不同溫控模式下直升機惰化系統性能對比

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 飛行器環境控制與生命保障工業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. 中國航空工業集團有限公司 南京機電液壓工程研究中心 航空機電系統綜合航空科技重點實驗室, 南京 211106)

燃油箱惰化即通過技術手段,使燃油箱氣相氧體積分數低于燃油蒸汽燃燒所需的濃度水平[1-4],燃油箱惰化系統主要由引氣及處理、惰化氣體分離和燃油箱氣相氧體積分數控制3 部分組成。 隨著膜制備技術的成熟,中空纖維膜惰化系統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,同時環境背壓也會隨飛機爬升和俯沖發生很大變化。 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模型,進行全流程惰化的數學模擬仿真。 目前,國內外常見的系統仿真方法分為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實驗數據擬合得到分離性能;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。

直升機惰化系統需直接從發動機引氣,其溫度、壓力波動范圍較大。 與座艙引氣系統相比,其引氣溫控難度更大,可能出現溫度失調。 因此對于發動機引氣惰化系統,上述因素都對系統性能有極大影響,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據;然后,發現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、流量及環境壓力對分離膜性能的影響,對中空纖維膜惰化系統進行瞬態仿真。 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的變化規律。

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,進而調節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 控制器調節變頻風扇轉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,該方法結構簡單,尺寸、質量有優勢。

圖1 控溫系統示意圖Fig.1 Schematic diagram of temperature control system

2 中空纖維膜惰化系統數學模型

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) 電控閥流量系數與開度無關,為恒定值。

3) 忽略換熱器、電控閥出口和腔體內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,不考慮飛行姿態變化。

2.1 中空纖維膜入口溫度控制系統、部件模型

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

1) 冷卻風扇

根據相似理論得到冷卻風扇的壓降及風量計算公式為

式中:Mh為熱邊腔體內的空氣質量;“0”代表穩定狀態值;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為電控閥內氣體質量;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模型

除去引氣溫控子系統,中空纖維膜惰化系統還包括中空纖維膜氣體分離系統和燃油箱氣相空間氧體積分數控制系統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控制系統,并自行封裝中空纖維膜氣體分離元件,將3 個子系統在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模型。

圖2 兩種控溫系統的AMESim 模型Fig.2 Two temperature control system models based on AMESim

3 仿真結果及分析

3.1 輸入參數

采用試湊法進行PID 參數整定,先以純比例模式進行控制,將比例系數由小到大修改,觀察系統響應,直至響應速度加快且有一定范圍超調,再加入積分作用,適當調小比例系數,逐漸增大積分系數,觀察靜差逐漸減小,根據動態響應曲線變化趨勢反復調整比例系數和積分系數,最后加入微分作用將微分系數由小至大直到系統動態穩定。經整定,電控閥、變頻風扇控溫系統PID 控制器參數分別設為: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,根據天津大學陳思祿[16]的中空纖維膜裝置參數:殼側逆流,裝置內10 根膜絲,絲長1.07 m,絲外徑取450 μm;在標準溫度壓力下,氧氣滲透系數為2.1 ×10-5cm3/(cm2·s·cmHg);在標準溫度壓力下,氮氣滲透系數為3.6 ×10-5cm3/(cm2·s·cmHg);滲透側氣體出口連通大氣,壓力為101.325 kPa;環境溫度取293.5 K。 實驗仿真對比結果如圖4 所示,實驗數據與仿真結果誤差在20%以內。 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

根據中空纖維膜數學模型得到其性能數據,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。 根據性能曲線得到分離效率對于中空纖維膜制氮系統的溫度控制存在間接影響,即如果溫度偏離目標溫度,分離效率發生改變,導致所需引氣流量發生改變,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性能分析

如圖6 所示,飛行過程中電控閥控溫系統的引氣溫度一直穩定在90℃附近;而變頻風扇控溫系統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、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、加速狀態時,2 種系統控溫效果無較大差異,在同樣引氣壓力、NEA 流量的變化規律下均獲得大流量高純度的富氮氣體,體積分數最高達到97%,所需引氣流量波動范圍大致相同。 在巡航階段,變頻風扇控溫系統所需引氣流量分別低至26 kg/h、60 kg/h,NEA 氮體積分數只有81%、84.2%,無法起到惰化作用;電控閥控溫系統所需引氣量較大,分別為56 kg/h、143 kg/h,NEA 氮體積分數穩定在91.2%、95.5%。

圖7 NEA 氮體積分數隨時間變化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,電控閥控溫系統在起飛180 s 后燃油箱氣相空間經過富氮氣體沖洗氧體積分數低于9%,加速爬升階段氧體積分數維持在4% 左右,在巡航階段氧體積分數略有上升達到8%;變頻風扇控溫系統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過高。

圖9 氣相空間氧體積分數隨時間變化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所產生的溫度大幅下降現象,根據圖10變頻風扇控溫系統風扇轉速、馬赫數、沖壓空氣流量隨時間變化規律,低溫階段風扇已經停轉,僅依靠沖壓空氣便使引氣過度冷卻,故排除PID 控制參數的影響。

圖10 風扇轉速、馬赫數、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象越明顯,在1 000 m、2 000 m、3 000 m 巡航時馬赫數分別要低于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 論

1) 電控閥控溫系統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 氮體積分數最高可達97%;在低速、高速巡航階段,NEA 氮體積分數分別為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可在180 s 內降至9%,且保持起飛后全程低于9%。

2) 變頻風扇控溫系統在高引氣溫度工況(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 氮體積分數大幅下降至81%左右,燃油箱氣相空間氧體積分數高達18%。

3) 變頻風扇控溫系統在巡航階段,隨著飛行速度的提升將產生過度冷卻現象,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) 電控閥控溫系統因其控溫效果更加穩定,更適合實際應用;對于變頻風扇控溫系統,后續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,避免過冷現象,但仍需要實驗驗證其是否可行。