不同温控模式下直升机惰化系统性能对比

白文涛 刘国田 邹博 王晨臣 陈广豪 冯诗愚

(1. 南京航空航天大学 航空学院 飞行器环境控制与生命保障工业和信息化部重点实验室, 南京 210016;2. 陆军航空兵研究所, 北京 101121;3. 中国航空工业集团有限公司 南京机电液压工程研究中心 航空机电系统综合航空科技重点实验室, 南京 211106)

燃油箱惰化即通过技术手段,使燃油箱气相氧体积分数低于燃油蒸汽燃烧所需的浓度水平[1-4],燃油箱惰化系统主要由引气及处理、惰化气体分离和燃油箱气相氧体积分数控制3 部分组成。

随着膜制备技术的成熟,中空纤维膜惰化系统已成为燃油箱惰化的首选方案[5-6]。

机载中空纤维膜惰化系统操作工况较复杂,入口温度压力和流量等会有很大变化,同时环境背压也会随飞机爬升和俯冲发生很大变化。

单纯实验研究代价大、周期长,因此有必要建立机载中空纤维膜惰化系统模型,进行全流程惰化的数学模拟仿真。

目前,国内外常见的系统仿真方法分为2 种:①不考虑膜性能,用固定组分的惰气冲洗或洗涤燃油箱[7-11];②入口温度压力恒定,但是考虑膜部分性能的惰化仿真[12-13]。

通过应用背景分析,现存研究具有诸多不足:①不考虑分离膜组件,即使考虑膜也是根据实验数据拟合得到分离性能;②虽然考虑飞行包线中高度变化,但仅作用在燃油箱上,而基本不考虑对膜的影响;③不考虑引气温度和压力的变化,飞行包线中的引气温度基本无用,认为膜入口可以达到所需的温度。

直升机惰化系统需直接从发动机引气,其温度、压力波动范围较大。

与座舱引气系统相比,其引气温控难度更大,可能出现温度失调。

因此对于发动机引气惰化系统,上述因素都对系统性能有极大影响,应先考虑更完善和普适化的分离膜模型,借鉴冯诗愚和蔡琰等[14-15]的模型,获得更加详细的分离膜性能数据;然后,发现控制方案的好坏对入口温度有很大的影响,而温度对分离膜有影响,进而影响惰化效果。

本文基于AMESim 平台,搭建了直升机机载惰化系统全流程模型,在考虑飞行包线的基础上综合了引气温度、压力、流量及环境压力对分离膜性能的影响,对中空纤维膜惰化系统进行瞬态仿真。

对比分析2 种控温模式的温控效果,研究2 种控制策略下中空纤维膜分离性能及燃油箱气相空间氧体积分数的变化规律。

本文设计了电控阀控温和变频风扇控温2 种方式,如图1 所示。

图1(a)所示的电控阀控温模式采用控制热边引气旁路流量的方法,在引气进入换热器之前设置旁通管路,通过PID 控制器改变电控阀门的开度,进而调节2 条支路的流量分配来控制阀出口温度,该方法可在保证热边总流量不变的前提下,调整进入换热器热边的气体流量,从而使冷热流掺混达到控温目的。

图1(b)所示变频风扇控温模式则通过PID 控制器调节变频风扇转速来改变换热器冷边空气流量,从而控制换热器热边出口温度,相比图1(a)所示方法,该方法结构简单,尺寸、质量有优势。

图1 控温系统示意图Fig.1 Schematic diagram of temperature control system

为了简化模型,作出如下假设:

1) 空气看作理想气体,仅由氧氮组成。

2) 电控阀流量系数与开度无关,为恒定值。

3) 忽略换热器、电控阀出口和腔体内的温度差及其壁面的热容及热损失。

4) 不考虑中空纤维膜组件压降和温降。

5) 空载燃油箱冲洗惰化难度最高,所需引气量最大,以空载燃油箱为研究对象,不考虑飞行姿态变化。

2.1 中空纤维膜入口温度控制系统、部件模型

控温系统主要组件为冷却风扇、流量阀和板式换热器。

下面分别对3 种组件进行数学描述。

1) 冷却风扇

根据相似理论得到冷却风扇的压降及风量计算公式为

式中:Mh为热边腔体内的空气质量;“0”代表稳定状态值;Gc、Gh分别为换热器冷、热边流量;Tci、Tco、Thi、Tho分别为冷、热边进、出口温度。

4) 电控阀

式中:Mv为电控阀内气体质量;Gv为通过流量控制阀的气体流量。

2.2 中空纤维膜惰化系统模型

除去引气温控子系统,中空纤维膜惰化系统还包括中空纤维膜气体分离系统和燃油箱气相空间氧体积分数控制系统2 部分。

本文通过AMESim 已有元件分别搭建温度、燃油箱气相氧体积分数控制系统,并自行封装中空纤维膜气体分离元件,将3 个子系统在AMESim 中进行耦合。图2 为基于AMESim 的2 种温控模式下的惰化系统模型。

图2 两种控温系统的AMESim 模型Fig.2 Two temperature control system models based on AMESim

3.1 输入参数

采用试凑法进行PID 参数整定,先以纯比例模式进行控制,将比例系数由小到大修改,观察系统响应,直至响应速度加快且有一定范围超调,再加入积分作用,适当调小比例系数,逐渐增大积分系数,观察静差逐渐减小,根据动态响应曲线变化趋势反复调整比例系数和积分系数,最后加入微分作用将微分系数由小至大直到系统动态稳定。经整定,电控阀、变频风扇控温系统PID 控制器参数分别设为:Kp=50,Ki=0.02,Kd=1;Kp=500,Ki= 0. 01,Kd= 1。

膜组件出口限流孔面积为16 mm2,管道直径为45 mm,风扇叶轮半径为168 mm,燃油箱尺寸为1 m ×1 m ×1 m,2 套控温系统均选用板式换热器,尺寸选型如表1 所示。

表1 换热器尺寸Table 1 Size of heat exchanger

计算时选用的飞行包线包含垂直起降、爬升、平飞和加速飞行4 种模式,其飞行高度、发动机引气温度、引气压力变化如图3 所示。

图3 飞行高度、引气压力及引气温度随时间变化关系Fig.3 Flight altitude, pressure and temperature of bleed air with time

3.2 中空纤维膜流量特性

进行中空纤维膜模型验证,根据天津大学陈思禄[16]的中空纤维膜装置参数:壳侧逆流,装置内10 根膜丝,丝长1.07 m,丝外径取450 μm;在标准温度压力下,氧气渗透系数为2.1 ×10-5cm3/(cm2·s·cmHg);在标准温度压力下,氮气渗透系数为3.6 ×10-5cm3/(cm2·s·cmHg);渗透侧气体出口连通大气,压力为101.325 kPa;环境温度取293.5 K。

实验仿真对比结果如图4 所示,实验数据与仿真结果误差在20%以内。

图中:NEA 为富氮气体;1 psig =6 894.76 Pa。

图4 中空纤维膜模型准确性验证Fig.4 Verification of accuracy of hollow fiber membrane

根据中空纤维膜数学模型得到其性能数据,对其进行多项式拟合,图5 给出了膜组件在不同压力、温度下的分离性能。

根据性能曲线得到分离效率对于中空纤维膜制氮系统的温度控制存在间接影响,即如果温度偏离目标温度,分离效率发生改变,导致所需引气流量发生改变,从而进一步影响控温效果。

图5 不同温度、压力下的分离特性Fig.5 Separation characteristics at different temperatures and pressures

3.3 控温效果及飞行包线下惰化系统性能分析

如图6 所示,飞行过程中电控阀控温系统的引气温度一直稳定在90℃附近;而变频风扇控温系统在巡航时温度大幅度下降至0℃左右,在起飞下降及加速的过程中控温效果稍好。

图6 两种系统控温效果对比Fig.6 Comparison of temperature control effect of two systems

图7 和图8 给出了2 种温控模式下NEA 氮体积分数、所需引气流量、NEA 流量、分离效率的变化。

在同一NEA 需求量下,在起降、加速状态时,2 种系统控温效果无较大差异,在同样引气压力、NEA 流量的变化规律下均获得大流量高纯度的富氮气体,体积分数最高达到97%,所需引气流量波动范围大致相同。

在巡航阶段,变频风扇控温系统所需引气流量分别低至26 kg/h、60 kg/h,NEA 氮体积分数只有81%、84.2%,无法起到惰化作用;电控阀控温系统所需引气量较大,分别为56 kg/h、143 kg/h,NEA 氮体积分数稳定在91.2%、95.5%。

图7 NEA 氮体积分数随时间变化Fig.7 Variation of N2 volume fraction in NEA with time

图8 NEA 流量、引气流量、分离效率随时间变化Fig.8 Variation of NEA, bleed air flowrate and separation efficiency with time

图9 显示,电控阀控温系统在起飞180 s 后燃油箱气相空间经过富氮气体冲洗氧体积分数低于9%,加速爬升阶段氧体积分数维持在4% 左右,在巡航阶段氧体积分数略有上升达到8%;变频风扇控温系统由于巡航阶段的温度骤降,NEA含氮量低,导致燃油箱气相空间氧体积分数过高。

图9 气相空间氧体积分数随时间变化Fig.9 Variation of O2 volume fraction on ullage with flight time

针对巡航低引气流量、温度工况下变频风扇控温系统所产生的温度大幅下降现象,根据图10变频风扇控温系统风扇转速、马赫数、冲压空气流量随时间变化规律,低温阶段风扇已经停转,仅依靠冲压空气便使引气过度冷却,故排除PID 控制参数的影响。

图10 风扇转速、马赫数、冲压空气流量随时间变化Fig.10 Variation of rotational speed, Mach number and flow rate of bleed air with flight tim

图11 为变频风扇控温系统在不同巡航高度、飞行速度下巡航阶段的控温效果(目标温度为90℃)。

可知,在同一高度下飞行速度越高过度冷却现象越明显,在1 000 m、2 000 m、3 000 m 巡航时马赫数分别要低于0.065、0.07、0.08 才能满足控温要求。

这是由于巡航高度越低空气密度越大,同样速度下冲压空气流量越大,如图12 所示,因此巡航高度越低想要保证控温效果的飞行速度越低。

图11 不同巡航高度、马赫数下的控温效果Fig.11 Temperature control ability at different cruise altitude and Mach number

图12 不同巡航高度、马赫数下的冲压空气流量Fig.12 Impressed flow rate of bleed air at different cruise altitude and Mach number

1) 电控阀控温系统在整个飞行过程均可将引气温度控制在目标值90℃,在爬升、加速、俯冲阶段提供NEA 氮体积分数最高可达97%;在低速、高速巡航阶段,NEA 氮体积分数分别为91.2%、95.5%,所需引气流量为56 kg/h、143 kg/h。

空载燃油箱气相空间氧体积分数可在180 s 内降至9%,且保持起飞后全程低于9%。

2) 变频风扇控温系统在高引气温度工况(爬升、加速、俯冲阶段)满足控温惰化要求的前提下,在巡航阶段引气被过度冷却至0℃左右,虽然所需引气流量低至26 kg/h,但NEA 氮体积分数大幅下降至81%左右,燃油箱气相空间氧体积分数高达18%。

3) 变频风扇控温系统在巡航阶段,随着飞行速度的提升将产生过度冷却现象,速度越高引气温降幅度越大;为保证控温效果所需的最低巡航速度随着巡航高度的降低而减小。

4) 电控阀控温系统因其控温效果更加稳定,更适合实际应用;对于变频风扇控温系统,后续可尝试在风扇入口增加风门,用以在巡航速度过快时切断冲压空气流入换热器,避免过冷现象,但仍需要实验验证其是否可行。