某型輔助動力裝置進發(fā)相容性試飛技術(shù)

田曉平， 韓 濤， 郭朝翔

(1.中國飛行試驗研究院， 西安 710089； 2.中國石油西氣東輸管道公司， 銀川 751500)

輔助動力裝置(auxiliary power unit, APU)，它是為了減少飛機對地面(機場)供電或供氣設(shè)備的依賴而裝備的小型動力裝置。APU的作用是向飛機獨立提供電力和壓縮空氣[1-5]。例如客機，在飛機起飛前，APU供電或氣起動主發(fā)動機，使飛機不需要依靠地面電源、 氣源車來起動主發(fā)動機。起飛時，APU可供客艙、駕駛艙照明和空調(diào)，使主發(fā)動機用于飛機加速、爬升，改善起飛性能。著陸后，仍由APU向飛機上供應(yīng)電力照明和空調(diào)，主發(fā)動機停車，節(jié)省燃料和降低機場噪音。

APU的進氣系統(tǒng)是保證APU在其工作包線范圍內(nèi)正常工作不可缺少的系統(tǒng)之一，APU進氣系統(tǒng)的主要功能是在飛機整個速度高度包線范圍內(nèi)為APU提供滿足各種工作條件下所需的空氣流量以及高品質(zhì)的流場。進氣系統(tǒng)的原理是通過APU核心壓氣機和載荷壓氣機抽吸作用為APU提供所需空氣。

APU進氣系統(tǒng)是保證APU在其工作包線范圍內(nèi)正常工作不可缺少的系統(tǒng)之一，APU進氣系統(tǒng)的主要功能是在飛機整個速度-高度包線范圍內(nèi)為APU提供滿足各種工作條件下所需的空氣流量。進氣系統(tǒng)的原理是在地面靜止條件下，APU的進氣主要依靠核心壓氣機和載荷壓氣機抽吸作用；在空中飛行條件下，APU的進氣主要依靠進氣道沖壓和核心壓氣機以及載荷壓氣機抽吸作用。

在以往的飛行試驗中，由于對APU 進氣系統(tǒng)的考核沒有特殊的指標(biāo)要求，常給出定性的考核結(jié)論。隨著中國國產(chǎn)大飛機及大型運輸機的研制成功，APU系統(tǒng)也較以往相對復(fù)雜，同時APU進氣系統(tǒng)的考核也更加全面和嚴(yán)格。為了提高飛行試驗數(shù)據(jù)的可靠性和優(yōu)化試驗方法，以某型飛機APU系統(tǒng)為研究對象，建立該飛機APU進氣系統(tǒng)和飛機機身的仿真模型，并分別對其在地面和空中進行數(shù)值仿真研究，計算在不同試驗條件下，APU進氣系統(tǒng)的性能和畸變指數(shù)，并將數(shù)值仿真結(jié)果同試飛數(shù)據(jù)進行對比，驗證該數(shù)值仿真方法的可靠性，以期為后續(xù)側(cè)風(fēng)、順風(fēng)地面試驗以及試飛中試驗點的選取提供參考。

1 APU進氣系統(tǒng)介紹

APU進氣系統(tǒng)的主要功能是在飛機整個工作包線范圍內(nèi)為APU提供滿足其入口要求及冷卻要求的氣流。 APU進氣系統(tǒng)的飛行試驗是為考核其在地面和空中各種工作狀態(tài)下與APU本體的匹配性是否良好，通過試飛，暴露APU進氣系統(tǒng)及其分系統(tǒng)設(shè)計缺陷，為進氣系統(tǒng)的改進、完善設(shè)計和技術(shù)鑒定提供客觀事實依據(jù)。

該型APU系統(tǒng)布置在飛機起落架艙前面的整流罩內(nèi)，其中APU軸線與飛機軸線有一定的夾角，APU進氣道也布置在飛機起落架艙前面的整流罩內(nèi)，其形狀也較為特殊如圖1所示。

圖1 APU進氣系統(tǒng)Fig.1 Intake system of APU

2 APU進氣系統(tǒng)接口參數(shù)定義

截面定義：氣流未擾動的截面定義為0截面；APU進氣系統(tǒng)的進口定義為1截面；APU進氣口(即APU進氣系統(tǒng)的出口)定義為2截面，各截面位置如圖2所示。其中飛行試驗中所用進氣道測量耙安裝在2截面[6-11]，測量耙實物如圖3所示。測量耙測量區(qū)域按照等面積法將測量區(qū)域等分為10等份，在每個小區(qū)域的中心布置測點，測點測量參數(shù)包括總、靜壓和總溫，示意圖如圖4所示。

圖2 各截面位置Fig.2 Position of each section

圖3 APU進氣道測量耙Fig.3 APU intake measurement rake

圖4 APU進氣道測量耙測點分布示意圖Fig.4 Distribution diagram of measuring points of APU inlet measuring rake

2.1 APU進氣系統(tǒng)的流量計算

APU進氣系統(tǒng)的流量計算公式為[12-14]

(1)

(2)

2.2 APU進氣系統(tǒng)出口的壓力畸變系數(shù)

APU進氣系統(tǒng)出口的壓力畸變系數(shù)CD定義為

(3)

3 APU進氣系統(tǒng)地面性能計算

3.1 地面試驗?zāi)Ｐ图熬W(wǎng)格劃分

3.1.1 地面模型

APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型建模時，綜合考慮APU集氣室結(jié)構(gòu)、機身外型面、起落架整流罩外型面以及地面對APU進氣系統(tǒng)性能計算的影響，其主要由外場模型和進氣系統(tǒng)模型兩部分組成。APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型如圖5所示。

圖5 APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型Fig.5 APU air intake system ground performance calculation model

3.1.2 網(wǎng)格劃分

采用結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型進行網(wǎng)格劃分，并對壓力梯度較大區(qū)域的網(wǎng)格進行加密。APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型的網(wǎng)格總數(shù)量約為420萬，其中結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)量約為279萬。地面靜止條件下，外場模型的網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖6(a)所示，進氣系統(tǒng)模型的網(wǎng)格劃分結(jié)果圖6(b)所示。

圖6 APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型的網(wǎng)格劃分結(jié)果Fig.6 Mesh generation results of APU air intake system ground performance calculation model

3.2 計算點和邊界條件

3.2.1 計算點

選取表1中的地面靜止條件作為計算點，對APU進氣系統(tǒng)性能進行計算，將地面靜止條件下APU進氣系統(tǒng)數(shù)值仿真結(jié)果和真實地面試驗結(jié)果進行對比分析，檢驗?zāi)Ｐ偷囊约斑吔鐥l件設(shè)定的準(zhǔn)確性。

3.2.2 邊界條件

在地面靜止條件下，核心壓氣機進氣口采用壓力出口邊界條件，外場模型中，地面、起落架整流罩外型面和機身外型面采用無滑移壁面邊界條件，外場模型其余表面均采用壓力進口邊界條件，地面靜止條件下，外場模型的邊界條件如圖7所示。

圖7 地面試驗，外場模型的邊界條件Fig.7 Ground test, boundary conditions of outfield model

3.3 計算結(jié)果

從地面試驗和數(shù)值計算的對比結(jié)果可以看出，數(shù)值模結(jié)果和真實地面試驗結(jié)果比較接近，誤差基本控制在10%以內(nèi)，數(shù)值計算結(jié)果可信度較高。因此以該模型為基礎(chǔ)，數(shù)值仿真大側(cè)風(fēng)氣象條件下的進氣道流量和畸變結(jié)果表明：

(1)風(fēng)向與飛機中軸線垂直，從飛機左側(cè)指向右側(cè)時，進氣道總壓畸變較大，CD=0.042，風(fēng)向相對飛機機頭方向示意圖如圖8(a)所示。

表1 地面試驗與數(shù)值仿真進氣道出口氣動參數(shù)對比Table 1 Comparison of aerodynamic parameters of inlet outlet between ground test and numerical simulation

(2)風(fēng)向與飛機機頭方向夾角為逆時針12°時(此時尾噴管燃氣進入進氣道較多)，進氣道總溫畸變(ΔTC/T)較大，ΔTC/T=0.094，風(fēng)向相對飛機機頭方向示意圖如圖8(b)所示。

最終通過計算結(jié)果指導(dǎo)了該型飛機在鼎新機場的側(cè)風(fēng)地面試驗，達到了考核APU進氣系統(tǒng)的目的。

圖8 風(fēng)向與機頭方向Fig.8 Wind direction and nose direction of the aircraft

4 APU進氣系統(tǒng)空中性能計算

4.1 空中飛行試驗?zāi)Ｐ图熬W(wǎng)格劃分

APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型在APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型的基礎(chǔ)上，充分考慮機頭和前機身外型面以及起落架整流罩外型面對流場的影響，將外場模型進行外延，其余均與APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型保持一致。APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型如圖9所示

APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型的網(wǎng)格劃分在APU進氣系統(tǒng)地面性能計算模型網(wǎng)格劃分的基礎(chǔ)上,增加外場模型外延部分的網(wǎng)格劃分。APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型網(wǎng)格總數(shù)量約為526萬，其中結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)量約為385萬。APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型的外場模型的網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖10所示。

圖9 APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型Fig.9 Air performance calculation model of APU intake system

圖10 APU進氣系統(tǒng)空中性能計算模型外場模型的網(wǎng)格劃分結(jié)果Fig.10 Grid generation results of outfield model of APU air intake system performance calculation model

4.2 計算點和邊界條件

4.2.1 計算點

選取表2和表3中的空中飛行條件作為計算點，對APU進氣系統(tǒng)性能進行計算，并將數(shù)值仿真結(jié)果和飛行試驗結(jié)果進行了對比。

4.2.2 邊界條件

空中飛行條件下外場模型的邊界條件：機身外型面和起落架整流罩外型面均采用無滑移壁面邊界條件；飛機對稱面采用對稱邊界條件；外場模型其余表面均采用壓力遠場邊界條件。空中飛行條件下，外場模型的邊界條件如圖11所示。其余邊界條件同APU進氣系統(tǒng)地面性能計算時的邊界條件。

圖11 空中飛行條件下外場模型的邊界條件Fig.11 Boundary conditions of outfield model in air flight

4.3 計算結(jié)果

在試驗點飛行高度HP=6 000 m、Ma=0.79，對比了飛機進行穩(wěn)定平飛以及不同側(cè)滑角飛行時的飛行試驗和數(shù)值仿真結(jié)果，在高度HP=12 000 m、不同速度Ma=0.39、0.59、0.79下，對比了飛行試驗和數(shù)值仿真結(jié)果，進氣流量和總壓畸變指數(shù)的對比結(jié)果如表2所示。

表2 進氣流量和總壓畸變指數(shù)數(shù)值仿真與試驗結(jié)果對比Table 2 Comparison between numerical simulation and test results of 6 000 m

從對比的結(jié)果可以看出：

(1)在HP=6 000 m不同飛行姿態(tài)下，數(shù)值試驗與飛行試驗結(jié)果中流量計算較為接近，平均誤差約為2.7%，最大誤差約4.2%。

(2)在HP=6 000 m不同飛行姿態(tài)下，數(shù)值試驗與飛行試驗結(jié)果中的總壓畸變相差較大，平均誤差約為14.1%。

(3)在HP=12 000 m不同飛行速度下，數(shù)值試驗與飛行試驗結(jié)果中流量計算較為接近，平均誤差約為6.1%，最大誤差約 8.5%。

(4)在HP=12 000 m不同飛行速度下，數(shù)值試驗與飛行試驗結(jié)果中總壓畸變相差很大，平均誤差約為22.7%，最大誤差約18.4%。

(5)隨著飛行速度的增大，數(shù)值試驗與飛行試驗結(jié)果中流量誤差和畸變誤差逐漸減小。

(6)隨著飛行高度的增加，數(shù)值試驗與飛行試驗結(jié)果中流量誤差和畸變誤差逐漸增大。

分析(5)和(6)可能的原因有兩點：①飛行試驗中采用壓力傳感器在進氣道內(nèi)部流動速度較小，總壓較小時，精度較差；②飛行試驗中測量耙采用皮托管來測總、靜壓，其中總、靜壓傳感器測取的都是絕對壓力，當(dāng)進氣道內(nèi)部流速較小時，總、靜壓相差很小，這樣就會導(dǎo)致流量測量誤差較大，因此在測量流速較小的氣流流量時，盡量采用精度較高的相對壓力傳感器。

從數(shù)值仿真和飛行試驗結(jié)果對比可以看出，兩者的變化趨勢基本一致，因此該模型的數(shù)值仿真可以在一定程度上指導(dǎo)飛行試驗點的選取。

5 結(jié)論

本研究基于APU進氣系統(tǒng)試飛，并采用數(shù)值仿真方法，模擬了進氣道內(nèi)部流動，計算了進氣道的性能，并將其與飛行試驗進行對比。對比結(jié)果顯示，在不同的高度和速度下，數(shù)值仿真能較好地反映飛行過程中進氣道內(nèi)部流動特點。在進/發(fā)相容性試飛中，合理地利用數(shù)值試驗結(jié)果能有效地指導(dǎo)地面?zhèn)蕊L(fēng)和順風(fēng)試驗中飛機位置的擺放，以及飛行試驗中試驗點的選取和優(yōu)化，達到節(jié)約試飛成本的目的。隨著數(shù)值仿真技術(shù)的發(fā)展，它將在進/發(fā)相容性試飛中發(fā)揮更大的作用。同時本課題的研究方法也可以推廣到其他型號進/發(fā)相容性試飛中。