藍(lán)天　陳韡　劉林　張乃昌

【摘 要】 對(duì)民用飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置（APU）整合式尾錐消音器尾錐的溫度場(chǎng)進(jìn)行了研究，通過三維數(shù)值分析方法，采用商業(yè)CFD計(jì)算軟件Fluent，選用Realizable k-ε湍流模型和DO輻射模型，計(jì)算分析了尾錐內(nèi)流場(chǎng)、溫度場(chǎng)及其主要影響原因，研究了外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度的影響。

【關(guān)鍵詞】 民用飛機(jī) APU 排氣消音器 熱分析 數(shù)值模擬

1 引言

輔助動(dòng)力裝置（Auxiliary Power Unit，簡稱APU），是一臺(tái)小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。通常布置在飛機(jī)的尾部，其功能主要為飛機(jī)提供氣源、電功率，是現(xiàn)代民用客機(jī)必不可少的機(jī)載系統(tǒng)。

對(duì)于APU排氣系統(tǒng)，其主要功能和目的是：其一，將APU渦輪后的高溫燃?xì)獍踩呐懦鲲w機(jī)外；其二，利用消音器降低噪音。然而，隨著社會(huì)的不斷進(jìn)步發(fā)展，民用客機(jī)對(duì)舒適性的要求越來越高，對(duì)噪聲的指標(biāo)也越來越嚴(yán)格?，F(xiàn)先進(jìn)的大型民用客機(jī)采用整合式尾錐消音器（Integrated Tailcone Muffler，簡稱ITM），利用飛機(jī)尾錐末端所有空間作為消音腔，以達(dá)到最大限度的降低噪音。與傳統(tǒng)的消音器相比，整合式尾錐消音器去除了自身的外罩，以飛機(jī)尾錐蒙皮作為自身的外罩。由于現(xiàn)役機(jī)型仍以傳統(tǒng)排氣消音器為主，整合式尾錐消音器的應(yīng)用較少，經(jīng)驗(yàn)相對(duì)缺乏。因此，本文對(duì)APU整合式尾錐消音器進(jìn)行熱分析計(jì)算，目的是得到尾錐內(nèi)溫度場(chǎng)和尾錐表面的溫度分布及其主要影響因素，為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考，為APU排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)積累經(jīng)驗(yàn)，為APU適航技術(shù)研究奠定基礎(chǔ)。

2 物理模型與計(jì)算方法

2.1 ITM熱分析物理模型

以某新型飛機(jī)的APU整合式尾錐消音器為研究對(duì)象。尾錐內(nèi)的主要流動(dòng)及傳熱過程如圖1，在APU排氣進(jìn)入ITM之前，將與艙內(nèi)冷卻空氣通過引射器進(jìn)行摻混，摻混后的氣體將進(jìn)入ITM，最終通過排氣管排出飛機(jī)尾部。排氣管上是布滿了小孔的蜂窩結(jié)構(gòu)，以達(dá)到消聲的作用。

2.2 數(shù)值方法

采用Fluent軟件的求解器對(duì)ITM進(jìn)行熱分析，求解粘性定常三維N-S方程組。湍流模型選擇k-ε模型及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，采用SIMPLE算法進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，時(shí)間差分采用一階完全隱式格式，空間差分采用二階迎風(fēng)格式。采用DO熱輻射模型計(jì)算壁面之間的輻射換熱。

計(jì)算網(wǎng)格采用軟件ICEM生成四面體網(wǎng)格，并在近壁面設(shè)置了三棱柱邊界層網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約198萬。

計(jì)算模型入口為APU引射器出口，采用質(zhì)量流量入口邊界條件，模型出口與大氣相通，為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)。壁面采用了流動(dòng)無滑移和具有薄壁熱阻的耦合傳熱條件，排氣管壁面考慮為穿孔介質(zhì)（porous）。計(jì)算工況按照熱天海平面大氣條件，以及APU最大功率工作情況設(shè)定，具體計(jì)算邊界條件及相關(guān)參數(shù)如表1。

3 計(jì)算結(jié)果與討論

3.1 尾錐內(nèi)溫度場(chǎng)與流場(chǎng)分析

圖2展示了計(jì)算結(jié)果縱向截面的溫度場(chǎng)，圖中可以看出，ITM內(nèi)部空氣溫度受排氣主流溫度（800K）影響，溫度較高，在670K-770K之間。另外，空腔內(nèi)由于熱氣浮力的作用，排氣管上部的空氣溫度比下部溫度高。

圖3展示了ITM內(nèi)流線分布，由于排氣管壁上是類似穿孔的蜂窩構(gòu)型，空腔內(nèi)部空氣受高速高溫的主流排氣影響，形成了漩渦流動(dòng)，在排氣管上部的空氣中形成了一個(gè)較大漩渦，而在下方，靠近尾部，可以觀察到一個(gè)小漩渦。同時(shí)，圖中可以看到，在尾錐上表面中后段附近空氣流速較快，達(dá)到25m/s，約為排氣主流速度的1/4。正由于該區(qū)域流動(dòng)快，熱傳遞快，且靠近高溫排氣主流，使得尾錐表面該區(qū)域溫度較高，如圖4。

3.2 風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度影響分析

為研究外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度的影響，將無風(fēng)情況（0Ma）與風(fēng)速為0.04Ma情況進(jìn)行對(duì)比分析，風(fēng)速方向選X正方向。圖5和圖6展示了在無風(fēng)（0Ma）和0.04Ma情況下，尾錐上表面溫度沿X方向分布的集合。

對(duì)比分析兩圖可以看出，在0.04Ma風(fēng)速下的尾錐表面溫度整體下降較明顯，平均降低60K左右。由于風(fēng)向是從尾錐前端至后端，因此，尾錐前端溫度改善比后端更明顯。在X=41.6m處，最高溫度降低了約80K。在尾錐末端附近表面溫度下降并不明顯，在X=42.4m處，最高溫度降低約30K。

4 結(jié)語

通過對(duì)輔助動(dòng)力裝置（APU）整合式尾錐消音器（ITM）進(jìn)行三維數(shù)值模擬計(jì)算分析，研究得到結(jié)論如下：（1）尾錐表面溫度在接近末端附近區(qū)域較高，主要是排氣管內(nèi)高溫氣流，部分通過壁面穿孔流出，且在尾錐內(nèi)末端附近流動(dòng)最活躍。（2）尾錐內(nèi)熱氣向上方流動(dòng)，造成尾錐內(nèi)上方空氣和尾錐上表面溫度較高。（3）外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)降低尾錐表面溫度有一定作用，0.04Ma的風(fēng)速可使平均表面溫度下降約60K。

參考文獻(xiàn)：

[1]鄧智亮，唐宏剛，張乃昌，李傳鵬.APU進(jìn)氣管道口尺寸比例對(duì)進(jìn)氣性能影響研究[J].科技信息，2011.

[2]徐讓書，沙朋朋，張娜娜，等.客機(jī)APU艙溫度場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算[J].沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2012.6.

[3]張強(qiáng)，唐宏剛，李傳鵬，等.噴流速度對(duì)引射器特性和APU性能的影響[J].科技信息，2011.

[4]劉大，李傳鵬.尾噴口位置變化對(duì)APU通風(fēng)冷卻系統(tǒng)引射冷卻性能的影響[J].科技信息，2011.

【摘 要】 對(duì)民用飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置（APU）整合式尾錐消音器尾錐的溫度場(chǎng)進(jìn)行了研究，通過三維數(shù)值分析方法，采用商業(yè)CFD計(jì)算軟件Fluent，選用Realizable k-ε湍流模型和DO輻射模型，計(jì)算分析了尾錐內(nèi)流場(chǎng)、溫度場(chǎng)及其主要影響原因，研究了外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度的影響。

【關(guān)鍵詞】 民用飛機(jī) APU 排氣消音器 熱分析 數(shù)值模擬

1 引言

輔助動(dòng)力裝置（Auxiliary Power Unit，簡稱APU），是一臺(tái)小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。通常布置在飛機(jī)的尾部，其功能主要為飛機(jī)提供氣源、電功率，是現(xiàn)代民用客機(jī)必不可少的機(jī)載系統(tǒng)。

對(duì)于APU排氣系統(tǒng)，其主要功能和目的是：其一，將APU渦輪后的高溫燃?xì)獍踩呐懦鲲w機(jī)外；其二，利用消音器降低噪音。然而，隨著社會(huì)的不斷進(jìn)步發(fā)展，民用客機(jī)對(duì)舒適性的要求越來越高，對(duì)噪聲的指標(biāo)也越來越嚴(yán)格?，F(xiàn)先進(jìn)的大型民用客機(jī)采用整合式尾錐消音器（Integrated Tailcone Muffler，簡稱ITM），利用飛機(jī)尾錐末端所有空間作為消音腔，以達(dá)到最大限度的降低噪音。與傳統(tǒng)的消音器相比，整合式尾錐消音器去除了自身的外罩，以飛機(jī)尾錐蒙皮作為自身的外罩。由于現(xiàn)役機(jī)型仍以傳統(tǒng)排氣消音器為主，整合式尾錐消音器的應(yīng)用較少，經(jīng)驗(yàn)相對(duì)缺乏。因此，本文對(duì)APU整合式尾錐消音器進(jìn)行熱分析計(jì)算，目的是得到尾錐內(nèi)溫度場(chǎng)和尾錐表面的溫度分布及其主要影響因素，為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考，為APU排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)積累經(jīng)驗(yàn)，為APU適航技術(shù)研究奠定基礎(chǔ)。

2 物理模型與計(jì)算方法

2.1 ITM熱分析物理模型

以某新型飛機(jī)的APU整合式尾錐消音器為研究對(duì)象。尾錐內(nèi)的主要流動(dòng)及傳熱過程如圖1，在APU排氣進(jìn)入ITM之前，將與艙內(nèi)冷卻空氣通過引射器進(jìn)行摻混，摻混后的氣體將進(jìn)入ITM，最終通過排氣管排出飛機(jī)尾部。排氣管上是布滿了小孔的蜂窩結(jié)構(gòu)，以達(dá)到消聲的作用。

2.2 數(shù)值方法

采用Fluent軟件的求解器對(duì)ITM進(jìn)行熱分析，求解粘性定常三維N-S方程組。湍流模型選擇k-ε模型及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，采用SIMPLE算法進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，時(shí)間差分采用一階完全隱式格式，空間差分采用二階迎風(fēng)格式。采用DO熱輻射模型計(jì)算壁面之間的輻射換熱。

計(jì)算網(wǎng)格采用軟件ICEM生成四面體網(wǎng)格，并在近壁面設(shè)置了三棱柱邊界層網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約198萬。

計(jì)算模型入口為APU引射器出口，采用質(zhì)量流量入口邊界條件，模型出口與大氣相通，為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)。壁面采用了流動(dòng)無滑移和具有薄壁熱阻的耦合傳熱條件，排氣管壁面考慮為穿孔介質(zhì)（porous）。計(jì)算工況按照熱天海平面大氣條件，以及APU最大功率工作情況設(shè)定，具體計(jì)算邊界條件及相關(guān)參數(shù)如表1。

3 計(jì)算結(jié)果與討論

3.1 尾錐內(nèi)溫度場(chǎng)與流場(chǎng)分析

圖2展示了計(jì)算結(jié)果縱向截面的溫度場(chǎng)，圖中可以看出，ITM內(nèi)部空氣溫度受排氣主流溫度（800K）影響，溫度較高，在670K-770K之間。另外，空腔內(nèi)由于熱氣浮力的作用，排氣管上部的空氣溫度比下部溫度高。

圖3展示了ITM內(nèi)流線分布，由于排氣管壁上是類似穿孔的蜂窩構(gòu)型，空腔內(nèi)部空氣受高速高溫的主流排氣影響，形成了漩渦流動(dòng)，在排氣管上部的空氣中形成了一個(gè)較大漩渦，而在下方，靠近尾部，可以觀察到一個(gè)小漩渦。同時(shí)，圖中可以看到，在尾錐上表面中后段附近空氣流速較快，達(dá)到25m/s，約為排氣主流速度的1/4。正由于該區(qū)域流動(dòng)快，熱傳遞快，且靠近高溫排氣主流，使得尾錐表面該區(qū)域溫度較高，如圖4。

3.2 風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度影響分析

為研究外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度的影響，將無風(fēng)情況（0Ma）與風(fēng)速為0.04Ma情況進(jìn)行對(duì)比分析，風(fēng)速方向選X正方向。圖5和圖6展示了在無風(fēng)（0Ma）和0.04Ma情況下，尾錐上表面溫度沿X方向分布的集合。

對(duì)比分析兩圖可以看出，在0.04Ma風(fēng)速下的尾錐表面溫度整體下降較明顯，平均降低60K左右。由于風(fēng)向是從尾錐前端至后端，因此，尾錐前端溫度改善比后端更明顯。在X=41.6m處，最高溫度降低了約80K。在尾錐末端附近表面溫度下降并不明顯，在X=42.4m處，最高溫度降低約30K。

4 結(jié)語

通過對(duì)輔助動(dòng)力裝置（APU）整合式尾錐消音器（ITM）進(jìn)行三維數(shù)值模擬計(jì)算分析，研究得到結(jié)論如下：（1）尾錐表面溫度在接近末端附近區(qū)域較高，主要是排氣管內(nèi)高溫氣流，部分通過壁面穿孔流出，且在尾錐內(nèi)末端附近流動(dòng)最活躍。（2）尾錐內(nèi)熱氣向上方流動(dòng)，造成尾錐內(nèi)上方空氣和尾錐上表面溫度較高。（3）外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)降低尾錐表面溫度有一定作用，0.04Ma的風(fēng)速可使平均表面溫度下降約60K。

參考文獻(xiàn)：

[1]鄧智亮，唐宏剛，張乃昌，李傳鵬.APU進(jìn)氣管道口尺寸比例對(duì)進(jìn)氣性能影響研究[J].科技信息，2011.

[2]徐讓書，沙朋朋，張娜娜，等.客機(jī)APU艙溫度場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算[J].沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2012.6.

[3]張強(qiáng)，唐宏剛，李傳鵬，等.噴流速度對(duì)引射器特性和APU性能的影響[J].科技信息，2011.

[4]劉大，李傳鵬.尾噴口位置變化對(duì)APU通風(fēng)冷卻系統(tǒng)引射冷卻性能的影響[J].科技信息，2011.

【摘 要】 對(duì)民用飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置（APU）整合式尾錐消音器尾錐的溫度場(chǎng)進(jìn)行了研究，通過三維數(shù)值分析方法，采用商業(yè)CFD計(jì)算軟件Fluent，選用Realizable k-ε湍流模型和DO輻射模型，計(jì)算分析了尾錐內(nèi)流場(chǎng)、溫度場(chǎng)及其主要影響原因，研究了外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度的影響。

【關(guān)鍵詞】 民用飛機(jī) APU 排氣消音器 熱分析 數(shù)值模擬

1 引言

輔助動(dòng)力裝置（Auxiliary Power Unit，簡稱APU），是一臺(tái)小型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。通常布置在飛機(jī)的尾部，其功能主要為飛機(jī)提供氣源、電功率，是現(xiàn)代民用客機(jī)必不可少的機(jī)載系統(tǒng)。

對(duì)于APU排氣系統(tǒng)，其主要功能和目的是：其一，將APU渦輪后的高溫燃?xì)獍踩呐懦鲲w機(jī)外；其二，利用消音器降低噪音。然而，隨著社會(huì)的不斷進(jìn)步發(fā)展，民用客機(jī)對(duì)舒適性的要求越來越高，對(duì)噪聲的指標(biāo)也越來越嚴(yán)格?，F(xiàn)先進(jìn)的大型民用客機(jī)采用整合式尾錐消音器（Integrated Tailcone Muffler，簡稱ITM），利用飛機(jī)尾錐末端所有空間作為消音腔，以達(dá)到最大限度的降低噪音。與傳統(tǒng)的消音器相比，整合式尾錐消音器去除了自身的外罩，以飛機(jī)尾錐蒙皮作為自身的外罩。由于現(xiàn)役機(jī)型仍以傳統(tǒng)排氣消音器為主，整合式尾錐消音器的應(yīng)用較少，經(jīng)驗(yàn)相對(duì)缺乏。因此，本文對(duì)APU整合式尾錐消音器進(jìn)行熱分析計(jì)算，目的是得到尾錐內(nèi)溫度場(chǎng)和尾錐表面的溫度分布及其主要影響因素，為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考，為APU排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)積累經(jīng)驗(yàn)，為APU適航技術(shù)研究奠定基礎(chǔ)。

2 物理模型與計(jì)算方法

2.1 ITM熱分析物理模型

以某新型飛機(jī)的APU整合式尾錐消音器為研究對(duì)象。尾錐內(nèi)的主要流動(dòng)及傳熱過程如圖1，在APU排氣進(jìn)入ITM之前，將與艙內(nèi)冷卻空氣通過引射器進(jìn)行摻混，摻混后的氣體將進(jìn)入ITM，最終通過排氣管排出飛機(jī)尾部。排氣管上是布滿了小孔的蜂窩結(jié)構(gòu)，以達(dá)到消聲的作用。

2.2 數(shù)值方法

采用Fluent軟件的求解器對(duì)ITM進(jìn)行熱分析，求解粘性定常三維N-S方程組。湍流模型選擇k-ε模型及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，采用SIMPLE算法進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，時(shí)間差分采用一階完全隱式格式，空間差分采用二階迎風(fēng)格式。采用DO熱輻射模型計(jì)算壁面之間的輻射換熱。

計(jì)算網(wǎng)格采用軟件ICEM生成四面體網(wǎng)格，并在近壁面設(shè)置了三棱柱邊界層網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約198萬。

計(jì)算模型入口為APU引射器出口，采用質(zhì)量流量入口邊界條件，模型出口與大氣相通，為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)。壁面采用了流動(dòng)無滑移和具有薄壁熱阻的耦合傳熱條件，排氣管壁面考慮為穿孔介質(zhì)（porous）。計(jì)算工況按照熱天海平面大氣條件，以及APU最大功率工作情況設(shè)定，具體計(jì)算邊界條件及相關(guān)參數(shù)如表1。

3 計(jì)算結(jié)果與討論

3.1 尾錐內(nèi)溫度場(chǎng)與流場(chǎng)分析

圖2展示了計(jì)算結(jié)果縱向截面的溫度場(chǎng)，圖中可以看出，ITM內(nèi)部空氣溫度受排氣主流溫度（800K）影響，溫度較高，在670K-770K之間。另外，空腔內(nèi)由于熱氣浮力的作用，排氣管上部的空氣溫度比下部溫度高。

圖3展示了ITM內(nèi)流線分布，由于排氣管壁上是類似穿孔的蜂窩構(gòu)型，空腔內(nèi)部空氣受高速高溫的主流排氣影響，形成了漩渦流動(dòng)，在排氣管上部的空氣中形成了一個(gè)較大漩渦，而在下方，靠近尾部，可以觀察到一個(gè)小漩渦。同時(shí)，圖中可以看到，在尾錐上表面中后段附近空氣流速較快，達(dá)到25m/s，約為排氣主流速度的1/4。正由于該區(qū)域流動(dòng)快，熱傳遞快，且靠近高溫排氣主流，使得尾錐表面該區(qū)域溫度較高，如圖4。

3.2 風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度影響分析

為研究外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)尾錐表面溫度的影響，將無風(fēng)情況（0Ma）與風(fēng)速為0.04Ma情況進(jìn)行對(duì)比分析，風(fēng)速方向選X正方向。圖5和圖6展示了在無風(fēng)（0Ma）和0.04Ma情況下，尾錐上表面溫度沿X方向分布的集合。

對(duì)比分析兩圖可以看出，在0.04Ma風(fēng)速下的尾錐表面溫度整體下降較明顯，平均降低60K左右。由于風(fēng)向是從尾錐前端至后端，因此，尾錐前端溫度改善比后端更明顯。在X=41.6m處，最高溫度降低了約80K。在尾錐末端附近表面溫度下降并不明顯，在X=42.4m處，最高溫度降低約30K。

4 結(jié)語

通過對(duì)輔助動(dòng)力裝置（APU）整合式尾錐消音器（ITM）進(jìn)行三維數(shù)值模擬計(jì)算分析，研究得到結(jié)論如下：（1）尾錐表面溫度在接近末端附近區(qū)域較高，主要是排氣管內(nèi)高溫氣流，部分通過壁面穿孔流出，且在尾錐內(nèi)末端附近流動(dòng)最活躍。（2）尾錐內(nèi)熱氣向上方流動(dòng)，造成尾錐內(nèi)上方空氣和尾錐上表面溫度較高。（3）外界環(huán)境風(fēng)速對(duì)降低尾錐表面溫度有一定作用，0.04Ma的風(fēng)速可使平均表面溫度下降約60K。

參考文獻(xiàn)：

[1]鄧智亮，唐宏剛，張乃昌，李傳鵬.APU進(jìn)氣管道口尺寸比例對(duì)進(jìn)氣性能影響研究[J].科技信息，2011.

[2]徐讓書，沙朋朋，張娜娜，等.客機(jī)APU艙溫度場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算[J].沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2012.6.

[3]張強(qiáng)，唐宏剛，李傳鵬，等.噴流速度對(duì)引射器特性和APU性能的影響[J].科技信息，2011.

[4]劉大，李傳鵬.尾噴口位置變化對(duì)APU通風(fēng)冷卻系統(tǒng)引射冷卻性能的影響[J].科技信息，2011.