劉 歡

（中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn) 333000）

0 引言

在直升機(jī)燃油箱的氣相空間（油箱液面以上空間）內(nèi)聚集了大量易燃易爆的燃油蒸汽，當(dāng)燃油蒸汽和空氣的混合氣體處于易燃易爆極限范圍以內(nèi)時(shí)，有可能與點(diǎn)火源（雷電、靜電、子彈、燃燒彈、導(dǎo)彈碎片、熾熱的發(fā)動(dòng)機(jī)碎片等）接觸，這些燃油蒸汽極易被點(diǎn)燃，并在燃油箱內(nèi)迅速燃燒，導(dǎo)致燃爆，造成直升機(jī)的損失和人員傷亡。為了提高軍用武裝直升機(jī)安全性、生存能力，燃油箱須采取可靠、高效防爆措施［1-3］。

目前歐、美先進(jìn)武裝直升機(jī)采用中空纖維膜式機(jī)載制氮惰化技術(shù)，如“虎”式、AH-64，RAH-66 等武裝直升機(jī)。該惰化系統(tǒng)技術(shù)成熟，便于維護(hù)保障。中空纖維膜式機(jī)載制氮惰化技術(shù)采用一種高分子聚合物中空纖維膜（HFM）來選擇“過濾”進(jìn)料空氣而達(dá)到氧/氮分離的。當(dāng)兩種或兩種以上的氣體混合物通過中空纖維膜時(shí)，在膜兩側(cè)壓差作用下，由于各氣體組分在聚合物中的溶解和滲透擴(kuò)散系數(shù)的差異，導(dǎo)致其透過膜壁的速率不同，滲透速率快的氣體——“快氣”（如O2，H2O，H2，He 等）和滲透速率慢的氣體——“慢氣”（如N2，CH4及其他烴類等），滲透速率相對(duì)較快的氣體優(yōu)先透過膜壁而在低壓滲透?jìng)?cè)被富集，而滲透速率相對(duì)較慢的氣體則在高壓滯留側(cè)被富集，氧氮?dú)怏w分離膜就是利用分子滲透特性的差別使氧氣和氮?dú)庠谀蓚?cè)富集而實(shí)現(xiàn)分離［4-6］，原理如圖1所示。

圖1 中空纖維膜式機(jī)載制氮惰化原理

ADS-50-PRF《旋翼機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)性能和驗(yàn)證要求》規(guī)定，惰化系統(tǒng)應(yīng)能完全自動(dòng)地降低和維持空氣含氧濃度至9%，才能有效地防止爆炸和起火。根據(jù)國外對(duì)燃油箱用23 mm子彈射擊試驗(yàn)數(shù)據(jù)，12%氧濃度不支持燃燒。9%氧濃度能確保油箱壓力不會(huì)瞬間劇增。

1 燃油箱惰化系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

1.1 單艙油箱不同飛行階段富氮?dú)怏w流量需求計(jì)算方法

爬升、巡航階段，在單位時(shí)間步長內(nèi)，初始狀態(tài)1時(shí)，氣相和燃油中氧氮處于平衡狀態(tài)，隨著沖洗的富氮?dú)怏w流入，氣相空間中的氧氣被逐漸稀釋，而氮?dú)庀鄳?yīng)增加，由于氣體組分濃度的改變，氣液兩相的平衡狀態(tài)被破壞，燃油中溶解的氧氣析出，在該時(shí)間段內(nèi)，燃油中逸出的氣體與氣相空間中原有的氣體充分混合后，排出油箱，直至在終了時(shí)刻2 達(dá)到新的平衡狀態(tài)，如圖2所示。

1.2 燃油箱惰化系統(tǒng)參數(shù)分析

機(jī)載惰化系統(tǒng)惰化效率和結(jié)果受多方面因素影響。機(jī)載惰化系統(tǒng)要求：燃油系統(tǒng)全包線使用下，直升機(jī)燃油箱氣相空間以上的氧氣濃度始終小于9%。依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率可計(jì)算得到整個(gè)飛行時(shí)間下各個(gè)階段燃油箱中的燃油量和載油率，如圖3所示。

2 燃油箱惰化富氮?dú)怏w流量需求計(jì)算分析

2.1 爬升階段富氮?dú)怏w流量需求

考慮到氮氧逸出等因素，惰化時(shí)間與所需富氮?dú)怏w流量關(guān)系如圖4 所示，惰化時(shí)間從5 min 計(jì)算至30 min，當(dāng)惰化時(shí)間較小時(shí)，所需富氮?dú)怏w流量很大，隨著惰化時(shí)間增加，富氮?dú)怏w流量迅速減少，惰化時(shí)間大于15 min后，流量基本與時(shí)間呈線性關(guān)系。惰化時(shí)間為20 min 時(shí)，流量與時(shí)間的關(guān)系線性度較好。對(duì)NEA2，NEA5 和NEA9 3 種濃度的富氮?dú)怏w計(jì)算了所需流量，NEA9所需的流量過大，而NEA2雖然流量較小，但是考慮制氮效率后，引氣流量并不會(huì)低于NEA5，起飛—爬升階段純度的富氮?dú)怏wNEA5 較優(yōu)?？紤]到氮氧逸出，分離膜按照地面、起飛和爬升引起壓力、溫度下，綜合得到NEA5的流量。

圖2 單位時(shí)間步長內(nèi)燃油沖洗過程示意

圖3 燃油消耗率和載油率

圖4 惰化時(shí)間與所需富氮?dú)怏w流量關(guān)系

2.2 巡航階段富氮?dú)怏w流量需求

在巡航階段，油箱氣相空間應(yīng)該惰化至足夠低的濃度，因此可采用NEA2 進(jìn)行沖洗，如圖5 所示，氧濃度已經(jīng)低于9%，通過NEA2沖洗，并經(jīng)過長時(shí)間的惰化，氧濃度無限接近于2%。在巡航階段，最終NEA2流量需求為1.1 kg/h，按照制氮效率10%估算，則需要引氣流量為11 kg/h（3.06 g/s）。

圖5 氧濃度與惰化時(shí)間的關(guān)系

2.3 下降階段富氮?dú)怏w流量需求

2.3.1 下降所需的增壓流量

俯沖下降時(shí)，因燃油箱外部壓力變化，可能會(huì)導(dǎo)致通氣閥開啟，空氣倒流。富氮?dú)怏w純度越高，其抵制油箱氧濃度升高的能力也越強(qiáng)。由于直升機(jī)燃油箱是封閉油箱，具有一定的增壓值，當(dāng)余壓為5 kPa時(shí)，油箱向外排氣，而余壓為-0.8 kPa時(shí)，外界空氣進(jìn)入油箱。當(dāng)設(shè)計(jì)安全余度較大時(shí)，所需富氮?dú)怏w的填補(bǔ)量較小，最大安全余度，填補(bǔ)流量為2.56 kg/h 時(shí)，NEA9 的流量為3.66 kg/h，甚至比起飛階段所需的NEA5氣體還少，如表1所示。

表1 最大增壓流量

2.3.2 最大下降速率所需的增壓流量

最大下降速率為5 m/s，遠(yuǎn)小于極限速度，因此，需要針對(duì)最大下降速率對(duì)所需富氮?dú)怏w的增壓流量進(jìn)行計(jì)算。依據(jù)固定載油量為10%，下降速率為10 m/s，針對(duì)600 m，1 200 m，2 400 m作為起始下降高度進(jìn)行增壓流量計(jì)算。計(jì)算結(jié)果如圖6所示，情況A所需的氣量總是大于情況B，但是情況A中增壓氣量與起始下降高度無關(guān)，基本恒定，而情況B與起始高度相關(guān)，起始高度越高，所需氣量越大。

圖6 10 m/s下降速率下增壓氣量需求

3 結(jié)語

本文僅針對(duì)直升機(jī)的飛行特點(diǎn)，利用常規(guī)典型的飛行剖面，提出了一種針對(duì)直升機(jī)燃油箱惰化所需富氮?dú)怏w流量分析方法。針對(duì)直升機(jī)復(fù)雜的飛行環(huán)境及不同的飛行剖面，全面地進(jìn)行直升機(jī)燃油箱惰化所需富氮?dú)怏w流量分析，需在未來的工作中展開更深入的研究。