generator）采用六邊形管道結構，即在排氣管外壁面的6個邊上沿軸向依次鋪設如圖3所示的熱電模塊，每邊鋪設5塊，共計30塊。冷端采用對流空氣進行冷卻，同時為強化換熱，在熱電模塊冷端和排氣管內壁面處增加散熱片，單塊熱電模塊的高低溫端散熱面積均為0.018 m2，如圖4所示。裝置外部散熱片及管道內流動傳熱考慮對流換熱，對流換熱系數由經驗公式進行計算，忽略熱電模塊和散熱片以及排氣管壁的接觸熱阻。

圖2 仿真模型系統構型Fig.2 System configuration

圖3 熱電模塊Fig.3 Thermoelectric module

圖4 尾氣溫差發(fā)電裝置結構簡圖Fig.4 TEG structure diagram

電路連接方面，沿排氣管周向布置的熱電模塊串聯，形成一組熱電模塊，用于提高整個裝置的發(fā)電電壓；沿排氣管軸向布置的每組熱電模塊并聯，用于降低溫差發(fā)電裝置的內阻，提高輸出功率。

仿真計算時，裝置外部的負載電阻取值與尾氣溫差發(fā)電裝置內阻相同，用于探究最大輸出功率[10]。

1.3 單個熱電模塊

單個熱電模塊的模型構建采用集總參數法，將熱電模塊高溫端和低溫端視為兩個溫度均勻的質量塊，溫度分別為Th和Tl，兩個質量塊之間存在熱阻θc，整個系統應用熱阻分析法進行傳熱計算，依據Seebeck效應公式，熱電模塊產生的電動勢為

其中：Uα為熱電模塊溫差電動勢；S為熱電模塊的等效Seebeck系數；Th-Tl為熱電模塊的發(fā)電溫差，是整個裝置發(fā)電效果的直接影響因素。

同時忽略熱電模塊和排氣管壁以及散熱片的接觸熱阻，即 θh，c= θl，c=0 m2·K·W-1，如圖 5 所示。

圖5 熱電模塊建模Fig.5 Thermoelectric module simulation

考慮到熱電模塊在發(fā)電的同時存在Peltier效應（半導體制冷效應），依據Peltier效應計算公式，熱電模塊高溫端吸熱量Qh，p和低溫端放熱量 Ql，p為

其中：I為熱電模塊的輸出電流；Rin為熱電模塊內部電阻，Rout為外部負載電阻，仿真計算時為探究最大輸出功率，令負載電阻Rout=Rin。

同時根據某生產廠家公布的Bi-Te基熱電模塊實驗數據，在其正常工作溫度范圍內，取Tc=（Th+Tl）/2為熱電模塊的特征溫度，對模型參數進行標定，如表1所示。在標定工作溫度下，即Th=300℃，Tl=30℃，使用仿真模型進行計算，并與實驗結果進行校核，如表2所示?？梢钥闯?，輸出功率相對誤差控制在-2.84%，說明仿真模型結果可靠。

表1 熱電模塊標定參數Tab.1 Calibrated thermoelectric module parameter

表2 仿真結果與實驗結果校核Tab.2 Simulation result

此外還對低溫端溫度Tl=30℃時，高溫端溫度Th發(fā)生變化的熱電模塊輸出功率進行了校核，如圖6所示，最大誤差控制在0.78 W（Th=200℃時），說明仿真結果與真實發(fā)電效果擬合度較高。

圖6 熱電模塊輸出功率校核Fig.6 Calibration of thermoelectric module output power

2 結果分析

2.1 尾氣溫差發(fā)電裝置應用的發(fā)電效果

為研究相同參數配置的熱電尾氣溫差發(fā)電裝置在道路車輛上與在飛機上的發(fā)電效果差異，發(fā)動機均采用模型中的2.0 L渦輪增壓四缸活塞發(fā)動機，尾氣溫差發(fā)電裝置采用對流空氣進行冷卻。

道路車輛由于存在諸多限制，車速一般不超過120 km/h，因此將尾氣溫差發(fā)電裝置的冷卻空氣流速設置為120 km/h；飛機尾氣溫差發(fā)電裝置的冷卻空氣流速設置為巡航飛行速度263 km/h，其余邊界條件如表3所示。

表3 邊界條件設置Tab.3 Boundary condition

仿真結果如表4所示，為方便敘述，采用尾氣溫差發(fā)電裝置中段的熱電模塊各項參數作為整個裝置的特征參數?？梢钥闯觯缆奋囕v尾氣溫差發(fā)電裝置的發(fā)電功率僅為299.64 W，飛機上為492.53 W，相比提升了64.37%，熱電轉化效率也由3.1%上升到3.95%，這主要是由于飛機熱電裝置低溫端溫度降低使得熱電發(fā)電溫差增大，提高了熱電轉化效率和總傳熱量。

表4 仿真結果Tab.4 Simulation results

飛機工作海拔一般為3 000 m，大氣壓力較低，空氣稀薄，相同發(fā)動機轉速下進入氣缸參與燃燒的空氣較少，但由于渦輪增壓器的存在，可以通過減小渦輪增壓器旁通閥的開度來提高增壓壓力，從而減少大氣壓力降低對于進氣量減少的影響。同時，為保證燃燒可靠，發(fā)動機噴油量不變，即燃燒總放熱量不變，進氣總量的減少使得尾氣溫度由589.89℃上升至682.78℃，但進氣量的減少也會使尾氣流量減少，排氣管截面面積恒定，尾氣流速降低，使高溫尾氣與溫差發(fā)電裝置的對流換熱系數由116.27 W/（m2·K）下降到101.15 W/（m2·K），對流換熱熱阻增大，熱電裝置高溫端溫度上升并不是很明顯，僅由432.14℃上升至449.11℃，上升16.97℃；同時受海拔影響，尾氣溫差發(fā)電裝置的冷卻空氣溫度也有所下降，由原來的31.83℃下降到11.96℃，再加上空氣流速增加，使得冷卻空氣對流換熱系數上升，對傳熱也有一定的促進作用，使得裝置低溫端溫度由222.26℃下降到180.67℃，下降41.59℃，熱電裝置發(fā)電溫差明顯增大，熱電轉化效率提升，同時高溫熱源與低溫冷源之間溫差的加大也使得總傳熱率由9 679.73 W上升到12 476.23 W，相應發(fā)電功率及效率也有所提升。

2.2 海拔對發(fā)電效果的影響

飛行海拔使得大氣溫度和壓力發(fā)生變化，從而影響發(fā)動機工作狀態(tài)以及尾氣溫差發(fā)電裝置的工作狀態(tài)。在飛機升限范圍內，建立大氣溫度壓力模型，如表5所示，研究不同海拔對該發(fā)電裝置發(fā)電效果的影響，飛行速度（即冷卻空氣流速）均設置為263 km·h-1，仿真結果如圖7所示。

表5 大氣溫度壓力Tab.5 Atmospheric temperature and pressure

圖7 海拔對發(fā)電效果影響Fig.7 Effect of altitude on power generation

可以看出，尾氣溫差發(fā)電裝置的發(fā)電功率隨海拔先上升后下降，大約在3 000 m海拔處達到最大值，約為492.53 W，之后隨海拔上升急速下降，熱電轉化效率也呈現相同的趨勢，其直接原因是尾氣溫度的變化，如圖8所示。

圖8 溫差發(fā)電裝置溫度分布Fig.8 TEG temperature distribution

1 000～3 000 m海拔之間由于大氣壓力的降低，發(fā)動機進氣量減少，燃燒總放熱量幾乎不變，造成尾氣溫度上升，同時冷卻空氣溫度隨海拔的升高而降低，使得尾氣溫差發(fā)電裝置的發(fā)電溫差以及發(fā)電功率均有所上升，如圖7～圖8所示。需要說明的是，盡管由于大氣壓力的變化使得熱電裝置高低溫端的對流換熱熱阻均有所上升（如圖9所示），但影響較小，不足以改變整體趨勢。

圖9 熱電裝置對流換熱熱阻Fig.9 TEG thermal resistance of convective heat transfer

海拔超過3 000 m以后，空氣更加稀薄，發(fā)動機進氣量進一步減少，通過調節(jié)渦輪增壓器的旁通閥門已無法帶來足夠的進氣壓力，還容易造成發(fā)動機排氣背壓過高，泵氣損失增加，所以發(fā)動機通常會減少噴油量，噴油量減少使燃燒總放熱量降低，尾氣溫度下降。從圖8可以看出，海拔1 000 m和6 000 m兩個工況下高溫尾氣溫度差異不大，但海拔6 000 m工況下溫差發(fā)電裝置高溫端溫度明顯降低，這是由于發(fā)動機尾氣流量的減少使得流速降低，高溫尾氣與溫差發(fā)電裝置的對流換熱系數減少，換熱熱阻增大，如圖9所示。在1 000 m海拔處高溫端對流換熱熱阻為0.082 5 K/W，而在6000m海拔處對流換熱熱阻上升到0.122 5 K/W，因此，在尾氣溫度降低以及對流換熱熱阻增大的雙重作用下，尾氣溫差發(fā)電裝置的發(fā)電溫差以及發(fā)電功率均明顯降低。

2.3 尾氣溫差發(fā)電裝置對飛行油耗的改善

由于尾氣溫差發(fā)電裝置安裝在排氣管段，不會對原有發(fā)動機產生任何影響，且其質量較輕（根據生產廠家公布的數據，30塊熱電模塊總質量約為3 kg），故而忽略其對飛機重量的影響，尾氣溫差發(fā)電裝置在3 000 m海拔下可以達到492.53 W的發(fā)電功率，此時發(fā)動機有效功率由于受到環(huán)境的影響約為84.62 kW，燃油消耗率為388.22 g/（kW·h）。

假設機械能與電能之間的轉化效率為80%，產生492.53W的電功率需要615.66 W的機械功，若在原有發(fā)動機上加裝熱電尾氣溫差發(fā)電裝置，可減少發(fā)動機曲軸上615.66 W的有效功率，假設發(fā)動機熱效率不變，即燃油消耗率不變，以一架飛機全年飛行1 000 h計算，全年總計節(jié)約燃油約239 kg。

3 結語

采用集總參數法和熱阻分析法對熱電尾氣溫差發(fā)電裝置進行建模，并與發(fā)動機模型耦合，分析其在不同工作狀態(tài)及工作環(huán)境下發(fā)電功率的變化規(guī)律。

1）飛機上應用尾氣熱電溫差發(fā)電裝置，由于高海拔下發(fā)動機進氣量減少導致尾氣溫度上升，以及冷卻空氣溫度下降、流速增加，相比其在道路車輛上應用具有更大的優(yōu)勢，仿真結果顯示，發(fā)電功率可提升64.37%。

2）尾氣熱電溫差發(fā)電裝置的發(fā)電功率會隨海拔上升呈現先上升后下降趨勢。低海拔區(qū)域由于發(fā)動機尾氣溫度升高和冷卻空氣溫度降低，發(fā)電功率上升；高海拔區(qū)域，由于尾氣溫度降低、對流換熱熱阻增大，發(fā)電功率下降。

3）應用熱電尾氣溫差發(fā)電裝置，在3 000 m海拔，263 km/h巡航速度下最多可以減少615.66 W的發(fā)動機曲軸功率，以單架飛機全年飛行1 000 h計算，全年共計節(jié)省燃油約為239 kg。

所得結論對開展熱電尾氣溫差發(fā)電研究具有一定的借鑒意義，同時為相關技術的工程應用提供理論和數據參考。