劉成炎 郭秉漢 李明春 陸育良

摘要：基于AMESim仿真平臺搭建了油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)性能仿真模型，建立了飛機飛行狀態(tài)參數(shù)模型，通過改變換熱器換熱效率、渦輪流量等參數(shù)對系統(tǒng)進行動態(tài)優(yōu)化仿真分析，得到了適用于全飛行剖面的性能模型，保證空氣預處理系統(tǒng)在飛機起飛、爬升、巡航、下降等所有飛行階段，出口溫度能夠控制在75℃±5℃溫度范圍內(nèi)?；诜抡婺Ｐ?，對控制模型的PID參數(shù)進行優(yōu)化，提升了系統(tǒng)出口溫度調(diào)節(jié)的收斂速度。提出的仿真分析方法對空氣預處理系統(tǒng)的參數(shù)分配及控制率的研究具有一定的指導意義。

關(guān)鍵詞：空氣預處理系統(tǒng)；系統(tǒng)仿真；動態(tài)仿真；AMESim；油箱惰化

中圖分類號：V219文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.008

為降低飛機燃油箱爆炸的風險，國內(nèi)外進行了大量機載惰化技術(shù)研究[1-7]，其中，中空纖維膜制氮技術(shù)因可靠性高、質(zhì)量代償小等特點得到廣泛應(yīng)用[8]?？諝忸A處理系統(tǒng)（APS）能夠為纖維膜提供合適條件的空氣。

近幾十年來，空氣預處理系統(tǒng)的架構(gòu)不斷發(fā)展改進。老式飛機的惰性氣體發(fā)生系統(tǒng)（IGGS）直接從環(huán)控系統(tǒng)引氣。波音777的空氣預處理系統(tǒng)采用了渦輪增壓器構(gòu)型，在冷卻氣體的同時對氣體進行增壓。波音787的空氣預處理系統(tǒng)采用了電動壓氣機構(gòu)型，能夠?qū)⒇浥摎怏w壓縮、冷卻。隨著技術(shù)的更新?lián)Q代，綜合熱管理成為飛機發(fā)展的方向[9]，但是獨立式空氣預處理系統(tǒng)目前處于技術(shù)發(fā)展的成熟期，具有很大的研究價值。

復雜構(gòu)型的空氣預處理系統(tǒng)的參數(shù)匹配難度大，需反復迭代優(yōu)化才能設(shè)計出性能合適的空氣預處理系統(tǒng)。中空纖維膜因其對氣體溫度敏感的特性對控制系統(tǒng)提出了更高的要求。

因此，本文基于某型飛機的空氣預處理系統(tǒng)進行了仿真建模分析，對系統(tǒng)及其控制系統(tǒng)進行了迭代優(yōu)化。仿真分析方法對于油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)的設(shè)計及控制參數(shù)的研究具有一定的指導意義。

1系統(tǒng)原理

油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)原理圖如圖1所示。系統(tǒng)的工作原理為：高溫空氣進入系統(tǒng)之后分為兩路，一路進入渦輪膨脹做功，氣體膨脹降溫之后作為熱沉進入回熱器，最后流經(jīng)引射噴嘴進入冷風道；另一路空氣在回熱器中冷卻之后進入壓氣機，增壓到合適的壓力之后進入主換熱器，在主換熱器中冷卻到合適的溫度之后進入下游空氣分離裝置。調(diào)溫閥與主換熱器并聯(lián)，通過調(diào)節(jié)調(diào)溫閥的開度可以將系統(tǒng)出口氣體溫度控制在75℃±5℃范圍內(nèi)。主換熱器熱沉為沖壓空氣，在地面工況下，當沖壓空氣流量不足時，采用電動風扇抽吸機外空氣作為系統(tǒng)熱沉。

系統(tǒng)有壓縮供氣和應(yīng)急供氣兩種模式。當渦輪入口閥開啟時，渦輪-壓氣機正常運轉(zhuǎn)，壓氣機進出口壓力差使單向閥處于關(guān)閉狀態(tài)，系統(tǒng)進入增壓供氣模式，通過調(diào)節(jié)渦輪入口閥的開度對渦輪做功能力進行調(diào)節(jié)，將系統(tǒng)出口空氣壓力控制在500～700kPa（絕壓，下同）范圍。

渦輪-壓氣機未開啟或者故障時，系統(tǒng)進入應(yīng)急供氣模式，系統(tǒng)入口空氣流經(jīng)單向閥進入主換熱器，在主換熱器中冷卻到合適的溫度后供給下游系統(tǒng)，在應(yīng)急供氣模式下單向閥處于打開狀態(tài)。下文對系統(tǒng)壓縮供氣模式進行研究。

當系統(tǒng)入口引氣壓力大于420kPa時，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷閥能夠?qū)⑾到y(tǒng)入口壓力限制在420kPa以下。

2仿真參數(shù)的確定

2.1飛行剖面

參考某型飛機飛行參數(shù)[10]，建立飛行高度、飛行馬赫數(shù)、系統(tǒng)入口空氣溫度、系統(tǒng)入口空氣壓力等參數(shù)隨飛行時間變化的飛行剖面。

建立的飛機飛行剖面包含了地面慢車（0～600s）、地面滑跑（600～660s）、爬升（660～3060s）、巡航（3060～4060s）、下降（4060～5560s）、著陸（5560～5620s）等階段。為了計算方便，將巡航階段的時間縮短為1000s，整個飛行剖面時長為5620s，飛行最大高度為12000m。

在地面慢車階段，飛行馬赫數(shù)為0；在地面滑跑階段，飛行馬赫數(shù)從0持續(xù)增加至0.24；在爬升階段，飛行馬赫數(shù)從0.24持續(xù)增加至0.8；在巡航階段，飛行馬赫數(shù)保持0.8不變；在下降階段，飛行馬赫數(shù)從0.8持續(xù)下降至0.2；在著陸階段，飛行馬赫數(shù)從0.2持續(xù)下降至0。

隨著飛行階段的改變，空氣預處理系統(tǒng)入口溫度在140～180℃之間變化，系統(tǒng)入口壓力在300～420kPa之間變化。

空氣預處理系統(tǒng)的出口流量由下游空氣分離系統(tǒng)決定，在起飛、爬升、巡航等階段，系統(tǒng)出口流量應(yīng)保證不低于280kg/h；在下降階段，系統(tǒng)出口流量應(yīng)保證不低于650kg/h?？諝忸A處理系統(tǒng)出口壓力應(yīng)控制在500～700kPa范圍內(nèi)。飛行狀態(tài)參數(shù)見表1。

2.2沖壓空氣物性參數(shù)

采用不帶阻力系統(tǒng)的前緣進氣口計算沖壓空氣物性參數(shù)[11-12]。

風道進口總溫：Ti=T∞（1+0.2Ma2）

風道進口總壓：pi=p∞（1+0.2Ma2）3.5式中：T為流體溫度；p為流體壓力；Ma為流體馬赫數(shù)；下標i代表風道進口；下標∞代表當?shù)丨h(huán)境。

在仿真模型中，通過建立管道、換熱器、閥門等模型的流阻特性子模型，計算冷空氣流量等參數(shù)。

3仿真模型

3.1系統(tǒng)仿真模型

基于AMESim軟件，利用Signal Control、Aeronautics& Space、Gas Mixture、Thermal等模型庫搭建了空氣預處理系統(tǒng)性能仿真模型，如圖2所示。

3.2換熱器仿真模型

根據(jù)設(shè)計計算出的換熱器性能曲線簇建立如圖3所示的換熱器性能曲面。圖中，X1軸代表換熱器熱邊流體質(zhì)量流量；X2軸代表換熱器冷邊流體質(zhì)量流量；Y軸代表換熱器熱邊流體熱效率。換熱器性能曲線簇需根據(jù)仿真計算需要進行調(diào)整。

3.3渦輪-壓氣機仿真模型

根據(jù)設(shè)計計算出的壓氣機性能曲線簇建立如圖5所示的壓氣機流量特性曲面。圖中，X1軸代表壓氣機折合質(zhì)量流量；X2軸代表壓氣機折合轉(zhuǎn)速；Y軸代表壓氣機壓縮比。壓氣機性能曲線簇需根據(jù)仿真計算需要進行調(diào)整。

4仿真結(jié)果

4.1環(huán)境溫度及壓力

隨著飛機飛行高度的變化，當?shù)丨h(huán)境溫度及壓力隨之變化。在仿真模型中，采用美國標準大氣模型中的標準天大氣模型對環(huán)境溫度及壓力進行仿真計算，結(jié)果如圖6、圖7所示。

4.2動態(tài)控制率優(yōu)化

系統(tǒng)出口流量受下游空氣分離系統(tǒng)影響。在起飛、爬升、巡航等階段，飛機油箱僅需少量富氮氣體（nitrogen enriched air，NEA）來維持氮氣濃度，此時引氣預處理系統(tǒng)出口流量??；在下滑階段，隨著油箱外部空氣壓力逐漸升高，需要往油箱充入大量富氮氣體以平衡油箱內(nèi)外空氣壓力差，此時引氣預處理系統(tǒng)出口流量大。

系統(tǒng)出口溫度調(diào)節(jié)通過調(diào)溫閥實現(xiàn)，調(diào)溫閥與主換熱器并聯(lián)，調(diào)溫閥出口氣體溫度高，主換熱器出口氣體溫度低，可以通過調(diào)節(jié)調(diào)溫閥的開度的方法來改變冷、熱流體的流量比從而調(diào)節(jié)系統(tǒng)出口氣體溫度。系統(tǒng)出口溫度控制時，預設(shè)一個“溫度死區(qū)”，即出口溫度在75℃±2℃之間時，調(diào)溫閥不動作，出口溫度大于77℃時調(diào)溫閥向關(guān)位運動，出口溫度小于73℃時調(diào)溫閥向開位運動。

系統(tǒng)從安全性的角度考慮設(shè)置有兩個熱力學開關(guān)，當壓氣機出口溫度超出預設(shè)值時渦輪入口閥能夠及時關(guān)斷，當系統(tǒng)出口溫度超出預設(shè)值時系統(tǒng)出口的熱力學開關(guān)能夠及時關(guān)斷。系統(tǒng)的控制原理圖如圖8所示。

采用PID控制方法對系統(tǒng)出口溫度進行控制，圖9為溫度控制模型。為了便于表述，將控制模型中的子模型進行編號，控制模型各個子模型說明見表2。

利用仿真模型對油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)進行性能計算，仿真時長設(shè)置為5620s，每1s打印一組數(shù)據(jù)，系統(tǒng)出口溫度如圖10所示，壓氣機出口溫度如圖11所示。仿真結(jié)果表明，空氣預處理系統(tǒng)出口溫度能夠達到75℃±5℃范圍控制要求。壓氣機出口為系統(tǒng)溫度最高的地方，通過合理設(shè)計回熱器換熱效率，能夠保證在全飛行剖面下壓氣機出口溫度始終低于200℃。當壓氣機出口溫度低于200℃時，引氣預處理系統(tǒng)中的所有部件都可以選擇采用高強度、低密度的鋁合金材料制造，能夠減輕產(chǎn)品質(zhì)量。

基于上述仿真計算方法，對系統(tǒng)溫度控制率進行優(yōu)化設(shè)計，保證系統(tǒng)出口溫度調(diào)節(jié)具有較快的收斂速度。取飛行剖面前350s進行仿真計算，溫度初值為20℃，系統(tǒng)出口溫度控制目標值為75℃±5℃。由于系統(tǒng)內(nèi)產(chǎn)品熱容、溫度傳感器響應(yīng)時間、閥門作動速度等因素的存在，PID參數(shù)取值會對出口溫度的收斂速度產(chǎn)生影響。在計算模型中，對PID參數(shù)的取值迭代優(yōu)化，最終獲得了較為理想的溫度收斂速度。如圖12所示，當比例系數(shù)Kp取值為1、積分系數(shù)Ki取值為0.1、微分系數(shù)Kd取值為0時，系統(tǒng)出口溫度收斂具有較好的效果，在沒有產(chǎn)生震蕩的同時能夠很快收斂。該仿真計算結(jié)果能夠用于指導引氣預處理系統(tǒng)控制盒參數(shù)調(diào)節(jié)，提升產(chǎn)品開發(fā)效率。

5結(jié)論

本文采用AMESim仿真軟件，搭建了油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)的仿真計算模型，并通過仿真計算預測了全飛行剖面下該系統(tǒng)的性能表現(xiàn)。該仿真模型具備以下作用：

（1）全飛行剖面系統(tǒng)性能驗證。驗證系統(tǒng)全飛行剖面下的性能，輔助系統(tǒng)設(shè)計、系統(tǒng)參數(shù)分配分解。

（2）部件性能指標的分配。如閥門通徑的選擇、換熱器換熱效率分配、渦輪-壓氣機性能曲面需求分配。

（3）控制參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計。通過仿真結(jié)果，優(yōu)化系統(tǒng)控制參數(shù)，用于指導產(chǎn)品控制器參數(shù)調(diào)節(jié)。

仿真建模之初，參考同類型產(chǎn)品的試驗數(shù)據(jù)建立了換熱器、渦輪-壓氣機、閥門、管道等部件的性能模型。部件模型通過仿真結(jié)果的反饋不斷迭代與優(yōu)化，在仿真計算中達到全飛行剖面下油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)出口氣體溫度、壓力、流量均滿足要求的目的。經(jīng)過迭代與優(yōu)化的部件模型，可以反過來用于指導換熱器、渦輪-壓氣機等部件的設(shè)計工作，即：若在全飛行剖面下，實際設(shè)計出的換熱器、渦輪-壓氣機的性能等于或優(yōu)于本仿真模型中的部件性能，系統(tǒng)的性能指標就能達到要求。

通過模型的不斷優(yōu)化，得到了最終的AMESim仿真計算模型，通過該模型進行油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)的性能仿真計算，得到如下結(jié)論：

（1）通過合理分配核心部件參數(shù)，油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)在全飛行剖面下，系統(tǒng)出口溫度可以控制在75℃±5℃以內(nèi)。

（2）通過合理分配主換熱器及回熱器的換熱效率，能夠保證壓氣機出口溫度低于200℃，有效減小系統(tǒng)質(zhì)量代償?shù)耐瑫r提升了惰化系統(tǒng)的安全性。

（3）當PID控制參數(shù)比例系數(shù)Kp取值為1，積分系數(shù)Ki取值為0.1，微分系數(shù)Kd取值為0時，系統(tǒng)出口溫度收斂具有較好的效果。

本文提出的仿真分析方法對于油箱惰化空氣預處理系統(tǒng)的設(shè)計及控制參數(shù)的研究具有一定的指導意義。

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Optimization Simulation Analysis of Fuel Tank Inerted Air Preparation System

Liu Chengyan，Guo Binghan，Li Mingchun，Lu Yuliang

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

Abstract： Based on the AMESim simulation platform， the performance simulation model of the fuel tank inerted air preparation system is built， and the aircraft flight state parameter model is established. The dynamic optimization simulation analysis of the system is performed by changing the heat exchange efficiency of the heat exchanger， the turbine flow rate and other parameters. The performance model of the full flight profile ensures that the outlet temperature of the air preparation system can be controlled within the range of 75℃±5℃during all flight stages such as take-off， climb， cruise， and descent of the aircraft. Based on the simulation model， the PID parameters are optimized， and the convergence speed of the system outlet temperature adjustment is improved. The proposed simulation analysis method has certain guiding significance for the research of the parameter allocation and control rate of the air preparation system.

Key Words： air preparation system； system simulation； dynamic simulation； AMESim； fuel tank inerting

Received： 2021-08-09；Revised： 2021-09-20；Accepted： 2021-10-20