基于理论的飞机热利用系统分析及研究

杨 娟，韩 勇

（中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300）

杨 娟，韩 勇

（中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300）

旨在比较能量守恒法和平衡分析法在航空热利用设计领域的差异。建立了某一型号飞机发动机燃烧室和涡轮部件高温燃气热利用的模型，在模型基础上采用两种方法计算并比较其结果。分析结果表明，能量守恒法无法消除系统中多部件间的影响，分析法则避免了在一些不可能实现的状态下进行不必要计算，能够更好的在多部件系统的热利用优化方面发挥作用。因此，在飞机热能设计和优化分析过程中，分析法较之传统的能量守恒法能够更精确、更便捷的完成复杂系统的计算。

飞机发动机；平衡分析法；优化

在热力学分析领域，人们往往习惯利用能量守恒定律从数量上来度量能量的价值，却不管所消耗能量的品质。实际上，各种不同形式的能量，其动力利用价值并不相同。当系统由一任意状态可逆地变化到与给定环境相平衡的状态时，理论上可以无限转换为其他能量形式的那部分能量称为。参数的引入，为综合评价能量的量和质提供了一个统一尺度，在此基础上专业技术人员建立了一种不同于能量守恒分析法的热力学分析方法——平衡分析法。

1 飞机发动机热利用部件模型的建立

飞机发动机的主要功用是为飞机提供推进动力或支持力，是飞机的“心脏”。发动机热效率的高低直接影响到整架飞机的经济性。飞机发动机的构成复杂，由多个系统组成，包括风扇、进气道、压缩机、燃烧室、涡轮和尾喷等[3－4]，其中每一部分都能建立相应的模型进行系统分析。为了初步研究在飞机设计或维修时发动机内部热能量的利用及其优化情况，本文仅考虑发动机的燃烧室、涡轮及两者之间连接部分的热利用情况，将其简单分成三大系统，如图1所示。系统1为燃烧室，主要提供稳定的能量源；系统2为热量传递管路，是连接系统1和系统3的中间部分，存在一定的热交换；系统3为涡轮部件，将高温燃气的热能转换成一定的输出功，完成能量转换功能。

复杂系统的典型能量损失一般为传热，包括正传热和负传热。正传热对应工况为环境热量通过发动机传热管道和管路传递给发动机系统，负传热对应工况为发动机高温燃气能量传递给外界。在本次研究中，假设发动机所有热量传递都发生在系统2中，其他部分都绝热。简化图1中的模型，如图2所示。

假设系统1出口状态一定，系统3出口压力一定。发动机系统1和系统3出口高温燃气热流热力学状态参数值如表1所示[5]。假设系统2与外界环境之间存在±Q的热量传递，对应的变化情况假设如表2所示。采用热力学分析方法计算系统3输出功Ws是否能够得到一定的数值优化。

表1 系统1和系统3燃气流热力学参数Tab.1 Thermodynamic parametes of gas flow in system 1 and system 3

表2 系统热力学状态计算条件Tab.2 Calculating condition of thermodynamic state

2 计算

2.1 能量守恒法

首先用热力学第一定律的能量守恒法来计算系统间的能量关系。分析流体流动过程所依据的主要方程式有：连续方程、能量方程和状态方程[6－7]。

假设发动机高温燃气热力学状态为单相稳定定常流动，且只有唯一的进出口，对于流体任意控制体的连续方程为

式中：ρ为流体密度；V为体积；A为出口面积；cf为流速；下标in、out分别代表进、出口处状态。

由于m=ρAcf，故连续方程为

式中：m为流体质量流量。

对于流体任意控制体能量守恒方程积分形式为

假设高温燃气热力学状态为单相稳定定常流动，只有唯一的进出口。由于h=u+pv，将连续方程（2）代入（3）中，忽略流体内部能量的变化，得

式中：h为流体工质的焓值。

在本系统中，能量转换设备的进口和出口的离地高度相差不大，两处燃气的流速也较相近，因此进、出口燃气的流动动能和重力势能的变化可以忽略不计。则式（4）可简化为如下能量方程

焓是状态函数，可以表示为任意两个独立状态参数的函数，即得系统状态方程

方程（2）、方程（5）、方程（6）是传统能量守恒法的基本计算依据，将表1中的系统出口边界条件和表2中的假设条件带入到上述方程中，可得分析结果。

根据热力学第二定律，外界熵的变化+进入系统的熵－离开系统的熵+系统熵增=控制体上的熵变化，即系统熵平衡方程为

对于单相流体稳定流动过程，假设进出口唯一的传热管路边界条件一定，则式（8）可简化为

本次研究中，只有系统2进口处存有热交换，假设该面为b，因此式（9）可简化为

由于本文建立的燃烧室和涡轮的简易模型，其间发生的热力学过程为绝热过程，系统与外界不存在大量热交换，因此可近似看成孤立系统。在此孤立系统中，任何变化的熵增值永远大于等于0，因此平衡方程形式转化为

3 结果及其分析

首先，在表1和表2计算条件的基础上，将传统的能量分析法应用于图2中的发动机模型中。在本研究系统中，燃料为航空煤油JP－4，其热值Hu为42 960 kJ/kg[3]，油气比l0为14.67。假设燃烧室中50%的空气与航空煤油混合燃烧，参与燃烧的燃油质量流量q油=50%·q气/l0=2.32 kg/s，燃烧过程所产生的总的热量为Q总=Hu·q油=99 625.03 kW。将Q总结合表2条件计算系统2传热量变化情况，并利用能量守恒法的公式分别计算出与之相对应的涡轮输出功，如表3所示。图3直观地显示了系统2传热量的改变量对系统3涡轮输出功的影响。

表3 能量守恒法计算结果Tab.3 Result of conservation of energy methodology

从表3及图3可以看到，随着管路传热量的改变，涡轮的输出功有所变化，两者成线性关系。当管路传热量达到2 492.62 kW时，涡轮的输出功达到最大值69 065.108 kW。系统3涡轮输出功取最大值时，系统2的传热量为正值，即系统2从外界吸收热量越多，发动机涡轮输出功越大。通过简单分析可以看出，通过增加高温燃气传输管路吸收热量的方法来优化涡轮系统的输出功率的大小；且传输管路部分吸收外界热量越大，输出功率越大。

表4 分析法计算结果Tab.4 Result of balance of exergy methodology

表4 分析法计算结果Tab.4 Result of balance of exergy methodology

本文的热力学第一定律计算结果“管路传热量达到2 492.62 kW时，涡轮输出功达到最大值69 065.108 kW”代表的含义是外界向管道传热，此结论实际上是不切实际的。因为飞机发动机是整个航空器的最高温区域，不可能存在外界向发动机区域传热的现象，使用分析法计算的最终结果说明了这一点。结合了平衡理论的计算方法排除了外界向发动机管道正传热的可能性，确认管道传热为0时涡轮输出功才能达到最大。飞机很多复杂系统都存在传热现象，国内外设计者在热利用优化分析阶段多采用传统的热力学第一定律的方法，从本次简单系统的分析和比较上可以看出平衡分析方法更能够全面地计算航空器的热利用情况。

4 结语

[1] 华自强，张忠进.工程热力学[M].北京：高等教育出版社，2001.

[2] 王修彦.工程热力学[M].北京：机械工业出版社，2007.

[3]《航空发动机设计手册》总编委员会.航空发动机设计手册（第一册）：通用基础[M].北京：航空工业出版社，2000.

[4] 方昌德，艾 青.世界航空发动机手册[M].北京：航空工业出版社，1996.

[5] 罗尔斯-罗伊斯公司.喷气发动机[G].罗尔斯-罗伊斯公司技术出版物部，1992.

[6]JOHN H DOTY，DAVID J.Moorhouse.Benefits of Exergy-Based Analysis for Aerospace Engineering Applications：Part 1[C]//AIAA Paper 2008-4355，Seattle，Washington，June，2008.

[7]LUIZ FELIPE PELLEGRINI，RICARDO GANDOLFI.Exergy Analysis as a Tool for Decision Making in Aircraft Systems Design[C]//AIAA Paper 2007-1396，Reno，Nevada，January，2007.

[8]CLARKE J M，HORLOCK J H.Availability and propulsion[J].Journal of Mechanical Engineering Science，1975，17（4）：223–232.

[9]FIGLIOLA R S，TIPTON R.Exergy approach to decision-based design of integrated aircraft thermal systems[J].Journal of Aircraft，2003，40（1）：49-55.

[10]RICARDO GANDOLFI.Exergy analysis applied to a complete flight mission of a commercial aircraft[C]//AIAA Paper 2008-153，Reno，Nevada，January，2008.

[11]LIU L H，CHU S X.Radiative exergy transfer equation[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer，2007，21（4）：819-822.

Analysis and Research of Aircraft Thermal Utilization System Based on Exergy Theory

YANG Juan，HAN Yong
（Engineering and Technical Training Center，CAUC，Tianjin300300，China）

The purpose of comparing two different methods in the field of aviation thermal utilization designing is the conservation of energy law analyses and the exergy balance analyses.A simply model of an aircraft engine′s thermal utilization system was built.The two different methods were calculated based on the model.The results show that：the conservation of energy law analyses can not eliminate the influences between the multi-part in the system.On the other hand，the exergy balance analyses can avoid some unnecessary calculates，could do better in the heat utilization optimization of a multi-part system.Therefore，in field of the aircraft thermal energy design and in the optimized analysis process，the exergy balance analyses can be more precise and convenient to complete the complex system′s calculation compared with the traditional conservation of energy law analyses.

aircraft engine； exergy balance analyses； optimization

V231.1

A

1674－5590（2010）06－0004－05

2009-10-18；

2009-12-10 基金项目：国家级实验教学示范中心建设项目

杨 娟（1983—），女，湖北鄂州人，讲师，硕士研究生，研究方向为航空器热利用与热管理.

（责任编辑：杨媛媛）