油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)優(yōu)化仿真分析

劉成炎 郭秉漢 李明春 陸育良

摘要：基于AMESim仿真平臺搭建了油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)性能仿真模型，建立了飛機(jī)飛行狀態(tài)參數(shù)模型，通過改變換熱器換熱效率、渦輪流量等參數(shù)對系統(tǒng)進(jìn)行動態(tài)優(yōu)化仿真分析，得到了適用于全飛行剖面的性能模型，保證空氣預(yù)處理系統(tǒng)在飛機(jī)起飛、爬升、巡航、下降等所有飛行階段，出口溫度能夠控制在75℃±5℃溫度范圍內(nèi)。基于仿真模型，對控制模型的PID參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，提升了系統(tǒng)出口溫度調(diào)節(jié)的收斂速度。提出的仿真分析方法對空氣預(yù)處理系統(tǒng)的參數(shù)分配及控制率的研究具有一定的指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：空氣預(yù)處理系統(tǒng)；系統(tǒng)仿真；動態(tài)仿真；AMESim；油箱惰化

中圖分類號：V219文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.008

為降低飛機(jī)燃油箱爆炸的風(fēng)險，國內(nèi)外進(jìn)行了大量機(jī)載惰化技術(shù)研究[1-7]，其中，中空纖維膜制氮技術(shù)因可靠性高、質(zhì)量代償小等特點(diǎn)得到廣泛應(yīng)用[8]?？諝忸A(yù)處理系統(tǒng)（APS）能夠?yàn)槔w維膜提供合適條件的空氣。

近幾十年來，空氣預(yù)處理系統(tǒng)的架構(gòu)不斷發(fā)展改進(jìn)。老式飛機(jī)的惰性氣體發(fā)生系統(tǒng)（IGGS）直接從環(huán)控系統(tǒng)引氣。波音777的空氣預(yù)處理系統(tǒng)采用了渦輪增壓器構(gòu)型，在冷卻氣體的同時對氣體進(jìn)行增壓。波音787的空氣預(yù)處理系統(tǒng)采用了電動壓氣機(jī)構(gòu)型，能夠?qū)⒇浥摎怏w壓縮、冷卻。隨著技術(shù)的更新?lián)Q代，綜合熱管理成為飛機(jī)發(fā)展的方向[9]，但是獨(dú)立式空氣預(yù)處理系統(tǒng)目前處于技術(shù)發(fā)展的成熟期，具有很大的研究價值。

復(fù)雜構(gòu)型的空氣預(yù)處理系統(tǒng)的參數(shù)匹配難度大，需反復(fù)迭代優(yōu)化才能設(shè)計(jì)出性能合適的空氣預(yù)處理系統(tǒng)。中空纖維膜因其對氣體溫度敏感的特性對控制系統(tǒng)提出了更高的要求。

因此，本文基于某型飛機(jī)的空氣預(yù)處理系統(tǒng)進(jìn)行了仿真建模分析，對系統(tǒng)及其控制系統(tǒng)進(jìn)行了迭代優(yōu)化。仿真分析方法對于油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及控制參數(shù)的研究具有一定的指導(dǎo)意義。

1系統(tǒng)原理

油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)原理圖如圖1所示。系統(tǒng)的工作原理為：高溫空氣進(jìn)入系統(tǒng)之后分為兩路，一路進(jìn)入渦輪膨脹做功，氣體膨脹降溫之后作為熱沉進(jìn)入回?zé)崞?，最后流?jīng)引射噴嘴進(jìn)入冷風(fēng)道；另一路空氣在回?zé)崞髦欣鋮s之后進(jìn)入壓氣機(jī)，增壓到合適的壓力之后進(jìn)入主換熱器，在主換熱器中冷卻到合適的溫度之后進(jìn)入下游空氣分離裝置。調(diào)溫閥與主換熱器并聯(lián)，通過調(diào)節(jié)調(diào)溫閥的開度可以將系統(tǒng)出口氣體溫度控制在75℃±5℃范圍內(nèi)。主換熱器熱沉為沖壓空氣，在地面工況下，當(dāng)沖壓空氣流量不足時，采用電動風(fēng)扇抽吸機(jī)外空氣作為系統(tǒng)熱沉。

系統(tǒng)有壓縮供氣和應(yīng)急供氣兩種模式。當(dāng)渦輪入口閥開啟時，渦輪-壓氣機(jī)正常運(yùn)轉(zhuǎn)，壓氣機(jī)進(jìn)出口壓力差使單向閥處于關(guān)閉狀態(tài)，系統(tǒng)進(jìn)入增壓供氣模式，通過調(diào)節(jié)渦輪入口閥的開度對渦輪做功能力進(jìn)行調(diào)節(jié)，將系統(tǒng)出口空氣壓力控制在500～700kPa（絕壓，下同）范圍。

渦輪-壓氣機(jī)未開啟或者故障時，系統(tǒng)進(jìn)入應(yīng)急供氣模式，系統(tǒng)入口空氣流經(jīng)單向閥進(jìn)入主換熱器，在主換熱器中冷卻到合適的溫度后供給下游系統(tǒng)，在應(yīng)急供氣模式下單向閥處于打開狀態(tài)。下文對系統(tǒng)壓縮供氣模式進(jìn)行研究。

當(dāng)系統(tǒng)入口引氣壓力大于420kPa時，壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷閥能夠?qū)⑾到y(tǒng)入口壓力限制在420kPa以下。

2仿真參數(shù)的確定

2.1飛行剖面

參考某型飛機(jī)飛行參數(shù)[10]，建立飛行高度、飛行馬赫數(shù)、系統(tǒng)入口空氣溫度、系統(tǒng)入口空氣壓力等參數(shù)隨飛行時間變化的飛行剖面。

建立的飛機(jī)飛行剖面包含了地面慢車（0～600s）、地面滑跑（600～660s）、爬升（660～3060s）、巡航（3060～4060s）、下降（4060～5560s）、著陸（5560～5620s）等階段。為了計(jì)算方便，將巡航階段的時間縮短為1000s，整個飛行剖面時長為5620s，飛行最大高度為12000m。

在地面慢車階段，飛行馬赫數(shù)為0；在地面滑跑階段，飛行馬赫數(shù)從0持續(xù)增加至0.24；在爬升階段，飛行馬赫數(shù)從0.24持續(xù)增加至0.8；在巡航階段，飛行馬赫數(shù)保持0.8不變；在下降階段，飛行馬赫數(shù)從0.8持續(xù)下降至0.2；在著陸階段，飛行馬赫數(shù)從0.2持續(xù)下降至0。

隨著飛行階段的改變，空氣預(yù)處理系統(tǒng)入口溫度在140～180℃之間變化，系統(tǒng)入口壓力在300～420kPa之間變化。

空氣預(yù)處理系統(tǒng)的出口流量由下游空氣分離系統(tǒng)決定，在起飛、爬升、巡航等階段，系統(tǒng)出口流量應(yīng)保證不低于280kg/h；在下降階段，系統(tǒng)出口流量應(yīng)保證不低于650kg/h?？諝忸A(yù)處理系統(tǒng)出口壓力應(yīng)控制在500～700kPa范圍內(nèi)。飛行狀態(tài)參數(shù)見表1。

2.2沖壓空氣物性參數(shù)

采用不帶阻力系統(tǒng)的前緣進(jìn)氣口計(jì)算沖壓空氣物性參數(shù)[11-12]。

風(fēng)道進(jìn)口總溫：Ti=T∞（1+0.2Ma2）

風(fēng)道進(jìn)口總壓：pi=p∞（1+0.2Ma2）3.5式中：T為流體溫度；p為流體壓力；Ma為流體馬赫數(shù)；下標(biāo)i代表風(fēng)道進(jìn)口；下標(biāo)∞代表當(dāng)?shù)丨h(huán)境。

在仿真模型中，通過建立管道、換熱器、閥門等模型的流阻特性子模型，計(jì)算冷空氣流量等參數(shù)。

3仿真模型

3.1系統(tǒng)仿真模型

基于AMESim軟件，利用Signal Control、Aeronautics& Space、Gas Mixture、Thermal等模型庫搭建了空氣預(yù)處理系統(tǒng)性能仿真模型，如圖2所示。

3.2換熱器仿真模型

根據(jù)設(shè)計(jì)計(jì)算出的換熱器性能曲線簇建立如圖3所示的換熱器性能曲面。圖中，X1軸代表換熱器熱邊流體質(zhì)量流量；X2軸代表換熱器冷邊流體質(zhì)量流量；Y軸代表換熱器熱邊流體熱效率。換熱器性能曲線簇需根據(jù)仿真計(jì)算需要進(jìn)行調(diào)整。

3.3渦輪-壓氣機(jī)仿真模型

根據(jù)設(shè)計(jì)計(jì)算出的壓氣機(jī)性能曲線簇建立如圖5所示的壓氣機(jī)流量特性曲面。圖中，X1軸代表壓氣機(jī)折合質(zhì)量流量；X2軸代表壓氣機(jī)折合轉(zhuǎn)速；Y軸代表壓氣機(jī)壓縮比。壓氣機(jī)性能曲線簇需根據(jù)仿真計(jì)算需要進(jìn)行調(diào)整。

4仿真結(jié)果

4.1環(huán)境溫度及壓力

隨著飛機(jī)飛行高度的變化，當(dāng)?shù)丨h(huán)境溫度及壓力隨之變化。在仿真模型中，采用美國標(biāo)準(zhǔn)大氣模型中的標(biāo)準(zhǔn)天大氣模型對環(huán)境溫度及壓力進(jìn)行仿真計(jì)算，結(jié)果如圖6、圖7所示。

4.2動態(tài)控制率優(yōu)化

系統(tǒng)出口流量受下游空氣分離系統(tǒng)影響。在起飛、爬升、巡航等階段，飛機(jī)油箱僅需少量富氮?dú)怏w（nitrogen enriched air，NEA）來維持氮?dú)鉂舛?，此時引氣預(yù)處理系統(tǒng)出口流量小；在下滑階段，隨著油箱外部空氣壓力逐漸升高，需要往油箱充入大量富氮?dú)怏w以平衡油箱內(nèi)外空氣壓力差，此時引氣預(yù)處理系統(tǒng)出口流量大。

系統(tǒng)出口溫度調(diào)節(jié)通過調(diào)溫閥實(shí)現(xiàn)，調(diào)溫閥與主換熱器并聯(lián)，調(diào)溫閥出口氣體溫度高，主換熱器出口氣體溫度低，可以通過調(diào)節(jié)調(diào)溫閥的開度的方法來改變冷、熱流體的流量比從而調(diào)節(jié)系統(tǒng)出口氣體溫度。系統(tǒng)出口溫度控制時，預(yù)設(shè)一個“溫度死區(qū)”，即出口溫度在75℃±2℃之間時，調(diào)溫閥不動作，出口溫度大于77℃時調(diào)溫閥向關(guān)位運(yùn)動，出口溫度小于73℃時調(diào)溫閥向開位運(yùn)動。

系統(tǒng)從安全性的角度考慮設(shè)置有兩個熱力學(xué)開關(guān)，當(dāng)壓氣機(jī)出口溫度超出預(yù)設(shè)值時渦輪入口閥能夠及時關(guān)斷，當(dāng)系統(tǒng)出口溫度超出預(yù)設(shè)值時系統(tǒng)出口的熱力學(xué)開關(guān)能夠及時關(guān)斷。系統(tǒng)的控制原理圖如圖8所示。

采用PID控制方法對系統(tǒng)出口溫度進(jìn)行控制，圖9為溫度控制模型。為了便于表述，將控制模型中的子模型進(jìn)行編號，控制模型各個子模型說明見表2。

利用仿真模型對油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)進(jìn)行性能計(jì)算，仿真時長設(shè)置為5620s，每1s打印一組數(shù)據(jù)，系統(tǒng)出口溫度如圖10所示，壓氣機(jī)出口溫度如圖11所示。仿真結(jié)果表明，空氣預(yù)處理系統(tǒng)出口溫度能夠達(dá)到75℃±5℃范圍控制要求。壓氣機(jī)出口為系統(tǒng)溫度最高的地方，通過合理設(shè)計(jì)回?zé)崞鲹Q熱效率，能夠保證在全飛行剖面下壓氣機(jī)出口溫度始終低于200℃。當(dāng)壓氣機(jī)出口溫度低于200℃時，引氣預(yù)處理系統(tǒng)中的所有部件都可以選擇采用高強(qiáng)度、低密度的鋁合金材料制造，能夠減輕產(chǎn)品質(zhì)量。

基于上述仿真計(jì)算方法，對系統(tǒng)溫度控制率進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，保證系統(tǒng)出口溫度調(diào)節(jié)具有較快的收斂速度。取飛行剖面前350s進(jìn)行仿真計(jì)算，溫度初值為20℃，系統(tǒng)出口溫度控制目標(biāo)值為75℃±5℃。由于系統(tǒng)內(nèi)產(chǎn)品熱容、溫度傳感器響應(yīng)時間、閥門作動速度等因素的存在，PID參數(shù)取值會對出口溫度的收斂速度產(chǎn)生影響。在計(jì)算模型中，對PID參數(shù)的取值迭代優(yōu)化，最終獲得了較為理想的溫度收斂速度。如圖12所示，當(dāng)比例系數(shù)Kp取值為1、積分系數(shù)Ki取值為0.1、微分系數(shù)Kd取值為0時，系統(tǒng)出口溫度收斂具有較好的效果，在沒有產(chǎn)生震蕩的同時能夠很快收斂。該仿真計(jì)算結(jié)果能夠用于指導(dǎo)引氣預(yù)處理系統(tǒng)控制盒參數(shù)調(diào)節(jié)，提升產(chǎn)品開發(fā)效率。

5結(jié)論

本文采用AMESim仿真軟件，搭建了油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)的仿真計(jì)算模型，并通過仿真計(jì)算預(yù)測了全飛行剖面下該系統(tǒng)的性能表現(xiàn)。該仿真模型具備以下作用：

（1）全飛行剖面系統(tǒng)性能驗(yàn)證。驗(yàn)證系統(tǒng)全飛行剖面下的性能，輔助系統(tǒng)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)參數(shù)分配分解。

（2）部件性能指標(biāo)的分配。如閥門通徑的選擇、換熱器換熱效率分配、渦輪-壓氣機(jī)性能曲面需求分配。

（3）控制參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。通過仿真結(jié)果，優(yōu)化系統(tǒng)控制參數(shù)，用于指導(dǎo)產(chǎn)品控制器參數(shù)調(diào)節(jié)。

仿真建模之初，參考同類型產(chǎn)品的試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立了換熱器、渦輪-壓氣機(jī)、閥門、管道等部件的性能模型。部件模型通過仿真結(jié)果的反饋不斷迭代與優(yōu)化，在仿真計(jì)算中達(dá)到全飛行剖面下油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)出口氣體溫度、壓力、流量均滿足要求的目的。經(jīng)過迭代與優(yōu)化的部件模型，可以反過來用于指導(dǎo)換熱器、渦輪-壓氣機(jī)等部件的設(shè)計(jì)工作，即：若在全飛行剖面下，實(shí)際設(shè)計(jì)出的換熱器、渦輪-壓氣機(jī)的性能等于或優(yōu)于本仿真模型中的部件性能，系統(tǒng)的性能指標(biāo)就能達(dá)到要求。

通過模型的不斷優(yōu)化，得到了最終的AMESim仿真計(jì)算模型，通過該模型進(jìn)行油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)的性能仿真計(jì)算，得到如下結(jié)論：

（1）通過合理分配核心部件參數(shù)，油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)在全飛行剖面下，系統(tǒng)出口溫度可以控制在75℃±5℃以內(nèi)。

（2）通過合理分配主換熱器及回?zé)崞鞯膿Q熱效率，能夠保證壓氣機(jī)出口溫度低于200℃，有效減小系統(tǒng)質(zhì)量代償?shù)耐瑫r提升了惰化系統(tǒng)的安全性。

（3）當(dāng)PID控制參數(shù)比例系數(shù)Kp取值為1，積分系數(shù)Ki取值為0.1，微分系數(shù)Kd取值為0時，系統(tǒng)出口溫度收斂具有較好的效果。

本文提出的仿真分析方法對于油箱惰化空氣預(yù)處理系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及控制參數(shù)的研究具有一定的指導(dǎo)意義。

參考文獻(xiàn)

[1]黃雪飛.膜制氮技術(shù)在民用飛機(jī)油箱防火防爆上的應(yīng)用與發(fā)展[C]//飛機(jī)機(jī)電系統(tǒng)理論與實(shí)踐：第二屆民用飛機(jī)機(jī)電系統(tǒng)國際論壇，2015： 185-188. Huang Xuefei. Membrane OBIGGS technology of application and development on civil aircraft fuel tank fireproofing and exploding[C]// Aircraft Electromechanical System Theory and Practice：the 2nd International Forum on Electromechanical Systems of CivilAircraft，2015： 185-188. （in Chinese）

[2]馮詩愚，邵壘，李超越，等.航空燃油類型對催化惰化系統(tǒng)性能的影響[J].航空學(xué)報(bào)， 2016， 37（6）：1819-1826. Feng Shiyu， Shao Lei， Li Chaoyue， et al. Performance of catalytic inerting system affected by various aviation jet fuels[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2016， 37 （6）： 1819-1826. （in Chinese）

[3]王小平，肖再華.飛機(jī)燃油箱氮?dú)舛杌臋C(jī)理分析及應(yīng)用[J].航空科學(xué)技術(shù)，2008，19（8）： 24-26. Wang Xiaoping， Xiao Zaihua. Fundamentally analysis on inerting of aircraft fuel tank with nitrogen-enriched air and its application[J]. Aeronautical Science & Technology，2008，19（8）： 24-26.（in Chinese）

[4]馮詩愚，鹿世化，劉衛(wèi)華，等.洗滌效率對飛機(jī)燃油箱惰化過程的影響分析[J].航空動力學(xué)報(bào)，2010 （11）： 2457-2463. Feng Shiyu， Lu Shihua， Liu Weihua， et al. Analysis of inerting process influenced by scrubbing efficiency in aircraft fuel tank[J]. Journal ofAerospace Power， 2010 （11）： 2457-2463.（in Chinese）

[5]肖再華.飛機(jī)燃油箱惰化[J].航空科學(xué)技術(shù)，2005，16（1）：31-33.Xiao Zaihua. Inerting aircraft fuel tank[J]. Aeronautical Science & Technology，2005，16（1）：31-33. （in Chinese）

[6]Cai Y，Bu X Q，Lin G P，et al. Experimental study of an aircraft fuel tank inerting system[J]. Chinese Journal of Aeronautics，2015，28（2）：394-402.

[7]周宇，谷立新，陳廣豪.耗氧惰化系統(tǒng)混合產(chǎn)氣的油箱充填特性研究[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2019， 30（11）：48-52. Zhou Yu， Gu Lixin， Chen Guanghao. Study on filling characteristics of mixed gas produced by oxygen consumption inerting system[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（11） ：48-52. （in Chinese）

[8]馮詩愚，盧吉，劉衛(wèi)華，等.機(jī)載制氮系統(tǒng)中空纖維膜分離特性[J].航空動力學(xué)報(bào)，2012（6）：1332-1339. Feng Shiyu， Lu Ji， Liu Weihua， et al. Separation performance of hollow fiber membrane for on-board inerting gas generating system[J]. Journal of Aerospace Power， 2012 （6）： 1332-1339.（in Chinese）

[9]殷超，羅志會.美國遠(yuǎn)程轟炸機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求分析[J].航空科學(xué)技術(shù)，2019，30（8）：1-6. Yin Chao， Luo Zhihui. Design requirements analysis of America bomber environmental control system[J]. Aeronautical Science& Technology， 2019， 30（8）： 1-6. （in Chinese）

[10]周月，張鶴林.電動環(huán)控系統(tǒng)優(yōu)化仿真分析[J].航空科學(xué)技術(shù)，2019，30（6）：56-61. Zhou Yue，Zhang Helin. Optimization and simulation analysis of electric environmental control system[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（6）：56-61. （in Chinese）

[11]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委會.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊：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. Aircraft Design Manuel General Editorial Committee. Aircraft design manuel：Design of life support and environmental control system[M]. Beijing：Aviation Industry Press，1999.（in Chinese）

[12]壽榮中，何慧姍.飛行器環(huán)境控制[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004. Shou Rongzhong， He Huishan. Aircraft environment control[M]. Beijing： Beihang University Press， 2004.（in Chinese）

Optimization Simulation Analysis of Fuel Tank Inerted Air Preparation System

Liu Chengyan，Guo Binghan，Li Mingchun，Lu Yuliang

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero Electromechanical System Integration，AVIC Nanjing Engineering Institute of Aircraft Systems，Nanjing 211106，China

Abstract： Based on the AMESim simulation platform， the performance simulation model of the fuel tank inerted air preparation system is built， and the aircraft flight state parameter model is established. The dynamic optimization simulation analysis of the system is performed by changing the heat exchange efficiency of the heat exchanger， the turbine flow rate and other parameters. The performance model of the full flight profile ensures that the outlet temperature of the air preparation system can be controlled within the range of 75℃±5℃during all flight stages such as take-off， climb， cruise， and descent of the aircraft. Based on the simulation model， the PID parameters are optimized， and the convergence speed of the system outlet temperature adjustment is improved. The proposed simulation analysis method has certain guiding significance for the research of the parameter allocation and control rate of the air preparation system.

Key Words： air preparation system； system simulation； dynamic simulation； AMESim； fuel tank inerting

Received： 2021-08-09；Revised： 2021-09-20；Accepted： 2021-10-20