高热流密度紧凑式三角肋片中冷器.pdf

本发明涉及一种高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，属于换热器高空应用技术领域。本发明设计的中冷器具有良好的传热效率和较高的强度，此外还应具有较小的流阻。设计完成后的中冷器匹配到高空涡轮增压活塞发动机系统中，通过飞行冷风来流对增压后的高温热空气进行换热冷却，使进气温度降低到涡轮增压活塞发动机可承受的范围，能避免发动机发生爆振燃烧，同时提高进气密度，使发动机达到所需的高空功率。

权利要求书
1.  一种高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其特征在于，包括 封头体(1)和芯体(3)，所述封头体(1)焊接在芯体(3)上，用 于对热流进行导流；所述芯体(3)由多组冷边翅片、多组热边翅片、 多个隔板、两个侧板，多个冷边封条，以及多个热边封条组成；所述 冷边翅片和热边翅片均为三角形平直翅片，且冷边翅片与热边翅片交 叉放置实现叉流换热，相邻的两个翅片之间设有隔板；其中一侧板设 置于顶端翅片的上侧，另一侧板设置于底端翅片的下侧；冷边封条设 置于冷边翅片的侧面，热边封条设置于热边翅片的侧面。

2.  如权利要求1所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其特 征在于，所述中冷器还包括焊接在芯体(3)上的连接法兰(4)，用 于与外部部件连接。

3.  如权利要求1所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其特 征在于，所述中冷器还包括接头(2)，所述接头(2)与芯体(3)采 用氩弧焊连接。

4.  如权利要求3所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其特 征在于，每个冷边翅片或热边翅片包括多个重复单元，每个重复单元 称为一节，每一节的纵截面为三角形。

5.  如权利要求4所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其 特征在于，在中冷器外廓尺寸为326×247.5×90mm、热边、冷边翅片， 热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头体(1)材料为5A06 的条件下，计算芯体(3)，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边封条 以及侧板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率达到≥0.51， 热边阻力达到≤3.0kPa，冷边阻力达到≤1.5kPa。

6.  如权利要求5所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其 特征在于，所述芯体(3)尺寸设计为180×180×90mm，芯体中，对 于冷边翅片，其节距为2.7mm，翅高为6.0mm，厚度为0.12mm；对 于热边翅片，其节距为2.0mm，翅高为4.0mm，厚度为0.12mm。

7.  如权利要求6所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其 特征在于，所述隔板的厚度为0.5mm。

8.  如权利要求7所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其 特征在于，所述侧板的厚度为1.5mm。

9.  如权利要求8所述的高热流密度紧凑式三角肋片中冷器，其 特征在于，所述冷边封条与热边封条的宽度均为5mm。

说明书高热流密度紧凑式三角肋片中冷器
技术领域
本发明涉及换热器高空应用技术领域，具体涉及一种高热流密度 紧凑式三角肋片中冷器。
背景技术
中冷器是高空涡轮增压发动机增压系统的关键部件之一，本质是 一种空-空换热器。其作用一是防止发动机爆燃。通过飞行冷风来流 对增压后的高温热空气进行换热冷却，使进气温度降低到发动机可承 受的范围，确保汽油发动机不发生爆振燃烧；作用二是降低增压空气 的温度，进一步提高增压空气的密度，确保增压器在匹配设计点工作， 不发生喘振和堵塞，使发动机达到所需的高空功率。
国立中兴大学机械工程研究所，作者田绍纬学位论文《涡轮增压 引擎高空性能的模拟试验与分析计算》中分析研究指出(无具体实 物)：航空飞行器匹配同一款增压器于同一高度飞行，若配备理想的 中冷器则输出的功率会更大。以增压器效率ηc＝0.75来估算，当航空 飞行器爬升到10km高度时，大气密度只有海平面的35％，若要使用涡 轮增压器将进气密度恢复到海平面的水准，并配备理想的中间冷却器 (冷却效率ε＝1)，则进气增压应为2.85倍，实际的进气压力将成为 79.2KPa，进气温度为零下40℃。若没有配中间冷却器(ε＝0)，则进 气增压应为5.37倍，实际的进气压力将成为149.3KPa，实际的进气温 度将成为139℃。而实际使用中，中间冷却器的0＜ε＜1，故要达到 相同的功率输出，会大大增加涡轮增压器的设计难度。
空-空中冷器主要应用于赛车用汽油机，部分应用于民用增压柴 油机。日本赛车用空-空中冷器业界认为是设计水平较高的，体现在 性能和结构尺寸、重量方面的优势，上述特点对于飞行器应用较为适 用。但由于汽车的结构特点，中冷器前置安装，迎风面积都较大，长 度通常都在600mm左右，基本达到飞行器发动机舱体最大宽度，安装 困难。由于安装结构限制，无法通过增加迎风面积进一步提高冷却效 率。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何在安装条件限制下设计出一种 结构紧凑的中冷器，并使其具有良好的传热效率、较小流阻，能与涡 轮增压发动机匹配，适应高空飞行环境。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种高热流密度紧凑式三 角肋片中冷器，包括封头体1和芯体3，所述封头体1焊接在芯体3上， 用于对热流进行导流；所述芯体3由多组冷边翅片、多组热边翅片、 多个隔板、两个侧板，多个冷边封条，以及多个热边封条组成；所述 冷边翅片和热边翅片均为三角形平直翅片，且冷边翅片与热边翅片交 叉放置实现叉流换热，相邻的两个翅片之间设有隔板；其中一侧板设 置于顶端翅片的上侧，另一侧板设置于底端翅片的下侧；冷边封条设 置于冷边翅片的侧面，热边封条设置于热边翅片的侧面。
优选地，所述中冷器还包括焊接在芯体3上的连接法兰4，用于与 外部部件连接。
优选地，所述中冷器还包括接头2，所述接头2与芯体3采用氩弧 焊连接。
优选地，每个冷边翅片或热边翅片包括多个重复单元，每个重复 单元称为一节，每一节的纵截面为三角形。
优选地，在中冷器外廓尺寸为326×247.5×90mm、热边、冷边翅 片，热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头材料为5A06的 条件下，计算芯体，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边封条以及侧 板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率达到≥0.51，热边阻 力达到≤3.0kPa，冷边阻力达到≤1.5kPa。
优选地，芯体尺寸设计为180×180×90mm，芯体中，对于冷边翅 片，其节距为2.7mm，翅高为6.0mm，厚度为0.12mm；对于热边翅 片，其节距为2.0mm，翅高为4.0mm，厚度为0.12mm。
优选地，所述隔板的厚度为0.5mm。
优选地，所述侧板的厚度为1.5mm。
优选地，所述冷边封条与热边封条的宽度均为5mm。
(三)有益效果
本发明通过结构、尺寸设计，使得中冷器具有良好的传热效率和 较高的强度，此外还应具有较小的流阻。设计完成后的中冷器匹配到 高空涡轮增压活塞发动机系统中，通过飞行冷风来流对增压后的高温 热空气进行换热冷却，使进气温度降低到涡轮增压活塞发动机可承受 的范围，能避免发动机发生爆振燃烧，同时提高进气密度，使发动机 达到所需的高空功率。
附图说明
图1为本发明的中冷器结构平面示意图；
图2为本发明的中冷器中芯体结构示意图；
图3为全环境高空舱中冷器试验原理图；
图4为高空性能结果曲线图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实 施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
如图1所示，本发明提供了一种高热流密度紧凑式三角肋片中冷 器，包括封头体1和芯体3，所述封头体1焊接在芯体3上，用于对热流 进行导流；所述中冷器还包括焊接在芯体3上的连接法兰4，用于与外 部部件连接。所述中冷器还包括接头2，所述接头2与芯体3采用氩弧 焊连接。
如图2所示，所述芯体3由多组冷边翅片304(即传热芯体的冷通 道的传热翅片，本发明中为8个)、多组热边翅片306(传热芯体3的热 通道的传热翅片，本发明中为7个)、多个隔板305、两个侧板301，多 个冷边封条302，以及多个热边封条303组成；为保证效率和阻力等指 标都满足设计要求，本发明热边采用传热效率较高、节距较小的三角 形平直翅片，冷边采用阻力损失较小、节距较大的三角形平直翅片， 每个冷边翅片或热边翅片包括多个重复单元，每个重复单元称为一 节，每一节的纵截面为三角形。冷边翅片与热边翅片交叉放置实现叉 流换热。相邻的两个翅片之间设有隔板；其中一侧板设置于顶端翅片 的上侧，另一侧板设置于底端翅片的下侧；冷边封条设置于冷边翅片 的侧面，热边封条设置于热边翅片的侧面。采用这种单流程叉流板翅 式结构方案，空气从芯体的两个交叉通道中各自流过实现换热，其实 现功能的基本原理是冷、热边流体存在温差，通过翅片和隔板导热， 从而达到热量传递的效果。具体而言，热流先通过其中一个封头体1 均匀引导到热边翅片的通道中，冷流直接进入冷边翅片的通道中，冷、 热流换热，热流温度被降低后形成低温流从另一封头体1流出。
在本发明的结构基本确定以后，由于本发明的结构尺寸受到安装 空间的限制，冷、热边进出口连接形式已定，结构外廓尺寸改变的自 由度很小。所以本发明只能在限定的尺寸范围中，根据实际空间布局 按最大迎风面尺寸设计，对热边翅片、冷边翅片及隔板等进行选择。 依据飞行器在高升限进行低速爬升时的冷风来流条件，设计该型中冷 器，满足性能指标如下：在中冷器外廓尺寸为326×247.5×90mm、热 边、冷边翅片，热边、冷边封条和隔板材料为3A21，以及封头材料 为5A06的条件下，计算芯体，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边 封条以及侧板的尺寸，使得冷热边流比为1.1时，设计点效率(换热 效率)达到≥0.51，热边阻力达到≤3.0kPa，冷边阻力达到≤1.5kPa。
计算芯体，热边、冷边翅片，隔板，热边、冷边封条以及侧板的 尺寸的方法如下：在已知中冷器外廓尺寸、热边、冷边翅片，热边、 冷边封条、封头、隔板材料、雷诺数、当量直径、动力粘度、传热因 子、质量流速、比热、翅片导热系数、质量流量、冷热边热容比、摩 擦因子、沿气流方向翅片长度、端盖损失系数等的条件下，根据热力 学原理，计算热冷边出口数据及阻力、重量。如结果达不到技术指标 不符，返回初始状态改变数值，重复计算过程，计算过程中考虑封头 对流体阻力影响。部分相关公式如下，符号含义见表1。
雷诺数:Re＝ωde/μ     (1)
放热系数: α = jω c p p r 2 / 3 - - - ( 2 ) ]]>
翅片自定义参数： m = 2 α λ f δ f ( 1 + δ f b ) - - - ( 3 ) ]]>
翅片效率:ηf＝tanh(mh)/mh     (4)
表面效率:η0＝1-ψ(1-ηf)     (5)
传热单元数: NTU = KF ( GCp ) min - - - ( 6 ) ]]>
换热效率： η = 1 - exp { NTU 0.22 C * [ exp ( - C * NTU 0.78 ) - 1 ] } - - - ( 7 ) ]]>
阻力: ΔP = ω 2 ν ′ 2 [ ( 1 - σ 2 + k ′ ) + 2 ( v ′ ′ v ′ - 1 ) + 4 fL de × v m v ′ - ( 1 - σ 2 - k ′ ′ ) v ′ ′ v ′ + ξ a v m v ′ ] - - - ( 8 ) ]]>
安全系数：[σ]＝[σb]/4     (9)
翅片厚度：XP/[σ]     (10)
隔板厚度： X 6 P 8 [ σ ] - - - ( 11 ) ]]>
封条宽度： Y 6 P 8 [ σ ] - - - ( 12 ) ]]>
封头壁厚： PD 2 [ σ ] η - P - - - ( 13 ) ]]>
表1


经过反复计算，得到表2的设计尺寸结果，具有该尺寸的中冷器 能够满足设计指标，计算达到的指标结果如表3所示。
表2

表3
参数 单位 要求值 计算结果 效率 — ≥0.51 0.54 热边阻力 kPa ≤3.0 3.0 冷边阻力 kPa ≤1.5 0.3
下面采用自由射流方式进行的0～8500m高度强制冷却性能试验 说明本发明的效果。试验系统由热空气系统和冷空气系统两大部分组 成，经过中冷器的冷、热空气都通过高空台的尾室排入大气。高空试 验原理见图3。值得注意的是：此次中冷器高空试验，冷风来流采用 自由射流的形式，即冷风来流并非全部用来冷却中冷器，试验中还有 一大部分进入高空舱，此种条件下的试验形式，与实际飞行装机情况 相同。由于模拟马赫数很小(为0.09～0.15)，仅通过高空台测量到 的总、静压得出的马赫数，误差会相对较大，直接影响冷却来流的速 度。本次试验中采用JX1000-1F型智能压力风速风量仪。
由于中冷器流通能力随高度增加不断下降。高空试验结果，工作 在8500m高度，自由射流状态下，此时中冷器来流速度146km/h(按 无人机最小飞行速度)，中冷器冷却效率(或称传热效率)0.51。
非设计工况下，高空冷却效率在0.51～0.66之间(期间冷热端阻 力均不大于3kPa)，详见图4，其中曲线c表示冷热边流比，曲线G表示 实际冷风来流。
由实验结果可以看出，本发明实现了一种迎风面积小，适用于 0～8500m高空环境下工作的中冷器，通过翅片的设计实现了迎风阻力 小，换热效率高的性能特点。
综上，本发明设计的中冷器具有良好的传热效率和较高的强度， 此外还应具有较小的流阻。设计完成后的中冷器匹配到高空涡轮增压 活塞发动机系统中，通过飞行冷风来流对增压后的高温热空气进行换 热冷却，使进气温度降低到涡轮增压活塞发动机可承受的范围，能避 免发动机发生爆振燃烧，同时提高进气密度，使发动机达到所需的高 空功率。试验表明，本发明设计的中冷器0～8500m高度工作范围内， 热边来流密度近似为海平面大气密度1.2kg/m3，相对于高空环境下冷 边进气条件，热边进气为高热流密度状态，因此是一种高热流密度中 冷器。该中冷器具有传热效率高，结构紧凑，适应性强，可靠性高、 重量轻等特点。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领 域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以 做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。