飛機(jī)燃油系統(tǒng)熱負(fù)荷計(jì)算及熱管理分析.pdf

1、隨著飛機(jī)性能和電子設(shè)備性能要求不斷提高,飛機(jī)的熱負(fù)荷不斷增大,同時(shí)因隱身要求沖壓空氣的使用受到限制。燃油成為目前四代機(jī)首選的熱沉介質(zhì)。然而燃油作熱沉面臨很多需要解決的問題。首先,燃油消耗和溫度變化量使得熱沉動(dòng)態(tài)變化,需要優(yōu)化設(shè)計(jì)和精細(xì)控制;其次,隨著飛行馬赫數(shù)的提高,飛機(jī)的氣動(dòng)加熱問題勢(shì)必會(huì)影響到燃油箱中的燃油的溫度。因此,本文主要圍繞以下內(nèi)容開展工作:
　　(1)分析了飛機(jī)燃油的熱負(fù)荷組成情況,分別計(jì)算了油箱的結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷和飛機(jī)的

2、附加熱負(fù)荷。針對(duì)輸油箱,計(jì)算了不同飛行馬赫數(shù)、油箱熱阻以及太陽輻射條件下油箱內(nèi)的燃油溫度情況。結(jié)果表明在太陽輻射存在的情況下,油箱內(nèi)燃油的溫度隨飛行馬赫數(shù)增大而上升,并且油箱熱阻越小油箱內(nèi)燃油的溫升越大。此外,分析了回流流量、附加熱負(fù)荷和入口燃油溫度對(duì)供油箱內(nèi)燃油溫度的影響,即供油箱內(nèi)燃油溫度隨入口燃油溫度,附加熱負(fù)荷和回流流量的增大而升高。
　　(2)采用雷諾平均Navier-Stokes方程方法研究了F-5和M6兩種機(jī)翼的氣動(dòng)

3、加熱特性?？疾炝嗽?Re的情況下,Ma=1.5和Ma=2.0時(shí)兩種機(jī)翼外表面的溫度分布。通過分析對(duì)比兩種機(jī)翼上下表面中心線的溫度分布情況,可知機(jī)翼上下表面溫度分布接近,且兩種機(jī)翼的表面溫度值也較為接近。即當(dāng)Ma=1.5時(shí),TW=373K;當(dāng)Ma=02.時(shí),TW=453K。
　　(3)采用Fluent商用軟件數(shù)值模擬了二維和三維的輸油箱和供油箱內(nèi)燃油的流動(dòng)換熱,得到了油箱內(nèi)燃油的溫度分布以及燃油出口溫度隨時(shí)間的變化。結(jié)果表明,輸油箱

4、內(nèi)燃油溫度隨著馬赫數(shù)增大而增大,并且隨著耗油速度增大而減小;供油箱內(nèi)燃油溫升隨入口溫度增大而增大,隨儲(chǔ)油量減少而增大。
　　(4)基于Flowmaster仿真平臺(tái),搭建了飛機(jī)燃油系統(tǒng)的仿真模型。計(jì)算了飛機(jī)不同飛行任務(wù)時(shí),燃油系統(tǒng)內(nèi)各節(jié)點(diǎn)的溫度變化情況。計(jì)算結(jié)果表明在飛機(jī)總儲(chǔ)油量為7噸不變的情況下,以Ma=2.15飛行600s左右,送往發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油溫度將超過上限,當(dāng)飛行時(shí)間超過900s,輸油箱內(nèi)燃油溫度也會(huì)超過上限,燃油無法提供足夠