一種利用富氮?dú)怏w增壓的渦輪增壓惰化系統(tǒng)

薛 勇

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200135）

惰化系統(tǒng)是利用先進(jìn)的高分子中空纖維空氣分離膜技術(shù)制成空氣分離器，從空氣中分離出氮?dú)怏w積分?jǐn)?shù)較高的富氮?dú)怏w（Nitrogen Enriched Air，NEA），并將之通入飛機(jī)燃油箱，以降低燃油箱內(nèi)氣相空間氧體積分?jǐn)?shù)至安全水平，是防止燃油箱發(fā)生燃爆的機(jī)載系統(tǒng)。空客的A320/A330/A350 和波音的B737/B747/B787等眾多系列的飛機(jī)自2008年以后都陸續(xù)的設(shè)計(jì)/加裝了惰化系統(tǒng)。為了提高寬體飛機(jī)在巡航階段的空氣分離壓力，A350 和B777 采用了渦輪增壓，而B787采用了客艙引氣壓縮機(jī)增壓。一般而言，空氣分離器中的氣體壓力越高，制取氮?dú)獾难躞w積分?jǐn)?shù)就越低，但為了防止空氣分離器超壓損壞，民機(jī)采用的空氣分離器的壓力一般限制在137.9～413.7 kPa（20～60 psig）。

在我國民機(jī)惰化系統(tǒng)領(lǐng)域中，中國商飛是行業(yè)的領(lǐng)跑者，其中：ARJ21-700飛機(jī)已經(jīng)完成支線飛機(jī)惰化系統(tǒng)的適航取證工作；C919干線飛機(jī)惰化系統(tǒng)已完成首飛和大量的試飛工作，預(yù)計(jì)2022年上半年可取得國內(nèi)適航證。而針對(duì)寬體及惰化系統(tǒng)的研究還處在方案論證階段，目前正在對(duì)傳統(tǒng)的渦輪增壓和壓縮機(jī)增壓惰化系統(tǒng)開展全面的研究工作。2017 年下半年，A350開始交付我國，該機(jī)型在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣進(jìn)行渦輪增壓后為惰化系統(tǒng)供氣。這套系統(tǒng)的特點(diǎn)在于對(duì)渦輪增壓的巧妙運(yùn)用，其基本原理，如圖1所示。

圖1 利用引氣進(jìn)行渦輪增壓的惰化系統(tǒng)Fig.1 Turbocharging inerting system pressurized by bleed air

使用這套系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是：1）開啟增壓引氣模式可以提高空氣分離器的工作壓力，降低NEA的氧體積分?jǐn)?shù)，使燃油箱內(nèi)的氧體積分?jǐn)?shù)進(jìn)一步降低，這一點(diǎn)尤其適合巡航時(shí)間長的遠(yuǎn)程客機(jī)；2）可以在不使用額外設(shè)備抽吸空氣的情況下，在地面停機(jī)狀態(tài)獲得冷卻空氣，從而保證系統(tǒng)在地面階段的工作和維護(hù)功能；3）通常情況下，飛機(jī)捕獲的沖壓空氣需要分享給空調(diào)和惰化系統(tǒng)等用戶，當(dāng)沖壓空氣量不足時(shí)，會(huì)優(yōu)先提供給空調(diào)系統(tǒng)使用，以保證機(jī)組和乘客的氣壓和供氧安全。此時(shí)系統(tǒng)可以開啟惰化渦輪增壓引氣模式，使NEA進(jìn)入小流量和低氧體積分?jǐn)?shù)的模式，以降低引氣消耗量，從而可繼續(xù)對(duì)燃油箱進(jìn)行惰化，而不必完全關(guān)閉惰化系統(tǒng)。

然而，筆者發(fā)現(xiàn)，利用普通型渦輪增壓的惰化系統(tǒng)存在2個(gè)缺點(diǎn)：1）NEA的氣體壓力比引氣的壓力僅僅低7～15 kpa，仍然屬于高壓氣體，將如此高氣壓的氣體直接排入燃油箱，是對(duì)氣體內(nèi)能的浪費(fèi)；2）將引氣分為兩股之后，利用其中一股對(duì)另一股進(jìn)行增壓，雖然可以增加空氣分離器的工作壓力，但直接排出機(jī)外的一股引氣不能分離制取NEA，造成了引氣利用效率的顯著降低。

為了克服傳統(tǒng)渦輪增壓惰化系統(tǒng)的上述缺點(diǎn)，在圖1 所示普通的引氣渦輪增壓系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，本文提出1種利用NEA進(jìn)行渦輪增壓的惰化系統(tǒng)。

1 利用NEA增壓的渦輪增壓系統(tǒng)

利用NEA 增壓的渦輪增壓系統(tǒng)通過將渦輪壓縮機(jī)從引氣旁路分支轉(zhuǎn)移到空氣分離器的下游，實(shí)現(xiàn)了利用NEA 替代引氣進(jìn)行增壓的目的。同時(shí)，由于NEA 增壓位于主通路，不再需要對(duì)流向進(jìn)行限制，因此，可以取消單向閥。改進(jìn)后的NEA增壓的渦輪增壓系統(tǒng)原理，如圖2所示。

圖2 利用NEA進(jìn)行渦輪增壓的惰化系統(tǒng)Fig.2 Turbocharging inerting system pressurized by NEA

該系統(tǒng)將來自發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣分為兩路：一路可以直接排入沖壓進(jìn)氣道出口，對(duì)冷卻空氣進(jìn)行引射，以保證地面工作與維修維護(hù)的需要；另一路依次通過臭氧轉(zhuǎn)換器/過濾器、初級(jí)換熱器、壓縮機(jī)、次級(jí)換熱器、空氣分離器，分離出的NEA 最后通入燃油箱內(nèi)，而富氧氣體（Oxygen Enriched Air，OEA）則排入大氣。

在排氣閥關(guān)閉的情況下，引氣依次經(jīng)過臭氧轉(zhuǎn)換器/過濾器、單向閥、初級(jí)換熱器、增壓渦輪、次級(jí)換熱器后，引氣全部進(jìn)入空氣分離器產(chǎn)生NEA。NEA被通入到動(dòng)力渦輪中對(duì)壓縮機(jī)內(nèi)的引氣增壓，在膨脹做功后，NEA最終進(jìn)入燃油箱。

相比于傳統(tǒng)的引氣渦輪增壓的惰化系統(tǒng)，本文提出的利用NEA進(jìn)行渦輪增壓的新系統(tǒng)具有以下優(yōu)點(diǎn)：1）通過動(dòng)力渦輪帶動(dòng)壓縮機(jī)工作，NEA 的壓力被用于對(duì)進(jìn)入空氣分離器前的引氣進(jìn)行增壓，有效利用了NEA 的高壓內(nèi)能來提高空氣分離器的工作性能；2）進(jìn)入動(dòng)力渦輪的NEA，最終被通入燃油箱內(nèi)，而不是排出機(jī)外，提高了引氣利用效率；3）能夠在沒有增加任何設(shè)備和能耗的情況下對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行增壓，同時(shí)保留了引氣渦輪增壓系統(tǒng)的原有功能。

為了進(jìn)一步驗(yàn)證本文提出的利用NEA 進(jìn)行增壓的渦輪增壓系統(tǒng)的可行性，作者進(jìn)行了渦輪壓縮機(jī)性能參數(shù)計(jì)算。

2 渦輪壓縮機(jī)性能參數(shù)計(jì)算

沖壓空氣首先通過次級(jí)換熱器，對(duì)進(jìn)入空氣分離器前的引氣進(jìn)行降溫；然后，進(jìn)入初級(jí)換熱器，對(duì)進(jìn)入壓縮機(jī)前的引氣進(jìn)行降溫，初級(jí)換熱器和次級(jí)換熱器的換熱效率分別記為和，換熱器效率的設(shè)置簡(jiǎn)化為按照地面效率為0.87，線性遞減到43 100 ft為0.55。一般空氣分離器的制氮效率在0.3～0.7 之間，制氮效率是指NEA流量和引氣流量的比值。

初級(jí)換熱器出口的引氣緊接著進(jìn)入壓縮機(jī)，利用動(dòng)力渦輪的軸功，對(duì)引氣進(jìn)行增壓。

、是壓縮機(jī)出口的壓力和溫度；、是壓縮機(jī)入口的壓力和溫度，其中：

壓縮機(jī)的增壓比為：

驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)對(duì)氣體增壓的輸入功為：

式（4）中：是壓縮機(jī)絕熱效率；是空氣常數(shù)。

引氣從壓縮機(jī)出口排出后，進(jìn)入次級(jí)換熱器進(jìn)行降溫，惰化系統(tǒng)控制器通過調(diào)節(jié)溫度控制閥的開度來控制進(jìn)入空氣分離器的引氣溫度保持恒定。恒溫的引氣進(jìn)入空氣分離器后，分離出NEA和OEA，OEA直接排出機(jī)外，NEA接著進(jìn)入動(dòng)力渦輪進(jìn)行膨脹做功。

、是渦輪出口的壓力和溫度；、是渦輪進(jìn)口的壓力和溫度。

假設(shè)渦輪排氣壓力等于油箱內(nèi)的氣體，油箱內(nèi)氣壓受油箱通氣口沖壓的影響，計(jì)算公式為：

式（5）中：是大氣靜壓；是進(jìn)氣口壓力恢復(fù)系數(shù)；是飛行馬赫數(shù)。

式（6）中：是氣體密度；是氣體平均流速；是油箱內(nèi)的靜壓；是大氣靜壓；和的關(guān)系參見《飛機(jī)燃油系統(tǒng)》。

3 增壓比和膨脹比計(jì)算結(jié)果

為了說明在整個(gè)飛行包線中渦輪增壓系統(tǒng)的增壓情況，本文繪制了氣源壓力在275.8 kPa（40 psia），空氣分離溫度在80℃時(shí)，不同制氮效率對(duì)壓縮機(jī)增壓比和渦輪膨脹比的影響，如圖3和圖4所示。

圖3 壓縮機(jī)增壓比和飛行高度的關(guān)系Fig.3 Relationship between pressure ratio and altitude

圖4 渦輪膨脹比和飛行高度的關(guān)系Fig.4 Relationship between expansion ratio and altitude

從中可以發(fā)現(xiàn)，在巡航階段的增壓比越高或制氮效率越高，則增壓比和膨脹比越高。馬赫數(shù)按照地面起飛階段=0.3 到高空43 100 ft 巡航階段=0.8進(jìn)行線性遞增。

受到發(fā)動(dòng)機(jī)入口大氣壓力變化的影響，飛行高度越高，發(fā)動(dòng)機(jī)為氣源系統(tǒng)提供的引氣壓力越低，相比于A320 和B737，寬體客機(jī)在巡航高度的引氣壓力會(huì)進(jìn)一步降低。以某型寬體飛機(jī)在35 000 ft、39 000 ft和43 100 ft 的引氣壓力為例，其為惰化系統(tǒng)提供的引氣壓力分別為259.2 kPa、218.6 kPa 和175.1 kPa，如表1所示。

表1 惰化系統(tǒng)高空計(jì)算參數(shù)Tab.1 Calculation parameters of the inerting system at high altitude

4 NEA雙流量模式的實(shí)現(xiàn)

在民用飛機(jī)惰化系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，最典型的2 種工況為：1）在爬升和巡航階段，因?yàn)橛拖鋬?nèi)對(duì)外保持正壓，油箱內(nèi)的氣體排入大氣，通常使用含氮量盡量高的NEA，以提高油箱內(nèi)空氣含氮量的上限，此時(shí)要求NEA的含氧量不大于5%；2）在下降階段，因?yàn)橛拖鋬?nèi)對(duì)外保持負(fù)壓，油箱外的大氣充入油箱內(nèi)，通常使用高流量的NEA，以盡量降低大氣的充入，此時(shí)要求NEA含氧量不大于12%，以不增加油箱惰化的負(fù)擔(dān)。

根據(jù)飛機(jī)下降高度和下降速率的不同，高流量分為中流量和大流量2 種，國外一般使用雙流量切斷閥（Dual Flow Shut-off Valve）來調(diào)節(jié)惰化系統(tǒng)的流量模式。國內(nèi)的黃雪飛、劉文怡等研究了雙流量模式對(duì)燃油箱沖洗惰化的有益影響。

本文根據(jù)某國產(chǎn)民用飛機(jī)空氣分離膜的特性圖，選取對(duì)應(yīng)的小、中和大流量模式下的NEA體積分?jǐn)?shù)和壓力曲線進(jìn)行研究，如圖5所示。

圖5 某國產(chǎn)民用飛機(jī)機(jī)載空氣分離膜的特性圖Fig.5 Performance of air separation module for a certain domestic civil aircraft

針對(duì)表1 提出的ASM 引氣壓力，在圖5 所示的情況下，表2 根據(jù)大、小流量模式下對(duì)NEA 氧體積分?jǐn)?shù)的限制，計(jì)算得出了在35 000 ft、39 000 ft 和43 100 ft高度下，渦輪增壓系統(tǒng)需要達(dá)到的目標(biāo)增壓比。

通過對(duì)比圖4 和表2 發(fā)現(xiàn)，僅有43 100 ft 高度下的小流量模式是無法實(shí)現(xiàn)的，其余工況點(diǎn)均能通過NEA渦輪增壓系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。

表2 NEA渦輪增壓的計(jì)算參數(shù)Tab.2 Calculation parameters of NEA turbocharging

5 同常規(guī)引氣及常規(guī)渦輪增壓方案對(duì)比

如果不使用NEA進(jìn)行渦輪增壓，而是直接采用常規(guī)的引氣不進(jìn)行增壓直接制取NEA，那么在保持出口流量不變的前提下，增壓前的引氣壓力下可制取NEA氧體積分?jǐn)?shù)見表3。

現(xiàn)以35 000 ft 高度為例，增壓前的引氣壓力為0.259 MPa，增壓后的壓力為0.42 MPa，增壓比可以達(dá)到1.62。在巡航階段增壓后能夠?qū)⒅迫〉腘EA 在氧體積分?jǐn)?shù)分別從9.1%和10.3%降低到5%；在下降階段增壓后能夠?qū)⒅迫〉腘EA 在氧體積分?jǐn)?shù)分別從15.5%和16.5%降低到12%。綜合表3可以發(fā)現(xiàn)，采用了NEA 渦輪增壓之后：在35 000～43 100 ft，NEA 在小流量模式下，氧體積分?jǐn)?shù)絕對(duì)值下降了4.1%～11.5%；在中流量及大流量模式下，氧體積分?jǐn)?shù)絕對(duì)值下降了3.5%～7.2%。

表3 采用NEA渦輪增壓前后的NEA氧體積分?jǐn)?shù)比較Tab.3 Oxygen concentration comparison of NEA turbocharging

國內(nèi)李超越等對(duì)普通渦輪增壓方案建立了相應(yīng)的AMESim模型，表明了普通渦輪增壓方案對(duì)非增壓方案有非常明顯的優(yōu)勢(shì)。如果不使用本文提出的NEA 渦輪增壓方案，而是采用普通渦輪增壓方案，若要達(dá)到同樣的增壓效果，需要額外引入等量的引氣量來增壓，因此，當(dāng)制氮效率在0.3～0.7之間變化時(shí)，使用NEA 進(jìn)行渦輪增壓的新型惰化系統(tǒng)只需要消耗A350 的引氣量的58.8%～76.9%，可節(jié)約23.1%～41.2%的引氣消耗量，效果顯著。

6 結(jié)束語

本文提出的利用NEA進(jìn)行渦輪增壓的惰化系統(tǒng)，通過渦輪增壓參數(shù)計(jì)算表明，能夠在沒有增加任何設(shè)備和能耗的情況下對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行增壓，在不同的工況下能夠提高系統(tǒng)工作壓力1.20～2.44 倍，與A350 的渦輪增壓系統(tǒng)相比，可在沒有增加任何設(shè)備和能耗的情況下提高引氣利用效率，可節(jié)約23.1%～41.2%的引氣消耗量。

基于國內(nèi)某型空氣分離器的性能，進(jìn)一步探討了寬體飛機(jī)在巡航高度引氣壓力低的現(xiàn)狀下，利用NEA渦輪增壓系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)雙流量模式的具體設(shè)計(jì)過程，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，只有采用渦輪增壓技術(shù)提高NEA 的純度，才能使NEA 的氧體積分?jǐn)?shù)滿足在小流量階段＜5%和高流量階段＜12%的要求。A350和B777飛機(jī)分別采用壓縮機(jī)增壓和渦輪增壓，引氣系統(tǒng)也從側(cè)面表明了這一點(diǎn)。計(jì)算分析還表明，在小流量模式，氧體積分?jǐn)?shù)絕對(duì)值下降了4.1%～11.5%；在中流量及大流量模式，氧體積分?jǐn)?shù)絕對(duì)值下降了3.5%～7.2%。

本文的研究表明，利用NEA渦輪增壓的惰化系統(tǒng)不僅能夠提高引氣的利用效率，還能顯著降低NEA的氧體積分?jǐn)?shù)，滿足雙流量模式下的氧體積分?jǐn)?shù)指標(biāo)要求。目前，國內(nèi)正在開展280 座級(jí)的CR929 寬體飛機(jī)惰化系統(tǒng)的研究和設(shè)計(jì)工作，這種利用NEA進(jìn)行渦輪增壓的惰化系統(tǒng)有待進(jìn)一步的試驗(yàn)研究以確定其對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣低壓的適應(yīng)性和實(shí)際的性能優(yōu)勢(shì)，以便為大型寬體飛機(jī)惰化系統(tǒng)提供及時(shí)的設(shè)計(jì)參考。此外，在更高巡航高度下，燃油箱內(nèi)燃油液相和氣相間的氧氣和氮?dú)獾娜芙夂臀龀霈F(xiàn)象對(duì)油箱內(nèi)氧體積分?jǐn)?shù)的影響會(huì)更顯著，值得研制者們開展深入的研究。