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)動機仍能安全工作的重要保障，因此，短艙泄壓過程的研究對保證飛機安全至關(guān)重要。本文主要介紹了影響短艙泄壓門泄壓過程的主要因素與研究內(nèi)容，綜述了國內(nèi)外關(guān)于短艙泄壓門泄壓過程的試驗與仿真研究，對短艙泄壓過程的研究提供參考，并指出現(xiàn)有短艙泄壓系統(tǒng)研究的不足以及未來需重點研究內(nèi)容和方向。

關(guān)鍵詞：短艙；泄壓門；泄壓過程；影響因素；試驗與仿真研究

中圖分類號：V224+.2文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.04.005

民用飛機在追求經(jīng)濟性和高效性的同時，將更多的工作重點放到了發(fā)動機的安全可靠上[1-2]。中國民用航空規(guī)章第25部《運輸類飛機適航標準》CCAR25.1103規(guī)定[3]：對于渦輪發(fā)動機和輔助動力裝置的引氣導管系統(tǒng)，如果在空氣導管的引氣口與飛機的用氣裝置之間的任意部位上的導管破損，對人體不得造成危害。在實際飛行時，若發(fā)動機引氣管道發(fā)生破裂或泄漏時，會使短艙內(nèi)部壓力迅速上升，當艙內(nèi)壓力過高時會破壞短艙結(jié)構(gòu)甚至損壞發(fā)動機，因此需要安裝泄壓門（pressure relief door，PRD），其在短艙內(nèi)部壓力升高到一定閾值后開啟，從而降低內(nèi)部壓力以避免短艙結(jié)構(gòu)損壞或發(fā)動機故障。

自20世紀60年代以來，研究人員對于短艙泄壓系統(tǒng)泄壓門的設(shè)計多采用保守的設(shè)計方案，泄壓門結(jié)構(gòu)相對簡單，但這些并未顯著影響飛機性能。當前民用航空發(fā)動機正朝著高旁通比、高增壓比的方向發(fā)展，與此同時風扇壓比不斷降低，與20世紀60年代的飛機發(fā)動機相比，現(xiàn)代飛機發(fā)動機的工作壓力和溫度更高，導致發(fā)動機引氣管道破裂后，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，這對短艙泄壓系統(tǒng)泄壓門的排放和受力特性提出了更高要求[4-5]。此時若繼續(xù)采用傳統(tǒng)的設(shè)計方案，不僅難以保證泄壓系統(tǒng)滿足泄壓需求，且會不可避免地對飛機性能帶來顯著影響。

因此，對短艙泄壓系統(tǒng)泄壓門進行研究，以對泄壓門泄壓過程有更進一步的了解，對于設(shè)計人員設(shè)計高性能的短艙泄壓系統(tǒng)及提升飛機整體性能具有重要意義。本文在介紹短艙泄壓過程原理的基礎(chǔ)上，對短艙泄壓過程的試驗和仿真計算研究進行總結(jié)歸納，以及短艙泄壓門的結(jié)構(gòu)設(shè)計，指出現(xiàn)有研究不足并提出未來需重點研究內(nèi)容，以對短艙泄壓過程的研究提供參考。

1短艙泄壓過程

短艙泄壓系統(tǒng)大多采用彈簧加載的矩形泄壓門，當短艙內(nèi)部壓力超過預定壓力值時，泄壓門開啟，在泄壓門出口形成復雜的流動結(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，短艙泄壓門泄壓過程如圖1所示。這些流動特征及泄壓門的排放和受力特性將受到泄壓門的結(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，一種典型的泄壓門結(jié)構(gòu)如圖2和圖3所示。

2短艙泄壓過程研究

2.1早期試驗研究

早在20世紀50年代，就有學者和工程技術(shù)人員對于泄壓門穩(wěn)態(tài)排放過程進行了試驗研究，1953年，Dewey通過試驗測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，傾斜出口比垂直于氣流的出口具有更高的排放系數(shù)，且當排放流量系數(shù)一定時，外流馬赫數(shù)對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，而外流場馬赫數(shù)對排放系數(shù)影響很小[7]。

而對短艙泄壓門泄壓過程研究具有指導意義的試驗研究是1957年Vick進行的輔助排氣口為曲面管道且出口有一擋板結(jié)構(gòu)時，排氣到跨聲速氣流過程中擋板排放和受力特性的試驗，試驗裝置總體布置如圖4（單位為in）所示，其排氣出口擋板結(jié)構(gòu)如圖5所示[8]。該試驗選擇了一系列的壓力比、馬赫數(shù)，研究了擋板開啟角度、鉸接點位置和縱橫比等對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之比。研究發(fā)現(xiàn)，泄壓門排放流量系數(shù)隨外流場馬赫數(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啟角度下，隨著擋板鉸接點位置向后移動，排放流量系數(shù)增加；達到給定排放流量系數(shù)所需的壓力比隨著擋板開啟角度的增加而顯著降低；擋板縱橫比為1時比縱橫比為2具有更高的排放流量系數(shù)，而擋板縱橫比為2時推力系數(shù)更高。該報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，為短艙泄壓門泄壓過程的研究設(shè)計提供了較為全面的基礎(chǔ)試驗數(shù)據(jù)。

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

2.2近年來的數(shù)值計算與試驗研究

近年來，Pratt等采用CFD數(shù)值計算的方法對短艙泄壓過程中泄壓門排放和受力特性進行了計算研究[9-10]，為了驗證所建立計算模型的正確性，使用NACATN4007報告中的試驗裝置作為計算域進行了數(shù)值計算[6]，其中所建立的網(wǎng)格模型如圖6所示，計算表明計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致。在此基礎(chǔ)上，對不同馬赫數(shù)、壓力比和開啟角度下短艙泄壓過程中泄壓門排放和受力特性進行了詳細的計算分析，研究發(fā)現(xiàn)，泄壓門排放流量系數(shù)在不同馬赫數(shù)和壓力比下，存在某一最佳開啟角度值，在該開啟角度值下，泄壓門排放流量系數(shù)達到最大，且該最佳開啟角度值隨馬赫數(shù)的增加而減小，隨壓力比的增加而減??；而泄壓門最大排放流量系數(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，存在一個平衡角度，泄壓門力矩系數(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。最后對比分析了開啟角度為15°與40°時泄壓門的出口流動結(jié)構(gòu)，如圖7所示。

Vedeshkin在與空客公司的合作中，對短艙泄壓門泄壓過程進行了試驗與數(shù)值計算研究，采用了一種與前述不同的開啟方式，即泄壓門鉸鏈與來流方向平行，詳細介紹了試驗裝置，包括供氣裝置、全尺寸模擬短艙以及泄壓門力矩測量裝置，并在不同外流場馬赫數(shù)和壓力比下對泄壓門排放和受力進行了試驗測試。通過測量泄壓門表面的總壓和靜壓分布以及泄壓門排放流量系數(shù)，并與數(shù)值計算結(jié)果進行對比，結(jié)果表明計算和試驗之間存在很好的一致性[12]。

Schott與波音公司合作對影響短艙泄壓門泄壓過程的諸多因素進行了詳細的數(shù)值計算研究，其考慮了泄壓門縱橫比、倒圓角、鉸鏈類型、側(cè)壁邊緣圍護等因素的影響，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短艙核心艙泄壓門的性能進行了數(shù)值計算，得到了許多對短艙泄壓門設(shè)計具有指導作用的結(jié)論：泄壓門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??；排放流量系數(shù)隨開啟角度的增加而增加，達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出口流量系數(shù)；泄壓門推力系數(shù)隨開啟角度的增加而減?。划斝箟洪T開啟角度大于30°時，由于后緣橫向渦旋脫離壁面，導致壁表面溫度降低；增加高壓艙室溫度和壓力將導致泄壓門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，對短艙泄壓門泄壓過程展開了詳細的計算研究，對如圖8所示的兩種不同的開啟方式對短艙泄壓門排放性能特性的影響進行了計算研究，結(jié)果表明，縱向開啟下的泄壓門排放系數(shù)高于橫向開啟方式，而力矩系數(shù)低于橫向開啟方式，約為橫向開啟方式下的1/2[14]。

Feng等對泄壓門面積和縱橫比對短艙泄壓過程的影響進行了計算研究，得到如下結(jié)論：泄壓門面積大小對泄壓門流量系數(shù)、推力和力矩系數(shù)基本無影響；泄壓門流量系數(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]。為對短艙泄壓門瞬態(tài)泄壓過程進行研究，王晨臣等基于Modelica語言建立了短艙泄壓過程零維瞬態(tài)仿真數(shù)學模型，并結(jié)合CFD數(shù)值計算對泄壓門開啟艙內(nèi)壓力閾值及最大開啟角度對瞬態(tài)泄壓過程的影響進行了研究，結(jié)果表明，降低泄壓門開啟艙內(nèi)壓力閾值，僅對泄壓初始階段艙內(nèi)壓力變化有所影響；適當降低泄壓門最大開啟角度，可有效減小泄壓門平衡階段往復擺動角度，而對初始階段泄壓速率及平衡階段艙內(nèi)壓力基本無影響，而過多地降低最大開啟角度導致最大開啟角度低于泄壓平衡角度時，會大大降低泄壓速率，且會提高平衡階段艙內(nèi)壓力[16]。

許多研究人員通過數(shù)值計算對短艙泄壓過程進行了穩(wěn)態(tài)仿真計算，得到了許多對泄壓門設(shè)計有指導作用的結(jié)論，但并未能反映實際泄壓過程中艙內(nèi)壓力和泄壓門姿態(tài)等隨時間變化關(guān)系，因此后續(xù)數(shù)值計算研究需更多關(guān)注于短艙泄壓瞬態(tài)過程的研究。

2.3短艙泄壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計

除此之外，還有許多工程設(shè)計人員針對短艙泄壓門的結(jié)構(gòu)進行了許多研究，如Abeel提出一種由力驅(qū)動的閂鎖裝置，正常情況下泄壓門被彈簧壓在關(guān)閉位置，當艙內(nèi)壓力作用在泄壓門上的力超過預定力時，閂鎖裝置彈開，泄壓門打開，該過程也可由人來操作打開[17]。Jensen等提出一種梯形結(jié)構(gòu)的泄壓門，其泄壓門出口上游寬度大于出口下游寬度，如圖9所示。其認為該泄壓門相比矩形泄壓門，可以改變泄壓門周圍低溫旁通空氣的流動，即較寬的前邊緣允許低溫旁通空氣流動時更靠近泄壓門的側(cè)邊緣，因此低溫旁通空氣更易與泄壓門出口的高溫氣體混合，從而降低泄壓門表面及附近壁表面溫度[18]。

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

3結(jié)論

通過研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）通過現(xiàn)有的文獻資料可以發(fā)現(xiàn)，研究人員對諸多重要因素（如壓力比、外流場馬赫數(shù)、泄壓門開啟角度、面積和縱橫比等）對短艙泄壓過程的影響進行大量的試驗與計算研究，得到了許多對短艙泄壓系統(tǒng)設(shè)計具有指導性的結(jié)論。

（2）目前關(guān)于短艙泄壓過程的試驗研究還很少，且僅有NACATN4007報告公開了試驗數(shù)據(jù)，而該試驗的壓力比范圍均小于1，因此數(shù)據(jù)實用性有限；雖然有文獻資料對短艙泄壓過程進行了數(shù)值計算研究，但大都基于短艙泄壓穩(wěn)態(tài)過程，未能反映實際泄壓過程中艙內(nèi)壓力和泄壓門姿態(tài)等隨時間變化關(guān)系。

（3）今后對于短艙泄壓過程研究需更關(guān)注于短艙泄壓瞬態(tài)過程的研究，如建立更加精確的數(shù)學模型或進行瞬態(tài)仿真計算；對短艙泄壓過程開展相關(guān)試驗研究，包括更加全面的短艙泄壓穩(wěn)態(tài)過程試驗與瞬態(tài)過程試驗，以進一步驗證數(shù)值計算的準確性。

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（責任編輯王昕）

作者簡介

王晨臣（1996-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：飛機燃油系統(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