白文濤 劉國田 鄒博 王晨臣 陳廣豪 馮詩愚

(1. 南京航空航天大學 航空學院 飛行器環(huán)境控制與生命保障工業(yè)和信息化部重點實驗室, 南京 210016;2. 陸軍航空兵研究所, 北京 101121;3. 中國航空工業(yè)集團有限公司 南京機電液壓工程研究中心 航空機電系統(tǒng)綜合航空科技重點實驗室, 南京 211106)

燃油箱惰化即通過技術(shù)手段,使燃油箱氣相氧體積分數(shù)低于燃油蒸汽燃燒所需的濃度水平[1-4],燃油箱惰化系統(tǒng)主要由引氣及處理、惰化氣體分離和燃油箱氣相氧體積分數(shù)控制3 部分組成。 隨著膜制備技術(shù)的成熟,中空纖維膜惰化系統(tǒng)已成為燃油箱惰化的首選方案[5-6]。

機載中空纖維膜惰化系統(tǒng)操作工況較復雜,入口溫度壓力和流量等會有很大變化,同時環(huán)境背壓也會隨飛機爬升和俯沖發(fā)生很大變化。 單純實驗研究代價大、周期長,因此有必要建立機載中空纖維膜惰化系統(tǒng)模型,進行全流程惰化的數(shù)學模擬仿真。 目前,國內(nèi)外常見的系統(tǒng)仿真方法分為2 種:①不考慮膜性能,用固定組分的惰氣沖洗或洗滌燃油箱[7-11];②入口溫度壓力恒定,但是考慮膜部分性能的惰化仿真[12-13]。

通過應用背景分析,現(xiàn)存研究具有諸多不足:①不考慮分離膜組件,即使考慮膜也是根據(jù)實驗數(shù)據(jù)擬合得到分離性能;②雖然考慮飛行包線中高度變化,但僅作用在燃油箱上,而基本不考慮對膜的影響;③不考慮引氣溫度和壓力的變化,飛行包線中的引氣溫度基本無用,認為膜入口可以達到所需的溫度。

直升機惰化系統(tǒng)需直接從發(fā)動機引氣,其溫度、壓力波動范圍較大。 與座艙引氣系統(tǒng)相比,其引氣溫控難度更大,可能出現(xiàn)溫度失調(diào)。 因此對于發(fā)動機引氣惰化系統(tǒng),上述因素都對系統(tǒng)性能有極大影響,應先考慮更完善和普適化的分離膜模型,借鑒馮詩愚和蔡琰等[14-15]的模型,獲得更加詳細的分離膜性能數(shù)據(jù);然后,發(fā)現(xiàn)控制方案的好壞對入口溫度有很大的影響,而溫度對分離膜有影響,進而影響惰化效果。

本文基于AMESim 平臺,搭建了直升機機載惰化系統(tǒng)全流程模型,在考慮飛行包線的基礎上綜合了引氣溫度、壓力、流量及環(huán)境壓力對分離膜性能的影響,對中空纖維膜惰化系統(tǒng)進行瞬態(tài)仿真。 對比分析2 種控溫模式的溫控效果,研究2 種控制策略下中空纖維膜分離性能及燃油箱氣相空間氧體積分數(shù)的變化規(guī)律。

1 電控閥控溫和變頻風扇控溫

本文設計了電控閥控溫和變頻風扇控溫2 種方式,如圖1 所示。 圖1(a)所示的電控閥控溫模式采用控制熱邊引氣旁路流量的方法,在引氣進入換熱器之前設置旁通管路,通過PID 控制器改變電控閥門的開度,進而調(diào)節(jié)2 條支路的流量分配來控制閥出口溫度,該方法可在保證熱邊總流量不變的前提下,調(diào)整進入換熱器熱邊的氣體流量,從而使冷熱流摻混達到控溫目的。 圖1(b)所示變頻風扇控溫模式則通過PID 控制器調(diào)節(jié)變頻風扇轉(zhuǎn)速來改變換熱器冷邊空氣流量,從而控制換熱器熱邊出口溫度,相比圖1(a)所示方法,該方法結(jié)構(gòu)簡單,尺寸、質(zhì)量有優(yōu)勢。

圖1 控溫系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic diagram of temperature control system

2 中空纖維膜惰化系統(tǒng)數(shù)學模型

為了簡化模型,作出如下假設:

1) 空氣看作理想氣體,僅由氧氮組成。

2) 電控閥流量系數(shù)與開度無關(guān),為恒定值。

3) 忽略換熱器、電控閥出口和腔體內(nèi)的溫度差及其壁面的熱容及熱損失。

4) 不考慮中空纖維膜組件壓降和溫降。

5) 空載燃油箱沖洗惰化難度最高,所需引氣量最大,以空載燃油箱為研究對象,不考慮飛行姿態(tài)變化。

2.1 中空纖維膜入口溫度控制系統(tǒng)、部件模型

控溫系統(tǒng)主要組件為冷卻風扇、流量閥和板式換熱器。 下面分別對3 種組件進行數(shù)學描述。

1) 冷卻風扇

根據(jù)相似理論得到冷卻風扇的壓降及風量計算公式為

式中:Mh為熱邊腔體內(nèi)的空氣質(zhì)量;“0”代表穩(wěn)定狀態(tài)值;Gc、Gh分別為換熱器冷、熱邊流量;Tci、Tco、Thi、Tho分別為冷、熱邊進、出口溫度。

4) 電控閥

式中:Mv為電控閥內(nèi)氣體質(zhì)量;Gv為通過流量控制閥的氣體流量。

2.2 中空纖維膜惰化系統(tǒng)模型

除去引氣溫控子系統(tǒng),中空纖維膜惰化系統(tǒng)還包括中空纖維膜氣體分離系統(tǒng)和燃油箱氣相空間氧體積分數(shù)控制系統(tǒng)2 部分。 本文通過AMESim 已有元件分別搭建溫度、燃油箱氣相氧體積分數(shù)控制系統(tǒng),并自行封裝中空纖維膜氣體分離元件,將3 個子系統(tǒng)在AMESim 中進行耦合。圖2 為基于AMESim 的2 種溫控模式下的惰化系統(tǒng)模型。

圖2 兩種控溫系統(tǒng)的AMESim 模型Fig.2 Two temperature control system models based on AMESim

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 輸入?yún)?shù)

采用試湊法進行PID 參數(shù)整定,先以純比例模式進行控制,將比例系數(shù)由小到大修改,觀察系統(tǒng)響應,直至響應速度加快且有一定范圍超調(diào),再加入積分作用,適當調(diào)小比例系數(shù),逐漸增大積分系數(shù),觀察靜差逐漸減小,根據(jù)動態(tài)響應曲線變化趨勢反復調(diào)整比例系數(shù)和積分系數(shù),最后加入微分作用將微分系數(shù)由小至大直到系統(tǒng)動態(tài)穩(wěn)定。經(jīng)整定,電控閥、變頻風扇控溫系統(tǒng)PID 控制器參數(shù)分別設為:Kp=50,Ki=0.02,Kd=1;Kp=500,Ki= 0. 01,Kd= 1。 膜組件出口限流孔面積為16 mm2,管道直徑為45 mm,風扇葉輪半徑為168 mm,燃油箱尺寸為1 m ×1 m ×1 m,2 套控溫系統(tǒng)均選用板式換熱器,尺寸選型如表1 所示。

表1 換熱器尺寸Table 1 Size of heat exchanger

計算時選用的飛行包線包含垂直起降、爬升、平飛和加速飛行4 種模式,其飛行高度、發(fā)動機引氣溫度、引氣壓力變化如圖3 所示。

圖3 飛行高度、引氣壓力及引氣溫度隨時間變化關(guān)系Fig.3 Flight altitude, pressure and temperature of bleed air with time

3.2 中空纖維膜流量特性

進行中空纖維膜模型驗證,根據(jù)天津大學陳思祿[16]的中空纖維膜裝置參數(shù):殼側(cè)逆流,裝置內(nèi)10 根膜絲,絲長1.07 m,絲外徑取450 μm;在標準溫度壓力下,氧氣滲透系數(shù)為2.1 ×10-5cm3/(cm2·s·cmHg);在標準溫度壓力下,氮氣滲透系數(shù)為3.6 ×10-5cm3/(cm2·s·cmHg);滲透側(cè)氣體出口連通大氣,壓力為101.325 kPa;環(huán)境溫度取293.5 K。 實驗仿真對比結(jié)果如圖4 所示,實驗數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果誤差在20%以內(nèi)。 圖中:NEA 為富氮氣體;1 psig =6 894.76 Pa。

圖4 中空纖維膜模型準確性驗證Fig.4 Verification of accuracy of hollow fiber membrane

根據(jù)中空纖維膜數(shù)學模型得到其性能數(shù)據(jù),對其進行多項式擬合,圖5 給出了膜組件在不同壓力、溫度下的分離性能。 根據(jù)性能曲線得到分離效率對于中空纖維膜制氮系統(tǒng)的溫度控制存在間接影響,即如果溫度偏離目標溫度,分離效率發(fā)生改變,導致所需引氣流量發(fā)生改變,從而進一步影響控溫效果。

圖5 不同溫度、壓力下的分離特性Fig.5 Separation characteristics at different temperatures and pressures

3.3 控溫效果及飛行包線下惰化系統(tǒng)性能分析

如圖6 所示,飛行過程中電控閥控溫系統(tǒng)的引氣溫度一直穩(wěn)定在90℃附近;而變頻風扇控溫系統(tǒng)在巡航時溫度大幅度下降至0℃左右,在起飛下降及加速的過程中控溫效果稍好。

圖6 兩種系統(tǒng)控溫效果對比Fig.6 Comparison of temperature control effect of two systems

圖7 和圖8 給出了2 種溫控模式下NEA 氮體積分數(shù)、所需引氣流量、NEA 流量、分離效率的變化。 在同一NEA 需求量下,在起降、加速狀態(tài)時,2 種系統(tǒng)控溫效果無較大差異,在同樣引氣壓力、NEA 流量的變化規(guī)律下均獲得大流量高純度的富氮氣體,體積分數(shù)最高達到97%,所需引氣流量波動范圍大致相同。 在巡航階段,變頻風扇控溫系統(tǒng)所需引氣流量分別低至26 kg/h、60 kg/h,NEA 氮體積分數(shù)只有81%、84.2%,無法起到惰化作用;電控閥控溫系統(tǒng)所需引氣量較大,分別為56 kg/h、143 kg/h,NEA 氮體積分數(shù)穩(wěn)定在91.2%、95.5%。

圖7 NEA 氮體積分數(shù)隨時間變化Fig.7 Variation of N2 volume fraction in NEA with time

圖8 NEA 流量、引氣流量、分離效率隨時間變化Fig.8 Variation of NEA, bleed air flowrate and separation efficiency with time

圖9 顯示,電控閥控溫系統(tǒng)在起飛180 s 后燃油箱氣相空間經(jīng)過富氮氣體沖洗氧體積分數(shù)低于9%,加速爬升階段氧體積分數(shù)維持在4% 左右,在巡航階段氧體積分數(shù)略有上升達到8%;變頻風扇控溫系統(tǒng)由于巡航階段的溫度驟降,NEA含氮量低,導致燃油箱氣相空間氧體積分數(shù)過高。

圖9 氣相空間氧體積分數(shù)隨時間變化Fig.9 Variation of O2 volume fraction on ullage with flight time

針對巡航低引氣流量、溫度工況下變頻風扇控溫系統(tǒng)所產(chǎn)生的溫度大幅下降現(xiàn)象,根據(jù)圖10變頻風扇控溫系統(tǒng)風扇轉(zhuǎn)速、馬赫數(shù)、沖壓空氣流量隨時間變化規(guī)律,低溫階段風扇已經(jīng)停轉(zhuǎn),僅依靠沖壓空氣便使引氣過度冷卻,故排除PID 控制參數(shù)的影響。

圖10 風扇轉(zhuǎn)速、馬赫數(shù)、沖壓空氣流量隨時間變化Fig.10 Variation of rotational speed, Mach number and flow rate of bleed air with flight tim

圖11 為變頻風扇控溫系統(tǒng)在不同巡航高度、飛行速度下巡航階段的控溫效果(目標溫度為90℃)。 可知,在同一高度下飛行速度越高過度冷卻現(xiàn)象越明顯,在1 000 m、2 000 m、3 000 m 巡航時馬赫數(shù)分別要低于0.065、0.07、0.08 才能滿足控溫要求。 這是由于巡航高度越低空氣密度越大,同樣速度下沖壓空氣流量越大,如圖12 所示,因此巡航高度越低想要保證控溫效果的飛行速度越低。

圖11 不同巡航高度、馬赫數(shù)下的控溫效果Fig.11 Temperature control ability at different cruise altitude and Mach number

圖12 不同巡航高度、馬赫數(shù)下的沖壓空氣流量Fig.12 Impressed flow rate of bleed air at different cruise altitude and Mach number

4 結(jié) 論

1) 電控閥控溫系統(tǒng)在整個飛行過程均可將引氣溫度控制在目標值90℃,在爬升、加速、俯沖階段提供NEA 氮體積分數(shù)最高可達97%;在低速、高速巡航階段,NEA 氮體積分數(shù)分別為91.2%、95.5%,所需引氣流量為56 kg/h、143 kg/h。 空載燃油箱氣相空間氧體積分數(shù)可在180 s 內(nèi)降至9%,且保持起飛后全程低于9%。

2) 變頻風扇控溫系統(tǒng)在高引氣溫度工況(爬升、加速、俯沖階段)滿足控溫惰化要求的前提下,在巡航階段引氣被過度冷卻至0℃左右,雖然所需引氣流量低至26 kg/h,但NEA 氮體積分數(shù)大幅下降至81%左右,燃油箱氣相空間氧體積分數(shù)高達18%。

3) 變頻風扇控溫系統(tǒng)在巡航階段,隨著飛行速度的提升將產(chǎn)生過度冷卻現(xiàn)象,速度越高引氣溫降幅度越大;為保證控溫效果所需的最低巡航速度隨著巡航高度的降低而減小。

4) 電控閥控溫系統(tǒng)因其控溫效果更加穩(wěn)定,更適合實際應用;對于變頻風扇控溫系統(tǒng),后續(xù)可嘗試在風扇入口增加風門,用以在巡航速度過快時切斷沖壓空氣流入換熱器,避免過冷現(xiàn)象,但仍需要實驗驗證其是否可行。