直升機燃油箱惰化系統富氮氣體及引氣量需求分析

劉 歡

（中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333000）

0 引言

在直升機燃油箱的氣相空間（油箱液面以上空間）內聚集了大量易燃易爆的燃油蒸汽，當燃油蒸汽和空氣的混合氣體處于易燃易爆極限范圍以內時，有可能與點火源（雷電、靜電、子彈、燃燒彈、導彈碎片、熾熱的發動機碎片等）接觸，這些燃油蒸汽極易被點燃，并在燃油箱內迅速燃燒，導致燃爆，造成直升機的損失和人員傷亡。為了提高軍用武裝直升機安全性、生存能力，燃油箱須采取可靠、高效防爆措施［1-3］。

目前歐、美先進武裝直升機采用中空纖維膜式機載制氮惰化技術，如“虎”式、AH-64，RAH-66 等武裝直升機。該惰化系統技術成熟，便于維護保障。中空纖維膜式機載制氮惰化技術采用一種高分子聚合物中空纖維膜（HFM）來選擇“過濾”進料空氣而達到氧/氮分離的。當兩種或兩種以上的氣體混合物通過中空纖維膜時，在膜兩側壓差作用下，由于各氣體組分在聚合物中的溶解和滲透擴散系數的差異，導致其透過膜壁的速率不同，滲透速率快的氣體——“快氣”（如O2，H2O，H2，He 等）和滲透速率慢的氣體——“慢氣”（如N2，CH4及其他烴類等），滲透速率相對較快的氣體優先透過膜壁而在低壓滲透側被富集，而滲透速率相對較慢的氣體則在高壓滯留側被富集，氧氮氣體分離膜就是利用分子滲透特性的差別使氧氣和氮氣在膜兩側富集而實現分離［4-6］，原理如圖1所示。

圖1 中空纖維膜式機載制氮惰化原理

ADS-50-PRF《旋翼機推進系統性能和驗證要求》規定，惰化系統應能完全自動地降低和維持空氣含氧濃度至9%，才能有效地防止爆炸和起火。根據國外對燃油箱用23 mm子彈射擊試驗數據，12%氧濃度不支持燃燒。9%氧濃度能確保油箱壓力不會瞬間劇增。

1 燃油箱惰化系統數學模型

1.1 單艙油箱不同飛行階段富氮氣體流量需求計算方法

爬升、巡航階段，在單位時間步長內，初始狀態1時，氣相和燃油中氧氮處于平衡狀態，隨著沖洗的富氮氣體流入，氣相空間中的氧氣被逐漸稀釋，而氮氣相應增加，由于氣體組分濃度的改變，氣液兩相的平衡狀態被破壞，燃油中溶解的氧氣析出，在該時間段內，燃油中逸出的氣體與氣相空間中原有的氣體充分混合后，排出油箱，直至在終了時刻2 達到新的平衡狀態，如圖2所示。

1.2 燃油箱惰化系統參數分析

機載惰化系統惰化效率和結果受多方面因素影響。機載惰化系統要求：燃油系統全包線使用下，直升機燃油箱氣相空間以上的氧氣濃度始終小于9%。依據發動機的耗油率可計算得到整個飛行時間下各個階段燃油箱中的燃油量和載油率，如圖3所示。

2 燃油箱惰化富氮氣體流量需求計算分析

2.1 爬升階段富氮氣體流量需求

考慮到氮氧逸出等因素，惰化時間與所需富氮氣體流量關系如圖4 所示，惰化時間從5 min 計算至30 min，當惰化時間較小時，所需富氮氣體流量很大，隨著惰化時間增加，富氮氣體流量迅速減少，惰化時間大于15 min后，流量基本與時間呈線性關系。惰化時間為20 min 時，流量與時間的關系線性度較好。對NEA2，NEA5 和NEA9 3 種濃度的富氮氣體計算了所需流量，NEA9所需的流量過大，而NEA2雖然流量較小，但是考慮制氮效率后，引氣流量并不會低于NEA5，起飛—爬升階段純度的富氮氣體NEA5 較優。考慮到氮氧逸出，分離膜按照地面、起飛和爬升引起壓力、溫度下，綜合得到NEA5的流量。

圖2 單位時間步長內燃油沖洗過程示意

圖3 燃油消耗率和載油率

圖4 惰化時間與所需富氮氣體流量關系

2.2 巡航階段富氮氣體流量需求

在巡航階段，油箱氣相空間應該惰化至足夠低的濃度，因此可采用NEA2 進行沖洗，如圖5 所示，氧濃度已經低于9%，通過NEA2沖洗，并經過長時間的惰化，氧濃度無限接近于2%。在巡航階段，最終NEA2流量需求為1.1 kg/h，按照制氮效率10%估算，則需要引氣流量為11 kg/h（3.06 g/s）。

圖5 氧濃度與惰化時間的關系

2.3 下降階段富氮氣體流量需求

2.3.1 下降所需的增壓流量

俯沖下降時，因燃油箱外部壓力變化，可能會導致通氣閥開啟，空氣倒流。富氮氣體純度越高，其抵制油箱氧濃度升高的能力也越強。由于直升機燃油箱是封閉油箱，具有一定的增壓值，當余壓為5 kPa時，油箱向外排氣，而余壓為-0.8 kPa時，外界空氣進入油箱。當設計安全余度較大時，所需富氮氣體的填補量較小，最大安全余度，填補流量為2.56 kg/h 時，NEA9 的流量為3.66 kg/h，甚至比起飛階段所需的NEA5氣體還少，如表1所示。

表1 最大增壓流量

2.3.2 最大下降速率所需的增壓流量

最大下降速率為5 m/s，遠小于極限速度，因此，需要針對最大下降速率對所需富氮氣體的增壓流量進行計算。依據固定載油量為10%，下降速率為10 m/s，針對600 m，1 200 m，2 400 m作為起始下降高度進行增壓流量計算。計算結果如圖6所示，情況A所需的氣量總是大于情況B，但是情況A中增壓氣量與起始下降高度無關，基本恒定，而情況B與起始高度相關，起始高度越高，所需氣量越大。

圖6 10 m/s下降速率下增壓氣量需求

3 結語

本文僅針對直升機的飛行特點，利用常規典型的飛行剖面，提出了一種針對直升機燃油箱惰化所需富氮氣體流量分析方法。針對直升機復雜的飛行環境及不同的飛行剖面，全面地進行直升機燃油箱惰化所需富氮氣體流量分析，需在未來的工作中展開更深入的研究。