民用飛機輔助動力裝置系統艙通風冷卻一維計算方法研究

陳 韡，藍 天，周成思，劉 林

（上海飛機設計研究院，上海201210）

0 引言

輔助動力裝置（APU-Auxiliary Power Unit）是一種小型渦輪發動機，廣泛應用于軍民用飛機，為飛機提供引氣源和軸功率。APU艙為安裝APU的區域，用于包裹APU本體和組件，與飛機其他區域隔開，民用飛機APU艙通常位于機身后段。APU通風冷卻系統能為APU艙提供通風冷卻氣流，保證APU滑油溫度、艙內溫度、附件和結構在允許的限制溫度之內，同時，將可能的可燃性氣體或蒸氣從APU艙內排出，防止危險量的可燃氣體或蒸氣在APU艙中積聚。艙通風冷卻系統一般由下列部分組成：冷卻進氣管道、APU艙、排氣口、冷卻氣流動力源，如引射器、風扇等。APU艙通風冷卻系統涉及到APU本體，APU進氣，APU排氣，APU安裝等多個子系統，設計綜合性要求高。因此，在設計過程中進行的較為準確的通風冷卻計算分析對系統整體設計方案確定和優化具有重要的作用。

在通風冷卻計算分析過程中，通過一維解析通風冷卻計算方法可以得到APU艙通風量、APU艙內空氣溫度，根據結果對幾何設計進行快速修改迭代。得到的滿足要求的一維計算結果亦可作為三維CFD計算的輸入[1-3]。本文根據熱力學和空氣動力學計算方法[4-5]，對APU艙通風冷卻一維計算方法進行了研究，提出了完整的一維計算方法，并與試驗數據對計算結果進行了驗證。該方法可應用于民用飛機APU系統設計工程實踐。

1 設計要求

1.1 功能要求

APU艙通風冷卻系統的主要功能包括：

（1）采用強迫通風方式，為APU艙提供冷卻氣流，保證APU滑油溫度、艙內溫度在附件和結構所允許的限制溫度之內。

（2）將可能的易燃性氣體或蒸氣從APU艙內排出，防止易燃性氣體或蒸氣在APU艙中的積聚。

1.2 適航要求

（1）按 CCAR25 中§25.1181（a）條款要求輔助動力裝置艙為指定火區。

（2）按 CCAR25 中§25.1011（a）、§25.1041、§25.1521條款要求，APU艙通風冷卻系統通過滑油散熱器的熱交換應能使APU滑油溫度保持在溫度限制范圍內。

（3）按 CCAR25中§25.1041、§25.1521條款要求，APU上的LRU件溫度應保持在溫度限制范圍內。

（4）APU艙為可燃液體滲漏區，按CCAR25中§25.863條款要求，APU上的LRU溫度及APU表面溫度應小于最大可接受表面溫度。

（5）按 CCAR25§25.1187（b）條款要求，APU 艙內的通風量應至少為每分鐘5倍艙體積氣流置換，防止泄漏的可燃液體形成可燃蒸氣。艙內通風流量，應同時考慮APU艙滅火劑量設置需求。

（6）通風冷卻效果應使APU艙表面溫度不超過其材料許用溫度值，APU艙內氣流溫度應小于自燃溫度。

2 通風冷卻一維計算設計方法

典型民用飛機APU系統通風冷卻架構如圖1所示。

圖1 APU系統通風冷卻架構

2.1 艙內冷卻換熱一維計算

根據APU艙通風冷卻氣流經過的換熱區域，依次分為5段區域：冷卻入口、滑油散熱器、齒輪箱、燃燒室、引射排氣管，如圖2。根據通風冷卻氣流流量要求，假設冷卻氣流流量為W。

圖2 計算區域劃分

依據APU部件表面溫度及入口空氣溫度，逐段計算每一段區域的出口空氣溫度及換熱量，公式如下式：

熱交換系數為：

傳遞單元數為：

熱交換有效系數為：

出口空氣溫度為：

換熱量為：

其中滑油散熱器可根據給出熱交換有效系數。

這里W為冷卻氣流量（kg/s）；h為熱交換系數，W/（m2·K）；A為散熱體散熱面積（m2）；Cp為等壓比熱；NTU為傳遞單元數；Eff為熱交換有效系數；Tskin為散熱體表面溫度（K）；Tair-in、Tair-out為流過散熱體進出口溫度（K）；q為換熱量（W）。

2.2 冷卻氣流壓力損失計算

（1）計算損失系數ω，通常在需計算如下幾種情況造成的壓力損失：

a）直管摩擦；

b）管路拐彎；

c）管路收縮（包括氣流由外界進入管道內、氣流由APU艙進入滑油散熱器或引射器）；管路擴張（包括氣流由冷卻管路進入APU艙內）

根據APU艙內的幾何形狀，分為若干段區域：冷卻進氣入口段、冷卻進氣管道段、滑油散熱器、APU艙段、引射收縮段。根據每一段的幾何形狀，簡化為以上幾種類型，逐段計算壓力損失[4]。

1）直管摩擦

其中摩擦系數f，入口當量半徑de，管道長L。

2）彎曲管道

Kt90為中直角彎曲損失系數，C1為彎角損失修正系數。

3）管道面積變化

突然擴張/收縮

逐漸收縮：

擴散器：

Kt為面積變化損失系數，c2為修正系數。

（2）根據流量函數

k為絕熱系數，對于空氣，k=1.4；R為理想氣體常數。將（11）（13）兩等式羅列，可以獲得關于流量函數q（Mn）的等式，利用該函數的單調性，可得到Mn。

（3）根據

將（16）代入（15），可以計算得到每一段的壓力損失△Pt。

通過將各段壓力損失相加，從而可以進一步計算得到系統損失系數Kt。

其中Wc為折合流量。

2.3 引射器混合段的動量平衡計算

艙冷卻氣流與APU排氣氣流在引射器中混合，原理如圖3。

圖3 引射器混合段原理圖

分別計算APU排氣氣流與艙冷卻氣流的流動參數，其中APU排氣氣流的流量、總溫、總壓由性能盤計算得到，冷卻氣流的流量、總溫、總壓由2.2節得到。管道摩擦對APU排氣氣流的壓力損失有較大影響，采用（6）的計算公式。APU排氣氣流和冷卻氣流的馬赫數計算，采用（11）-（13）的方法。流速計算如下式：

混合面上冷卻氣流與APU排氣氣流的靜壓相同，Ps2=Ps1。取混合管道為控制體，則有動量方程見下式：

上述方程式（4）是未考慮管道摩擦時的情況。若考慮管道摩擦則動量方程應變見下式，

可以計算得到冷卻流量W2，與最初的假設值W進行比較。可對結果進行反復迭代計算，直至兩者相等，即為該系統的通風冷卻流量估算值。在上述動量方程中用到了混合常數Mc，這是一經驗常數，用以表明APU排氣氣流和冷卻氣流的混合程度，與混合管長度直徑比（L/D）、面積比（A3/A1）、流率有關。

這里，Ps1為APU排氣氣流在混合面靜壓力（與冷卻氣流在混合面靜壓力Ps2相等），Pa；Ps3為混合管出口靜壓力，Pa；A1為APU排氣氣流混合面面積，m2；A3為混合出口面積，m2；W1為 APU 排氣氣流流量，kg/s；W3為冷卻氣流流量，kg/s；V1為 APU 排氣氣流流速，m/s；V2為冷卻氣流流速，m/s；V3為混合出口流速，m/s；Mc為混合常數；Ffiction為管道摩擦力，N；T1為APU排氣氣流混合面溫度，K；T2為冷卻氣流混合面溫度，K；L、D混合管長度及直徑，m。

3 計算結果與試驗值比較

以某型民用飛機APU系統為例，采用本文所述的艙通風冷卻一維計算方法得到各飛行高度下的通風冷卻流量，并與通風冷卻試驗試飛數據進行比較，結果如表1所示。

表1 某型民用飛機APU艙通風量試驗值與計算值比較

從表1可以看出，在多種高度工況下，通風冷卻一維計算結果與試驗測量結果誤差均小于10%，誤差較小。該方法可以在APU通風冷卻系統設計初期階段，用于對APU艙通風冷卻情況進行估算，估算誤差在可接受的范圍內。要進一步提高一維計算精確度可以將一維模型與實際情況更接近，如考慮APU艙氣流泄漏情況、考慮排氣管道摩擦損失、提高艙內部件表面積和表面溫度輸入的準確性等。

4 結論

APU艙通風冷卻系統設計對APU系統的安全正常運行具有重要作用。本文根據熱力學和空氣動力學公式，對APU艙通風冷卻一維計算的方法進行了研究，獲得了設計過程中可以應用的通風冷卻一維計算的方法。根據該方法計算了某型號民用飛機典型狀態下APU艙通風冷卻流量，并與試驗結果進行了比較，誤差小于10%，驗證了該一維計算方法的有效性，可應用于民用飛機APU通風冷卻系統設計。