智文靜, 李國(guó)材, 徐 穎, 劉冬平, 賀榆波

(1. 航空工業(yè)慶安集團(tuán)有限公司 航空設(shè)備研究所, 陜西 西安 710077;2.西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院, 陜西 西安 710072)

引言

輔助動(dòng)力裝置(Auxiliary Power Unit,APU)是現(xiàn)代化的大、中型客機(jī)上主要的動(dòng)力能源系統(tǒng),是航空器上除主發(fā)動(dòng)機(jī)之外可獨(dú)立輸出壓縮空氣和電能的小型動(dòng)力系統(tǒng)。其主要用途是當(dāng)飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)處于停機(jī)狀態(tài)時(shí),能夠不依靠地面電源設(shè)備為飛機(jī)持續(xù)供應(yīng)電能。目前在大、中型飛機(jī)和大型直升機(jī)上均裝有輔助動(dòng)力裝置,而APU進(jìn)氣系統(tǒng)作為APU系統(tǒng)的重要子系統(tǒng),其主要功能是在起飛前為飛機(jī)提供壓縮空氣,可用于飛機(jī)空調(diào)系統(tǒng)的供氣或?yàn)橹靼l(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)提供氣源,同時(shí)在主發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前為飛機(jī)電力系統(tǒng)輸出電能,減少飛機(jī)自身對(duì)機(jī)場(chǎng)輔助電源設(shè)備的依賴。在飛行中,當(dāng)主發(fā)動(dòng)機(jī)或機(jī)上發(fā)電設(shè)備發(fā)生故障時(shí),能向飛機(jī)提供應(yīng)急能源,從而提高飛行安全性;在飛機(jī)著陸時(shí),也可為飛機(jī)提供客艙照明用電。進(jìn)氣管道作為APU進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的一部分,其主要作用是為APU發(fā)動(dòng)機(jī)提供進(jìn)出空氣的通道,其性能的好壞不僅對(duì)APU的裝機(jī)性能和經(jīng)濟(jì)性產(chǎn)生極其重要的影響,同時(shí)不恰當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣管道的設(shè)計(jì)還會(huì)給飛機(jī)帶來(lái)較大的氣動(dòng)阻力,從而對(duì)飛機(jī)整體外形產(chǎn)生氣動(dòng)干擾,嚴(yán)重時(shí)甚至對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)控制及安全性造成影響[1]。

近些年,隨著國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)自主研制的需要,有關(guān)進(jìn)氣管道的研究也逐漸成為熱點(diǎn)研究問(wèn)題之一。其中,陳振中等[2]利用Simple壓力修正算法和二階迎風(fēng)差分離散格式對(duì)進(jìn)氣管道進(jìn)行仿真分析,研究結(jié)果為排氣腔體的損傷分析和可靠性計(jì)算提供了流場(chǎng)環(huán)境依據(jù)。鄧智亮等[1]研究了等面積下不同長(zhǎng)寬比的進(jìn)氣口對(duì)APU進(jìn)氣系統(tǒng)性能的影響,研究結(jié)果表明進(jìn)氣管道入口與出口尺寸比例接近時(shí)進(jìn)氣口的總壓損失最小。李甜甜等[3]針對(duì)某型APU進(jìn)氣管道主要影響因素進(jìn)行了研究,使用數(shù)值計(jì)算方法對(duì)進(jìn)氣管道進(jìn)行仿真分析,仿真結(jié)果表明使用該計(jì)算方法設(shè)計(jì)的進(jìn)氣管道具有更高的氣動(dòng)性能。

本研究主要針對(duì)APU進(jìn)氣管道和進(jìn)氣風(fēng)門(mén)組合而成的流場(chǎng)特性進(jìn)行仿真研究,基于APU進(jìn)氣管道和進(jìn)氣風(fēng)門(mén)的工程流體計(jì)算研究主要借助于計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,簡(jiǎn)稱CFD)通用計(jì)算軟件完成。CFD因其仿真功能強(qiáng)大、試驗(yàn)成本低等優(yōu)點(diǎn)成為業(yè)界進(jìn)行APU進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)和研發(fā)的首選工具,可以為大、中型客機(jī)APU進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)和論證提供支持和指導(dǎo)。其中最具代表性的是ANSYS公司的Fluent軟件,該軟件的通用CFD軟件包可以模擬從不可壓縮到高度可壓縮范圍內(nèi)復(fù)雜流動(dòng)的流場(chǎng)分析,由于軟件自身采用了多種求解方法和多重網(wǎng)格加速收斂技術(shù),因而使用Fluent軟件進(jìn)行仿真能達(dá)到最佳的收斂速度和求解精度。Fluent軟件是用于模擬具有復(fù)雜外形的流體流動(dòng)以及熱傳導(dǎo)的計(jì)算機(jī)程序軟件,具有很強(qiáng)的靈活性與模擬能力,同時(shí)其采用C/C++面向?qū)ο蟮某绦蛟O(shè)計(jì)語(yǔ)言編寫(xiě)而成,大大提高了對(duì)計(jì)算機(jī)內(nèi)存的利用率及仿真速度。Fluent軟件在進(jìn)行仿真計(jì)算之前需要先對(duì)模型進(jìn)行初始網(wǎng)格劃分,初始網(wǎng)格可以使用Gambit軟件,Tgrid網(wǎng)格生成器或其他CAD/CAE系統(tǒng)完成[4]。網(wǎng)格劃分完成后導(dǎo)入Fluent軟件中由解算器進(jìn)行仿真計(jì)算,Fluent解算器的主要工作過(guò)程有邊界條件的設(shè)定、流體特性的設(shè)定、求解的執(zhí)行、網(wǎng)絡(luò)的優(yōu)化、結(jié)果的查看與后處理等[5-7]。

本研究在某型寬體客機(jī)尾椎外形基礎(chǔ)上,按照表1系統(tǒng)性能參數(shù)指標(biāo)對(duì)APU進(jìn)氣管道進(jìn)行設(shè)計(jì)并對(duì)其流場(chǎng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬,主要研究?jī)?nèi)容包括對(duì)機(jī)身尾椎及進(jìn)氣系統(tǒng)所涉及結(jié)構(gòu)的簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)、計(jì)算區(qū)域的確定、網(wǎng)格生成、邊界條件的定義、CFD求解方法以及流體計(jì)算結(jié)果分析,通過(guò)仿真分析為APU進(jìn)氣管道的設(shè)計(jì)優(yōu)化和實(shí)驗(yàn)樣件驗(yàn)證提供理論支撐[8-9]。

表1 進(jìn)氣管道的性能參數(shù)要求Tab.1 Performance of inlet duct parameters requirements

1 模型的建立及簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)

進(jìn)氣管道流場(chǎng)仿真分析的主要目的是通過(guò)CFD角度對(duì)管道流場(chǎng)的氣動(dòng)性能展開(kāi)研究,通過(guò)仿真結(jié)果對(duì)所設(shè)計(jì)的進(jìn)氣管道的氣動(dòng)外形進(jìn)行迭代優(yōu)化,從而獲得滿足飛機(jī)APU進(jìn)氣量和出氣量要求的進(jìn)氣管道。

1.1 尾椎模型的簡(jiǎn)化

在進(jìn)氣管道的設(shè)計(jì)過(guò)程中,進(jìn)氣管道的形狀、進(jìn)氣口的開(kāi)口形狀和尺寸、出氣口的尺寸和比例、進(jìn)氣風(fēng)門(mén)的開(kāi)口位置等均對(duì)APU進(jìn)氣系統(tǒng)以及飛機(jī)氣動(dòng)性能有著直接或者間接的影響。由于流場(chǎng)數(shù)值模擬的需求,進(jìn)行仿真分析時(shí)需要對(duì)原始飛機(jī)尾椎模型結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化,刪除不參與流場(chǎng)計(jì)算的部件,具體簡(jiǎn)化步驟如下:

(1) 在已有尾椎模型的基礎(chǔ)上,使用商用三維繪圖軟件將尾椎實(shí)體提取面,抽取為片體;

(2) 刪除不參與流場(chǎng)計(jì)算的結(jié)構(gòu),如尾椎內(nèi)部支撐板、橫框、縱框等部件;

(3) 對(duì)APU進(jìn)口風(fēng)門(mén)進(jìn)行簡(jiǎn)化處理,去除鏈接部件,同時(shí)設(shè)置APU進(jìn)口風(fēng)門(mén)在進(jìn)氣狀態(tài)下的打開(kāi)角度為40°(該角度為風(fēng)門(mén)的最大開(kāi)啟角度)。

簡(jiǎn)化前與簡(jiǎn)化后的尾椎模型如圖1所示。

圖1 尾椎模型示意圖Fig.1 Schematic diagram of tail vertebra model

1.2 APU進(jìn)氣管道的設(shè)計(jì)

對(duì)于APU而言,進(jìn)氣管道的設(shè)計(jì)將直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)入口處的氣流質(zhì)量,進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)。不恰當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣管道設(shè)計(jì)會(huì)給飛機(jī)帶來(lái)較大的阻力,可能引起APU進(jìn)氣口與飛機(jī)外形氣動(dòng)干擾,影響飛機(jī)的氣動(dòng)控制,進(jìn)而對(duì)整個(gè)飛機(jī)的整體性能造成影響[10]。由于APU在飛機(jī)上安裝位置處的流場(chǎng)環(huán)境比較復(fù)雜,進(jìn)氣管道的結(jié)構(gòu)特性對(duì)流場(chǎng)特性影響較大,需要仿真結(jié)果對(duì)進(jìn)氣管道的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化提供支撐。本研究在已設(shè)計(jì)好的飛機(jī)尾椎模型空間尺寸下,建立了進(jìn)氣管道的外形及內(nèi)部結(jié)構(gòu)三維模型并安裝于尾椎上,進(jìn)氣管道的入口和出口均采用矩形口結(jié)構(gòu),具體結(jié)構(gòu)及簡(jiǎn)化后模型如圖2所示。

圖2 APU進(jìn)氣管道示意圖Fig.2 Schematic diagram of APU inlet duct

在圖2中,Outlet1為通向APU發(fā)動(dòng)機(jī)的出氣口,在地面狀態(tài)和空中狀態(tài)時(shí)為APU發(fā)動(dòng)機(jī)提供氣流,Outlet2為通向機(jī)艙的出氣口,其主要為APU艙提供冷卻氣流,設(shè)計(jì)時(shí)取Outlet1與Outlet2開(kāi)口處截面的面積比約為3∶1。為了保證APU發(fā)動(dòng)機(jī)在出口處具有較小的旋流畸變,設(shè)置氣流分離段兩截面中點(diǎn)連線與出口兩截面中點(diǎn)連線處于同一平面內(nèi),從而使氣流在靠近出口段具有較小的偏離。

2 APU模型計(jì)算域及其網(wǎng)格劃分

2.1 計(jì)算域選取

為了精確模擬地面狀態(tài)和高空巡航狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣管道的氣動(dòng)特性,選取APU尾椎的計(jì)算域如圖3所示。其中1為計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng),2為尾椎模型。為了減少遠(yuǎn)場(chǎng)邊界對(duì)尾椎的影響,選擇較大的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界區(qū)域,其邊界選取為5L×10L×30L,其中L為飛機(jī)尾椎的長(zhǎng)度尺寸。

圖3 APU尾椎計(jì)算域Fig.3 APU tail vertebra computing domain

2.2 網(wǎng)格劃分

在流體仿真中所劃分計(jì)算網(wǎng)格品質(zhì)的好壞將直接影響計(jì)算的效果,不好的網(wǎng)格甚至?xí)贸鲥e(cuò)誤的計(jì)算結(jié)果,合適的網(wǎng)格不僅能得到正確的結(jié)果,還可以大大的縮短計(jì)算時(shí)間。在對(duì)APU進(jìn)氣管道進(jìn)行網(wǎng)格劃分時(shí),網(wǎng)格生成包含下列步驟[11-15]:

1) 模型導(dǎo)入

以安裝進(jìn)氣系統(tǒng)在內(nèi)的中后機(jī)身為原始模型,將其導(dǎo)入至CAD軟件中。

2) 機(jī)身修整

在CAD軟件中對(duì)導(dǎo)入的模型進(jìn)行修正,去除多余的面及內(nèi)部管結(jié)構(gòu),對(duì)縫隙及小面進(jìn)行縫補(bǔ),將小面融合構(gòu)成較大的面,實(shí)現(xiàn)較好的網(wǎng)格劃分。

3) 計(jì)算域的選取

在網(wǎng)格的生成過(guò)程中需要確定流場(chǎng)的計(jì)算區(qū)域。這里取包裹整個(gè)機(jī)身在內(nèi)的一個(gè)較大區(qū)域作為計(jì)算域,進(jìn)氣管道本身作為內(nèi)流計(jì)算域的一部分。

4) 網(wǎng)格生成

由于模型自身較為復(fù)雜,故采用了四面體網(wǎng)格,同時(shí)考慮了附面層和小部件的影響,在機(jī)身壁面和氣流轉(zhuǎn)折處對(duì)局部的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理,網(wǎng)格總量在800萬(wàn),劃分網(wǎng)格后的模型如圖4所示。

圖4 計(jì)算域網(wǎng)格示意圖Fig.4 Schematic diagram of computational domain grid

3 不同工況下的仿真分析結(jié)果

3.1 邊界條件設(shè)置

在數(shù)值計(jì)算中,計(jì)算域內(nèi)的流動(dòng)是由邊界條件驅(qū)動(dòng)的,從某種意義上說(shuō)求解實(shí)際問(wèn)題就是將邊界線或邊界面上的數(shù)據(jù)外推擴(kuò)展到計(jì)算域內(nèi)部的過(guò)程。因此,提供符合物理實(shí)際且適定的邊界條件是極其重要的。本研究在APU進(jìn)氣系統(tǒng)邊界條件設(shè)置中主要涉及到的條件有自由來(lái)流的壓力遠(yuǎn)場(chǎng)(pressure-far-field)、進(jìn)氣管道的壓力出口(pressure-outlet)或流量出口(mass-flow)、固體壁面(wall)和內(nèi)部邊界(interior)。針對(duì)上述設(shè)置的邊界條件,利用Fluent軟件對(duì)APU進(jìn)氣管道開(kāi)展地面待機(jī)、地面滑行、高空巡航3種工況下的流場(chǎng)仿真分析。

3.2 地面待機(jī)狀態(tài)仿真分析

為了便于流場(chǎng)數(shù)值模擬,在地面待機(jī)時(shí),設(shè)置遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.01,Outlet1出口流量m1=3 kg/s,Outlet2出口流量m2=1 kg/s。

進(jìn)氣管道出口截面總壓分布云圖和表面流線圖如圖5所示,此時(shí)進(jìn)氣管道出口截面總壓力損失為0.07%,出口截面畸變約為0.3%,均滿足設(shè)計(jì)要求。通過(guò)圖5可知,Outlet1出口截面具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù),流動(dòng)損失小,其主要原因是在地面待機(jī)狀態(tài)時(shí),主要損失來(lái)源于氣流與管道內(nèi)壁的摩擦損失,故此時(shí)進(jìn)氣管道的管道內(nèi)流速較低,流動(dòng)損失較小。同時(shí),由圖5可知Outlet2出口截面處低總壓區(qū)分布在中間靠近上壁面區(qū)域,且在該區(qū)域出現(xiàn)明顯的渦。

圖5 進(jìn)氣管道出口截面總壓分布云圖和表面流線圖Fig.5 Total pressure distribution cloud diagram and surface flow diagram of inlet duct outlet section

進(jìn)氣管道出口截面馬赫數(shù)分布云圖如上圖6所示。此時(shí)Outlet1出口截面流速較低,最高馬赫數(shù)約為0.05,且位于截面中間位置,同時(shí)由中心位置向上、下兩側(cè)的壁面靠近時(shí),馬赫數(shù)逐漸降低,在靠近上壁面馬赫數(shù)降低速度明顯高于下壁面馬赫數(shù)的降低速度,在靠近壁面處出現(xiàn)低馬赫區(qū),最低馬赫數(shù)約為0.005。

圖6 進(jìn)氣管道出口截面馬赫數(shù)分布云圖Fig.6 Cloud diagram of Mach number distribution of inlet duct outlet section

APU進(jìn)氣管道表面靜壓分布云圖如圖7所示。通過(guò)圖7可知, 進(jìn)氣管道壁面高壓區(qū)主要分布在進(jìn)氣管道入口壁面和Outlet1靠近Outlet2的壁面處。而Outlet1進(jìn)氣管道在遠(yuǎn)離Outlet2一側(cè)氣流轉(zhuǎn)折角較大,因此在壁面具有較大的低壓區(qū)。

圖7 進(jìn)氣管道壁面靜壓分布云圖Fig.7 Cloud diagram of static pressure distribution on inlet duct wall

進(jìn)氣管道的三維流線如上圖8所示。由流線圖可知,氣流從上游經(jīng)過(guò)進(jìn)氣風(fēng)門(mén)流入進(jìn)氣管道內(nèi)部,并在氣流分流處分別流入Outlet1和Outlet2,在Outlet1內(nèi)部氣流流線在靠近Outlet2一側(cè)氣流偏轉(zhuǎn)較小,在遠(yuǎn)離Outlet2一側(cè)偏轉(zhuǎn)角較大,但是未產(chǎn)生回流,整體損失較小。

圖8 進(jìn)氣管道的三維流線圖Fig.8 Inlet duct of 3D flow diagram

3.3 地面滑行狀態(tài)仿真分析

在地面滑行時(shí),設(shè)置遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流馬赫數(shù)Ma為0.32,飛機(jī)飛行高度設(shè)置為0 km,Outlet1出口流量m1為3 kg/s,Outlet2出口流量m2為1 kg/s。

飛機(jī)滑行時(shí)進(jìn)氣管道出口截面總壓分布云圖和表面流線圖如圖9所示。通過(guò)圖9可知,此時(shí)Outlet1出口截面低總壓區(qū)主要分布在中上區(qū)域,且相比于地面待機(jī)狀態(tài)時(shí)的面積有所擴(kuò)大,但是在該截面并未產(chǎn)生明顯的渦,在Outlet2截面左上角低總壓區(qū)域則產(chǎn)生了較小的渦。此時(shí)進(jìn)氣管道出口截面總壓畸變?yōu)?.2%,滿足設(shè)計(jì)要求。

圖9 地面滑行時(shí)進(jìn)氣管道出口截面總壓分布云圖及表面流線圖Fig.9 Total pressure distribution cloud diagram and surface flow diagram of inlet duct outlet section (during ground taxiing)

圖10為地面滑行時(shí)進(jìn)氣管道出口截面馬赫數(shù)分布云圖。通過(guò)圖10可知,在Outlet1截面靠近下壁面處產(chǎn)生了較小的高馬赫區(qū)域,在上壁面產(chǎn)生了較小的低馬赫區(qū),其主要是因?yàn)樵诳拷蟼?cè)的氣流在流經(jīng)管道時(shí)氣流偏轉(zhuǎn)角大,在左上角處產(chǎn)生回流從而使得氣流速度降低,形成低壓區(qū)。

圖10 地面滑行時(shí)進(jìn)氣管道出口截面馬赫數(shù)分布云圖Fig.10 Cloud diagram of mach number distribution of inlet duct outlet section(during ground taxiing)

圖11為地面滑行時(shí)進(jìn)氣管道壁面靜壓分布云圖。通過(guò)圖11可知,由于氣流沖擊作用在風(fēng)門(mén)及進(jìn)氣管道入口處產(chǎn)生高壓區(qū),而在進(jìn)氣風(fēng)門(mén)背面則由于氣流分期產(chǎn)生低壓區(qū)。隨著氣流在管道內(nèi)部的發(fā)展,進(jìn)氣管道壁面靜壓分布區(qū)域呈現(xiàn)均勻狀態(tài),但是進(jìn)氣管道出口區(qū)壁面壓力再次升高。

圖12為地面滑行時(shí)APU進(jìn)氣管道三維流線示意圖。通過(guò)圖12可知,氣流在風(fēng)門(mén)的作用下從遠(yuǎn)場(chǎng)處流入管道內(nèi)部,由于氣流流速較快,且管道內(nèi)部偏轉(zhuǎn)角較大,因此部分流線呈螺旋狀,在靠近進(jìn)氣管道出口截面處發(fā)生較大的偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生二次流。

圖12 地面滑行時(shí)進(jìn)氣管道的三維流線圖Fig.12 Inlet duct of 3D flow diagram (during ground taxiing)

3.4 高空巡航狀態(tài)仿真分析

在高空巡航時(shí),設(shè)置遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流馬赫數(shù)Ma為0.75,飛機(jī)飛行高度設(shè)置為11 km, Outlet1出口流量m1為1 kg/s,Outlet2出口流量m2為0.33 kg/s。

圖13為高空巡航時(shí)進(jìn)氣管道出口截面總壓分布云圖。通過(guò)圖13可知,此時(shí)進(jìn)氣管道出口截面低總壓區(qū)域主要分布在靠近Outlet2處,且低總壓面積占總面積80%以上,氣流的沿程損失較大。在Ouelet1遠(yuǎn)離Outlet2一側(cè)的壁面具有較小的高壓區(qū)。此時(shí)進(jìn)氣管道出口截面畸變?yōu)?0.8%,沖壓恢復(fù)為37.5%,初步滿足設(shè)計(jì)需求。

圖13 高空巡航時(shí)進(jìn)氣管道出口截面總壓分布云圖及表面流線圖Fig.13 Total pressure distribution cloud diagram and surface flow diagram of inlet duct outlet section(high altitude cruise)

圖14為高空巡航時(shí)進(jìn)氣管道出口截面馬赫數(shù)分布云圖,由圖14可知,此時(shí)Oultet1截面高總壓區(qū)域主要分布在中間部分,最高馬赫數(shù)達(dá)0.42左右,且由中間向上下壁面靠近時(shí)馬赫數(shù)逐漸降低。

圖14 高空巡航時(shí)進(jìn)氣管道出口截面馬赫數(shù)分布云圖Fig.14 Cloud diagram of mach number distribution of inlet duct outlet section(high altitude cruise)

圖15為進(jìn)氣管道壁面靜壓分布云圖。由圖15可知,由于氣流高速撞擊風(fēng)門(mén),在風(fēng)門(mén)上緣產(chǎn)生了局部的高壓區(qū),同時(shí)在進(jìn)氣管道的入口壁面處也產(chǎn)生了較小的高壓區(qū),隨著氣流在管道內(nèi)部的流動(dòng),靜壓降低,在靠近出口截面處?kù)o壓又略有增大。

圖15 高空巡航時(shí)進(jìn)氣管道壁面靜壓分布云圖Fig.15 Cloud diagram of static pressure distribution on inlet duct wall (high altitude cruise)

圖16為進(jìn)氣管道入口處三維流線圖。由圖16可知,氣流在進(jìn)氣管道入口處較為紊亂,在管道內(nèi)部氣流分流,分別流入Outelet1和Outlet2內(nèi)部,相比于地面狀態(tài),此時(shí)三維流線圖分布較為均勻,并沒(méi)有明顯的螺旋狀。

圖16 高空巡航時(shí)進(jìn)氣管道三維流線圖Fig.16 Inlet duct of 3D flow diagram (high altitude cruise)

4 結(jié)論

APU進(jìn)氣管道的流體特性分析是APU進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的重要環(huán)節(jié),本研究結(jié)合工程實(shí)際以某型寬體客機(jī)尾椎模型的氣動(dòng)特性出發(fā), 簡(jiǎn)化了飛機(jī)尾椎模型并建立了進(jìn)氣管道的數(shù)字模型。在Fluent軟件中對(duì)地面待機(jī)、 地面滑行、 高空巡航3種工況下的APU進(jìn)氣管道的流場(chǎng)特性進(jìn)行仿真計(jì)算。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的進(jìn)氣管道的氣動(dòng)性能可滿足APU進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求,但由于APU艙結(jié)構(gòu)空間限制以及進(jìn)氣管道和風(fēng)門(mén)數(shù)模不夠精細(xì)化,使得高空飛行時(shí)仿真結(jié)果顯示目前構(gòu)型下進(jìn)氣管道出口截面的畸變和沖壓恢復(fù)較高,后續(xù)急需開(kāi)展對(duì)影響APU進(jìn)氣系統(tǒng)進(jìn)氣管道的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)的精細(xì)化研究,以獲得最優(yōu)結(jié)構(gòu)的進(jìn)氣管道的方案[4],為APU進(jìn)氣系統(tǒng)的氣動(dòng)布局和優(yōu)化設(shè)計(jì)提供設(shè)計(jì)參考。