不同温控模式下直升机惰化系统性能对比

　　摘要本文以某直升机机载中空纤维膜惰化系统为研究对象，设计了电控阀控温和变频风扇控温两种系统.基于AMESim平台以分离膜数学模型计算数据为基础，搭建机载惰化系统，在飞行包线下，研究了两种温控模式的控温效果、不同飞行阶段的惰化系统性能变化、以及关键参数对其影响。计算结果表明，(1)电控阀控温系统在整个飞行过程均能将引气温度维持在目标温度90℃，在起飞之后富氮气体(NEA)摩尔浓度全程维持在91.5%96.4%之间，所需引气流量为40kg/h243kg/h，空载油箱气相空间氧浓度可在180s内降至9%，且保持全程低于9%。(2)变频风扇控温系统在满足爬升、加速、俯冲高温阶段控温惰化要求的选型前提下，在低速、高速巡航阶段，引气被过度冷却至0℃左右，虽然所需引气流量低至26kg/h，但NEA浓度大幅下降至81%，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，飞行速度越大，引气温降越大;且巡航高度越低，为满足控温效果所需的最低巡航速度越低。

　　关键词中空纤维膜惰化;燃油箱;飞行包线;温度控制;富氮气体摩尔浓度;氧体积分数

　　油箱惰化即通过技术手段，使油箱气相氧含量低于燃油蒸汽燃烧所需的浓度水平[14]，油箱惰化系统主要由引气及处理、惰化气体分离和油箱气相氧浓度控制部分组成。随着膜制备技术的成熟，中空纤维膜惰化系统已成为油箱惰化的首选方案[5,6]。

　　航空工程评职知识：通用航空类论文发表的学术期刊

　　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两种：不考虑膜性能，用固定组分的惰气冲洗或者洗涤油箱[711];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：首先要么不考虑分离膜组件，考虑膜也是根据试验数据拟合得到分离性能;其次虽然考虑飞行包线中高度变化，但仅作用在油箱上，而基本不考虑对膜的影响;最后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，都认为膜入口可以达到所需的温度。而直升机惰化系统需直接从发动机引入温度、压力波动剧烈的空气。

　　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，首先应考虑更完善和普适化的分离膜模型，借鉴了冯诗愚和蔡琰的模型[14,15]，获得更加详细的分离膜性能数据;其次，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。鉴于此本文基于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、流量以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。对比分析两种控温模式的温控效果，拟了解两种控制策略下中空纤维膜分离性能以及油箱气相空间氧浓度的变化规律。

　　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，进而调节两条支路的流量分配来控制阀出口温度，此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。示变频风扇控温模式则通过PID控制器调节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，相比前一种方法，该方法结构简单，尺寸重量有优势。

　　2中空纤维膜惰化系统数学模型

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

　　2.1中空纤维膜入口温度控制系统、部件模型温控系统主要组件为冷却风扇，流量阀和翅片换热器。

　　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油箱气相空间氧浓度控制系统两部分组成，本文通过MESim已有元件分别搭建温度、油箱气相氧浓度控制系统，并且自行封装中空纤维膜气体分离元件，将三个子系统在MESim中进行耦合。图为基于AMESim的两种温控模式下的惰化系统模型。

　　3仿真结果及分析

　　采用试凑法进行ID参数整定，首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。

　　4结论

　　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EA浓度范围为93%96.4，所需引气流量范围为80kg/h243kg/h;在低速、高速巡航阶段EA浓度分别为1.5、95.5%，所需引气流量为56kg/h、143kg/h。空载油箱气相空间氧浓度可在180s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℃左右，虽然所需引气流量低至26kg/h，但EA大幅下降至81%左右，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;为保证温控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。

　　参考文献：

　　[1]AndersonC,GrenichA,TolleF,etal.Performancetestsoftwoinertgasgeneratorconceptsforairplanefueltankinerting[C].1983.[2]KnightT,RitterJ.TheAH64Anitrogeninertingsystem[C].2013.

　　[3]刘小芳，刘卫华.飞机供氧和燃油箱惰化技术概况[J].北华航天工业学院学报.2008()：.LIUXF,LIUWH.OutlineofairborneoxygensuppliedanditsfueltanksinertedJ].JournalofNorthChinaInstituteofAerospaceEngineering200818(3):47.inChinese)

　　[4]肖再华.飞机燃油箱惰化[J].航空科学技术.2005，()：3132.XIAOZaihua.Inertingaircraftfueltanks[J].AeronauticalScienceandTechnology2005,1(1):3132.(inChinese)

　　[5]卢吉.机载空分装置及惰化系统的理论研究[D].南京航空航天大学，2012.UJiheoreticalstudyofonboardairseparationunitandinertingsystem[D].Nanjing:NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,2012.(inChinese)

　　作者：白文涛，刘国田，邹博，王晨臣，陈广豪，冯诗愚