民用飛機發動機引氣系統設計方法研究

王磊

【摘 要】本文介紹了典型民用飛機發動機引氣系統原理，根據不同用氣系統的流量和壓力需求以及系統部件和管路特性參數，研究了發動機引氣的引氣壓力參數匹配和引氣溫度參數匹配方法，得到了民用飛機發動機引氣系統設計的流程，為民用飛機發動機引氣系統設計提供了參考。

【關鍵詞】發動機引氣；溫度調節；壓力調節；參數匹配

0 概述

發動機引氣通常從發動機的中壓級或高壓級壓縮機引氣，經過引氣壓力和溫度調節后，通過高壓導管供給用氣系統，用氣系統一般考慮空調系統、機翼防冰系統、發動機起動系統、燃油箱惰化系統以及水箱增壓系統等[1]。

發動機引氣系統一般由中壓單向活門、高壓活門、壓力調節關斷活門、風扇空氣活門、引氣溫度傳感器、引氣壓力傳感器、預冷器和高壓導管及附件組成。典型發動機引氣系統的組成原理圖如圖1所示。

1 發動機引氣系統性能參數匹配方法

1.1 設計輸入

1.1.1 流量需求

流量需求應考慮各用氣系統的需求以及管路的泄漏量，空調系統和機翼防冰系統一般為主要流量需求源，流量需求應考慮以下內容：

（1）空調系統：空調系統流量一般分為正常及失效工作狀態下的流量需求，流量的需求通常和高度有關；

（2）機翼防冰系統：機翼防冰流量需求通常和高度有關；

（3）燃油惰化及水箱增壓的流量需求較小，一般取最大流量作為輸入；

（4）泄漏量包括高壓導管及部件[2]，一般取總流量的3%。

1.1.2 壓力需求

壓力需求應考慮各用氣系統的需求，包括空調系統、機翼防冰系統、燃油惰化及水箱增壓系統，不同用氣系統的設計狀態點不同，因此氣源系統設計時應考慮用氣系統所有的設計狀態。

1.1.3 部件和導管特性

部件和導管的特性包括流阻及溫降，用于系統性能計算分析。圖2給出了典型氣源系統供氣原理圖。

1.2 引氣壓力參數匹配

為了使下游用氣系統滿足功能及性能要求，需將發動機引氣調節至合適值。引氣壓力調節關斷功能由壓力調節關斷活門實現。

引氣壓力參數匹配主要是確定引氣壓力調節值，和下游用氣系統的引氣壓力需求匹配，如下：

（1）定義不同的供氣構型，典型工況包括4種供氣構型： 2側引氣供2個空調包、2側引氣供2個空調包和2側防冰、1側引氣供1個空調包和2側防冰、1側引氣供1個空調包；

（2）通過阻力特性公式計算出不同構型下壓力調節關斷活門到各用氣系統接口處的壓降；

（3）根據各用氣系統的壓力需求及壓降參數，得出各種構型下壓力需求值；

（4）定義引氣系統壓力調節值，為了降低引氣壓力調節值，減少發動機油耗，可根據不同供氣構型采用不同引氣調壓值，使引氣壓力調節值與下游用氣系統壓力需求匹配；

（5）由于發動機在低功率狀態下引氣壓力可能低于引氣壓力調節值，導致壓力調節關斷活門全開，需要校核這種工況下，供氣壓力是否滿足下游系統需求；

（6）如引氣壓力不滿足用氣系統需求，可協調增加發動機推力或降低用氣系統壓力需求的可能性，最終達到壓力匹配。

1.3 引氣溫度參數匹配

來自發動機引氣的溫度通常較高，需要進行調節來供給空調系統和防冰系統。系統溫度調節功能通過預冷器、風扇空氣活門、引氣溫度傳感器及控制器來實現。

發動機引氣溫度調節值應根據下游用戶系統的需求或限制定義。考慮到引氣導管通常在可燃液體泄漏區域，引氣溫度不應超過可燃液體的燃點，通常為232℃；通常由于空調包換熱器材料的耐溫特性[3]，通常為260℃。因此，典型的發動機引氣系統溫度調節參數如下：

（1）正常工作時，引氣溫度不超過232℃；

（2）失效模式下，引氣溫度不超過260℃。

引氣溫度匹配是指根據發動機引氣參數、預冷器特性以及風扇引氣通道阻力特性，計算發動機引氣溫度調節的能力，可否滿足溫度調節值的要求。

典型民機預冷器及風扇引氣通道部件包括風扇空氣入口、風扇空氣活門、預冷器冷邊封頭、預冷器及排氣格柵。

引氣溫度匹配的計算流程如下：

（1）定義計算輸入，發動機引氣參數、風扇引氣通道各部件特性、預冷器性能等；

（2）計算出預冷器換熱效率[4]，再依據預冷器換熱特性計算出風扇引氣流量需求；

（3）依據風扇引氣參數和風扇空氣入口總壓恢復系數，計算風扇空氣入口出口處的總壓P1；

（4）按照風扇空氣活門全開的阻力特性，計算出風扇空氣活門出口處的總壓P2；

（5）依次計算出預冷器冷邊封頭總壓P3、預冷器出口總壓P4及排氣格柵出口總壓P5，排氣背壓根據排氣口的壓力系數得出，一般取負壓區進行排氣，以減小排氣阻力；

（6）排氣格柵出口總壓P5與大氣壓力P0進行對比，如果P5大于或等于P0，則表明系統有能力把引氣溫度調節到目標值；如果P5小于P0，則表明系統無法滿足調溫性能，需協調重新設計優化引氣系統或對不滿足點進行限制等。

2 結論

本文通過對民機飛機發動機引氣系統的引氣壓力和引氣溫度性能計算方法的研究，得到了發動機引氣系統參數匹配方法，可用于民用飛機發動機引氣系統的設計。

【參考文獻】

[1]Engine Bleed Air Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP1796， 2007.

[2]High Temperature Pneumatic Duct Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP699， 1997.

[3]嚴家騄，王永青.工程熱力學[M].北京：高等教育出版社，2006.

[4]壽榮中，何慧姍.飛行器環境控制[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[責任編輯：楊玉潔]

【摘 要】本文介紹了典型民用飛機發動機引氣系統原理，根據不同用氣系統的流量和壓力需求以及系統部件和管路特性參數，研究了發動機引氣的引氣壓力參數匹配和引氣溫度參數匹配方法，得到了民用飛機發動機引氣系統設計的流程，為民用飛機發動機引氣系統設計提供了參考。

【關鍵詞】發動機引氣；溫度調節；壓力調節；參數匹配

0 概述

發動機引氣通常從發動機的中壓級或高壓級壓縮機引氣，經過引氣壓力和溫度調節后，通過高壓導管供給用氣系統，用氣系統一般考慮空調系統、機翼防冰系統、發動機起動系統、燃油箱惰化系統以及水箱增壓系統等[1]。

發動機引氣系統一般由中壓單向活門、高壓活門、壓力調節關斷活門、風扇空氣活門、引氣溫度傳感器、引氣壓力傳感器、預冷器和高壓導管及附件組成。典型發動機引氣系統的組成原理圖如圖1所示。

1 發動機引氣系統性能參數匹配方法

1.1 設計輸入

1.1.1 流量需求

流量需求應考慮各用氣系統的需求以及管路的泄漏量，空調系統和機翼防冰系統一般為主要流量需求源，流量需求應考慮以下內容：

（1）空調系統：空調系統流量一般分為正常及失效工作狀態下的流量需求，流量的需求通常和高度有關；

（2）機翼防冰系統：機翼防冰流量需求通常和高度有關；

（3）燃油惰化及水箱增壓的流量需求較小，一般取最大流量作為輸入；

（4）泄漏量包括高壓導管及部件[2]，一般取總流量的3%。

1.1.2 壓力需求

壓力需求應考慮各用氣系統的需求，包括空調系統、機翼防冰系統、燃油惰化及水箱增壓系統，不同用氣系統的設計狀態點不同，因此氣源系統設計時應考慮用氣系統所有的設計狀態。

1.1.3 部件和導管特性

部件和導管的特性包括流阻及溫降，用于系統性能計算分析。圖2給出了典型氣源系統供氣原理圖。

1.2 引氣壓力參數匹配

為了使下游用氣系統滿足功能及性能要求，需將發動機引氣調節至合適值。引氣壓力調節關斷功能由壓力調節關斷活門實現。

引氣壓力參數匹配主要是確定引氣壓力調節值，和下游用氣系統的引氣壓力需求匹配，如下：

（1）定義不同的供氣構型，典型工況包括4種供氣構型： 2側引氣供2個空調包、2側引氣供2個空調包和2側防冰、1側引氣供1個空調包和2側防冰、1側引氣供1個空調包；

（2）通過阻力特性公式計算出不同構型下壓力調節關斷活門到各用氣系統接口處的壓降；

（3）根據各用氣系統的壓力需求及壓降參數，得出各種構型下壓力需求值；

（4）定義引氣系統壓力調節值，為了降低引氣壓力調節值，減少發動機油耗，可根據不同供氣構型采用不同引氣調壓值，使引氣壓力調節值與下游用氣系統壓力需求匹配；

（5）由于發動機在低功率狀態下引氣壓力可能低于引氣壓力調節值，導致壓力調節關斷活門全開，需要校核這種工況下，供氣壓力是否滿足下游系統需求；

（6）如引氣壓力不滿足用氣系統需求，可協調增加發動機推力或降低用氣系統壓力需求的可能性，最終達到壓力匹配。

1.3 引氣溫度參數匹配

來自發動機引氣的溫度通常較高，需要進行調節來供給空調系統和防冰系統。系統溫度調節功能通過預冷器、風扇空氣活門、引氣溫度傳感器及控制器來實現。

發動機引氣溫度調節值應根據下游用戶系統的需求或限制定義。考慮到引氣導管通常在可燃液體泄漏區域，引氣溫度不應超過可燃液體的燃點，通常為232℃；通常由于空調包換熱器材料的耐溫特性[3]，通常為260℃。因此，典型的發動機引氣系統溫度調節參數如下：

（1）正常工作時，引氣溫度不超過232℃；

（2）失效模式下，引氣溫度不超過260℃。

引氣溫度匹配是指根據發動機引氣參數、預冷器特性以及風扇引氣通道阻力特性，計算發動機引氣溫度調節的能力，可否滿足溫度調節值的要求。

典型民機預冷器及風扇引氣通道部件包括風扇空氣入口、風扇空氣活門、預冷器冷邊封頭、預冷器及排氣格柵。

引氣溫度匹配的計算流程如下：

（1）定義計算輸入，發動機引氣參數、風扇引氣通道各部件特性、預冷器性能等；

（2）計算出預冷器換熱效率[4]，再依據預冷器換熱特性計算出風扇引氣流量需求；

（3）依據風扇引氣參數和風扇空氣入口總壓恢復系數，計算風扇空氣入口出口處的總壓P1；

（4）按照風扇空氣活門全開的阻力特性，計算出風扇空氣活門出口處的總壓P2；

（5）依次計算出預冷器冷邊封頭總壓P3、預冷器出口總壓P4及排氣格柵出口總壓P5，排氣背壓根據排氣口的壓力系數得出，一般取負壓區進行排氣，以減小排氣阻力；

（6）排氣格柵出口總壓P5與大氣壓力P0進行對比，如果P5大于或等于P0，則表明系統有能力把引氣溫度調節到目標值；如果P5小于P0，則表明系統無法滿足調溫性能，需協調重新設計優化引氣系統或對不滿足點進行限制等。

2 結論

本文通過對民機飛機發動機引氣系統的引氣壓力和引氣溫度性能計算方法的研究，得到了發動機引氣系統參數匹配方法，可用于民用飛機發動機引氣系統的設計。

【參考文獻】

[1]Engine Bleed Air Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP1796， 2007.

[2]High Temperature Pneumatic Duct Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP699， 1997.

[3]嚴家騄，王永青.工程熱力學[M].北京：高等教育出版社，2006.

[4]壽榮中，何慧姍.飛行器環境控制[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[責任編輯：楊玉潔]

【摘 要】本文介紹了典型民用飛機發動機引氣系統原理，根據不同用氣系統的流量和壓力需求以及系統部件和管路特性參數，研究了發動機引氣的引氣壓力參數匹配和引氣溫度參數匹配方法，得到了民用飛機發動機引氣系統設計的流程，為民用飛機發動機引氣系統設計提供了參考。

【關鍵詞】發動機引氣；溫度調節；壓力調節；參數匹配

0 概述

發動機引氣通常從發動機的中壓級或高壓級壓縮機引氣，經過引氣壓力和溫度調節后，通過高壓導管供給用氣系統，用氣系統一般考慮空調系統、機翼防冰系統、發動機起動系統、燃油箱惰化系統以及水箱增壓系統等[1]。

發動機引氣系統一般由中壓單向活門、高壓活門、壓力調節關斷活門、風扇空氣活門、引氣溫度傳感器、引氣壓力傳感器、預冷器和高壓導管及附件組成。典型發動機引氣系統的組成原理圖如圖1所示。

1 發動機引氣系統性能參數匹配方法

1.1 設計輸入

1.1.1 流量需求

流量需求應考慮各用氣系統的需求以及管路的泄漏量，空調系統和機翼防冰系統一般為主要流量需求源，流量需求應考慮以下內容：

（1）空調系統：空調系統流量一般分為正常及失效工作狀態下的流量需求，流量的需求通常和高度有關；

（2）機翼防冰系統：機翼防冰流量需求通常和高度有關；

（3）燃油惰化及水箱增壓的流量需求較小，一般取最大流量作為輸入；

（4）泄漏量包括高壓導管及部件[2]，一般取總流量的3%。

1.1.2 壓力需求

壓力需求應考慮各用氣系統的需求，包括空調系統、機翼防冰系統、燃油惰化及水箱增壓系統，不同用氣系統的設計狀態點不同，因此氣源系統設計時應考慮用氣系統所有的設計狀態。

1.1.3 部件和導管特性

部件和導管的特性包括流阻及溫降，用于系統性能計算分析。圖2給出了典型氣源系統供氣原理圖。

1.2 引氣壓力參數匹配

為了使下游用氣系統滿足功能及性能要求，需將發動機引氣調節至合適值。引氣壓力調節關斷功能由壓力調節關斷活門實現。

引氣壓力參數匹配主要是確定引氣壓力調節值，和下游用氣系統的引氣壓力需求匹配，如下：

（1）定義不同的供氣構型，典型工況包括4種供氣構型： 2側引氣供2個空調包、2側引氣供2個空調包和2側防冰、1側引氣供1個空調包和2側防冰、1側引氣供1個空調包；

（2）通過阻力特性公式計算出不同構型下壓力調節關斷活門到各用氣系統接口處的壓降；

（3）根據各用氣系統的壓力需求及壓降參數，得出各種構型下壓力需求值；

（4）定義引氣系統壓力調節值，為了降低引氣壓力調節值，減少發動機油耗，可根據不同供氣構型采用不同引氣調壓值，使引氣壓力調節值與下游用氣系統壓力需求匹配；

（5）由于發動機在低功率狀態下引氣壓力可能低于引氣壓力調節值，導致壓力調節關斷活門全開，需要校核這種工況下，供氣壓力是否滿足下游系統需求；

（6）如引氣壓力不滿足用氣系統需求，可協調增加發動機推力或降低用氣系統壓力需求的可能性，最終達到壓力匹配。

1.3 引氣溫度參數匹配

來自發動機引氣的溫度通常較高，需要進行調節來供給空調系統和防冰系統。系統溫度調節功能通過預冷器、風扇空氣活門、引氣溫度傳感器及控制器來實現。

發動機引氣溫度調節值應根據下游用戶系統的需求或限制定義。考慮到引氣導管通常在可燃液體泄漏區域，引氣溫度不應超過可燃液體的燃點，通常為232℃；通常由于空調包換熱器材料的耐溫特性[3]，通常為260℃。因此，典型的發動機引氣系統溫度調節參數如下：

（1）正常工作時，引氣溫度不超過232℃；

（2）失效模式下，引氣溫度不超過260℃。

引氣溫度匹配是指根據發動機引氣參數、預冷器特性以及風扇引氣通道阻力特性，計算發動機引氣溫度調節的能力，可否滿足溫度調節值的要求。

典型民機預冷器及風扇引氣通道部件包括風扇空氣入口、風扇空氣活門、預冷器冷邊封頭、預冷器及排氣格柵。

引氣溫度匹配的計算流程如下：

（1）定義計算輸入，發動機引氣參數、風扇引氣通道各部件特性、預冷器性能等；

（2）計算出預冷器換熱效率[4]，再依據預冷器換熱特性計算出風扇引氣流量需求；

（3）依據風扇引氣參數和風扇空氣入口總壓恢復系數，計算風扇空氣入口出口處的總壓P1；

（4）按照風扇空氣活門全開的阻力特性，計算出風扇空氣活門出口處的總壓P2；

（5）依次計算出預冷器冷邊封頭總壓P3、預冷器出口總壓P4及排氣格柵出口總壓P5，排氣背壓根據排氣口的壓力系數得出，一般取負壓區進行排氣，以減小排氣阻力；

（6）排氣格柵出口總壓P5與大氣壓力P0進行對比，如果P5大于或等于P0，則表明系統有能力把引氣溫度調節到目標值；如果P5小于P0，則表明系統無法滿足調溫性能，需協調重新設計優化引氣系統或對不滿足點進行限制等。

2 結論

本文通過對民機飛機發動機引氣系統的引氣壓力和引氣溫度性能計算方法的研究，得到了發動機引氣系統參數匹配方法，可用于民用飛機發動機引氣系統的設計。

【參考文獻】

[1]Engine Bleed Air Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP1796， 2007.

[2]High Temperature Pneumatic Duct Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP699， 1997.

[3]嚴家騄，王永青.工程熱力學[M].北京：高等教育出版社，2006.

[4]壽榮中，何慧姍.飛行器環境控制[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[責任編輯：楊玉潔]