某型直升機空氣起動系統管路關鍵參數研究

諶 昱，陳 龍，田 野

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

發動機的地面起動性能對直升機的整體性能有著很大影響，發動機可靠、快速地起動是直升機正常工作和安全飛行的前提。同時，我國地理環境復雜，各地氣溫差異明顯，特別是高原、高寒、高溫環境，對直升機發動機起動性能提出了更加嚴苛的要求。因此除提高發動機本體起動性能外，研究直升機發動機空氣起動系統(包括APU氣源、空氣管路系統、空氣起動機等)關鍵參數對系統損失的影響規律，對于直升機發動機空氣起動系統設計具有重要的意義。

國外較早開展了對發動機起動系統匹配的研究工作，并得到了成功的驗證。國內學者對航空發動機的空氣起動系統的建模、供氣、匹配、性能、控制和高原起動等課題也進行了大量研究，但大部分集中于固定翼飛機上。目前國內直升機的發動機空氣起動系統尚存在設計難點，與國外直升機及國內固定翼飛機的研發能力相比，在理論研究、設計技術和驗證技術上差距明顯。隨著型號任務的不斷增加，需要建立可靠成熟的空氣起動系統研制流程。基于仿真模型的直升機空氣起動系統研制可以大幅降低設計和試驗成本，顯著縮短空氣起動系統的研制周期，提高系統試制和試驗的成功率，并提前規避潛在的研制風險。

本文通過對空氣起動系統的仿真研究，明確了不同參數對系統的影響規律，確立了空氣起動系統的影響特性，可指導設計損失更低匹配性更優的直升機空氣起動系統。

1 數值計算模型及方法

1.1 系統原理

某型機空氣起動系統原理如圖1所示。在APU供氣口處裝有一個APU單向閥，用于防止APU停車后發動機的引氣進入APU。與APU連接的供氣管分成兩支管路，分別進入左、右發動機連接的空氣起動機，并且分別串聯了一個起動控制閥，可通過控制起動控制閥選擇起動相應的發動機。

圖1 空氣起動系統工作原理圖

1.2 系統模型

空氣起動系統可以通過給定流量和管道幾何尺寸計算流動損失。根據設定的流量和幾何尺寸，可以求出流速和雷諾數；由雷諾數及管壁粗糙度可以求出沿程損失系數；由管路布局求出局部損失系數，最后求出總的流動損失。仿真模型則將計算集成在一起，通過仿真模型計算能夠更快速便捷地得到管路各截面物理量以及管路損失。

黏性是流體的重要屬性之一，自然界中存在的流體都具有黏性。流體黏性必然導致流體機械能的損失，即所謂的流動損失。因此，在管內流動中，確定流動損失是管道設計與計算的關鍵。在進行流動損失計算時，一般是指不可壓縮流體的流動損失計算。對于氣體，因為是可壓縮的，所以計算會產生一定的誤差，其大小取決于流動的速度和所研究的管道或附件損失的大小。直升機上連接APU和空氣起動機的是一段金屬管路。從APU引出的壓縮空氣，經過機上管路到達空氣起動機入口，存在三種損失需要考慮：質量流量損失、總壓損失和總溫損失。

文獻[12]給出了總壓損失模型：

(1)

因此總壓損失系數為：

(2)

由式(2)可以看出，空氣管路總壓損失系數與APU引氣折合流量相關。對于采取隔熱措施的空氣起動系統，每5～7 m長度的空氣管路可允許溫度降低8～10 ℃。本文中的空氣起動管路總長度約2 m，取總溫損失為10 ℃。本文中管路直徑為35 mm，根據經驗計算，得到各管路損失如下：

Δ=4

(3)

(4)

Δ=10℃

(5)

因此，空氣起動機進口引氣流量、引氣壓力、引氣溫度和引氣折合流量為：

=-Δ

(6)

=-Δ

(7)

=-Δ

(8)

(9)

通過空氣起動機進口流量、溫度、壓力即可計算當量功率。當量功率是表征空氣起動機輸出功率的物理量，對比當量功率與發動機起動需求功率即可判斷發動機能否正常起動。當量功率的表達式為：

(10)

本文使用AMESIM建立了空氣起動系統仿真計算模型，如圖2。通過給定APU出口的壓力、溫度模擬APU引氣。流量會被限制在空氣起動系統的最小截面積處。氣流通過的最小截面積在空氣起動機喉道截面處。通過給定空氣起動機喉道截面積確定流量，通過輸入起動控制閥的閥門開度控制流體出口壓力滿足要求。通過電磁閥和單向閥組合的方式模擬引氣控制閥工作，并通過輸入電磁閥門開度控制出口壓力。

圖2 空氣起動系統仿真模型

1.3 計算驗證

通過以下方法驗證模型的準確性：采用某型直升機空氣起動系統的設計參數，對標況和全包線范圍內的空氣起動系統進行計算，結果如下：

標況下空氣起動機的實測特性曲線見圖3。從圖中可以看出，低狀態下空氣起動機轉速9 kr/min時達到最大功率11 kW。計算得到空氣起動機功率為11.81 kW，兩者誤差小于8%，證明了計算方法的準確性。具體數據見表1。

圖3 標況下空氣起動機實測特性曲線

表1 標況下空氣起動機計算數據

全包線范圍內的空氣起動機當量功率的計算結果與試驗結果對比見表2。其中，當高度為0 km，溫度為-40 ℃時，計算值為14.23 kW，臺架測試值為15.43 kW。此時誤差最大，但不超過10%，具體數據見表2。

表2 全包線范圍內空氣起動機計算數據與試驗數據對比

綜上，用于空氣起動系統的計算模型是準確的。

2 關鍵參數研究

2.1 流場計算與分析

現代大中型直升機普遍安裝有輔助動力裝置，用于承擔地面維護、主發起動、環控引氣、空中應急供電等工作，使直升機不再依賴地面電源和氣源。APU輸出的壓縮空氣的特性與海拔高度、環境溫度有關。

以某型直升機配套的APU的高度，溫度特性參數作為邊界條件(如表3)，通過給定空氣起動機喉道截面積，并將起動控制閥的出口壓力限制在225±16 kPa，對空氣起動系統模型進行仿真計算，得到了在不同溫度和海拔高度下的空氣起動系統當量功率變化曲線，如圖4。

表3 某型直升機配套的APU高度溫度特性參數

續表3

圖4 不同溫度下空氣起動機當量功率隨海拔高度變化曲線

通過分析可以看出，不同溫度下的空氣起動機當量功率隨海拔高度的升高而逐漸降低，功率與海拔高度基本成線性變化關系。

根據第1章空氣起動系統仿真模型理論分析，在APU引氣特性確定的情況下，通過降低溫度損失，優化管路直徑、管路長度和管路夾角，可以減少空氣起動系統的沿程損失，改善空氣起動系統的特性。同時，選取海拔5.5 km，溫度為15 ℃的條件作為計算狀態，通過ANSYS仿真分析某型直升機空氣起動系統的速度云圖、壓力云圖和溫度云圖，見圖5。

圖5 某型機配套的空氣起動系統仿真云圖

在管路夾角位置處氣流速度激增，并在夾角下方形成旋渦，導致在夾角的位置壓力損失變大；氣流流過整個空氣管路，在管路夾角處壓力變化最大，壓損達到約30 kPa；管路沿程損失主要受到管路長度以及直徑的影響。另外，在氣流發展的過程中，管路損失呈逐漸增大的過程；管路夾角處速度變化劇烈，湍流強度高，這是由于流體經過彎管局部會產生一定的流動損失，碰撞和漩渦是損失產生的主要原因；湍動能從APU到空氣起動機逐漸增大，湍動能增加會導致湍流強度增加和流體速度增加，從而增加管路損失。

考慮到整個空氣起動系統溫度損失不明顯，溫度在整個損失中影響較小，另一方面流動過程可近似當作不可壓流體計算，且流量損失主要受節流影響，在空氣起動系統中無明顯節流，流量損失較小，因此簡化模型可不考慮溫度和流量損失的影響。下文主要分析管路直徑、管路長度以及管路夾角三個關鍵變量對空氣起動系統壓力損失的影響。

2.2 關鍵參數特性與分析

空氣起動系統壓力損失受空氣管路以及閥類尺寸及布置的影響。在不考慮溫度及流量損失的情況下，當量功率主要受壓力損失的影響。通過仿真計算及對流場的分析，提出了三種方案，通過控制變量,在保證其他條件相同的情況下，分別研究管路直徑、管路長度以及管路夾角對系統壓力損失的影響。具體方案見表4。

記行和、列和為S，則6abc=S3+2(a3+b3+c3)-3S(a2+b2+c2)，對另外兩行有類似的等式，三式相加得到：6(abc+def+ghi)=3S3+2P-3SQ，其中P是全部9個數的立方和，Q是平方和.同理6(adg+beh+cfi)=3S3+2P-3SQ.故(6)得證.

表4 空氣起動系統關鍵參數分析方案

方案A的計算分析：選取管路直徑分別為35 mm、48 mm、60 mm，在標況下計算整個空氣起動系統的壓力損失，計算結果見表5。直徑48 mm的空氣起動機的當量功率管路損失比直徑35 mm的空氣起動機的當量功率管路損失提高了5.2%；直徑60 mm比直徑35 mm的空氣起動機的當量功率的管路損失提高了6.0%。從結果可以看出，管路直徑減小會導致系統損失增大。根據管路損失影響因素可知，管路直徑的增加使得氣流流過管路趨于開放的空間，故管路直徑增加會減小管路損失；單純增加管路直徑對當量功率的提高效果不明顯，進一步說明了在設計管路直徑時需要確定合適的管路直徑達到損失相對最小，重量體積代價最優的目的；實際工程設計時，管路直徑的增加會導致空氣起動系統體積和重量的增加，配套的閥類體積和重量也會增加，因此，對于整個空氣起動系統設計來說，在滿足發動機起動需求的前提下，選取合適的管路直徑能夠有效降低系統損失，減輕系統重量。

表5 不同管路直徑的方案計算結果對比

方案B的計算分析：選取系統管路長度分別為2 m、1.6 m、1.2 m，在標況下計算整個空氣起動系統的壓力損失，計算結果見表6。系統管路長度1.6 m的空氣起動機當量功率比長度2 m的空氣起動機當量功率提高了6.0%；系統管路長度1.2 m的空氣起動機當量功率比長度2 m的空氣起動機當量功率提高了10.8%。根據管路的沿程損失理論及計算結果分析，管路長度的增加會增大管路損失。在直升機實際工程設計時，發動機的安裝位置一般首先確定，因此管路長度一定程度上取決于APU在直升機上的布置。在滿足直升機總體布置要求和發動機起動需求的前提下，應盡可能地縮短管路長度，達到減少空氣起動系統損失以及重量的目的，并為邊界條件下的發動機起動保留一定的裕度。

表6 不同管路長度的方案計算結果對比

方案C的計算原理：流體通過接頭、閥門、彎管等局部障礙物都要產生一定的流動損失，這種損失稱為局部損失。碰撞和旋渦是產生局部損失的主要原因。局部損失可以寫成如下的表達式：

(11)

式中，為總壓損失系數(局部損失系數)；為氣體流速(一般取管件出口的流速)。

在彎管中，流線發生彎曲，流體受到向心力的作用，流體在彎管內側區域減速增壓，會引起流體脫離壁面，形成旋渦區，造成損失。此外，由于粘性的作用，管壁附近的流體速度小，在內外壓力差的作用下，流體會沿管壁從外側向內側流動。同時，由于連續性，管中心流體會向外側壁面流去，從而形成一個雙旋渦形狀的橫向流動，整個流動呈螺旋狀。橫向流動的出現，也會引起流體能量的損失。

一般可通過工程手冊確定90°彎管的局部損失系數，其他非90°角度彎管可按下列經驗公式給出：

(12)

系數的計算公式為：

(13)

取模型中的管路三通研究管路夾角變化對空氣起動系統的影響。由于氣流經過管路三通后，起動控制閥控制氣流起動相應的發動機，所以三通后一側管路氣流阻滯不通過，此時流動可近似處理為彎管流動。

研究管路夾角對系統損失的影響，重點關注管路的局部損失，故不考慮管路沿程損失。三通處可近似處理為彎管流動，通過控制變量，除管路夾角外其他條件不變，所以彎管的局部損失系數可表示為管路夾角的表達式，進而可以得到管路的局部損失。

方案C的計算分析：選取系統管路夾角分別為90°、60°、120°，在標況下計算整個空氣起動系統的壓力損失，計算結果見表7。夾角為60°的管路損失比夾角90°的管路損失提高了17%，而夾角為120°的管路損失比90°的管路損失減小了21%。根據管路局部損失原理可知，在管路長度以及直徑一定的情況下，管路中的流體流速越大，損失越大；而管路間夾角減小的過程中，流速增加，耗散增加，導致管路損失增加。在空氣起動系統設計時，應優先選取管路夾角大于90°，減少耗散，達到降低系統損失的目的。

表7 不同管路夾角的方案計算結果對比

3 結論

通過本文的研究，可以得出以下結論：

1)通過對某型直升機空氣起動系統的計算分析，并與試驗數據對比，驗證了空氣起動系統仿真研究的準確性。

2)管路直徑的增加一定程度上可減少系統壓力損失，實際工程設計時管路直徑的增加會導致空氣起動系統和配套閥類產品重量的增加，選取合適的管路直徑能夠有效減少系統損失和重量。

3)管路長度的增加會增加系統壓力損失，實際工程設計時，在滿足直升機總體布置要求和發動機起動需求的前提下，應盡可能地縮短管路長度，達到減小空氣起動系統損失和減輕重量的目的，并為邊界條件下發動機起動保留一定的裕度。

4)當發動機和APU在直升機上的布置相對確定后，空氣管路設計應優先選取大于90°的管路夾角，以減少夾角處的耗散，達到降低系統損失的目的。

綜上，通過基于仿真分析的某型直升機空氣起動系統管路關鍵參數研究，掌握了管路直徑、長度以及夾角對空氣起動系統的影響規律，對于后續工程設計具有較高的指導意義。