飛行條件下直升機(jī)燃油箱沖洗惰化過程理論研究

喻成璋,楊小龍,韓 楊,謝 增

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

與傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)相比,直升機(jī)具有垂直起降、懸停、小速度飛行等獨(dú)特優(yōu)勢,但這些特點(diǎn)也使其更容易受到敵方的炮火侵襲,嚴(yán)重威脅燃油箱安全[1]?，F(xiàn)如今國外的先進(jìn)直升機(jī)如CH-53K、RAH-66、AH-64等,均加裝了機(jī)載惰化系統(tǒng)進(jìn)行燃油箱防爆[2]。與填充網(wǎng)狀泡沫材料相比,該系統(tǒng)體積小、重量輕、可維護(hù)性強(qiáng),能有效降低進(jìn)行燃油箱防爆所造成的飛行代償損失,是目前最為經(jīng)濟(jì)且最為有效的油箱防爆技術(shù)手段[3]。我國的惰化系統(tǒng)研制工作尚處于起步階段,一旦該技術(shù)研發(fā)成熟,對于提高我國直升機(jī)的安全性能將具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

惰化系統(tǒng)的工作原理是通過富氮?dú)怏w的稀釋作用將油箱氧濃度控制在極限氧濃度以下,因此在設(shè)計(jì)階段必須對油箱氧濃度的變化規(guī)律進(jìn)行有效模擬?？紤]到試驗(yàn)方法花費(fèi)巨大,且試驗(yàn)周期冗長,而CFD方法難以體現(xiàn)不同油箱燃油消耗順序以及燃油溶解氣體的影響[4],因此在設(shè)計(jì)初期,多采用工程計(jì)算方法對油箱上部空間的惰化效果展開計(jì)算分析。

根據(jù)惰化系統(tǒng)所處的不同機(jī)載環(huán)境,惰化過程可分為地面惰化和飛行惰化。地面惰化過程中,油箱氣相空間體積幾乎保持不變,并且油箱環(huán)境壓力始終維持在一個(gè)恒定的水平,因此可以認(rèn)為油箱氣相空間的氣體質(zhì)量在惰化過程中保持不變;然而在飛行條件下,油箱環(huán)境壓力不斷發(fā)生改變,油箱氣相空間不斷與外界大氣物質(zhì)發(fā)生物質(zhì)交換,基于無質(zhì)量堆積假設(shè)的地面惰化模型已不再適用,必須建立全新的數(shù)學(xué)模型對其進(jìn)行描述。目前,地面惰化過程已有準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型對其進(jìn)行描述。例如Bruns曾建立了一種描述單艙矩形油箱地面惰化過程的數(shù)學(xué)模型,其計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)良好吻合。然而對于飛行惰化過程,目前仍缺乏有效的預(yù)測手段[5]。

有鑒于此,本文以民用直升機(jī)燃油箱作為研究對象,根據(jù)組分質(zhì)量守恒方程建立了飛行條件下燃油箱沖洗惰化過程的數(shù)學(xué)模型,并配合數(shù)值積分的方法進(jìn)行求解。在充分驗(yàn)證計(jì)算模型正確性的基礎(chǔ)上,獲得了不同富氮?dú)怏w分配方式下直升機(jī)燃油箱氧濃度的空間分布規(guī)律。研究結(jié)果可為國產(chǎn)直升機(jī)的惰化系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

1 飛行條件下燃油箱沖洗惰化過程數(shù)學(xué)模型

真實(shí)的燃油箱沖洗惰化過程包含了多種復(fù)雜的物理現(xiàn)象,建立完全真實(shí)的數(shù)學(xué)模型難度極大。為了便于研究工作的展開,可對該過程進(jìn)行合理簡化,其基本假設(shè)如下:

1)富氮?dú)怏w、氣相空間中的氧氣和氮?dú)?、燃油蒸汽及其混合氣體均視為理想氣體;

2)沖洗過程中,恢復(fù)平衡狀態(tài)所需的弛豫時(shí)間遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于計(jì)算步長;

3)計(jì)算步長內(nèi),各種氣體充分混合,氣體內(nèi)部各處的溫度、壓力和密度狀態(tài)參數(shù)相同;

4)忽略油箱組內(nèi)部的流動(dòng)阻力,每個(gè)時(shí)間步長的終了時(shí)刻各油箱氣相空間壓力相等;

5)各油箱間流動(dòng)的氣體濃度參照組分的摩爾分?jǐn)?shù)比;

6)不考慮燃油飽和蒸汽壓的影響,油箱上部氣相空間只包含氮、氧兩種成分,滿足氣體分壓定律。

在飛行過程中,直升機(jī)燃油箱所處的環(huán)境壓力不斷變化,油箱內(nèi)部的氣體流動(dòng)路徑也可能會(huì)隨之發(fā)生改變。為了準(zhǔn)確描述真實(shí)飛行條件下的燃油箱沖洗惰化過程,本文分別建立了油箱向外排氣以及向內(nèi)注氣兩種不同的沖洗惰化模型。油箱內(nèi)部的氣體流動(dòng)方向根據(jù)油箱內(nèi)外的氣體壓力決定:若油箱內(nèi)氣體壓力大于環(huán)境大氣,則向外排氣;若油箱內(nèi)氣體壓力小于環(huán)境大氣,則環(huán)境向油箱內(nèi)部注氣。

1.1 向外排氣

圖1為油箱向外界大氣排氣時(shí),燃油箱沖洗惰化過程示意圖。如圖所示,在初始時(shí)刻,燃油與油箱上部氣相空間處于氣液平衡狀態(tài);伴隨著富氮?dú)怏w以及上游油箱排氣的通入,油箱內(nèi)的氣液平衡被打破,燃油中的溶解氣體析出,溶解氣體在與油箱上部氣相空間充分混合后排至下一個(gè)油箱,并在終了時(shí)刻達(dá)到新的氣液平衡狀態(tài)。

圖1 油箱向外排氣時(shí)沖洗惰化過程示意圖

(1)

(2)

由于初始時(shí)刻的氣液平衡狀態(tài)被破壞,單位時(shí)間步長內(nèi)從燃油中析出的氧氮質(zhì)量可用阿斯特瓦爾德系數(shù)表示:

(3)

(4)

式中,β表示溶解氣體的阿斯特瓦爾德系數(shù),TF為燃油溫度,VF為燃油體積,PO,U和PN,U分別表示油箱上部空間的氮氧分壓。

油箱上部空間的氧氮按照摩爾分?jǐn)?shù)比排出,可得:

(5)

油箱上部氣相空間所堆積的氮氧質(zhì)量OU、NU分別用理想氣體狀態(tài)方程表示,聯(lián)立(1)、(2)、(3)、(4)式,方程(5)可化簡為:

(6)

油箱氣相空間的氮氧組分滿足道爾頓分壓定律,有Pt,1=PO,U,1+PN,U,1、Pt,2=PO,U,2+PN,U,2成立,式(6)可進(jìn)一步化簡為關(guān)于PO,U,2的一元二次方程:

(7)

式中,系數(shù)分別為:

(8)

求解上述方程可得單位時(shí)間步長終了時(shí)刻的氧分壓PO,U,2,以此就能進(jìn)一步確定氣相空間氧濃度以及排入下一油箱的氣體質(zhì)量流量。

1.2 向內(nèi)注氣

圖2 環(huán)境向油箱注氣時(shí)沖洗惰化過程示意圖

對于布有通氣系統(tǒng)的子油箱,注入氣體后,油箱氣相空間的氮氧質(zhì)量為:

(9)

(10)

注入油箱的氣體質(zhì)量可用式(11)表示(C表示外界大氣氧濃度):

(11)

(12)

假設(shè)燃油中氮氧氣體溢出完成后才有外界大氣流入:

PO,U,2=

(13)

PN,U,2=

(14)

將式(11)、(12)代入式(13)即可求得油箱上部空間氧分壓PO,U,2,此時(shí)油箱內(nèi)氣相空間氧濃度CO可表示為:

(15)

對于未加裝通氣系統(tǒng)的子油箱,當(dāng)所通入的富氮?dú)怏w不足以滿足下降過程的增壓需求時(shí),由上下游油箱排氣對其進(jìn)行增壓填充。根據(jù)組分質(zhì)量守恒方程可得:

(16)

由于外界大氣和上下游油箱排氣的氧濃度均為已知,因此通過求解上述方程即可獲得各子油箱氧濃度隨飛行時(shí)間的變化關(guān)系。

2 模型驗(yàn)證

為了驗(yàn)證所推導(dǎo)模型的正確性,本文基于Matlab軟件自擬程序,以A320中央翼油箱為研究對象[9]。根據(jù)文獻(xiàn)[9]中所提供的飛行包線以及富氮?dú)怏w流量濃度,開展油箱上部氣相空間氧濃度變化規(guī)律的計(jì)算,并將計(jì)算結(jié)果與國外的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。富氮?dú)怏w流量濃度以及飛行高度隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖3所示。

圖3 富氮?dú)怏w流量濃度及飛行高度隨時(shí)間的變化

根據(jù)文獻(xiàn)[9]中的描述,油箱容積為8.2 m3,載油率為0%,選取油箱初始氧濃度為21%,溫度為20 ℃,計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[9]中的試驗(yàn)結(jié)果對比如圖4所示。從圖中可以看出,在起飛-爬升以及巡航平飛階段,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的變化關(guān)系一致,且在數(shù)值上良好吻合。而俯沖下降階段存在誤差是惰化系統(tǒng)工作性能不穩(wěn)定導(dǎo)致的,此時(shí)通入油箱的富氮?dú)怏w不管是濃度還是流量都存在較大的變化,飛行過程中難以獲得準(zhǔn)確的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。由此可見,本文推導(dǎo)的數(shù)學(xué)模型具有較高的計(jì)算精度,其結(jié)果符合工程設(shè)計(jì)要求。

圖4 油箱氧濃度理論計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比

3 民用直升機(jī)燃油箱氧濃度計(jì)算結(jié)果與分析

本文以民用直升機(jī)作為研究對象。該直升機(jī)燃油箱左右對稱地布置在兩側(cè)短艙內(nèi),每側(cè)油箱組包含4個(gè)大小不同的子油箱。4個(gè)子油箱的上部氣相空間通過通氣管相連通。其具體結(jié)構(gòu)以及油箱編號如圖5所示。

圖5 單側(cè)油箱結(jié)構(gòu)及其編號

在飛行過程中,為了盡可能避免燃油消耗對重心變化的不利影響,位于前后兩端的油箱被最先消耗,耗油順序?yàn)?1→4→2→3。油箱初始載油量為2000 kg。

3.1 仿真計(jì)算結(jié)果

本文基于“雙流量模式”的惰化策略展開計(jì)算分析:在起飛爬升階段以及巡航平飛階段,惰化系統(tǒng)生成18.25 kg/h、濃度95%的富氮?dú)怏w沖洗燃油箱;在螺旋下降階段生成3 kg/h、濃度91%的富氮?dú)怏w對油箱上部氣相空間進(jìn)行增壓填充。富氮?dú)怏w采用“串聯(lián)”進(jìn)氣方式,從1號油箱流入,在2號油箱到4號油箱之間通過通氣管相互流通,最后通過4號油箱的通氣口排出機(jī)外。各油箱氧濃度隨飛行時(shí)間的變化關(guān)系如圖6所示。

圖6 串聯(lián)進(jìn)氣條件下,油箱氧濃度隨時(shí)間的變化關(guān)系

從圖中可以看出,起飛-爬升階段油箱氧濃度在富氮?dú)怏w沖洗作用下不斷降低。由于到富氮?dú)怏w在流經(jīng)各個(gè)油箱時(shí)與其上部氣相空間充分混合,排出油箱時(shí)氣體的氧濃度要遠(yuǎn)高于5%,因此在串聯(lián)進(jìn)氣方式下,位于氣體流動(dòng)路徑前端的1號油箱氧濃度下降最快,惰化效果最好,而4號油箱由于位于氣體流動(dòng)路徑的末尾,氧濃度下降最慢,惰化效果最差。油箱整體于680 s完成惰化過程,各油箱氧濃度均降至發(fā)生燃爆現(xiàn)象的極限氧濃度(9%)以下。

從圖中還可以發(fā)現(xiàn),螺旋下降初始時(shí)刻,油箱上部空間已經(jīng)過長時(shí)間的沖洗惰化,其氧濃度已與所通入的富氮?dú)怏w相差不大。直升機(jī)于6900 s開始螺旋下降,下降過程中外界環(huán)境壓力伴隨飛行高度的下降而不斷上升。當(dāng)所通入的富氮?dú)怏w無法滿足下降階段的增壓需求,外界大氣將通過通氣口不斷倒灌至油箱內(nèi)部。值得注意的是,雖然下降過程中各油箱出現(xiàn)了不同程度的氧濃度上升,但其原因各不相同: 4號油箱靠近通氣口,下降過程中的空氣急速倒灌對其影響最為顯著,因此4號油箱氧濃度上升最快,氧濃度峰值為8.96%;1、2、3號油箱雖也會(huì)受到外界大氣的影響,但倒灌進(jìn)入油箱的氣體已經(jīng)經(jīng)過混合,其氧濃度大大降低,低濃度富氮?dú)怏w的填充作用才是其氧濃度上升的主要原因,因此在下降過程中1號油箱的氧濃度要高于2號、3號油箱。整個(gè)飛行過程中,除去起飛-爬升階段所需的惰化時(shí)間以外,油箱的氧濃度均控制在燃爆極限以下,這充分說明了擬設(shè)計(jì)的惰化系統(tǒng)能滿足油箱防爆技術(shù)要求。

3.2 富氮?dú)怏w流量的影響

圖7為不同流量富氮?dú)怏w作用下,起飛-爬升階段各油箱氧濃度隨時(shí)間的變化曲線。從圖中可以看出,起飛-爬升階段所通入的富氮?dú)怏w流量越大,各油箱氧濃度下降越快,所需惰化時(shí)間越短,但各油箱氧濃度的變化趨勢保持相對一致。這說明在富氮?dú)怏w分配方式一定的情況下,增大流量能有效縮短惰化時(shí)間,但無法改變各油箱完成惰化過程的先后順序。

圖7 富氮?dú)怏w流量對起飛-爬升階段的影響

圖8為不同流量富氮?dú)怏w作用下,螺旋下降階段各油箱氧濃度隨時(shí)間的變化關(guān)系。從圖中可以看出,通入的富氮?dú)怏w流量越少,下降過程中4號油箱達(dá)到的氧濃度峰值越高,當(dāng)通入油箱的富氮?dú)怏w流量為2 kg/h時(shí),4號油箱的氧濃度甚至突破了燃爆極限;此外,1號油箱氧濃度雖然伴隨著下降階段富氮?dú)怏w流量的增加而不斷上升,但其氧濃度始終控制在極限氧濃度以下。雖然低濃度富氮?dú)怏w的增壓填充以及外界大氣的流入均會(huì)造成油箱氧濃度的上升,但由于富氮?dú)怏w氧濃度通常低于燃爆極限,不會(huì)導(dǎo)致惰化系統(tǒng)失效,下降過程中的外界大氣倒灌才是威脅油箱安全的主要原因。因此,增大下降過程中的富氮?dú)怏w流量能有效提高油箱的抑爆效果。

圖8 富氮?dú)怏w流量對螺旋下降階段的影響

3.3 富氮?dú)怏w分配方式的影響

為了比較不同富氮?dú)怏w分配方式對油箱惰化效果的影響,本文還針對“并聯(lián)”進(jìn)氣方式下油箱氧濃度的變化規(guī)律展開計(jì)算分析:惰化系統(tǒng)生成的富氮?dú)怏w被平均分配至各個(gè)油箱,在油箱內(nèi)氣相空間充分混合后,通過通氣口排出機(jī)外,如圖9所示。

圖9 “并聯(lián)”進(jìn)氣方式下,富氮?dú)怏w分配方案示意圖

為了便于比較,本文采取與之前相同的惰化系統(tǒng)性能參數(shù):在起飛爬升階段,惰化系統(tǒng)生成18.25 kg/h、濃度95%的富氮?dú)怏w沖洗燃油箱;在螺旋下降階段生成3 kg/h、濃度91%的富氮?dú)怏w對油箱上部氣相空間進(jìn)行增壓填充。不同富氮?dú)怏w分配方式下,各油箱氧濃度隨時(shí)間的變化關(guān)系如圖10所示。

圖10 不同富氮?dú)怏w分配方式下,油箱氧濃度隨時(shí)間的變化曲線

從圖中可以看出,由于富氮?dú)怏w被平均分配至各個(gè)油箱,與串聯(lián)進(jìn)氣方式相比,并聯(lián)進(jìn)氣下各油箱氧濃度分布更為均勻,但所需的惰化時(shí)間更長。這是因?yàn)橥ㄈ胗拖涞母坏獨(dú)怏w僅能作用于自身及其下游油箱的氧濃度變化,當(dāng)富氮?dú)怏w通入靠近通氣口的3、4號油箱時(shí),這部分富氮?dú)怏w容易通過排氣口直接流入外界大氣,造成富氮?dú)怏w的短路,延長惰化時(shí)間。

4 結(jié)論

本文基于組分質(zhì)量守恒方程,建立了飛行條件下直升機(jī)燃油箱沖洗惰化過程的理論計(jì)算模型,并用該模型對A320中央翼油箱進(jìn)行了計(jì)算。所得計(jì)算值與國外飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比結(jié)果表明,該模型具有較高的計(jì)算精度,可用于國產(chǎn)直升機(jī)惰化系統(tǒng)的設(shè)計(jì)計(jì)算。

對擬設(shè)計(jì)的機(jī)載惰化系統(tǒng)進(jìn)行了飛行性能仿真,計(jì)算民用直升機(jī)燃油箱在飛行條件下的油箱氧濃度變化曲線。結(jié)果表明,擬設(shè)計(jì)的機(jī)載惰化系統(tǒng)可在允許的時(shí)間內(nèi),將各油箱氧濃度均降至9%以下,滿足直升機(jī)燃油箱的防爆技術(shù)要求。

起飛-爬升階段,增大富氮?dú)怏w流量能有效減少惰化時(shí)間,但各油箱的氧濃度變化趨勢保持不變,無法改變完成惰化過程的先后順序;螺旋下降階段,外界空氣倒灌是導(dǎo)致惰化系統(tǒng)失效的主要原因,增大富氮?dú)怏w流量能有效提高惰化系統(tǒng)的防爆效果。

采取并聯(lián)進(jìn)氣方式可使各油箱濃度分布更為均勻,但由于部分富氮?dú)怏w管路靠近油箱通氣口,容易形成富氮?dú)怏w短路從而造成惰化系統(tǒng)的性能損失;串聯(lián)進(jìn)氣方式具有較高的惰化效率,但各油箱的氧濃度分布存在較大差異。