【摘 要】对民用飞机辅助动力装置(APU)整合式尾锥消音器尾锥的温度场进行了研究,通过三维数值分析方法,采用商业CFD计算软件Fluent,选用Realizable k-ε湍流模型和DO辐射模型,计算分析了尾锥内流场、温度场及其主要影响原因,研究了外界环境风速对尾锥表面温度的影响。
【关键词】民用飞机 APU 排气消音器 热分析 数值模拟
1 引言
辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,简称APU),是一台小型燃气涡轮发动机。通常布置在飞机的尾部,其功能主要为飞机提供气源、电功率,是现代民用客机必不可少的机载系统。
对于APU排气系统,其主要功能和目的是：其一,将APU涡轮后的高温燃气安全的排出飞机外;其二,利用消音器降低噪音。然而,随着社会的不断进步发展,民用客机对舒适性的要求越来越高,对噪声的指标也越来越严格。现先进的大型民用客机采用整合式尾锥消音器(Integrated Tailcone Muffler,简称ITM),利用飞机尾锥末端所有空间作为消音腔,以达到最大限度的降低噪音。与传统的消音器相比,整合式尾锥消音器去除了自身的外罩,以飞机尾锥蒙皮作为自身的外罩。由于现役机型仍以传统排气消音器为主,整合式尾锥消音器的应用较少,经验相对缺乏。因此,本文对APU整合式尾锥消音器进行热分析计算,目的是得到尾锥内温度场和尾锥表面的温度分布及其主要影响因素,为结构设计提供参考,为APU排气系统设计积累经验,为APU适航技术研究奠定基础。
2 物理模型与计算方法
2.1 ITM热分析物理模型
以某新型飞机的APU整合式尾锥消音器为研究对象。尾锥内的主要流动及传热过程如图1,在APU排气进入ITM之前,将与舱内冷却空气通过引射器进行掺混,掺混后的气体将进入ITM,最终通过排气管排出飞机尾部。排气管上是布满了小孔的蜂窝结构,以达到消声的作用。
表1 计算边界条件及相关参数
图1 ITM内流动及热传递示意图
2.2 数值方法
采用Fluent软件的求解器对ITM进行热分析,求解粘性定常三维N-S方程组。湍流模型选择k-ε模型及标准壁面函数,采用SIMPLE算法进行稳态计算,时间差分采用一阶完全隐式格式,空间差分采用二阶迎风格式。采用DO热辐射模型计算壁面之间的辐射换热。
计算网格采用软件ICEM生成四面体网格,并在近壁面设置了三棱柱边界层网格,网格总数约198万。
计算模型入口为APU引射器出口,采用质量流量入口边界条件,模型出口与大气相通,为压力远场。壁面采用了流动无滑移和具有薄壁热阻的耦合传热条件,排气管壁面考虑为穿孔介质(porous)。计算工况按照热天海平面大气条件,以及APU最大功率工作情况设定,具体计算边界条件及相关参数如表1。
3 计算结果与讨论
3.1 尾锥内温度场与流场分析
图2展示了计算结果纵向截面的温度场,图中可以看出,ITM内部空气温度受排气主流温度(800K)影响,温度较高,在670K-770K之间。另外,空腔内由于热气浮力的作用,排气管上部的空气温度比下部温度高。
图2 纵截面温度场
图3展示了ITM内流线分布,由于排气管壁上是类似穿孔的蜂窝构型,空腔内部空气受高速高温的主流排气影响,形成了漩涡流动,在排气管上部的空气中形成了一个较大漩涡,而在下方,靠近尾部,可以观察到一个小漩涡。同时,图中可以看到,在尾锥上表面中后段附近空气流速较快,达到25m/s,约为排气主流速度的1/4。正由于该区域流动快,热传递快,且靠近高温排气主流,使得尾锥表面该区域温度较高,如图4。
图3 ITM内空气流场
图4 尾锥表面温度
图5 尾锥表面温度(0Ma)
图6 尾锥表面温度(0.04Ma)
3.2 风速对尾锥表面温度影响分析
为研究外界环境风速对尾锥表面温度的影响,将无风情况(0Ma)与风速为0.04Ma情况进行对比分析,风速方向选X正方向。图5和图6展示了在无风(0Ma)和0.04Ma情况下,尾锥上表面温度沿X方向分布的集合。
对比分析两图可以看出,在0.04Ma风速下的尾锥表面温度整体下降较明显,平均降低60K左右。由于风向是从尾锥前端至后端,因此,尾锥前端温度改善比后端更明显。在X=41.6m处,最高温度降低了约80K。在尾锥末端附近表面温度下降并不明显,在X=42.4m处,最高温度降低约30K。
4 结语
通过对辅助动力装置(APU)整合式尾锥消音器(ITM)进行三维数值模拟计算分析,研究得到结论如下：(1)尾锥表面温度在接近末端附近区域较高,主要是排气管内高温气流,部分通过壁面穿孔流出,且在尾锥内末端附近流动最活跃。(2)尾锥内热气向上方流动,造成尾锥内上方空气和尾锥上表面温度较高。(3)外界环境风速对降低尾锥表面温度有一定作用,0.04Ma的风速可使平均表面温度下降约60K。
