某型直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)管路關(guān)鍵參數(shù)研究

諶 昱，陳 龍，田 野

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)的地面起動(dòng)性能對(duì)直升機(jī)的整體性能有著很大影響，發(fā)動(dòng)機(jī)可靠、快速地起動(dòng)是直升機(jī)正常工作和安全飛行的前提。同時(shí)，我國(guó)地理環(huán)境復(fù)雜，各地氣溫差異明顯，特別是高原、高寒、高溫環(huán)境，對(duì)直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能提出了更加嚴(yán)苛的要求。因此除提高發(fā)動(dòng)機(jī)本體起動(dòng)性能外，研究直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)(包括APU氣源、空氣管路系統(tǒng)、空氣起動(dòng)機(jī)等)關(guān)鍵參數(shù)對(duì)系統(tǒng)損失的影響規(guī)律，對(duì)于直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有重要的意義。

國(guó)外較早開(kāi)展了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)系統(tǒng)匹配的研究工作，并得到了成功的驗(yàn)證。國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣起動(dòng)系統(tǒng)的建模、供氣、匹配、性能、控制和高原起動(dòng)等課題也進(jìn)行了大量研究，但大部分集中于固定翼飛機(jī)上。目前國(guó)內(nèi)直升機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)尚存在設(shè)計(jì)難點(diǎn)，與國(guó)外直升機(jī)及國(guó)內(nèi)固定翼飛機(jī)的研發(fā)能力相比，在理論研究、設(shè)計(jì)技術(shù)和驗(yàn)證技術(shù)上差距明顯。隨著型號(hào)任務(wù)的不斷增加，需要建立可靠成熟的空氣起動(dòng)系統(tǒng)研制流程。基于仿真模型的直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)研制可以大幅降低設(shè)計(jì)和試驗(yàn)成本，顯著縮短空氣起動(dòng)系統(tǒng)的研制周期，提高系統(tǒng)試制和試驗(yàn)的成功率，并提前規(guī)避潛在的研制風(fēng)險(xiǎn)。

本文通過(guò)對(duì)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的仿真研究，明確了不同參數(shù)對(duì)系統(tǒng)的影響規(guī)律，確立了空氣起動(dòng)系統(tǒng)的影響特性，可指導(dǎo)設(shè)計(jì)損失更低匹配性更優(yōu)的直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)。

1 數(shù)值計(jì)算模型及方法

1.1 系統(tǒng)原理

某型機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)原理如圖1所示。在APU供氣口處裝有一個(gè)APU單向閥，用于防止APU停車后發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣進(jìn)入APU。與APU連接的供氣管分成兩支管路，分別進(jìn)入左、右發(fā)動(dòng)機(jī)連接的空氣起動(dòng)機(jī)，并且分別串聯(lián)了一個(gè)起動(dòng)控制閥，可通過(guò)控制起動(dòng)控制閥選擇起動(dòng)相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖1 空氣起動(dòng)系統(tǒng)工作原理圖

1.2 系統(tǒng)模型

空氣起動(dòng)系統(tǒng)可以通過(guò)給定流量和管道幾何尺寸計(jì)算流動(dòng)損失。根據(jù)設(shè)定的流量和幾何尺寸，可以求出流速和雷諾數(shù)；由雷諾數(shù)及管壁粗糙度可以求出沿程損失系數(shù)；由管路布局求出局部損失系數(shù)，最后求出總的流動(dòng)損失。仿真模型則將計(jì)算集成在一起，通過(guò)仿真模型計(jì)算能夠更快速便捷地得到管路各截面物理量以及管路損失。

黏性是流體的重要屬性之一，自然界中存在的流體都具有黏性。流體黏性必然導(dǎo)致流體機(jī)械能的損失，即所謂的流動(dòng)損失。因此，在管內(nèi)流動(dòng)中，確定流動(dòng)損失是管道設(shè)計(jì)與計(jì)算的關(guān)鍵。在進(jìn)行流動(dòng)損失計(jì)算時(shí)，一般是指不可壓縮流體的流動(dòng)損失計(jì)算。對(duì)于氣體，因?yàn)槭强蓧嚎s的，所以計(jì)算會(huì)產(chǎn)生一定的誤差，其大小取決于流動(dòng)的速度和所研究的管道或附件損失的大小。直升機(jī)上連接APU和空氣起動(dòng)機(jī)的是一段金屬管路。從APU引出的壓縮空氣，經(jīng)過(guò)機(jī)上管路到達(dá)空氣起動(dòng)機(jī)入口，存在三種損失需要考慮：質(zhì)量流量損失、總壓損失和總溫?fù)p失。

文獻(xiàn)[12]給出了總壓損失模型：

(1)

因此總壓損失系數(shù)為：

(2)

由式(2)可以看出，空氣管路總壓損失系數(shù)與APU引氣折合流量相關(guān)。對(duì)于采取隔熱措施的空氣起動(dòng)系統(tǒng)，每5～7 m長(zhǎng)度的空氣管路可允許溫度降低8～10 ℃。本文中的空氣起動(dòng)管路總長(zhǎng)度約2 m，取總溫?fù)p失為10 ℃。本文中管路直徑為35 mm，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)計(jì)算，得到各管路損失如下：

Δ=4

(3)

(4)

Δ=10℃

(5)

因此，空氣起動(dòng)機(jī)進(jìn)口引氣流量、引氣壓力、引氣溫度和引氣折合流量為：

=-Δ

(6)

=-Δ

(7)

=-Δ

(8)

(9)

通過(guò)空氣起動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量、溫度、壓力即可計(jì)算當(dāng)量功率。當(dāng)量功率是表征空氣起動(dòng)機(jī)輸出功率的物理量，對(duì)比當(dāng)量功率與發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)需求功率即可判斷發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常起動(dòng)。當(dāng)量功率的表達(dá)式為：

(10)

本文使用AMESIM建立了空氣起動(dòng)系統(tǒng)仿真計(jì)算模型，如圖2。通過(guò)給定APU出口的壓力、溫度模擬APU引氣。流量會(huì)被限制在空氣起動(dòng)系統(tǒng)的最小截面積處。氣流通過(guò)的最小截面積在空氣起動(dòng)機(jī)喉道截面處。通過(guò)給定空氣起動(dòng)機(jī)喉道截面積確定流量，通過(guò)輸入起動(dòng)控制閥的閥門開(kāi)度控制流體出口壓力滿足要求。通過(guò)電磁閥和單向閥組合的方式模擬引氣控制閥工作，并通過(guò)輸入電磁閥門開(kāi)度控制出口壓力。

圖2 空氣起動(dòng)系統(tǒng)仿真模型

1.3 計(jì)算驗(yàn)證

通過(guò)以下方法驗(yàn)證模型的準(zhǔn)確性：采用某型直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)參數(shù)，對(duì)標(biāo)況和全包線范圍內(nèi)的空氣起動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果如下：

標(biāo)況下空氣起動(dòng)機(jī)的實(shí)測(cè)特性曲線見(jiàn)圖3。從圖中可以看出，低狀態(tài)下空氣起動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速9 kr/min時(shí)達(dá)到最大功率11 kW。計(jì)算得到空氣起動(dòng)機(jī)功率為11.81 kW，兩者誤差小于8%，證明了計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。具體數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。

圖3 標(biāo)況下空氣起動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)特性曲線

表1 標(biāo)況下空氣起動(dòng)機(jī)計(jì)算數(shù)據(jù)

全包線范圍內(nèi)的空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比見(jiàn)表2。其中，當(dāng)高度為0 km，溫度為-40 ℃時(shí)，計(jì)算值為14.23 kW，臺(tái)架測(cè)試值為15.43 kW。此時(shí)誤差最大，但不超過(guò)10%，具體數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。

表2 全包線范圍內(nèi)空氣起動(dòng)機(jī)計(jì)算數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

綜上，用于空氣起動(dòng)系統(tǒng)的計(jì)算模型是準(zhǔn)確的。

2 關(guān)鍵參數(shù)研究

2.1 流場(chǎng)計(jì)算與分析

現(xiàn)代大中型直升機(jī)普遍安裝有輔助動(dòng)力裝置，用于承擔(dān)地面維護(hù)、主發(fā)起動(dòng)、環(huán)控引氣、空中應(yīng)急供電等工作，使直升機(jī)不再依賴地面電源和氣源。APU輸出的壓縮空氣的特性與海拔高度、環(huán)境溫度有關(guān)。

以某型直升機(jī)配套的APU的高度，溫度特性參數(shù)作為邊界條件(如表3)，通過(guò)給定空氣起動(dòng)機(jī)喉道截面積，并將起動(dòng)控制閥的出口壓力限制在225±16 kPa，對(duì)空氣起動(dòng)系統(tǒng)模型進(jìn)行仿真計(jì)算，得到了在不同溫度和海拔高度下的空氣起動(dòng)系統(tǒng)當(dāng)量功率變化曲線，如圖4。

表3 某型直升機(jī)配套的APU高度溫度特性參數(shù)

續(xù)表3

圖4 不同溫度下空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率隨海拔高度變化曲線

通過(guò)分析可以看出，不同溫度下的空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率隨海拔高度的升高而逐漸降低，功率與海拔高度基本成線性變化關(guān)系。

根據(jù)第1章空氣起動(dòng)系統(tǒng)仿真模型理論分析，在APU引氣特性確定的情況下，通過(guò)降低溫度損失，優(yōu)化管路直徑、管路長(zhǎng)度和管路夾角，可以減少空氣起動(dòng)系統(tǒng)的沿程損失，改善空氣起動(dòng)系統(tǒng)的特性。同時(shí)，選取海拔5.5 km，溫度為15 ℃的條件作為計(jì)算狀態(tài)，通過(guò)ANSYS仿真分析某型直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的速度云圖、壓力云圖和溫度云圖，見(jiàn)圖5。

圖5 某型機(jī)配套的空氣起動(dòng)系統(tǒng)仿真云圖

在管路夾角位置處氣流速度激增，并在夾角下方形成旋渦，導(dǎo)致在夾角的位置壓力損失變大；氣流流過(guò)整個(gè)空氣管路，在管路夾角處壓力變化最大，壓損達(dá)到約30 kPa；管路沿程損失主要受到管路長(zhǎng)度以及直徑的影響。另外，在氣流發(fā)展的過(guò)程中，管路損失呈逐漸增大的過(guò)程；管路夾角處速度變化劇烈，湍流強(qiáng)度高，這是由于流體經(jīng)過(guò)彎管局部會(huì)產(chǎn)生一定的流動(dòng)損失，碰撞和漩渦是損失產(chǎn)生的主要原因；湍動(dòng)能從APU到空氣起動(dòng)機(jī)逐漸增大，湍動(dòng)能增加會(huì)導(dǎo)致湍流強(qiáng)度增加和流體速度增加，從而增加管路損失。

考慮到整個(gè)空氣起動(dòng)系統(tǒng)溫度損失不明顯，溫度在整個(gè)損失中影響較小，另一方面流動(dòng)過(guò)程可近似當(dāng)作不可壓流體計(jì)算，且流量損失主要受節(jié)流影響，在空氣起動(dòng)系統(tǒng)中無(wú)明顯節(jié)流，流量損失較小，因此簡(jiǎn)化模型可不考慮溫度和流量損失的影響。下文主要分析管路直徑、管路長(zhǎng)度以及管路夾角三個(gè)關(guān)鍵變量對(duì)空氣起動(dòng)系統(tǒng)壓力損失的影響。

2.2 關(guān)鍵參數(shù)特性與分析

空氣起動(dòng)系統(tǒng)壓力損失受空氣管路以及閥類尺寸及布置的影響。在不考慮溫度及流量損失的情況下，當(dāng)量功率主要受壓力損失的影響。通過(guò)仿真計(jì)算及對(duì)流場(chǎng)的分析，提出了三種方案，通過(guò)控制變量,在保證其他條件相同的情況下，分別研究管路直徑、管路長(zhǎng)度以及管路夾角對(duì)系統(tǒng)壓力損失的影響。具體方案見(jiàn)表4。

記行和、列和為S，則6abc=S3+2(a3+b3+c3)-3S(a2+b2+c2)，對(duì)另外兩行有類似的等式，三式相加得到：6(abc+def+ghi)=3S3+2P-3SQ，其中P是全部9個(gè)數(shù)的立方和，Q是平方和.同理6(adg+beh+cfi)=3S3+2P-3SQ.故(6)得證.

表4 空氣起動(dòng)系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)分析方案

方案A的計(jì)算分析：選取管路直徑分別為35 mm、48 mm、60 mm，在標(biāo)況下計(jì)算整個(gè)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的壓力損失，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表5。直徑48 mm的空氣起動(dòng)機(jī)的當(dāng)量功率管路損失比直徑35 mm的空氣起動(dòng)機(jī)的當(dāng)量功率管路損失提高了5.2%；直徑60 mm比直徑35 mm的空氣起動(dòng)機(jī)的當(dāng)量功率的管路損失提高了6.0%。從結(jié)果可以看出，管路直徑減小會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)損失增大。根據(jù)管路損失影響因素可知，管路直徑的增加使得氣流流過(guò)管路趨于開(kāi)放的空間，故管路直徑增加會(huì)減小管路損失；單純?cè)黾庸苈分睆綄?duì)當(dāng)量功率的提高效果不明顯，進(jìn)一步說(shuō)明了在設(shè)計(jì)管路直徑時(shí)需要確定合適的管路直徑達(dá)到損失相對(duì)最小，重量體積代價(jià)最優(yōu)的目的；實(shí)際工程設(shè)計(jì)時(shí)，管路直徑的增加會(huì)導(dǎo)致空氣起動(dòng)系統(tǒng)體積和重量的增加，配套的閥類體積和重量也會(huì)增加，因此，對(duì)于整個(gè)空氣起動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)，在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)需求的前提下，選取合適的管路直徑能夠有效降低系統(tǒng)損失，減輕系統(tǒng)重量。

表5 不同管路直徑的方案計(jì)算結(jié)果對(duì)比

方案B的計(jì)算分析：選取系統(tǒng)管路長(zhǎng)度分別為2 m、1.6 m、1.2 m，在標(biāo)況下計(jì)算整個(gè)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的壓力損失，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表6。系統(tǒng)管路長(zhǎng)度1.6 m的空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率比長(zhǎng)度2 m的空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率提高了6.0%；系統(tǒng)管路長(zhǎng)度1.2 m的空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率比長(zhǎng)度2 m的空氣起動(dòng)機(jī)當(dāng)量功率提高了10.8%。根據(jù)管路的沿程損失理論及計(jì)算結(jié)果分析，管路長(zhǎng)度的增加會(huì)增大管路損失。在直升機(jī)實(shí)際工程設(shè)計(jì)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置一般首先確定，因此管路長(zhǎng)度一定程度上取決于APU在直升機(jī)上的布置。在滿足直升機(jī)總體布置要求和發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)需求的前提下，應(yīng)盡可能地縮短管路長(zhǎng)度，達(dá)到減少空氣起動(dòng)系統(tǒng)損失以及重量的目的，并為邊界條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)保留一定的裕度。

表6 不同管路長(zhǎng)度的方案計(jì)算結(jié)果對(duì)比

方案C的計(jì)算原理：流體通過(guò)接頭、閥門、彎管等局部障礙物都要產(chǎn)生一定的流動(dòng)損失，這種損失稱為局部損失。碰撞和旋渦是產(chǎn)生局部損失的主要原因。局部損失可以寫(xiě)成如下的表達(dá)式：

(11)

式中，為總壓損失系數(shù)(局部損失系數(shù))；為氣體流速(一般取管件出口的流速)。

在彎管中，流線發(fā)生彎曲，流體受到向心力的作用，流體在彎管內(nèi)側(cè)區(qū)域減速增壓，會(huì)引起流體脫離壁面，形成旋渦區(qū)，造成損失。此外，由于粘性的作用，管壁附近的流體速度小，在內(nèi)外壓力差的作用下，流體會(huì)沿管壁從外側(cè)向內(nèi)側(cè)流動(dòng)。同時(shí)，由于連續(xù)性，管中心流體會(huì)向外側(cè)壁面流去，從而形成一個(gè)雙旋渦形狀的橫向流動(dòng)，整個(gè)流動(dòng)呈螺旋狀。橫向流動(dòng)的出現(xiàn)，也會(huì)引起流體能量的損失。

一般可通過(guò)工程手冊(cè)確定90°彎管的局部損失系數(shù)，其他非90°角度彎管可按下列經(jīng)驗(yàn)公式給出：

(12)

系數(shù)的計(jì)算公式為：

(13)

取模型中的管路三通研究管路夾角變化對(duì)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的影響。由于氣流經(jīng)過(guò)管路三通后，起動(dòng)控制閥控制氣流起動(dòng)相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)，所以三通后一側(cè)管路氣流阻滯不通過(guò)，此時(shí)流動(dòng)可近似處理為彎管流動(dòng)。

研究管路夾角對(duì)系統(tǒng)損失的影響，重點(diǎn)關(guān)注管路的局部損失，故不考慮管路沿程損失。三通處可近似處理為彎管流動(dòng)，通過(guò)控制變量，除管路夾角外其他條件不變，所以彎管的局部損失系數(shù)可表示為管路夾角的表達(dá)式，進(jìn)而可以得到管路的局部損失。

方案C的計(jì)算分析：選取系統(tǒng)管路夾角分別為90°、60°、120°，在標(biāo)況下計(jì)算整個(gè)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的壓力損失，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表7。夾角為60°的管路損失比夾角90°的管路損失提高了17%，而夾角為120°的管路損失比90°的管路損失減小了21%。根據(jù)管路局部損失原理可知，在管路長(zhǎng)度以及直徑一定的情況下，管路中的流體流速越大，損失越大；而管路間夾角減小的過(guò)程中，流速增加，耗散增加，導(dǎo)致管路損失增加。在空氣起動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)優(yōu)先選取管路夾角大于90°，減少耗散，達(dá)到降低系統(tǒng)損失的目的。

表7 不同管路夾角的方案計(jì)算結(jié)果對(duì)比

3 結(jié)論

通過(guò)本文的研究，可以得出以下結(jié)論：

1)通過(guò)對(duì)某型直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的計(jì)算分析，并與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證了空氣起動(dòng)系統(tǒng)仿真研究的準(zhǔn)確性。

2)管路直徑的增加一定程度上可減少系統(tǒng)壓力損失，實(shí)際工程設(shè)計(jì)時(shí)管路直徑的增加會(huì)導(dǎo)致空氣起動(dòng)系統(tǒng)和配套閥類產(chǎn)品重量的增加，選取合適的管路直徑能夠有效減少系統(tǒng)損失和重量。

3)管路長(zhǎng)度的增加會(huì)增加系統(tǒng)壓力損失，實(shí)際工程設(shè)計(jì)時(shí)，在滿足直升機(jī)總體布置要求和發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)需求的前提下，應(yīng)盡可能地縮短管路長(zhǎng)度，達(dá)到減小空氣起動(dòng)系統(tǒng)損失和減輕重量的目的，并為邊界條件下發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)保留一定的裕度。

4)當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)和APU在直升機(jī)上的布置相對(duì)確定后，空氣管路設(shè)計(jì)應(yīng)優(yōu)先選取大于90°的管路夾角，以減少夾角處的耗散，達(dá)到降低系統(tǒng)損失的目的。

綜上，通過(guò)基于仿真分析的某型直升機(jī)空氣起動(dòng)系統(tǒng)管路關(guān)鍵參數(shù)研究，掌握了管路直徑、長(zhǎng)度以及夾角對(duì)空氣起動(dòng)系統(tǒng)的影響規(guī)律，對(duì)于后續(xù)工程設(shè)計(jì)具有較高的指導(dǎo)意義。