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ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA >

2026 , Vol. 47 >Issue 7: 632755 - 632755

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2025.32755

Special Topic: Aircraft-Engine Integration Technology

Cross-dimensional coupling simulation and modeling for APU intake/exhaust system and its own performance

  • Shuangchao MA 1, 2, 3 ,
  • Xinyao WANG 4 ,
  • Chuanpeng LI 4 ,
  • Hengying REN , 2 ,
  • Liangwei PANG 2
Expand
  • 1. National Elite Institute of Engineering，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
  • 2. AVIC The First Aircraft Design Institute，Xi’an 710089，China
  • 3. National Key Laboratory of Digital and Agile Aircraft Design，Xi’an 710089，China
  • 4. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
E-mail：

Received date: 2025-09-05

  Revised date: 2025-10-16

  Accepted date: 2025-12-04

  Online published: 2025-12-23

Fold

Abstract

Most existing studies employ zero-dimensional simulation models for the overall performance simulation of the Auxiliary Power Unit （APU）， while ignoring the impact of total pressure loss changes in the intake/exhaust system on the overall performance of the APU under different operating conditions. To improve the accuracy of calculation results， an APU Zero-dimensional Steady Model （AZSM） and an APU Multi-dimensional Steady Model （AMSM） were established. These models were achieved by integrating a high-fidelity three-dimensional Computational Fluid Dynamics （CFD） flow field calculation model with a low-fidelity zero-dimensional simulation model via a fully coupled dimensional scaling method， enabling the integrated calculation of the performance of the APU intake/exhaust system and the APU itself. Based on the aforementioned method， this study conducts computational analysis under three typical operating conditions， compares the results with those from the commonly used commercial software Gasturb， and further analyzes the impact of flight altitude （H） and flight speed （Ma） variations on various parameters. The results show that： in Case 1 （ground static state）， the calculation accuracy of both the AZSM and the AMSM increased by 0.02% compared with the results from Gasturb； in Case 2 （flight state at 9 km altitude）， the calculation accuracy of the AZSM increased by 12.75%， while that of the AMSM increased by 19.42%； in Case 3 （flight state at 12 km altitude）， the calculation accuracy of the AZSM increased by 8.54%， and that of the AMSM increased by 24.27%. These results confirm that the AMSM can more accurately calculate the overall performance parameters of the APU under different operating conditions.

Key words： APU; intake/exhaust system; dimension scaling; AZSM; AMSM

Cite this article

Shuangchao MA , Xinyao WANG , Chuanpeng LI , Hengying REN , Liangwei PANG . Cross-dimensional coupling simulation and modeling for APU intake/exhaust system and its own performance[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2026 , 47(7) : 632755 -632755 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32755

辅助动力装置（Auxiliary Power Unit，APU）是现代飞机必不可少的机载设备之一。APU多为小型燃气涡轮发动机，虽不提供动力，但在地面停机时可以为机舱照明、空调等电子设备供电；在飞机起飞前为主发动机起动提供引气或供电；当主系统在飞行过程中失效时，可提供电力和气源［1-3］，提高飞机运行安全性。
APU常安装于飞机后机身，因其特殊的安装位置，进气口附近的流场相较于主发动机进气口更为复杂。APU进气口处机身表面的附面层很厚，低能的附面层流体吸入进气道内会严重影响进气道出口流场，使动力压气机、负载压气机处于畸变的进气流场中，从而会降低动力压气机和负载压气机的性能。此外，APU排气系统的流动阻力会使流体在流动过程中形成压力阻滞，导致涡轮落压比下降，进而影响APU本体的性能参数。因此，对进/排气系统管路流动损失的研究至关重要。
目前，针对APU的研究多以仿真分析为主。赵运生等［4］利用C++程序建立了APU零维数学模型，完成了气动热力计算和非设计点性能计算并得到其设计点性能参数及用于飞机环境控制和主发起动模式下的工作包线及高度-速度特性、温度特性、负载特性。但是，以上零维数学模型并没有考虑当飞行高度（H）和飞行速度（Ma）改变时，进气系统管路损失变化对总体性能的影响。刘然［5］建立了辅助动力装置-空气涡轮起动机（Auxiliary Power Unit - Air Turbine Starter，APU-ATS）混合计算模型并用此模型研究了飞机起动过程中APU的负载特性和温度特性以及部件之间的匹配关系。常博博等［6］分析了负载压气机对APU共同工作的影响，并建立了该类型APU数学模型。苏三买等［7］采用部件法建立了负载引气型APU的引气计算数学模型并完成数值仿真。通过与实际试车数据比较，讨论了APU共同工作方程和负载压气机喘振控制方法。袁昌坤等［8］采用部件级建模方法和多种群遗传算法对包含APU、引气管路和ATS在内的第二动力系统进行稳态建模。但该研究只考虑了流量变化对引气管路损失的影响，并没有考虑对进气系统管路损失的影响。
智文静等［9］构建了APU进气道三维模型并进行计算流体力学（Computational Fluid Mechanics， CFD）仿真分析，分析了APU进气管道及进气风门对进气系统总压力、压力恢复、进气畸变的影响，以及不同工况下进气管道的气动性能。但是没有分析各个工况条件下，进气管道气动性能对APU总体性能的影响。邓智亮等［10］对民用飞机辅助动力装置APU进气系统进行仿真分析，研究了不同长宽比的等面积进气口对APU进气性能的影响。王虎山和汪明生［11］利用CFD方法对带多孔板的双压气机构型的APU进气系统气动性能进行三维数值模拟，研究了不同开孔率下该APU进气系统气动性能，为进气系统的设计提供了参考。
在不同飞行工况下，APU进/排气系统的气动性能与APU本体性能均有显著变化并且会相互影响。参考以上已公开的研究，对APU进/排气系统性能进行研究时，均以APU进/排气系统单独部件作为研究对象，分析气动性能进而对其结构进行设计，并没有考虑进/排气系统与发动机的匹配问题，缺少对APU本体性能的研究；而研究APU本体性能时仅使用零维数学模型，缺少对APU进/排气系统的高精度分析，精度较低。
基于上述考虑，采用完全耦合的方法建立了混合维度的APU系统仿真模型并进行研究。完全耦合方法是一种根据实际需求，使用部件高保真度仿真模型替换部件零维仿真模型进行计算的研究方法［12-13］。利用高精度的三维CFD计算模型替代低精度的零维稳态计算模型中的进气道和排气装置部件，实现了APU进/排气系统与APU本体性能的一体化计算。

1 计算模型与研究方法

1.1 APU零维稳态模型

参考文献［5］的APU为研究对象，建立APU零维稳态模型（APU Zero-dimensional Steady Model，AZSM），其结构和截面编号如图1所示。该型APU为单转子结构，包括进气道、动力压气机、负载压气机、燃烧室、涡轮、排气装置。将海平面静止状态（H=0 m，Ma=0）作为AZSM的设计点状态，参数如表1 ［5］所示。
图 1 AZSM的结构和截面编号

Fig.1 Structure and serial numbers of AZSM

表1 AZSM设计点参数［5］

Table 1 Design parameters of AZSM［5］

部件 参数 数值
进气道 流量/（kg·s-1） 3.17
动力压气机

压比

效率

6.8

0.75

负载压气机

导叶角度/（°）

压比

效率

75

3.5

0.75

燃烧室 出口总温/K 1 380
涡轮 效率 0.85
常规进气道部件模型根据环境的压力和温度，给定总压恢复系数 σ计算得到进气道出口截面的总温和总压。但由于APU进气道的进口流场相对复杂，不同的工况下APU进气道总压恢复系数变化较大，如不考虑总压恢复系数的变化，计算精度较低。因此，将进气道部件拆分为进气道进口、进气管路、集气室3个模块（见图2），图2中， T t A M B为环境总温； W A M B为进气道进口物理流量； T t 1为考虑冲压损失后的进气管路进口总温； W 1为考虑冲压损失后的进气管路进口物理流量； T t A P U为集气室进口截面总温； W A P U为集气室进口截面物理流量。并参考该型APU相关说明引入进气道特性图，进气道进口冲压恢复（Inlet Ram Recovery， IRR）系数和进气管路损失（Inlet Duct Loss， IDL）系数曲线如图3和图4所示。利用IRR和IDL计算得到集气室进口截面总压，计算公式为
I R R = P t 1 - P s A M B / P t A M B - P s A M B
I D L = P t 1 - P t A P U / P t 1
式中： P t 1为考虑冲压损失后的进气管路进口截面总压； P s A M B为环境静压； P t A M B为环境总压； P t A P U为集气室进口截面总压。
图 2 AZSM进气道

Fig.2 Inlet of AZSM

图 3 IRR 曲线

Fig.3 Curve of IRR

图 4 IDL曲线

Fig.4 Curve of IDL

在进行稳态计算时，一般将流量和转速作为插值变量从部件特性图中读取压比和等熵效率等参数。然而，当部件处于堵塞状态时，该插值方法会引起较大数值误差。此外，压比-流量特性线并非单调，用转速和压比插值往往会得出两个流量值，导致计算错误，因此引入特性线辅助变量β ［14］（取值范围为［0，1］）来表征工作点与喘振边界的相对位置。AZSM在读取动力压气机与负载压气机的部件特性时均使用β值和转速n进行插值以避免流量插值法引起的误差。
在进行非设计点稳态性能计算时通常采用牛顿-拉夫森算法（Newton-Raphson Algorithm， N-R）进行迭代，该算法主要通过残差来调整猜值［15］。一元的N-R迭代主要通过变化率（切点斜率）来进行猜值修正，曲线在猜值点的切线与横坐标的交点是下一猜值位置，其公式为
X k + 1 = X k - f ( X k ) f ' ( X k )
式中： X k、 X k + 1为迭代变量； f ( X k )为非线性方程； f ' ( X k )为非线性方程的导数。
AZSM在给定APU物理转速的控制规律下，引入了4个初猜值：动力压气机特性线辅助变量β 1、负载压气机特性线辅助变量β 2、燃烧室出口温度T t4、涡轮落压比。对应了4组平衡方程如式（4）~式（7）所示：动力段流量平衡、功率平衡、负载压气机流量平衡和APU排气装置出口静压平衡方程。组成了4元非线性方程组，AZSM的工作原理如图5所示。
ε 1 = W t u r b i n e - W c a l / W t u r b i n e
ε 2 = P t u r b i n e - P s u m / P t u r b i n e
ε 3 = W L C , c o r - W d e s , c o r / W d e s , c o r
ε 4 = P s , e x h a u s t - P s A M B / P s A M B
式中： ε 1、 ε 2、 ε 3、 ε 4为AZSM平衡方程残差； W t u r b i n e为涡轮特性图上插值得到的涡轮进口折合流量； W c a l为计算得到的涡轮进口截面折合流量； P t u r b i n e为计算得到的涡轮功率； P s u m为负载压气机功率、动力压气机功率、输出电功率的总和； W L C , c o r为负载压气机出口折合流量； W d e s , c o r为负载压气机出口折合流量设计值； P s , e x h a u s t为计算得到的排气装置出口静压。
图5 AZSM工作原理

Fig.5 Working principle of AZSM

需要说明的是，APU的引气流量取决于ATS的几何参数［16］。参考了该型APU所匹配ATS导向器的有效面积，通过计算得出 W d e s , c o r并保持恒定，其数值为0.423 kg/s，公式为
W a = K q ( λ ) P * T * A
W d e s , c o r = W a T * / 288.15 P * / 101   325
式中： W a为截面进口物理流量； K为流量系数； q ( λ )为流量函数； P *为截面进口平均总压； T *为截面进口平均总温； A为截面面积。

1.2 APU进/排气三维模型

在三维建模软件中建立了该型APU进气道三维简化模型（Inlet Three-dimensional Model， ITM），该型APU采用带有风门的上进气方式，其进气口位于后机身防火墙前的79~80号隔框间，计算模型没有将复杂的APU进气腔包括进来，而计算域中进气道出口为均匀静压出口条件，显然与出口段为弯曲段流动特性相悖，所以计算模型在进气道出口外延了长度等于0.3 m的矩形平直管道，如图6所示。
图 6 APU进气道三维模型

Fig.6 Three-dimensional model of APU inlet

进气道风门为厚度等于5 mm的曲形壳体。风门的上曲面为进口所围成的机身蒙皮，沿着上曲面的法线方向移动5 mm，构成了风门的下表面，进气口后唇线两端点的连线作为风门的转轴。为研究风门开度对APU进气的影响，共建立了4组ITM模型，风门开度分别为20°、30°、40°、50°。图7给出了风门开度为30°的模型。
图 7 APU进气道风门三维模型

Fig.7 Three-dimensional model of APU inlet damper

由于飞机后机身附近的流动状态对APU进气系统气动性能的影响显著，因此计算域进口设置在飞机坐标系下25 m处，计算域出口距离计算域进口100 m，远场为半径32 m的半圆柱面，直径约为机身横截面尺寸的15倍，远远超出APU进气道尺度。ITM计算域如图8所示。经过网格无关性验证后，最终ITM的计算域网格量为797万。在三维建模软件中还建立了该型APU排气装置三维模型（Exhaust Three-dimensional Model， ETM），将排气装置简化为一个轴线平行于进气道出口截面、长度为1.067 m的等径直管，其出口直径为0.38 m。经过网格无关性验证后，最终ETM的计算域网格量为27万。
图 8 ITM计算域示意图

Fig.8 Schematic diagram of ITM computational domain

1.3 APU多维度仿真模型

在对ITM进行计算时发现，进气道出口截面的静压 P s对进气道出口流量、总温、总压恢复系数等计算结果影响显著，当模型处于设计点状态时可以根据设计点流量参考值对出口静压参数大小进行调整。但当改变飞行工况或调节进气道风门开度进行非设计点计算时，由于流量未知，单一部件的边界条件无法直接匹配当前工况条件下的APU性能。同样计算ETM时，当排气装置进口边界条件改变时，排气装置的总压恢复系数也会改变。而单独使用AZSM进行计算时虽然可以确定边界条件但在不同进气条件下进气道/排气装置总压恢复系数的变化量未知，计算精度较低。因此，引入维度缩放技术，提高进气道及排气装置部件仿真模型的保真度，以获取更为真实的部件工作特性。
使用Isight建立了APU多维度稳态模型（APU Multi-dimensional Steady Model， AMSM），利用完全耦合的方法［17-18］对ITM、AZSM、ETM这3个模型进行自动化求解，实现了APU进/排气装置与APU本体性能的一体化计算。由于AZSM只能得到各个部件进出口截面的气动平均参数，因此利用流体仿真计算软件对ITM和ETM进行三维仿真计算时将进气道出口截面设置为压力出口，给定平均总温和平均静压；将排气装置进口截面设置为压力进口，给定平均总温和总压；将排气装置出口截面设置为压力出口，给定平均总温和平均静压。需要说明的是，排气装置出口截面平均静压为当前飞行工况下大气静压。
AMSM工作原理如图9所示。在建立AMSM时需对AZSM的结构进行调整。用ITM替换AZSM中的进气道部件，将ITM的出口截面参数（总温、总压）作为AZSM中动力压气机部件的进口边界条件；用ETM替换AZSM中的排气装置部件，将AZSM中涡轮部件的出口截面参数（总温、总压）作为ETM的进口边界条件。完全耦合方法基于ITM与AZSM在相同边界条件下的计算流量差异，对进气道出口截面静压进行修正；同时基于ETM与AZSM在相同边界条件下计算流量差异，对排气装置的总压恢复系数进行修正。
图 9 AMSM工作原理

Fig.9 Working principle of AMSM

需要说明的是AMSM在AZSM的基础上增加进气道出口静压参数 P s作为第5个初猜值，同时引入流量平衡方程式（10）和式（11）替代排气装置出口静压平衡方程，即式（7），组成5元非线性方程组。利用N-R进行多次迭代，当AZSM、ITM和ETM的计算结果满足收敛残差要求时即可得到进气道/排气装置的部件工作特性以及APU的整体性能参数。
ε 4 ' = W A Z S M - W I T M / W I T M
ε 5 ' = W e x h a u s t - W E T M / W E T M
式中： ε 4 '和 ε 5 '为平衡方程残差； W A Z S M为AZSM计算得到的流量； W I T M为ITM计算得到的流量； W e x h a u s t为排气装置进口截面流量； W E T M为ETM计算得到的流量。

1.4 仿真结果及准确性验证

选取该型APU的设计点状态（海平面静止状态）作为工况1，同时选取风门开度为30°的进气道三维模型来建立AMSM。在计算AMSM循环迭代的过程中发现，随着进气道出口平均静压的增加，计算ITM得到的进气道出口流量ITM_W逐渐减小，而计算AZSM（屏蔽进气道、排气装置部件模块）得到的进气道出口流量AZSM_W1逐渐增加。
同时随着排气装置总压恢复系数的增加，计算ETM得到的排气装置进口流量ETM_W逐渐减小，而计算AZSM（屏蔽进气道、排气装置部件模块）得到的排气装置进口流量AZSM_W2几乎不变。流量变化如图10所示。
图 10 计算模型间流量平衡过程

Fig.10 Flow balance process between calculation models

文献［5］中该型APU的输出轴功为100 kW，而AZSM与AMSM计算得到APU的输出轴功均为99.99 kW，轴功率平衡方程均得到满足。AZSM、AMSM、Gasturb的主要仿真结果如表2所示，参考数据涵盖了APU动力段截面参数、负载段截面参数以及APU本体性能。与文献［5］中提供的参考值相比，精度均在±1.5%以内，证明了AZSM与AMSM模型的合理性与准确性。
表2 仿真结果验证

Table 2 Verification of simulation results

参数 参考值［5］ AZSM AMSM Gasturb
APU当量功率/kW 272.00 272.44 272.16 272.06
APU当量耗油率/（kg·kW-1·h-1） 0.502 0.514 0.506 0.500
APU动力压气机耗功/kW 620.00 621.53 620.47 620.12
APU动力压气机出口温度/K 615.00 616.74 615.56 615.44
APU供油量/（kg·s-1） 0.038 0 0.038 2 0.037 9 0.038 0
APU涡轮功/kW 931.00 931.24 931.35 931.11
APU排气温度/K 781.00 781.44 781.32 781.06
APU负载压气机耗功/kW 209.00 208.57 209.73 209.01
APU负载压气机出口相对折合流量/（kg·s-1） 0.423 0 0.429 9 0.429 9 0.429 9

2 算例与分析

2.1 APU进气道气动性能仿真分析

相关资料表明［19-21］，总压损失是衡量APU进气系统气动性能的重要指标。选取风门开度为30°的进气道模型，图11（a）为海平面静止状态下进气道出口截面总压随流量的变化规律，进气道出口截面总压随流量的增加而减小。
图 11 进气道气动性能

Fig.11 Aerodynamic performance of inlet

图11（b）为进气道总压恢复系数和管道损失随流量的变化规律。可以发现，随着流量的增加，进气道总压恢复系数减小，管道损失增加。这是由于进气道出口处气体总压的下降导致气体密度降低而气体总温变化量较小，进气道内气体流速增加，进而导致进气道的管道损失增加，总压恢复系数降低。

2.2 模型精度对比

当缺乏实验数据作为参考时，由于进气道出口截面平均静压参数大小未知，当改变进气条件时常规的仿真模型很难确定APU的工作状态。因此，对APU进气道和总体性能的单独分析缺乏准确性，需要将进气系统与APU进行匹配以确保计算的准确性。为此，建立AMSM，可以根据不同的进气条件精准定位APU的工作点在特性线上的相对位置并对APU进气系统的气动性能和总体性能进行计算。
参考某型APU工作包线，选取了3种典型 工况进行气动特性分析：海平面静止状态（工况1）、9 km高空状态（工况2）、12 km高空状态（工况3），工况参数如表3所示。使用AMSM、AZSM以及常规商用软件Gasturb对这3种工况进行仿真分析，图12给出了不同计算模型得到的精度对比。
表3 某型APU典型工况数据

Table 3 Typical working condition data of a certain APU

工况 大气压力/Pa 大气温度/K Ma 流量/（kg·s-1）
1 101 325 288 0 3.17
2 29 647 228 0.7 1.20
3 18 547 217 0.8 0.96
图 12 不同计算模型精度对比

Fig.12 Accuracy comparison of different calculation models

从图12中可以发现，在地面静止状态下各模型计算得到的流量大小基本相同。但当飞机处于高空状态时，由于APU进气道相较于主发动机进气道更为复杂，使用商用零维仿真软件Gasturb计算得到的流量误差较大。相比之下，引入进气道特性的零维模型AZSM在工况2和工况3下的计算精度分别较Gasturb提升了12.75%和8.54%；而对进气道进行三维仿真的AMSM在相同工况下的计算精度分别提升了19.42%和24.27%。
这是由于随着H与Ma的增加，进气道的总压恢复系数会显著降低。相较于Gasturb，AMSM模型能针对不同飞行工况对进气道总压恢复系数进行修正，因此计算精度更高。利用AMSM计算得到的总压恢复系数对Gasturb中的参数进行修正后，计算结果如表4所示。可见，Gasturb的计算精度也得到显著提升：相较于修正前，其在工况2下的精度提升了18.44%，在工况3下的精度提升了24.16%。
表4 Gasturb修正结果

Table 4 Gasturb corrected results

工况 修正后的总压恢复系数 修正后的流量/（kg·s-1） 精度提升幅度/%
2 0.81 1.22 18.44
3 0.74 0.99 24.16

2.3 H和Ma变化对各参数的影响分析

飞机的H和Ma是影响飞机APU进气道总压恢复系数的关键因素，两者通过改变进气道内气流的流动状态（如流速、静压、密度等）影响着APU进气系统的总压损失。当总压损失发生变化时，APU的工作状态也会发生变化进而影响APU的总体性能参数。
图13（a）和图13（b）为APU进气系统的总压损失随H与Ma的变化规律。由图13（a）可知，在相同的Ma下，APU进气系统的总压损失随H的增加而增大。这是因为当H增加时，大气静压和密度显著下降。相同进气道截面下气流的质量流量减少，气流在进气道内的“附面层发展”更显著，能量损失增加，进而导致附面层厚度增加，总压损失增加。此外大气温度随高度升高而降低，气流的运动黏性系数减小，理论上可降低APU进气系统管路的摩擦损失。然而实际上，因质量流量减少而引起的附面层损失的增幅远大于黏性降低带来的损失减小，因此进气系统的总压损失仍随H的增加而增大，但是增幅较小。
图 13 总压损失变化规律

Fig.13 Variation law of total pressure loss

由图13（b）可知，H相同时，APU进气系统的总压损失随Ma的增加而增大，且Ma越大增幅越大。APU进气道通常设计为亚声速进气道，对于亚声速低Ma气流（Ma≤0.3）可视为不可压缩流体，而对于亚声速高Ma气流（0.3<Ma<1.0），气流的压缩性不可忽略。APU进气系统的总压损失主要来自进气道内的摩擦损失和局部损失（如进气口转弯、截面突变等）。对于亚声速低Ma气流，当Ma增大时气流的流速增大，进气道的局部损失与气流流速的平方成正比，因此总压损失随Ma的增加而缓慢上升，但上升幅度较小（忽略气流压缩性）。而对于亚声速高Ma气流，进气系统的总压损失除摩擦损失和局部损失外，还需考虑气流的压缩性损失。当气流在进气道内减速增压时，高Ma气流的动能转化为压力能的过程中，因压缩性导致波前Ma升高，总压损失急剧增加。同时，高Ma下压力梯度增大，附面层易出现分离，进而加剧总压损失。因此，总压损失随Ma的增加而增大，且越接近声速，总压损失的上升幅度越大。
图14（a）和图14（b）分别为APU流量和当量功率随H和Ma的变化情况，由图14可知APU的流量和当量功率均随H的增大而减小，随Ma的增大而增大。这是因为随着H增加，APU进气道进口大气压力与空气密度均会下降。而APU依靠吸入外界空气来工作，空气密度的减小会导致APU进气流量下降。由于进入燃烧室参与燃烧的空气流量减少，燃料燃烧释放能量降低，因此APU的当量功率也随之下降。当飞机的Ma增加时，进气道的进口总压急剧升高，推动更多空气进入APU，因此APU的流量和当量功率也随之升高。
图 14 APU总体性能参数

Fig.14 Overall performance parameters of APU

3 结 论

1） 建立了AZSM与AMSM。其中，AZSM添加了进气道特性图，可针对不同工况修正进气道参数；此外，AMSM采用完全耦合方法，实现了APU进/排气系统与本体性能的跨维度计算。将两个模型的仿真结果与参考值对比，系统各参数相对误差均处于可接受范围，验证了仿真模型的可靠性。
2） APU各部件在工作时相互影响，当改变飞行工况时，进气道的气动性能会发生变化并影响APU的工作状态。对典型工况下的计算结果与Gasturb进行对比发现：在9 km高空飞行状态下AZSM的计算结果精度提升了12.75%而AMSM的计算结果精度提升了19.42%；在12 km高空飞行状态下AZSM的计算结果精度提升了8.54%而AMSM在不同工况下的计算结果精度提升了24.27%。AMSM在不同工况下的计算精度更高，计算结果更可靠。
3） 在不同H、Ma下APU各部件的共同工作状态发生变化，高空工作时APU的流量、当量功率等性能参数都有不同程度的衰减。因此，在设计进气道结构时要综合考虑不同飞行工况下的气动性能以及总体性能参数，以获得工作包线内更好的综合性能。

References

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