民用飞机辅助动力装置系统舱通风冷却一维计算方法研究

陈 韡，蓝 天，周成思，刘 林

（上海飞机设计研究院，上海201210）

0 引言

辅助动力装置（APU-Auxiliary Power Unit）是一种小型涡轮发动机，广泛应用于军民用飞机，为飞机提供引气源和轴功率。APU舱为安装APU的区域，用于包裹APU本体和组件，与飞机其他区域隔开，民用飞机APU舱通常位于机身后段。APU通风冷却系统能为APU舱提供通风冷却气流，保证APU滑油温度、舱内温度、附件和结构在允许的限制温度之内，同时，将可能的可燃性气体或蒸气从APU舱内排出，防止危险量的可燃气体或蒸气在APU舱中积聚。舱通风冷却系统一般由下列部分组成：冷却进气管道、APU舱、排气口、冷却气流动力源，如引射器、风扇等。APU舱通风冷却系统涉及到APU本体，APU进气，APU排气，APU安装等多个子系统，设计综合性要求高。因此，在设计过程中进行的较为准确的通风冷却计算分析对系统整体设计方案确定和优化具有重要的作用。

在通风冷却计算分析过程中，通过一维解析通风冷却计算方法可以得到APU舱通风量、APU舱内空气温度，根据结果对几何设计进行快速修改迭代。得到的满足要求的一维计算结果亦可作为三维CFD计算的输入[1-3]。本文根据热力学和空气动力学计算方法[4-5]，对APU舱通风冷却一维计算方法进行了研究，提出了完整的一维计算方法，并与试验数据对计算结果进行了验证。该方法可应用于民用飞机APU系统设计工程实践。

1 设计要求

1.1 功能要求

APU舱通风冷却系统的主要功能包括：

（1）采用强迫通风方式，为APU舱提供冷却气流，保证APU滑油温度、舱内温度在附件和结构所允许的限制温度之内。

（2）将可能的易燃性气体或蒸气从APU舱内排出，防止易燃性气体或蒸气在APU舱中的积聚。

1.2 适航要求

（1）按 CCAR25 中§25.1181（a）条款要求辅助动力装置舱为指定火区。

（2）按 CCAR25 中§25.1011（a）、§25.1041、§25.1521条款要求，APU舱通风冷却系统通过滑油散热器的热交换应能使APU滑油温度保持在温度限制范围内。

（3）按 CCAR25中§25.1041、§25.1521条款要求，APU上的LRU件温度应保持在温度限制范围内。

（4）APU舱为可燃液体渗漏区，按CCAR25中§25.863条款要求，APU上的LRU温度及APU表面温度应小于最大可接受表面温度。

（5）按 CCAR25§25.1187（b）条款要求，APU 舱内的通风量应至少为每分钟5倍舱体积气流置换，防止泄漏的可燃液体形成可燃蒸气。舱内通风流量，应同时考虑APU舱灭火剂量设置需求。

（6）通风冷却效果应使APU舱表面温度不超过其材料许用温度值，APU舱内气流温度应小于自燃温度。

2 通风冷却一维计算设计方法

典型民用飞机APU系统通风冷却架构如图1所示。

图1 APU系统通风冷却架构

2.1 舱内冷却换热一维计算

根据APU舱通风冷却气流经过的换热区域，依次分为5段区域：冷却入口、滑油散热器、齿轮箱、燃烧室、引射排气管，如图2。根据通风冷却气流流量要求，假设冷却气流流量为W。

图2 计算区域划分

依据APU部件表面温度及入口空气温度，逐段计算每一段区域的出口空气温度及换热量，公式如下式：

热交换系数为：

传递单元数为：

热交换有效系数为：

出口空气温度为：

换热量为：

其中滑油散热器可根据给出热交换有效系数。

这里W为冷却气流量（kg/s）；h为热交换系数，W/（m2·K）；A为散热体散热面积（m2）；Cp为等压比热；NTU为传递单元数；Eff为热交换有效系数；Tskin为散热体表面温度（K）；Tair-in、Tair-out为流过散热体进出口温度（K）；q为换热量（W）。

2.2 冷却气流压力损失计算

（1）计算损失系数ω，通常在需计算如下几种情况造成的压力损失：

a）直管摩擦；

b）管路拐弯；

c）管路收缩（包括气流由外界进入管道内、气流由APU舱进入滑油散热器或引射器）；管路扩张（包括气流由冷却管路进入APU舱内）

根据APU舱内的几何形状，分为若干段区域：冷却进气入口段、冷却进气管道段、滑油散热器、APU舱段、引射收缩段。根据每一段的几何形状，简化为以上几种类型，逐段计算压力损失[4]。

1）直管摩擦

其中摩擦系数f，入口当量半径de，管道长L。

2）弯曲管道

Kt90为中直角弯曲损失系数，C1为弯角损失修正系数。

3）管道面积变化

突然扩张/收缩

逐渐收缩：

扩散器：

Kt为面积变化损失系数，c2为修正系数。

（2）根据流量函数

k为绝热系数，对于空气，k=1.4；R为理想气体常数。将（11）（13）两等式罗列，可以获得关于流量函数q（Mn）的等式，利用该函数的单调性，可得到Mn。

（3）根据

将（16）代入（15），可以计算得到每一段的压力损失△Pt。

通过将各段压力损失相加，从而可以进一步计算得到系统损失系数Kt。

其中Wc为折合流量。

2.3 引射器混合段的动量平衡计算

舱冷却气流与APU排气气流在引射器中混合，原理如图3。

图3 引射器混合段原理图

分别计算APU排气气流与舱冷却气流的流动参数，其中APU排气气流的流量、总温、总压由性能盘计算得到，冷却气流的流量、总温、总压由2.2节得到。管道摩擦对APU排气气流的压力损失有较大影响，采用（6）的计算公式。APU排气气流和冷却气流的马赫数计算，采用（11）-（13）的方法。流速计算如下式：

混合面上冷却气流与APU排气气流的静压相同，Ps2=Ps1。取混合管道为控制体，则有动量方程见下式：

上述方程式（4）是未考虑管道摩擦时的情况。若考虑管道摩擦则动量方程应变见下式，

可以计算得到冷却流量W2，与最初的假设值W进行比较。可对结果进行反复迭代计算，直至两者相等，即为该系统的通风冷却流量估算值。在上述动量方程中用到了混合常数Mc，这是一经验常数，用以表明APU排气气流和冷却气流的混合程度，与混合管长度直径比（L/D）、面积比（A3/A1）、流率有关。

这里，Ps1为APU排气气流在混合面静压力（与冷却气流在混合面静压力Ps2相等），Pa；Ps3为混合管出口静压力，Pa；A1为APU排气气流混合面面积，m2；A3为混合出口面积，m2；W1为 APU 排气气流流量，kg/s；W3为冷却气流流量，kg/s；V1为 APU 排气气流流速，m/s；V2为冷却气流流速，m/s；V3为混合出口流速，m/s；Mc为混合常数；Ffiction为管道摩擦力，N；T1为APU排气气流混合面温度，K；T2为冷却气流混合面温度，K；L、D混合管长度及直径，m。

3 计算结果与试验值比较

以某型民用飞机APU系统为例，采用本文所述的舱通风冷却一维计算方法得到各飞行高度下的通风冷却流量，并与通风冷却试验试飞数据进行比较，结果如表1所示。

表1 某型民用飞机APU舱通风量试验值与计算值比较

从表1可以看出，在多种高度工况下，通风冷却一维计算结果与试验测量结果误差均小于10%，误差较小。该方法可以在APU通风冷却系统设计初期阶段，用于对APU舱通风冷却情况进行估算，估算误差在可接受的范围内。要进一步提高一维计算精确度可以将一维模型与实际情况更接近，如考虑APU舱气流泄漏情况、考虑排气管道摩擦损失、提高舱内部件表面积和表面温度输入的准确性等。

4 结论

APU舱通风冷却系统设计对APU系统的安全正常运行具有重要作用。本文根据热力学和空气动力学公式，对APU舱通风冷却一维计算的方法进行了研究，获得了设计过程中可以应用的通风冷却一维计算的方法。根据该方法计算了某型号民用飞机典型状态下APU舱通风冷却流量，并与试验结果进行了比较，误差小于10%，验证了该一维计算方法的有效性，可应用于民用飞机APU通风冷却系统设计。