輔助動(dòng)力艙冷卻用排氣引射器性能快速評(píng)估方法

高鵬 王代軍 周紅 馬雙超

摘 要：在飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置系統(tǒng)研制過程中，只能通過試驗(yàn)和計(jì)算流體力學(xué)（CFD）仿真方法對(duì)排氣引射器的引射性能進(jìn)行評(píng)估，且評(píng)估效率低、研制成本高，故無法獲得任意工況下排氣引射器的引射性能。本文提出用速度系數(shù)比β參數(shù)來描述排氣引射器的引射性能，并建立了輔助動(dòng)力艙冷卻用排氣引射器性能快速評(píng)估方法，通過CFD仿真分析對(duì)該方法的合理性和準(zhǔn)確性進(jìn)行了驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果表明，該方法可以快速、準(zhǔn)確地評(píng)估各種地面工況下排氣引射器的主流出口靜壓和總壓、次流流量、次流出口總壓等參數(shù)，且計(jì)算精度保持在2.382%以內(nèi)，滿足工程使用要求，大大提高了評(píng)估效率，具有較高工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞：輔助動(dòng)力裝置； 排氣引射器； 速度系數(shù)； 總壓損失； 引射性能

中圖分類號(hào)：V228.7 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.06.007

隨著新技術(shù)和新材料在航空領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)溫度不斷增高，發(fā)動(dòng)機(jī)性能和功質(zhì)比得以大幅提高，同時(shí)也給飛機(jī)動(dòng)力艙冷卻以及紅外隱身帶來新的挑戰(zhàn)。排氣引射器在實(shí)現(xiàn)動(dòng)力艙冷卻的同時(shí)，又能減小飛機(jī)的紅外輻射[1-8]，故排氣引射器多被用于飛機(jī)動(dòng)力艙以及輔助動(dòng)力（APU）艙的通風(fēng)冷卻。

針對(duì)波瓣形排氣引射器，目前國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開展了大量的理論、試驗(yàn)和數(shù)值仿真等研究工作[4-17]，并揭示了其引射機(jī)理及影響其引射性能的相關(guān)因素。在APU艙冷卻用排氣引射器的應(yīng)用研究方面，文獻(xiàn)[18]～[20]在二維模型的基礎(chǔ)上研究了APU噴口位置和噴流速度對(duì)排氣引射器引射性能的影響。

APU噴口（主流出口）靜壓是APU性能評(píng)估的主要輸入?yún)?shù)之一，并直接影響APU性能計(jì)算精度；APU艙冷卻流量（次流流量）是評(píng)估APU艙溫度、滑油溫度和摻混氣流溫度的重要參數(shù)，也是滅火系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要輸入，上述參數(shù)只能通過試驗(yàn)和計(jì)算流體力學(xué)（CFD）仿真方法獲得，由于試驗(yàn)成本高，CFD仿真分析耗時(shí)長(zhǎng)，故無法獲得任意工況下排氣引射器的引射性能數(shù)據(jù)。如何通過少數(shù)工況點(diǎn)下的試驗(yàn)結(jié)果或CFD仿真分析結(jié)果，構(gòu)建一種可快速、準(zhǔn)確評(píng)估地面任意工況下排氣引射器引射性能的計(jì)算方法就成為APU系統(tǒng)設(shè)計(jì)亟須研究的重要內(nèi)容。

為此，本文提出用速度系數(shù)比β參數(shù)來描述排氣引射器的引射性能，在此基礎(chǔ)上建立了APU艙冷卻用排氣引射器性能快速評(píng)估方法，并通過CFD仿真分析對(duì)該方法的合理性和準(zhǔn)確性進(jìn)行了驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果表明，該方法可以快速評(píng)估APU任意地面工況下排氣引射器的主流出口靜壓和總壓、次流流量、次流出口總壓等參數(shù)，且計(jì)算精度滿足工程使用要求，大大提高了評(píng)估效率，具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

1 評(píng)估方法 1.1 速度系數(shù)比

2 方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文評(píng)估方法的合理性和準(zhǔn)確性，本文選用的是在MA700飛機(jī)APU系統(tǒng)三維模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理的計(jì)算模型（見圖2），其中，APU艙型面為MA700飛機(jī)尾椎型面，APU尾噴口（主流出口）半徑為120mm，APU排氣管等直段半徑為165mm。

計(jì)算模型的網(wǎng)格劃分利用ICEM CFD軟件的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分，在APU艙出口和主流出口位置區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密以保證計(jì)算精度，如圖3所示。

文獻(xiàn)[11]分別采用4種湍流模型對(duì)某波瓣混合器進(jìn)行了CFD仿真分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，分析表明Realizable k- ε湍流模型與試驗(yàn)結(jié)果吻合最好，精度最高。所以本文在CFD仿真分析中采用Realizable k- ε湍流模型，主流進(jìn)口采用流量進(jìn)口+溫度邊界條件，進(jìn)氣外場(chǎng)采用壓力進(jìn)口+溫度邊界條件，排氣外場(chǎng)采用壓力出口+溫度邊界條件，壁面采用無滑移標(biāo)準(zhǔn)壁面邊界條件。為了提高計(jì)算精度，連續(xù)方程、能量方程、湍流動(dòng)能方程以及湍流耗散率方程均采用二階迎風(fēng)差分格式，流動(dòng)和壓力耦合采用SIMPLE（semiimplicit method for pressure linked equations）算法。

2.1 典型工況下的CFD仿真分析

本文在選取典型工況時(shí)，僅改變主流流量，環(huán)境壓力和溫度以及主流溫度等其他條件均保持恒定，最終在2～12kg/s的主流流量范圍內(nèi)選取6種典型工況，采用CFD仿真分析對(duì)6種典型工況下計(jì)算模型的引射性能進(jìn)行了分析計(jì)算，結(jié)果見表1。

本文采用最小二乘法對(duì)表1中速度系數(shù)比β與主流速度系數(shù)λp進(jìn)行擬合，獲得β與λp之間的函數(shù)關(guān)系為

2.2 評(píng)估方法驗(yàn)證

2.2.1 驗(yàn)證工況下的性能計(jì)算

為了盡可能得到不同環(huán)境條件和APU工況下本文評(píng)估方法的最大計(jì)算誤差，本文結(jié)合MA700飛機(jī)APU系統(tǒng)地面工作包線（環(huán)境高度：0～4.5km，溫度：-55℃～I(xiàn)SA+40℃），在1.2～8.4kg/s的主流流量范圍內(nèi)，主流總溫在525～900K范圍內(nèi)，組合選取了9種驗(yàn)證工況，分別采用本文評(píng)估方法和CFD仿真分析對(duì)計(jì)算模型的引射性能進(jìn)行計(jì)算，其中，本文評(píng)估方法的計(jì)算結(jié)果見表2；CFD仿真分析結(jié)果見表3。

2.2.2 評(píng)估方法可行性分析

本文根據(jù)表1和表3中相關(guān)CFD仿真分析結(jié)果，給出了典型工況和驗(yàn)證工況下速度系數(shù)比β隨主流速度系數(shù)λp的變化圖（見圖4），引射比M隨主流流量mp的變化圖（見圖5），以及次流總壓損失σs隨次流速度系數(shù)λs的變化圖（見圖6）。圖4和圖5表明，與引射比M相比，速度系數(shù)比β分散性較小，能更真實(shí)地反映出不同環(huán)境條件下次流氣動(dòng)參數(shù)隨主流氣動(dòng)參數(shù)變化的規(guī)律。圖6表明，文獻(xiàn)[1]中的次流通風(fēng)特性方程適用于APU艙冷卻用排氣引射器的次流總壓計(jì)算，本文僅用次流速度系數(shù)λs計(jì)算次流總壓損失σs以及用最小二乘法擬合兩者之間的函數(shù)關(guān)系是合理可行的，而且具有較高的精度，可滿足工程使用要求。

2.2.3 計(jì)算誤差分析

與9種驗(yàn)證工況下的CFD仿真分析結(jié)果（見表3）相比，本文評(píng)估方法的計(jì)算誤差較小，相關(guān)參數(shù)的計(jì)算誤差如下：（1）主流出口靜壓絕對(duì)誤差不超過127.5Pa，相對(duì)誤差不超過0.133%（工況P2）；（2）主流出口總壓的絕對(duì)誤差不超過153.6Pa，相對(duì)誤差不超過0.174%（工況P6）；（3）次流流量的絕對(duì)誤差不超過0.0469kg/s，相對(duì)誤差不超過2.382%（工況P2）；（4）次流出口總壓的絕對(duì)誤差不超過254.4Pa，相對(duì)誤差不超過0.263%（工況P2）。

綜上，本文評(píng)估方法具有較高的計(jì)算精度，最大相對(duì)誤差不超過2.382%，可以用該方法替代CFD仿真方法評(píng)估整個(gè)APU系統(tǒng)地面工作包線范圍內(nèi)的排氣引射器性能。

3 結(jié)論

本文提出了一種速度系數(shù)比β參數(shù)，建立了輔助動(dòng)力艙冷卻用排氣引射器性能快速評(píng)估方法，并通過9種驗(yàn)證工況下的CFD仿真分析對(duì)該方法的合理性和準(zhǔn)確性進(jìn)行了驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果表明，與引射比M相比，速度系數(shù)比β分散性較小，能真實(shí)地反映出不同環(huán)境條件下次流氣動(dòng)參數(shù)隨主流氣動(dòng)參數(shù)變化的規(guī)律；次流通風(fēng)特性方程適用于APU艙冷卻用排氣引射器的次流總壓計(jì)算；本文評(píng)估方法具有較高的計(jì)算精度，最大相對(duì)誤差不超過2.382%，大大提高了評(píng)估效率，可用于整個(gè)APU系統(tǒng)地面工作包線范圍內(nèi)排氣引射器引射性能的評(píng)估，具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

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Rapid Evaluation Method for Pumping Performance of Exhaust Ejector Used in APU Compartment Cooling

Gao Peng， Wang Daijun， Zhou Hong， Ma Shuangchao

AVIC The First Aircraft Institute， Xi’an 710089， China

Abstract： In the process of aircraft auxiliary power unit system design and development，only test method and CFD method could be used for getting the pumping performance of exhaust ejector， which needs mass time and costs. therefore， the pumping performance of exhaust ejector in all kinds of APU working conditions on the ground can not be getted. In this paper， the velocity coefficient ratio β is presented， and a rapid evaluation method for pumping performance of exhaust ejector used in APU compartment cooling is established. By comparing with CFD results， the contrastive result demonstrate that this method is correct and accurate. This method can evaluate pumping performance rapidly when APU works at all kinds of working conditions on the ground， such as the static pressure and total pressure of primary flow outlet， the secondary mass flow， and the total pressure of secondary flow outlet. This method can maintain evaluation accuracy within 2.382% to meet the engineering design requirements and improve evaluation efficiency greatly. It is significant for engineering applications.

Key Words： auxiliary power unit； exhaust ejector； velocity coefficient； total pressure loss； pumping performance