環(huán)控系統(tǒng)減少引氣量和降低燃油代償損失研究

寧換利，華 浪，劉永安

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引言

飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)的任務(wù)就是在各種飛行條件下，滿足飛機(jī)座艙的加熱、制冷、通風(fēng)、增壓的要求，保證飛機(jī)在各種飛行狀態(tài)和飛行條件下， 座艙有良好的空氣參數(shù)，為飛行員提供正常的工作環(huán)境。

目前大多數(shù)飛機(jī)使用發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)作為環(huán)境控制系統(tǒng)的氣源， 引氣所損失的發(fā)動(dòng)機(jī)推力或功率通常為5%左右， 對(duì)于高推重比的發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失更大，燃油代償損傷也大，而另一方面從發(fā)動(dòng)機(jī)引出的氣體壓力和溫度又大于系統(tǒng)要求， 在使用時(shí)又要想法來(lái)降低它，造成了能量的重復(fù)浪費(fèi)。 因此，都在探索如何減少引氣量及降低燃油代償損失。

1 從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣引起的燃油代償損失估算

當(dāng)從發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣時(shí)， 減少了通過(guò)渦輪的流量，從而降低了轉(zhuǎn)速和推力，為了使其不變，可在渦輪入口處補(bǔ)充加熱，使其溫度從T3提高到T′3，為此需增加附加的燃油消耗量qf·b1，當(dāng)從壓氣機(jī)末級(jí)引氣時(shí)，該值對(duì)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)可表示為

對(duì)從中間級(jí)引氣以及從渦輪風(fēng)扇、 渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)引氣和發(fā)動(dòng)機(jī)采用其他調(diào)節(jié)規(guī)律的qf·b1表達(dá)式，可參考有關(guān)文獻(xiàn)。

從發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣所引起的燃油代償損失可表示為

以某高級(jí)教練機(jī)為例， 根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)高度-速度數(shù)學(xué)模型計(jì)算可知， 引氣量從400kg/h上升到800kg/h時(shí)， 發(fā)動(dòng)機(jī)每小時(shí)燃油的消耗量將增加10kg， 以飛機(jī)的全壽命10000飛行小時(shí)計(jì)算， 僅發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量下降一項(xiàng)就將節(jié)約燃油100噸， 能源節(jié)約量非常可觀。

2 主要方法探討

從飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)發(fā)展歷程可知， 各國(guó)都十分重視環(huán)境控制系統(tǒng)減少引氣量及降低燃油代償損失的研究。

2.1 成熟技術(shù)

目前飛機(jī)上廣泛采用比較成熟的技術(shù)有：

1) 高壓除水環(huán)境控制系統(tǒng)， 西方國(guó)家多采用升壓式高壓除水系統(tǒng)， 在系統(tǒng)中采用高壓除水技術(shù)，降低了渦輪冷卻器的出口氣流溫度，這樣可以大大減少?gòu)陌l(fā)動(dòng)機(jī)的引氣量，以BAE-146旅客機(jī)為例，由于采用了高壓除水系統(tǒng)，使引氣量幾乎減少了一半。

2)采用兩級(jí)引氣方案

在飛機(jī)上過(guò)去多采用一級(jí)引氣， 現(xiàn)在逐漸發(fā)展成為兩級(jí)引氣，如波音747、K8E教練機(jī)等均采用兩級(jí)引氣。 在大多數(shù)飛行情況下從中壓級(jí)引氣，當(dāng)引氣壓力不足時(shí)，才使用高壓級(jí)引氣。 用兩級(jí)引氣，可以減小由于引氣而引起的發(fā)動(dòng)機(jī)功率損失， 降低燃油消耗量，提高經(jīng)濟(jì)性。

3) 合理利用座艙排氣， 從座艙排出的空氣溫度一般低于35度，對(duì)這部分流量大、溫度不高的空氣加以充分利用。 將一部分排氣作為座艙再循環(huán)空氣，以改善座艙的溫度場(chǎng)，減少溫度梯度；將座艙排氣通往設(shè)備艙，作為電子－電氣設(shè)備冷卻之用；在超聲速飛機(jī)上，可以作為再生熱交換器的冷源，

另外，還有采用蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)、優(yōu)選增壓源、系統(tǒng)自身減重、減少?zèng)_壓空氣引入量等，這些措施都可以直接或間接的降低環(huán)控系統(tǒng)引氣量和降低燃油代償損失。

2.2 發(fā)展趨勢(shì)

2.2.1 采用閉式循環(huán)制冷系統(tǒng)

目前大多數(shù)飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)采用開放式空氣循環(huán)系統(tǒng)， 開放式空氣循環(huán)系統(tǒng)重量輕， 結(jié)構(gòu)也簡(jiǎn)單，但飛機(jī)性能的代償損失大。

閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)是空氣在系統(tǒng)的封閉體內(nèi)進(jìn)行循環(huán)，除了泄漏外它不排出機(jī)外。 閉式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)的原理如圖1所示，該系統(tǒng)由與壓縮器及膨脹器串聯(lián)在一起的兩個(gè)傳熱部件組成， 工作介質(zhì)為空氣，工作過(guò)程為：由外部軸功驅(qū)動(dòng)同軸的壓縮器和膨脹器， 空氣進(jìn)入壓縮器壓縮， 然后通過(guò)熱交換器冷卻，再由膨脹器進(jìn)一步膨脹降溫，冷卻后的空氣經(jīng)水分離器后進(jìn)入座艙或設(shè)備艙， 吸收熱量后再次進(jìn)入壓縮器，完成一個(gè)循環(huán)。

這種方案的優(yōu)點(diǎn)是把發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣量限制到僅僅是為了補(bǔ)償管道和座艙的泄漏， 以及為飛行員提供新鮮空氣的數(shù)量， 可以直接減少發(fā)動(dòng)機(jī)引氣降低燃油代償損失降低。

表1是采用系統(tǒng)起飛總重法對(duì)開放式空氣循環(huán)和閉式循環(huán)制冷系統(tǒng)進(jìn)行的性能比較。

從表1得出，由發(fā)動(dòng)機(jī)引氣引起的燃油代償損失在整個(gè)起飛總重量中所占比例最大， 即在該系統(tǒng)中發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量對(duì)飛機(jī)的性能損失最大； 而閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)使用由發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功所引起的燃油代償損失在起飛總重量中所占比例很小， 其燃油代償損失也大大降低。

閉式環(huán)控系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)燃油代償損失有較大改善， 如何解決動(dòng)力源問(wèn)題是閉式環(huán)控系統(tǒng)所面臨的關(guān)鍵問(wèn)題之一， 空氣閉式循環(huán)可采用動(dòng)力渦輪驅(qū)動(dòng)的空氣循環(huán)機(jī)或高速電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的空氣循環(huán)機(jī)構(gòu)成閉式循環(huán)系統(tǒng)。

表1 制冷量均為5.5kw的2種制冷系統(tǒng)燃油代償損失比較

2.2.2 考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)

對(duì)于大部分環(huán)控系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，引氣量由熱載荷確定。

一般在環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)先計(jì)算出各個(gè)典型狀態(tài)的熱載荷，從中確定出熱載荷最大狀態(tài)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，再按設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行系統(tǒng)計(jì)算確定需要的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量，確定好引氣量后，各狀態(tài)都按這個(gè)引氣量進(jìn)行引氣， 這樣系統(tǒng)在各個(gè)不同的狀態(tài)點(diǎn)都是相同的引氣量，在系統(tǒng)熱載荷低的時(shí)候，系統(tǒng)的引氣量就會(huì)大于實(shí)際需求的供氣量， 造成發(fā)動(dòng)機(jī)引氣中有一部分被浪費(fèi)。

考慮載荷因子系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是根據(jù)熱載荷的不同對(duì)應(yīng)不同的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量， 而不是一個(gè)不變的引氣量，就可以最大限度的避免這種浪費(fèi)，從而降低發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣。

從表2可以看出，飛機(jī)在不同的高度、速度、氣候條件下，座艙熱載荷相差非常大，由此對(duì)應(yīng)所需的供氣制冷量也就有極大的區(qū)別。 通過(guò)對(duì)這個(gè)系統(tǒng)計(jì)算可以得出，要滿足基本的制冷量要求，所需要的氣流量最大和最小值分別為800kg/h和40kg/h。 可以看出按不同的熱載荷確定引氣量， 低熱載荷的情況下系統(tǒng)所需的引氣量遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于高熱載荷時(shí)所需的引氣量。 當(dāng)然在低熱載荷時(shí)，除了考慮制冷量外還需要考慮新鮮空氣的通入量， 因此在低熱載荷時(shí)所需的引氣量需要有一個(gè)滿足最低新鮮空氣通入量的最低引氣標(biāo)準(zhǔn)。

表2 某機(jī)型熱載荷計(jì)算列表

圖2是一個(gè)考慮了載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)，將飛機(jī)在不同的條件下所對(duì)應(yīng)的熱載荷輸入到載荷因子選擇器中，根據(jù)飛機(jī)所處的飛行高度、速度、外界氣候條件選擇對(duì)應(yīng)的載荷因子， 再根據(jù)座艙溫度匹配對(duì)應(yīng)所需的引氣流量，對(duì)系統(tǒng)引氣流量進(jìn)行控制，引氣氣流經(jīng)制冷組件制冷后通向座艙， 途中與再循環(huán)空氣混合，循環(huán)空氣的量則根據(jù)引氣量確定。

考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)有兩個(gè)難點(diǎn)：

圖2 載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)

1）引氣量的控制。在一般環(huán)控系統(tǒng)中，控制引氣流量的方法是使用文氏管的限流作用， 在其前面設(shè)置一個(gè)絕對(duì)壓力控制裝置， 使引氣流量為一個(gè)固定值。 而考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)需要的是引氣流量可控變化，即可以隨需要定量控制引氣流量大小。 現(xiàn)在常用的調(diào)節(jié)流量的方法，如節(jié)流法、放氣法等只能大概的控制氣體流量而無(wú)法達(dá)到定量控制的要求。

2）載荷因子的具體確定。 引起載荷因子變化的變量有飛機(jī)飛行速度、飛行高度、艙外氣溫、太陽(yáng)輻射等， 在系統(tǒng)中需要對(duì)這些數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)的采集和分析。 飛機(jī)飛行速度、高度數(shù)據(jù)可以從飛機(jī)上已有設(shè)備中直接獲得，艙外氣溫的數(shù)據(jù)也比較容易獲得。 而太陽(yáng)輻射強(qiáng)度的數(shù)據(jù)采集則需要增加專門的太陽(yáng)輻射測(cè)量設(shè)備。

考慮載荷因子的環(huán)控系統(tǒng)在解決了上述具體問(wèn)題后，就可以在實(shí)際應(yīng)用中得到實(shí)施，這種技術(shù)的實(shí)施將可以使飛機(jī)的整體性能得到提升。

3 結(jié)語(yǔ)

隨著能源問(wèn)題越來(lái)越突出， 以及對(duì)飛機(jī)全壽命周期費(fèi)用的重視， 降低環(huán)控系統(tǒng)燃油代償損失顯得越來(lái)越重要，對(duì)環(huán)控系統(tǒng)在經(jīng)濟(jì)性、可靠性等方面都提出了高要求， 減少引氣或完全不從飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣就成為飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)今后的發(fā)展方向。

[1]壽榮中，何慧姍.飛行器環(huán)境控制.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004.

[2]雷世豪.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第15冊(cè). 生命保障和環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1999.