輔助動(dòng)力裝置排氣系統(tǒng)氣膜冷卻效果

徐讓書，沙朋朋，徐慧思，劉 濤，宗慶賀

(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空宇航工程學(xué)部，沈陽(yáng) 110136;2.遼寧科技大學(xué)材料與冶金學(xué)院，遼寧鞍山 114051)

在飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置 (auxiliary power unit，APU)排氣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，冷卻和隔熱是其重要內(nèi)容，不僅關(guān)系到飛機(jī)整體的服務(wù)壽命，而且對(duì)飛機(jī)尾部的外部設(shè)計(jì)和使用材料的選擇都有重要影響。如果渦輪噴管出口截面處的排氣溫度超過(guò)允許的最高溫度，渦輪起動(dòng)機(jī)就會(huì)自動(dòng)保護(hù)停車。APU工作不正常、在熱天工作和停車以后產(chǎn)生回?zé)岬惹闆r下，排氣管的壁面溫度將會(huì)更高，導(dǎo)致APU短艙中的溫度提高，影響飛機(jī)其他零部件的正常工作，因此，排氣管必須冷卻或隔熱，嚴(yán)格控制其外表面的溫度。排氣管系統(tǒng)設(shè)計(jì)應(yīng)使其暴露于APU隔艙的外表面的溫度不超過(guò)505K［1－2］。

從改變冷卻空氣引射孔位置和形狀面積、引射縫尺寸以及飛機(jī)后整流罩形狀等來(lái)對(duì)比其對(duì)排氣系統(tǒng)氣膜冷卻效果的影響［3－5］，分析各參數(shù)對(duì)冷卻效果的影響比重，對(duì)于改進(jìn)排氣引射冷卻系統(tǒng)有參考價(jià)值。為此本文建立了排氣系統(tǒng)流動(dòng)和傳熱數(shù)值計(jì)算模型。目前，計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamic，CFD)已成為流動(dòng)與傳熱系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的重要手段，流動(dòng)信息可以通過(guò)模擬計(jì)算獲得，仿真已成為研究與設(shè)計(jì)的基本工具［6－8］。數(shù)值模擬結(jié)果可為排氣裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供重要的理論依據(jù)，指導(dǎo)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

1 排氣引射冷卻系統(tǒng)的CFD模擬

1.1 排氣裝置的概述

APU排氣系統(tǒng)是指渦輪后組織排氣的構(gòu)件，其主要包括:帶有隔熱罩、消音器的排氣管道和一個(gè)后整流罩(圖1)。一般隔熱層是以高硅氧纖維或石棉為隔熱材料，在其上下表面貼合上0.1 mm或0.2 mm厚的鋼箔作為蒙皮，用隔熱罩將排氣管外殼包起來(lái)，以防止或減少排氣管的熱量傳向飛機(jī)短艙，降低短艙的溫度至允許的溫度范圍。排氣管道提供一個(gè)APU排氣的流動(dòng)路徑，消音器用于降低APU排氣的噪音。后整流罩支撐排氣管的后端，在后整流罩后部圍繞排氣管出口有若干個(gè)孔或環(huán)形孔，利用APU排氣的引射作用在引射縫處形成低壓，使飛機(jī)外的冷空氣通過(guò)這些孔流到隔熱罩與消音器之間的環(huán)形空腔內(nèi)。這部分空氣首先在排氣管外側(cè)直接起到冷卻作用，然后經(jīng)冷卻空氣引射縫進(jìn)入排氣管，在其內(nèi)側(cè)形成氣膜冷卻，并逐漸與APU排氣混合而降低了排氣溫度，最后共同排出機(jī)外。

圖1 APU排氣系統(tǒng)及附件

1.2 計(jì)算模型

根據(jù)對(duì)APU排氣系統(tǒng)內(nèi)流動(dòng)與傳熱過(guò)程的分析，根據(jù)保證計(jì)算精度和可靠性與降低模擬計(jì)算工作量?jī)烧哒壑械脑瓌t，只對(duì)隔熱罩壁面上影響較小的幾個(gè)零件予以簡(jiǎn)化。計(jì)算域包括排氣管道、隔熱罩與消音器之間的空腔等流體區(qū)，以及飛機(jī)后整流罩外周圍一定范圍的大氣區(qū)域以模擬冷卻空氣的引射流動(dòng)過(guò)程，冷卻空氣引射孔和引射縫均在計(jì)算域內(nèi)部;降噪層和消音器采用有等效導(dǎo)熱系數(shù)的固體區(qū)模擬其傳熱特性。排氣管壁和隔熱罩壁等壁面都是薄壁結(jié)構(gòu)，采用薄壁熱阻模型模擬。

不同冷卻空氣引射孔位置、引射縫尺寸和飛機(jī)后整流罩形狀的計(jì)算模型列出在表1～表3中。

表1 冷卻空氣引射孔等參數(shù)表

表2 冷卻空氣引射縫等參數(shù)表

表3 后整流罩形狀等參數(shù)表

為了保證計(jì)算精度和不同模型的計(jì)算網(wǎng)格一致性，計(jì)算網(wǎng)格主要采用六面體單元，并在排氣管近壁面處布置了邊界層單元，僅有與弧形后整流罩相鄰區(qū)域用四面體網(wǎng)格劃分，同時(shí)不同模型計(jì)算域相同部分的網(wǎng)格基本相同，不同部分的網(wǎng)格單元尺寸相近，網(wǎng)格數(shù)約80萬(wàn)，99%以上單元的網(wǎng)格質(zhì)量指標(biāo)Equisize和Equiskew值在0.7以下。網(wǎng)格的壁面y+數(shù)滿足標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)的要求。

1.3 邊界條件

計(jì)算模型的流動(dòng)入口為渦輪排氣口，采用質(zhì)量流量入口(mass flow inlet)條件，質(zhì)量流量為1 kg/s，燃?xì)鉁囟?000 K。飛機(jī)后整流罩外大氣區(qū)域的邊界為壓力出口(pressure-outlet)，壓力為101 kPa，溫度為300 K。進(jìn)、出口邊界的流動(dòng)方向均垂直于進(jìn)、出口面(Normal to Boundary)。壁面均采用了無(wú)滑移流動(dòng)條件和具有薄壁熱阻的耦合傳熱條件。數(shù)值計(jì)算中認(rèn)為流動(dòng)是三維可壓縮的粘性湍流流動(dòng)，采用SIMPLE算法進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，空間差分格式采用二階迎風(fēng)格式，時(shí)間差分格式采用一階完全隱式格式。湍流模型采用realizable k-ε模型及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，可以更準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)排氣管射流的擴(kuò)展速率和較強(qiáng)壓力梯度下的邊界層流動(dòng)及回流問(wèn)題［9］。壁面輻射換熱采用DO熱輻射模型，采用灰輻射假設(shè)，并且假設(shè)所有表面為漫射表面，沒(méi)有吸收發(fā)射性介質(zhì)［10］。

realization k-ε湍流模型的湍動(dòng)能及其耗散率輸運(yùn)方程為:

式中，Gk表示由于平均速度梯度引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生;Gb是用于浮力影響引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生;YM可壓速湍流脈動(dòng)膨脹對(duì)總的耗散率的影響。C2和C1ε是模型常數(shù);σk和σε分別是湍動(dòng)能及其耗散率的湍流普朗特?cái)?shù)。

湍流粘性系數(shù)為 μt=ρCμ，其中，Cμ是模型常數(shù)。

指定面的平均值都采用所指面的面積加權(quán)平均(Area-Weighted Average):

其中，下標(biāo)g代表主流燃?xì)?，c代表冷氣，aw代表壁面［11］。

氣膜冷卻效率定義為:

2 數(shù)值計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 冷卻空氣引射孔對(duì)冷卻效果的影響

表4 排氣管出口和壁面平均溫度及引射空氣流量

所有模型均是在APU最大轉(zhuǎn)速48 000 RPM，同時(shí)其他邊界條件一致的工況下進(jìn)行計(jì)算的。表4給出了全部13個(gè)模型的部分計(jì)算結(jié)果參數(shù)，如排氣管出口平均溫度(Tout)、排氣管壁面平均溫度(Tw1)和排氣裝置隔熱罩壁面平均溫度(Tw2)以及平均氣膜冷卻效率(η)。對(duì)比各個(gè)模型，可見(jiàn)#1、#2和#5模型的排氣管出口和壁面溫度均較低，冷卻效果較好，從引射空氣流量來(lái)看，其原因顯然是由于冷卻空氣的引射作用。#2是綜合冷卻效果最佳的模型，#2和#5的各個(gè)結(jié)果參數(shù)相差不大，結(jié)構(gòu)上#2冷卻空氣引射孔的面積小于#5，引射孔和后整流罩的形狀均不同。

#1是4個(gè)冷卻空氣引射孔全部位于排氣管出口的上半部分，與分布于排氣管出口兩側(cè)的#2和#3相比較，#2的排氣管壁面冷卻效果比#1好，由于#1冷卻空氣引射孔的位置關(guān)系，圖2可知引射冷卻空氣對(duì)排氣管壁面的上半部分冷卻效果明顯，但壁面溫度分布不均勻，由于受固體消音器厚度不一傳熱的影響，局部溫度過(guò)高達(dá)到了700 K，靠近排氣管出口固體層較薄位置排氣管壁面溫度相對(duì)較低，而#2形成比較均勻的溫度分布帶;#3的冷卻空氣引射孔離排氣管出口位置較遠(yuǎn)，冷卻空氣經(jīng)引射孔進(jìn)入環(huán)形腔，氣流離壁面較遠(yuǎn)無(wú)法貼近流動(dòng)，在固體結(jié)構(gòu)的阻擋下形成了較大漩渦，造成較大的壓力損失，引射氣體流量較小;說(shuō)明了引射孔的位置對(duì)冷卻效果有重要影響。#1和#5的排氣管出口和引射孔截面壓力分布如圖3，兩者引射孔的質(zhì)量流量相差無(wú)幾，并且從表1可知#5的面積明顯比較大，說(shuō)明引射孔的形狀和大小對(duì)引進(jìn)氣體的流量有影響但并不起決定影響。

2.2 冷卻空氣引射縫對(duì)冷卻效果的影響

兩模型在冷卻空氣引射縫x軸向大小差別為20 mm，并且形成的流場(chǎng)相差較大。如圖4、圖5所示壓力場(chǎng)分布可以看出，在引射縫入口周圍形成低壓區(qū)的位置不同，在#7中冷卻氣體流進(jìn)排氣管后與燃?xì)庵苯踊旌希斐衫鋮s氣膜與壁面脫離，冷氣無(wú)法保護(hù)壁面而使排氣管壁面溫度較高，氣膜冷卻效率低，盡管#7引射進(jìn)的冷卻空氣流量和氣體流速均高于進(jìn)氣口小的模型，循環(huán)冷卻后排氣管壁面平均溫度為701 K。#6冷卻氣流進(jìn)入排氣管后貼近壁面與主流燃?xì)獾牧鲃?dòng)方向一致，在排氣管內(nèi)側(cè)壁形成一定厚度的氣膜，氣膜冷卻效率較高，如表4給出排氣管壁面和隔熱罩壁面的平均溫度都低于#7，平均氣膜冷卻效率高于#7，但是#6中冷氣與燃?xì)鈸交斐潭鹊?，?jīng)排氣管出口排出燃?xì)獾钠骄鶞囟容^高。

由表2可知兩模型在冷卻空氣引射縫x軸向大小差別為10 mm。#8引射縫較寬，引射孔引進(jìn)冷卻空氣質(zhì)量流量為 0.24 kg/s，#9 為 0.21 kg/s。如圖6所示，冷卻空氣經(jīng)引射縫進(jìn)入排氣管，入口附近氣膜覆蓋壁面比較緊密，氣膜冷卻效率最高，沿主流流動(dòng)方向冷卻空氣與燃?xì)獾膿交毂壤黾永鋮s效率下降。#9在排氣管前段氣膜冷卻效率高于#8，但曲線波動(dòng)大，氣膜冷卻效率下降較快，#8冷卻氣體流量大形成較厚冷卻氣膜，氣膜冷卻效率下降平緩，平均氣膜冷卻效率高于#9，致使管內(nèi)主流燃?xì)獾钠骄鶞囟缺容^低。#8排氣管壁面平均溫度為629K，比#9的平均溫度小17 K。

對(duì)比以上4個(gè)模型的氣膜冷卻效率等參數(shù)，表明#8的冷卻效果是以上中最佳的，并且模型之間的效果相差近70 K，所以冷卻空氣引射縫的大小對(duì)排氣管路的溫度場(chǎng)起決定作用。

2.3 后整流罩形狀對(duì)冷卻效果的影響

圖7 #11和#13后整流罩形狀結(jié)構(gòu)模型

如圖7所示#11位于飛機(jī)尾部后整流罩的形狀是圓盤形而#13為弧形，冷卻空氣引射孔和引射縫的幾何參數(shù)均是相同的。由于弧形后整流罩的排氣管出口和冷卻空氣引射孔為曲面，曲面上的壓力分布不均勻，曲面引射孔的平均速度為21.4 m/s，但曲面的上半部分引進(jìn)氣體量大于下半部分壓差小的區(qū)域，進(jìn)入排氣管的冷卻空氣圍繞排氣管內(nèi)壁面形成冷卻氣膜的厚度不均勻，循環(huán)冷卻后排氣管出口、排氣管壁面和隔熱罩的平均溫度分別為833 K、567 K、332 K。圓盤形后整流罩的引射孔為圓環(huán)平面，壓力場(chǎng)分布比較均勻，平面引進(jìn)冷卻空氣的平均速度是27.7 m/s，圍繞排氣管內(nèi)壁面形成冷卻氣膜厚度均勻，并且引進(jìn)冷卻空氣流量為0.299 kg/s，曲面引射空氣流量為0.286 kg/s，循環(huán)冷卻后排氣管出口、排氣管壁面和隔熱罩的平均溫度分別為828 K、589 K、305 K。雖然這2個(gè)模型的平均氣膜冷卻效率相近，但是弧形后整流罩結(jié)構(gòu)模型中局部壁面的溫度較高，圓盤形的后整流罩結(jié)構(gòu)模型的氣膜冷卻效果更好，所以整流罩的形狀對(duì)冷卻效果有重要影響。

3 結(jié)論

本文采用CFD數(shù)值仿真的方法對(duì)APU排氣系統(tǒng)冷卻系統(tǒng)的計(jì)算結(jié)果是十分有效的，為APU排氣系統(tǒng)的冷卻系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了大量的流動(dòng)與傳熱信息，為冷卻系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供理論基礎(chǔ)。

計(jì)算結(jié)果表明，冷卻空氣引射孔位于排氣管出口兩側(cè)比位于排氣管出口上半部分的排氣管壁面溫度分布均勻;冷卻空氣引射縫的尺寸增大，在排氣管入口處冷氣與燃?xì)獾膿交毂壤黾?，氣膜冷卻效率下降;冷卻空氣引射孔形狀為4個(gè)圓孔比同心圓環(huán)引射冷卻空氣流量大;引射孔面積增大引射冷卻空氣流量增加，但不決定冷卻效果;圓盤形后整流罩比弧形整流罩更有利于排氣管壁面溫度均勻分布。

在本文研究的所有情況中，冷卻空氣引射孔形狀為4個(gè)圓孔、圓孔位于距離排氣管出口較近的兩側(cè)、引射孔面積為0.012 m2、引射縫尺寸為20 mm且后整流罩為弧形的結(jié)構(gòu)模型的氣膜冷卻效果是最佳的。

［1］航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)總編委會(huì).航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)－輔助動(dòng)力裝置及起動(dòng)機(jī)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2000.

［2］宋靜波.波音737飛機(jī)動(dòng)力裝置［M］.廣州:中山大學(xué)出版社，2008.

［3］謝婕，張靖周，譚曉茗，等.氣膜孔內(nèi)部對(duì)流換熱的數(shù)值研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2000，34(9):1162－1166.

［4］額日其太，王強(qiáng)，吳壽生，等.噴管超音段壁面排氣引射冷卻方案氣動(dòng)特性研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2001，16(4):376 －380.

［5］李佳，盧義，袁新，等.基于壓力敏感漆的氣膜冷卻孔形實(shí)驗(yàn)研究［J］.清華大學(xué)學(xué)報(bào)，2010，50(8):1267－1270.

［6］ Taeyoung Han，Linjie Huang.A sensitivity study of occupant thermal comfort in a cabin using virtual thermal comfort engineering［C］.SAE，2005，100(1):1509－1521.

［7］周紹榮，陳漢平，杜朝暉，等.燃?xì)廨啓C(jī)排氣引射冷卻系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型及其計(jì)算［J］.上海交通大學(xué)學(xué)報(bào)，2000，34(9):1162 －1166.

［8］ Jaesoo Lee，Ph，D.Simulation method for the fire suppression process inside the engine core and APU compartments［R］.Seattle:The Boeing Company，WA 98124 －2207，2002.

［9］溫石，石良辰，任毅如.FLUENT流體計(jì)算應(yīng)用教程［M］.北京:清華大學(xué)出版社，2008.

［10］Hu Haiyang，Wang Qiang.Calculation of wall temperature for aircraft exhaust system with considering gas radiation heat transfer［J］.Chinese Journal of Aeronautics，2009，22:590 －598.

［11］陶智，徐國(guó)強(qiáng)，丁水汀，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳熱學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2005.