某APU模擬艙段引射優(yōu)化設(shè)計

閻佩佳 郝琳昭 彭沖

摘 要： 通過對某APU模擬艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)進行合理簡化，建立3維模型，通過數(shù)值模擬排氣口大小、形狀及與APU尾噴口位置關(guān)系的變化對環(huán)境艙通風(fēng)冷卻系統(tǒng)的影響，通過對計算結(jié)果多元回歸分析，發(fā)現(xiàn)排氣口直徑變化相對其他兩項變化對引射性能影響較為明顯，且在尾噴口速度一定時存在某確定極值點。

關(guān)鍵詞： 輔助動力系統(tǒng)（APU）；引射冷卻；數(shù)值模擬；多元回歸

1.引言

Auxiliary Power Unit輔助動力裝置，簡稱APU，是一臺燃氣渦輪軸發(fā)動機，安裝在大、中型飛機上和大型直升機上，向飛機獨立地提供電力和壓縮空氣來啟動發(fā)動機，也可保證客艙和駕駛艙內(nèi)的照明和空調(diào)。APU，通常安裝在機身內(nèi)部的APU艙內(nèi)，當(dāng)APU工作時艙內(nèi)溫度較高，為了保障APU及其附件工作環(huán)境溫度合適，APU艙通常具有通風(fēng)冷卻功能。根據(jù)APU排氣口射流強的特點，APU艙通常通過引射冷卻的方式吸入冷空氣冷卻艙內(nèi)設(shè)備，并通過排氣口排出機外[1]。

APU模擬艙段用于APU地面實驗時模擬APU真實工作環(huán)境。保證APU地面實驗環(huán)境與飛機上一致，故此艙段也需設(shè)計引射冷卻系統(tǒng)，為優(yōu)化此冷卻系統(tǒng)，本文通過對簡化的3維模型用ansys cfx商用軟件進行數(shù)值模擬，確定排氣口最優(yōu)形式。

2.計算模型設(shè)計

圖1所示為建立的模擬艙段簡化模型[2]，由APU模擬管段的APU進口、尾噴口和模擬艙段的引氣進口、艙段、排氣管段、排氣口組成。根據(jù)需分析結(jié)構(gòu)的變化形式，將V23尾噴口和排氣口的距離、R25排氣口入口弧度及H19尾噴口排氣口半徑差進行參數(shù)化設(shè)置，方便計算數(shù)組的生成和設(shè)置。

3.網(wǎng)格劃分和邊界設(shè)置

圖2為對模型采用mash模塊進行網(wǎng)格劃分后的結(jié)果，為保證計算結(jié)果精確，APU噴管及射流邊界位置網(wǎng)格密度較高。

在CFX-Pre模塊下設(shè)置數(shù)值模擬的計算域，首先流體采用可壓縮理想氣體，傳熱方式設(shè)置為全熱模型適用于可壓縮氣體的流動傳熱計算，湍流模型采用k-Epsilon。邊界條件有、墻體、APU入口、引射入口、出口及對稱面5個[3]，如圖2所示。

根據(jù)往期實驗測得APU排氣口全壓為105kPa，靜壓為94kPa，計算的動壓為11kPa，根據(jù)以下公式，

P=0.5ρv^2 （1）

式中，P為動壓，單位為Pa；ρ為空氣密度，按1.29kgm^-3；v為空氣流速單位為ms^-1。

計算的排氣口空氣流速為130ms^-1。故給定APU入口為流速130ms^-1的入口形式，按照經(jīng)驗設(shè)置入口空氣溫度為500K。引射入口設(shè)置為開放口形式，溫度為300K。出口設(shè)置為出口形式。

艙段模型變換時以上邊界條件均不變化。

4.計算結(jié)果分析

4.1流場分析

圖3、圖4和圖5分別給出了對稱面的溫度云圖、對稱面的速度云圖和從引射入口開始的流線圖。

從圖中可以看出模擬艙內(nèi)溫度交換發(fā)生在艙和排氣管內(nèi)，冷空氣進入艙內(nèi)降低艙溫后在排氣管被劇烈加熱，可以有效降低艙溫。

計算域內(nèi)尾噴管和排氣管段流動最高，在接近尾噴口的位置流速梯度最大，剪切力引發(fā)引射減小了實際流通面積，故流速在此處有所升高。被引射的氣流在引射氣流入口處流速較高，故可在此處設(shè)置需散熱的附件或散熱器。

從引射入口的流線圖可以看出引射氣流，在艙體內(nèi)流向較為復(fù)雜，但基本引發(fā)艙體內(nèi)各個部位的氣體流動，可均勻有效降低艙溫。

4.2 各形變的影響

圖6給出了在排氣口和尾噴口距離（V23）分別為15mm、10mm和5mm時排氣口入口弧度（R25）在50mm、60mm和70mm時引氣流量的變換情況，可以看出不同距離流量變化約為1.1%，而不同弧度帶來的變化約為3.6%。

所以將距離（V23）弱化，將分析不同弧度（R25）下尾噴口排氣口半徑差（H19）帶來的引氣流量變化。圖7給出了變化結(jié)果，不同弧度的變化約為4.1%，而不同半徑差引起的變換約為40.9%，所以將半徑差作為設(shè)計比較的重點，試驗中將設(shè)計加工最差的30mm和最優(yōu)的80mm進行試驗比較，將進一步驗證數(shù)值模擬的結(jié)果，為方便加工選取入口弧度為60mm。

4.3引射結(jié)果分析

引射空氣流量大小決定了引射冷卻性能的好壞，本文引入引射流量比β[4]作為衡量引射性能的指標，其定義如下：

β=m2/m1 （2）

其中m2代表冷卻空氣流量，m1代表APU射流流量。可見引射流量比能反應(yīng)引射冷卻性能的好壞。經(jīng)計算β的最大值約為8.9%，效果較好[5]。

引射的驅(qū)動因素分為兩種：一種是通過粘性剪切力，把高速流動的動量和能量傳遞給低速流動；另一種是由于低速流動的下游速度提高，壓力減小，產(chǎn)生壓力梯度把上游的低速氣流吸進來[6]。隨半徑差的不斷增大，引氣流量先急劇上升，后緩慢爬升在半徑差為80mm后達到最大，之后開始下降。當(dāng)半徑差不斷增大時，被剪切力影響到的空氣量不斷增大，引射流量隨著增大，但到一定情況下隨半徑差再增大壓力梯度被被弱化，壓力差變小，引射量隨之減小。

5.結(jié)論

本文建立了APU模擬艙段的三維模型。通過設(shè)置可能引起引射量變化的尺寸參數(shù)，并確定變化量，經(jīng)過數(shù)值模擬，得到以下結(jié)論：

（1）模擬艙段結(jié)構(gòu)可在APU工作時發(fā)生引射效應(yīng)，可實現(xiàn)艙內(nèi)通風(fēng)冷卻的要求。

（2）尺寸參數(shù)中半徑的變化對引射量的影響最大。隨半徑差的不斷增大，引氣流量先上升，在80mm后達到最大，之后開始下降。當(dāng)半徑差不斷增大時，被剪切力影響到的空氣量不斷增大，引射流量隨著增大，但到一定情況下隨半徑差再增大壓力梯度被被弱化，壓力差變小，引射量隨之減小。

參考文獻

[1]王長宏.飛機輔助動力系統(tǒng)[J].《江蘇航空》 ，1989 （2） ：18-20.

[2]徐讓書 ，沙朋朋 ，張娜娜等. 客機APU艙溫度場的數(shù)值計算[J].沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報 ，2012 ，29 （3） ：1-4.

[3]魏錦洲，呂美茜，王京.APU通風(fēng)冷卻系統(tǒng)溫度測量與分析[J].工程與試驗，2011 ，51 （2） ：11-13.

[4]張靖周，單勇.二維引射-混合器流場的數(shù)值研究與驗證[J].航空動力學(xué)報，2002，17（5）：524-527.

[5]劉大，李傳鵬.尾噴口位置變化對APU通風(fēng)冷卻系統(tǒng)引射冷卻性能的影響[J].科技信息，2011 （24） ：722-723.

[6]王國輝，蔡體敏等.火箭基組合循環(huán)發(fā)動機引射模態(tài)流動分析[J].推進技術(shù)，2002，23（4）：298-302.