飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙泄壓過(guò)程研究

王晨臣 潘俊 王洋洋

摘要：短艙泄壓系統(tǒng)是短艙內(nèi)部高壓引氣管路發(fā)生破裂或泄漏后，保證短艙結(jié)構(gòu)不被破壞，發(fā)動(dòng)機(jī)仍能安全工作的重要保障，因此，短艙泄壓過(guò)程的研究對(duì)保證飛機(jī)安全至關(guān)重要。本文主要介紹了影響短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程的主要因素與研究?jī)?nèi)容，綜述了國(guó)內(nèi)外關(guān)于短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程的試驗(yàn)與仿真研究，對(duì)短艙泄壓過(guò)程的研究提供參考，并指出現(xiàn)有短艙泄壓系統(tǒng)研究的不足以及未來(lái)需重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容和方向。

關(guān)鍵詞：短艙；泄壓門(mén)；泄壓過(guò)程；影響因素；試驗(yàn)與仿真研究

中圖分類(lèi)號(hào)：V224+.2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.04.005

民用飛機(jī)在追求經(jīng)濟(jì)性和高效性的同時(shí)，將更多的工作重點(diǎn)放到了發(fā)動(dòng)機(jī)的安全可靠上[1-2]。中國(guó)民用航空規(guī)章第25部《運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》CCAR25.1103規(guī)定[3]：對(duì)于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和輔助動(dòng)力裝置的引氣導(dǎo)管系統(tǒng)，如果在空氣導(dǎo)管的引氣口與飛機(jī)的用氣裝置之間的任意部位上的導(dǎo)管破損，對(duì)人體不得造成危害。在實(shí)際飛行時(shí)，若發(fā)動(dòng)機(jī)引氣管道發(fā)生破裂或泄漏時(shí)，會(huì)使短艙內(nèi)部壓力迅速上升，當(dāng)艙內(nèi)壓力過(guò)高時(shí)會(huì)破壞短艙結(jié)構(gòu)甚至損壞發(fā)動(dòng)機(jī)，因此需要安裝泄壓門(mén)（pressure relief door，PRD），其在短艙內(nèi)部壓力升高到一定閾值后開(kāi)啟，從而降低內(nèi)部壓力以避免短艙結(jié)構(gòu)損壞或發(fā)動(dòng)機(jī)故障。

自20世紀(jì)60年代以來(lái)，研究人員對(duì)于短艙泄壓系統(tǒng)泄壓門(mén)的設(shè)計(jì)多采用保守的設(shè)計(jì)方案，泄壓門(mén)結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，但這些并未顯著影響飛機(jī)性能。當(dāng)前民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)正朝著高旁通比、高增壓比的方向發(fā)展，與此同時(shí)風(fēng)扇壓比不斷降低，與20世紀(jì)60年代的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，現(xiàn)代飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作壓力和溫度更高，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)引氣管道破裂后，短艙結(jié)構(gòu)將承受更高的壓力載荷，短艙泄壓系統(tǒng)排放量也大大增加，這對(duì)短艙泄壓系統(tǒng)泄壓門(mén)的排放和受力特性提出了更高要求[4-5]。此時(shí)若繼續(xù)采用傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案，不僅難以保證泄壓系統(tǒng)滿足泄壓需求，且會(huì)不可避免地對(duì)飛機(jī)性能帶來(lái)顯著影響。

因此，對(duì)短艙泄壓系統(tǒng)泄壓門(mén)進(jìn)行研究，以對(duì)泄壓門(mén)泄壓過(guò)程有更進(jìn)一步的了解，對(duì)于設(shè)計(jì)人員設(shè)計(jì)高性能的短艙泄壓系統(tǒng)及提升飛機(jī)整體性能具有重要意義。本文在介紹短艙泄壓過(guò)程原理的基礎(chǔ)上，對(duì)短艙泄壓過(guò)程的試驗(yàn)和仿真計(jì)算研究進(jìn)行總結(jié)歸納，以及短艙泄壓門(mén)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，指出現(xiàn)有研究不足并提出未來(lái)需重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容，以對(duì)短艙泄壓過(guò)程的研究提供參考。

1短艙泄壓過(guò)程

短艙泄壓系統(tǒng)大多采用彈簧加載的矩形泄壓門(mén)，當(dāng)短艙內(nèi)部壓力超過(guò)預(yù)定壓力值時(shí)，泄壓門(mén)開(kāi)啟，在泄壓門(mén)出口形成復(fù)雜的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，包括渦流、射流和沖擊波，從而將艙內(nèi)高壓氣體排到外界以降低艙內(nèi)壓力，短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程如圖1所示。這些流動(dòng)特征及泄壓門(mén)的排放和受力特性將受到泄壓門(mén)的結(jié)構(gòu)參數(shù)、艙內(nèi)壓力和外界飛行環(huán)境等因素的影響，一種典型的泄壓門(mén)結(jié)構(gòu)如圖2和圖3所示。

2短艙泄壓過(guò)程研究

2.1早期試驗(yàn)研究

早在20世紀(jì)50年代，就有學(xué)者和工程技術(shù)人員對(duì)于泄壓門(mén)穩(wěn)態(tài)排放過(guò)程進(jìn)行了試驗(yàn)研究，1953年，Dewey通過(guò)試驗(yàn)測(cè)量了具有一定傾斜度的輔助排氣口排氣到跨聲速氣流中的排放特性，結(jié)果顯示在排放流量較低時(shí)，傾斜出口比垂直于氣流的出口具有更高的排放系數(shù)，且當(dāng)排放流量系數(shù)一定時(shí)，外流馬赫數(shù)對(duì)具有傾斜或彎曲管道出口的流量系數(shù)影響很小[6]。隨后Dewey和Vick在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了包括圓形、橢圓形和不同縱橫比的矩形在內(nèi)的出口排氣到跨聲速氣流中的排放和受力特性的研究，發(fā)現(xiàn)排放系數(shù)隨矩形出口縱橫比的增加而減少，而外流場(chǎng)馬赫數(shù)對(duì)排放系數(shù)影響很小[7]。

而對(duì)短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程研究具有指導(dǎo)意義的試驗(yàn)研究是1957年Vick進(jìn)行的輔助排氣口為曲面管道且出口有一擋板結(jié)構(gòu)時(shí)，排氣到跨聲速氣流過(guò)程中擋板排放和受力特性的試驗(yàn)，試驗(yàn)裝置總體布置如圖4（單位為in）所示，其排氣出口擋板結(jié)構(gòu)如圖5所示[8]。該試驗(yàn)選擇了一系列的壓力比、馬赫數(shù)，研究了擋板開(kāi)啟角度、鉸接點(diǎn)位置和縱橫比等對(duì)擋板排放和受力特性的影響，其中壓力比定義為出口氣體總壓與高速氣流總壓之比，縱橫比定義為擋板寬度與擋板弦長(zhǎng)之比。研究發(fā)現(xiàn)，泄壓門(mén)排放流量系數(shù)隨外流場(chǎng)馬赫數(shù)的增加而增加，隨壓力比的增加而增加；在一定的壓力比和擋板開(kāi)啟角度下，隨著擋板鉸接點(diǎn)位置向后移動(dòng)，排放流量系數(shù)增加；達(dá)到給定排放流量系數(shù)所需的壓力比隨著擋板開(kāi)啟角度的增加而顯著降低；擋板縱橫比為1時(shí)比縱橫比為2具有更高的排放流量系數(shù)，而擋板縱橫比為2時(shí)推力系數(shù)更高。該報(bào)告是研究具有擋板結(jié)構(gòu)的輔助空氣出口排放和受力特性最全面的試驗(yàn)，為短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程的研究設(shè)計(jì)提供了較為全面的基礎(chǔ)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

然而早期試驗(yàn)研究中壓力比范圍均小于1，而實(shí)際短艙泄壓過(guò)程中壓力比往往大于1，這將造成試驗(yàn)數(shù)據(jù)和結(jié)論與實(shí)際情況可能存在較大偏差，因而數(shù)據(jù)實(shí)用性有限。

2.2近年來(lái)的數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)研究

近年來(lái)，Pratt等采用CFD數(shù)值計(jì)算的方法對(duì)短艙泄壓過(guò)程中泄壓門(mén)排放和受力特性進(jìn)行了計(jì)算研究[9-10]，為了驗(yàn)證所建立計(jì)算模型的正確性，使用NACATN4007報(bào)告中的試驗(yàn)裝置作為計(jì)算域進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算[6]，其中所建立的網(wǎng)格模型如圖6所示，計(jì)算表明計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致。在此基礎(chǔ)上，對(duì)不同馬赫數(shù)、壓力比和開(kāi)啟角度下短艙泄壓過(guò)程中泄壓門(mén)排放和受力特性進(jìn)行了詳細(xì)的計(jì)算分析，研究發(fā)現(xiàn)，泄壓門(mén)排放流量系數(shù)在不同馬赫數(shù)和壓力比下，存在某一最佳開(kāi)啟角度值，在該開(kāi)啟角度值下，泄壓門(mén)排放流量系數(shù)達(dá)到最大，且該最佳開(kāi)啟角度值隨馬赫數(shù)的增加而減小，隨壓力比的增加而減小；而泄壓門(mén)最大排放流量系數(shù)值隨壓力比的增加而增加，隨馬赫數(shù)的增加而減小。此外，存在一個(gè)平衡角度，泄壓門(mén)力矩系數(shù)在該角度下為零，該平衡角度隨馬赫數(shù)的增加而減小，隨壓力比的增加而增加。最后對(duì)比分析了開(kāi)啟角度為15°與40°時(shí)泄壓門(mén)的出口流動(dòng)結(jié)構(gòu)，如圖7所示。

Vedeshkin在與空客公司的合作中，對(duì)短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程進(jìn)行了試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究，采用了一種與前述不同的開(kāi)啟方式，即泄壓門(mén)鉸鏈與來(lái)流方向平行，詳細(xì)介紹了試驗(yàn)裝置，包括供氣裝置、全尺寸模擬短艙以及泄壓門(mén)力矩測(cè)量裝置，并在不同外流場(chǎng)馬赫數(shù)和壓力比下對(duì)泄壓門(mén)排放和受力進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試。通過(guò)測(cè)量泄壓門(mén)表面的總壓和靜壓分布以及泄壓門(mén)排放流量系數(shù)，并與數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果表明計(jì)算和試驗(yàn)之間存在很好的一致性[12]。

Schott與波音公司合作對(duì)影響短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程的諸多因素進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值計(jì)算研究，其考慮了泄壓門(mén)縱橫比、倒圓角、鉸鏈類(lèi)型、側(cè)壁邊緣圍護(hù)等因素的影響，在一系列壓力比、馬赫數(shù)、內(nèi)部溫度、外界高度等條件下對(duì)短艙核心艙泄壓門(mén)的性能進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，得到了許多對(duì)短艙泄壓門(mén)設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)作用的結(jié)論：泄壓門(mén)平衡力矩角度值隨高壓室壓力的增加而增加，隨馬赫數(shù)的增加而減小；排放流量系數(shù)隨開(kāi)啟角度的增加而增加，達(dá)到某一最大值后保持恒定；增加高壓艙室壓力和降低高壓艙室溫度將提高泄壓門(mén)出口流量系數(shù)；泄壓門(mén)推力系數(shù)隨開(kāi)啟角度的增加而減小；當(dāng)泄壓門(mén)開(kāi)啟角度大于30°時(shí)，由于后緣橫向渦旋脫離壁面，導(dǎo)致壁表面溫度降低；增加高壓艙室溫度和壓力將導(dǎo)致泄壓門(mén)出口附近壁表面出現(xiàn)更大的高溫區(qū)域面積[13]。

王晨臣等在上述已有研究的基礎(chǔ)上，對(duì)短艙泄壓門(mén)泄壓過(guò)程展開(kāi)了詳細(xì)的計(jì)算研究，對(duì)如圖8所示的兩種不同的開(kāi)啟方式對(duì)短艙泄壓門(mén)排放性能特性的影響進(jìn)行了計(jì)算研究，結(jié)果表明，縱向開(kāi)啟下的泄壓門(mén)排放系數(shù)高于橫向開(kāi)啟方式，而力矩系數(shù)低于橫向開(kāi)啟方式，約為橫向開(kāi)啟方式下的1/2[14]。

Feng等對(duì)泄壓門(mén)面積和縱橫比對(duì)短艙泄壓過(guò)程的影響進(jìn)行了計(jì)算研究，得到如下結(jié)論：泄壓門(mén)面積大小對(duì)泄壓門(mén)流量系數(shù)、推力和力矩系數(shù)基本無(wú)影響；泄壓門(mén)流量系數(shù)隨縱橫比的增加而降低，縱橫比為2相較于縱橫比為1，流量系數(shù)下降約14.7%，推力系數(shù)和力矩系數(shù)隨縱橫比的增加而增加，縱橫比為2相較于縱橫比為1，推力系數(shù)增加9%～17%，力矩系數(shù)增加10%～23%[15]。為對(duì)短艙泄壓門(mén)瞬態(tài)泄壓過(guò)程進(jìn)行研究，王晨臣等基于Modelica語(yǔ)言建立了短艙泄壓過(guò)程零維瞬態(tài)仿真數(shù)學(xué)模型，并結(jié)合CFD數(shù)值計(jì)算對(duì)泄壓門(mén)開(kāi)啟艙內(nèi)壓力閾值及最大開(kāi)啟角度對(duì)瞬態(tài)泄壓過(guò)程的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果表明，降低泄壓門(mén)開(kāi)啟艙內(nèi)壓力閾值，僅對(duì)泄壓初始階段艙內(nèi)壓力變化有所影響；適當(dāng)降低泄壓門(mén)最大開(kāi)啟角度，可有效減小泄壓門(mén)平衡階段往復(fù)擺動(dòng)角度，而對(duì)初始階段泄壓速率及平衡階段艙內(nèi)壓力基本無(wú)影響，而過(guò)多地降低最大開(kāi)啟角度導(dǎo)致最大開(kāi)啟角度低于泄壓平衡角度時(shí)，會(huì)大大降低泄壓速率，且會(huì)提高平衡階段艙內(nèi)壓力[16]。

許多研究人員通過(guò)數(shù)值計(jì)算對(duì)短艙泄壓過(guò)程進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)仿真計(jì)算，得到了許多對(duì)泄壓門(mén)設(shè)計(jì)有指導(dǎo)作用的結(jié)論，但并未能反映實(shí)際泄壓過(guò)程中艙內(nèi)壓力和泄壓門(mén)姿態(tài)等隨時(shí)間變化關(guān)系，因此后續(xù)數(shù)值計(jì)算研究需更多關(guān)注于短艙泄壓瞬態(tài)過(guò)程的研究。

2.3短艙泄壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

除此之外，還有許多工程設(shè)計(jì)人員針對(duì)短艙泄壓門(mén)的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了許多研究，如Abeel提出一種由力驅(qū)動(dòng)的閂鎖裝置，正常情況下泄壓門(mén)被彈簧壓在關(guān)閉位置，當(dāng)艙內(nèi)壓力作用在泄壓門(mén)上的力超過(guò)預(yù)定力時(shí)，閂鎖裝置彈開(kāi)，泄壓門(mén)打開(kāi)，該過(guò)程也可由人來(lái)操作打開(kāi)[17]。Jensen等提出一種梯形結(jié)構(gòu)的泄壓門(mén)，其泄壓門(mén)出口上游寬度大于出口下游寬度，如圖9所示。其認(rèn)為該泄壓門(mén)相比矩形泄壓門(mén)，可以改變泄壓門(mén)周?chē)蜏嘏酝諝獾牧鲃?dòng)，即較寬的前邊緣允許低溫旁通空氣流動(dòng)時(shí)更靠近泄壓門(mén)的側(cè)邊緣，因此低溫旁通空氣更易與泄壓門(mén)出口的高溫氣體混合，從而降低泄壓門(mén)表面及附近壁表面溫度[18]。

Bubello等設(shè)計(jì)了一種具有止回裝置的泄壓門(mén)，該止回裝置具有制動(dòng)器和多個(gè)齒間凹口，制動(dòng)器接合該凹口以將泄壓門(mén)鎖定在該打開(kāi)位置，止回裝置如圖10所示。該泄壓門(mén)在受到艙內(nèi)高壓氣體作用時(shí)打開(kāi)，并由止回裝置使泄壓門(mén)保持在一定的開(kāi)啟角度[19]。鄧斯坦等設(shè)計(jì)了一種彈簧負(fù)載泄壓門(mén)，其由門(mén)板、多個(gè)鉸鏈、彈簧組件和支撐配件組成，如圖11所示，該泄壓門(mén)在艙內(nèi)壓力超過(guò)預(yù)定閾值時(shí)打開(kāi)，由于彈簧組件彈簧力的作用，可使泄壓門(mén)在開(kāi)啟或關(guān)閉過(guò)程受到近乎恒定的力[20]。

3結(jié)論

通過(guò)研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）通過(guò)現(xiàn)有的文獻(xiàn)資料可以發(fā)現(xiàn)，研究人員對(duì)諸多重要因素（如壓力比、外流場(chǎng)馬赫數(shù)、泄壓門(mén)開(kāi)啟角度、面積和縱橫比等）對(duì)短艙泄壓過(guò)程的影響進(jìn)行大量的試驗(yàn)與計(jì)算研究，得到了許多對(duì)短艙泄壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)性的結(jié)論。

（2）目前關(guān)于短艙泄壓過(guò)程的試驗(yàn)研究還很少，且僅有NACATN4007報(bào)告公開(kāi)了試驗(yàn)數(shù)據(jù)，而該試驗(yàn)的壓力比范圍均小于1，因此數(shù)據(jù)實(shí)用性有限；雖然有文獻(xiàn)資料對(duì)短艙泄壓過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算研究，但大都基于短艙泄壓穩(wěn)態(tài)過(guò)程，未能反映實(shí)際泄壓過(guò)程中艙內(nèi)壓力和泄壓門(mén)姿態(tài)等隨時(shí)間變化關(guān)系。

（3）今后對(duì)于短艙泄壓過(guò)程研究需更關(guān)注于短艙泄壓瞬態(tài)過(guò)程的研究，如建立更加精確的數(shù)學(xué)模型或進(jìn)行瞬態(tài)仿真計(jì)算；對(duì)短艙泄壓過(guò)程開(kāi)展相關(guān)試驗(yàn)研究，包括更加全面的短艙泄壓穩(wěn)態(tài)過(guò)程試驗(yàn)與瞬態(tài)過(guò)程試驗(yàn)，以進(jìn)一步驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算的準(zhǔn)確性。

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（責(zé)任編輯王昕）

作者簡(jiǎn)介

王晨臣（1996-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：飛機(jī)燃油系統(tǒng)。

Tel：025-51819742

E-mail：583812642@qq.com

Research on Pressure Relief Process in Aircraft Engine Nacelle

Wang Chenchen*，Pan Jun，Wang Yangyang

The Aviation Electromechanical System Integration of Aviation Science and Technology Key Laboratory，AVIC Nanjing Engineering Institute of Aircraft Systems，Nanjing 211106，China

Abstract： The nacelle pressure relief system is an important guarantee to ensure that the nacelle structure will not be damaged and the engine can still work safely after the high-pressure bleed air duct inside the nacelle is broken or leaked. Therefore， the research on the nacelle pressure relief process is very important to ensure the safety of the aircraft. This paper introduces the main factors and research contents which affect the pressure relief process of the nacelle pressure relief door， summarizes the experimental and simulation studies on the pressure relief process of the nacelle pressure relief door at home and abroad， and provides reference for the research of the nacelle pressure relief process. It also points out the inadequacy of the existing research about the nacelle pressure relief system， as well as the research content and direction of the nacelle pressure relief system in the future.

Key Words： nacelle； pressure relief door； pressure relief process； influencing factors； experimental and simulation research