某型辅助动力装置进发相容性试飞技术

田晓平， 韩 涛， 郭朝翔

(1.中国飞行试验研究院， 西安 710089； 2.中国石油西气东输管道公司， 银川 751500)

辅助动力装置(auxiliary power unit, APU)，它是为了减少飞机对地面(机场)供电或供气设备的依赖而装备的小型动力装置。APU的作用是向飞机独立提供电力和压缩空气[1-5]。例如客机，在飞机起飞前，APU供电或气起动主发动机，使飞机不需要依靠地面电源、 气源车来起动主发动机。起飞时，APU可供客舱、驾驶舱照明和空调，使主发动机用于飞机加速、爬升，改善起飞性能。着陆后，仍由APU向飞机上供应电力照明和空调，主发动机停车，节省燃料和降低机场噪音。

APU的进气系统是保证APU在其工作包线范围内正常工作不可缺少的系统之一，APU进气系统的主要功能是在飞机整个速度高度包线范围内为APU提供满足各种工作条件下所需的空气流量以及高品质的流场。进气系统的原理是通过APU核心压气机和载荷压气机抽吸作用为APU提供所需空气。

APU进气系统是保证APU在其工作包线范围内正常工作不可缺少的系统之一，APU进气系统的主要功能是在飞机整个速度-高度包线范围内为APU提供满足各种工作条件下所需的空气流量。进气系统的原理是在地面静止条件下，APU的进气主要依靠核心压气机和载荷压气机抽吸作用；在空中飞行条件下，APU的进气主要依靠进气道冲压和核心压气机以及载荷压气机抽吸作用。

在以往的飞行试验中，由于对APU 进气系统的考核没有特殊的指标要求，常给出定性的考核结论。随着中国国产大飞机及大型运输机的研制成功，APU系统也较以往相对复杂，同时APU进气系统的考核也更加全面和严格。为了提高飞行试验数据的可靠性和优化试验方法，以某型飞机APU系统为研究对象，建立该飞机APU进气系统和飞机机身的仿真模型，并分别对其在地面和空中进行数值仿真研究，计算在不同试验条件下，APU进气系统的性能和畸变指数，并将数值仿真结果同试飞数据进行对比，验证该数值仿真方法的可靠性，以期为后续侧风、顺风地面试验以及试飞中试验点的选取提供参考。

1 APU进气系统介绍

APU进气系统的主要功能是在飞机整个工作包线范围内为APU提供满足其入口要求及冷却要求的气流。 APU进气系统的飞行试验是为考核其在地面和空中各种工作状态下与APU本体的匹配性是否良好，通过试飞，暴露APU进气系统及其分系统设计缺陷，为进气系统的改进、完善设计和技术鉴定提供客观事实依据。

该型APU系统布置在飞机起落架舱前面的整流罩内，其中APU轴线与飞机轴线有一定的夹角，APU进气道也布置在飞机起落架舱前面的整流罩内，其形状也较为特殊如图1所示。

图1 APU进气系统Fig.1 Intake system of APU

2 APU进气系统接口参数定义

截面定义：气流未扰动的截面定义为0截面；APU进气系统的进口定义为1截面；APU进气口(即APU进气系统的出口)定义为2截面，各截面位置如图2所示。其中飞行试验中所用进气道测量耙安装在2截面[6-11]，测量耙实物如图3所示。测量耙测量区域按照等面积法将测量区域等分为10等份，在每个小区域的中心布置测点，测点测量参数包括总、静压和总温，示意图如图4所示。

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

图3 APU进气道测量耙Fig.3 APU intake measurement rake

图4 APU进气道测量耙测点分布示意图Fig.4 Distribution diagram of measuring points of APU inlet measuring rake

2.1 APU进气系统的流量计算

APU进气系统的流量计算公式为[12-14]

(1)

(2)

2.2 APU进气系统出口的压力畸变系数

APU进气系统出口的压力畸变系数CD定义为

(3)

3 APU进气系统地面性能计算

3.1 地面试验模型及网格划分

3.1.1 地面模型

APU进气系统地面性能计算模型建模时，综合考虑APU集气室结构、机身外型面、起落架整流罩外型面以及地面对APU进气系统性能计算的影响，其主要由外场模型和进气系统模型两部分组成。APU进气系统地面性能计算模型如图5所示。

图5 APU进气系统地面性能计算模型Fig.5 APU air intake system ground performance calculation model

3.1.2 网格划分

采用结构和非结构网格对APU进气系统地面性能计算模型进行网格划分，并对压力梯度较大区域的网格进行加密。APU进气系统地面性能计算模型的网格总数量约为420万，其中结构网格数量约为279万。地面静止条件下，外场模型的网格划分结果如图6(a)所示，进气系统模型的网格划分结果图6(b)所示。

图6 APU进气系统地面性能计算模型的网格划分结果Fig.6 Mesh generation results of APU air intake system ground performance calculation model

3.2 计算点和边界条件

3.2.1 计算点

选取表1中的地面静止条件作为计算点，对APU进气系统性能进行计算，将地面静止条件下APU进气系统数值仿真结果和真实地面试验结果进行对比分析，检验模型的以及边界条件设定的准确性。

3.2.2 边界条件

在地面静止条件下，核心压气机进气口采用压力出口边界条件，外场模型中，地面、起落架整流罩外型面和机身外型面采用无滑移壁面边界条件，外场模型其余表面均采用压力进口边界条件，地面静止条件下，外场模型的边界条件如图7所示。

图7 地面试验，外场模型的边界条件Fig.7 Ground test, boundary conditions of outfield model

3.3 计算结果

从地面试验和数值计算的对比结果可以看出，数值模结果和真实地面试验结果比较接近，误差基本控制在10%以内，数值计算结果可信度较高。因此以该模型为基础，数值仿真大侧风气象条件下的进气道流量和畸变结果表明：

(1)风向与飞机中轴线垂直，从飞机左侧指向右侧时，进气道总压畸变较大，CD=0.042，风向相对飞机机头方向示意图如图8(a)所示。

表1 地面试验与数值仿真进气道出口气动参数对比Table 1 Comparison of aerodynamic parameters of inlet outlet between ground test and numerical simulation

(2)风向与飞机机头方向夹角为逆时针12°时(此时尾喷管燃气进入进气道较多)，进气道总温畸变(ΔTC/T)较大，ΔTC/T=0.094，风向相对飞机机头方向示意图如图8(b)所示。

最终通过计算结果指导了该型飞机在鼎新机场的侧风地面试验，达到了考核APU进气系统的目的。

图8 风向与机头方向Fig.8 Wind direction and nose direction of the aircraft

4 APU进气系统空中性能计算

4.1 空中飞行试验模型及网格划分

APU进气系统空中性能计算模型在APU进气系统地面性能计算模型的基础上，充分考虑机头和前机身外型面以及起落架整流罩外型面对流场的影响，将外场模型进行外延，其余均与APU进气系统地面性能计算模型保持一致。APU进气系统空中性能计算模型如图9所示

APU进气系统空中性能计算模型的网格划分在APU进气系统地面性能计算模型网格划分的基础上,增加外场模型外延部分的网格划分。APU进气系统空中性能计算模型网格总数量约为526万，其中结构网格数量约为385万。APU进气系统空中性能计算模型的外场模型的网格划分结果如图10所示。

图9 APU进气系统空中性能计算模型Fig.9 Air performance calculation model of APU intake system

图10 APU进气系统空中性能计算模型外场模型的网格划分结果Fig.10 Grid generation results of outfield model of APU air intake system performance calculation model

4.2 计算点和边界条件

4.2.1 计算点

选取表2和表3中的空中飞行条件作为计算点，对APU进气系统性能进行计算，并将数值仿真结果和飞行试验结果进行了对比。

4.2.2 边界条件

空中飞行条件下外场模型的边界条件：机身外型面和起落架整流罩外型面均采用无滑移壁面边界条件；飞机对称面采用对称边界条件；外场模型其余表面均采用压力远场边界条件。空中飞行条件下，外场模型的边界条件如图11所示。其余边界条件同APU进气系统地面性能计算时的边界条件。

图11 空中飞行条件下外场模型的边界条件Fig.11 Boundary conditions of outfield model in air flight

4.3 计算结果

在试验点飞行高度HP=6 000 m、Ma=0.79，对比了飞机进行稳定平飞以及不同侧滑角飞行时的飞行试验和数值仿真结果，在高度HP=12 000 m、不同速度Ma=0.39、0.59、0.79下，对比了飞行试验和数值仿真结果，进气流量和总压畸变指数的对比结果如表2所示。

表2 进气流量和总压畸变指数数值仿真与试验结果对比Table 2 Comparison between numerical simulation and test results of 6 000 m

从对比的结果可以看出：

(1)在HP=6 000 m不同飞行姿态下，数值试验与飞行试验结果中流量计算较为接近，平均误差约为2.7%，最大误差约4.2%。

(2)在HP=6 000 m不同飞行姿态下，数值试验与飞行试验结果中的总压畸变相差较大，平均误差约为14.1%。

(3)在HP=12 000 m不同飞行速度下，数值试验与飞行试验结果中流量计算较为接近，平均误差约为6.1%，最大误差约 8.5%。

(4)在HP=12 000 m不同飞行速度下，数值试验与飞行试验结果中总压畸变相差很大，平均误差约为22.7%，最大误差约18.4%。

(5)随着飞行速度的增大，数值试验与飞行试验结果中流量误差和畸变误差逐渐减小。

(6)随着飞行高度的增加，数值试验与飞行试验结果中流量误差和畸变误差逐渐增大。

分析(5)和(6)可能的原因有两点：①飞行试验中采用压力传感器在进气道内部流动速度较小，总压较小时，精度较差；②飞行试验中测量耙采用皮托管来测总、静压，其中总、静压传感器测取的都是绝对压力，当进气道内部流速较小时，总、静压相差很小，这样就会导致流量测量误差较大，因此在测量流速较小的气流流量时，尽量采用精度较高的相对压力传感器。

从数值仿真和飞行试验结果对比可以看出，两者的变化趋势基本一致，因此该模型的数值仿真可以在一定程度上指导飞行试验点的选取。

5 结论

本研究基于APU进气系统试飞，并采用数值仿真方法，模拟了进气道内部流动，计算了进气道的性能，并将其与飞行试验进行对比。对比结果显示，在不同的高度和速度下，数值仿真能较好地反映飞行过程中进气道内部流动特点。在进/发相容性试飞中，合理地利用数值试验结果能有效地指导地面侧风和顺风试验中飞机位置的摆放，以及飞行试验中试验点的选取和优化，达到节约试飞成本的目的。随着数值仿真技术的发展，它将在进/发相容性试飞中发挥更大的作用。同时本课题的研究方法也可以推广到其他型号进/发相容性试飞中。