民用飛機燃油系統(tǒng)試驗高度模擬系統(tǒng)設計

段安鵬, 屈元元

(中國商飛上海飛機設計研究院，上海 201210)

引言

飛機在飛行過程中，油箱內的壓力隨飛行高度發(fā)生變化，壓力變化會對燃油系統(tǒng)中的燃油泵、引射泵工作狀態(tài)產(chǎn)生影響，同時還會影響通氣系統(tǒng)等子系統(tǒng)的性能。此外，為增加燃油箱的抑爆性，部分飛機的燃油箱還設有機載制氮系統(tǒng)[1]，環(huán)控系統(tǒng)的引氣經(jīng)中空纖維膜分離器[2]分離后的氣體形成惰性氣體，惰性氣體進入油箱后，能夠顯著降低燃油箱的氧濃度，從而提高飛機安全性，而油箱內惰性氣體的分布狀況也受內部壓力影響。雖然飛機機上試驗能夠提供最直接的試驗支撐，但容易受到飛機系統(tǒng)部件改裝等限制條件影響，不可能所有試驗都通過飛機進行[3]。由于民用飛機燃油系統(tǒng)試驗風險高，復雜程度強，需要全面嚴謹?shù)倪M行試驗規(guī)劃，而地面試驗室研發(fā)試驗靈活性和針對性強，可對燃油系統(tǒng)及其部件的運行特性開展針對性試驗。在地面開展燃油系統(tǒng)試驗，必須能夠在地面條件下模擬飛機全飛行剖面下的燃油系統(tǒng)工作環(huán)境，同時，飛行高度模擬系統(tǒng)還應具有自動、準確、響應速率快的功能。

本研究針對某民用飛機燃油系統(tǒng)試驗臺飛行高度模擬系統(tǒng)，分別從系統(tǒng)原理、主體構成、子系統(tǒng)設計及運行結果進行分析。

1 地面飛行高度模擬試驗系統(tǒng)簡介

某型民用飛機地面飛行高度模擬試驗系統(tǒng)主要由試驗油箱、負壓調節(jié)系統(tǒng)、液壓泵組、引氣調節(jié)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)組成，如圖1所示。

圖1 飛行高度模擬試驗臺原理

負壓調節(jié)系統(tǒng)中前端穩(wěn)壓艙與試驗油箱的通氣口相連保持連通，試驗油箱中的氣體通過管路、前端穩(wěn)壓艙被地面真空泵組抽吸，同時前端穩(wěn)壓艙一端通過調節(jié)閥與大氣相通，共同實現(xiàn)高空氣壓模擬。引氣調節(jié)系統(tǒng)與試驗油箱相連，模擬某型飛機惰化系統(tǒng)工作時向油箱內補充富氮氣體。地面液壓泵組為液壓伺服閥提供動力源。

2 系統(tǒng)構成

2.1 負壓調節(jié)系統(tǒng)

負壓調節(jié)系統(tǒng)主要作用是模擬飛行過程中油箱內的低氣壓環(huán)境。

負壓調節(jié)系統(tǒng)中，在前端穩(wěn)壓艙管路上設置液壓伺服閥，通過控制調節(jié)閥開度實現(xiàn)壓力增減。在真空泵組入口、前端穩(wěn)壓艙、試驗油箱的特定位置分別設置用于監(jiān)測飛行高度的壓力傳感器。真空泵組入口的壓力傳感器p1用于實時監(jiān)測出口管路內的壓力，并將壓力值反饋至控制系統(tǒng)，用于監(jiān)控真空泵組的狀態(tài)；前端穩(wěn)壓艙的壓力傳感器p2用于監(jiān)測穩(wěn)壓艙內壓力值，測量壓力值反饋至控制計算機，用于穩(wěn)壓艙兩端#1、#2液壓伺服閥控制的閉環(huán)測量值；試驗油箱的壓力傳感器p3，p4，p5用于監(jiān)測油箱內不同位置的氣壓，測量值均反饋至控制計算機，用于飛行高度測量的監(jiān)測值。

負壓調節(jié)系統(tǒng)的主要設備為水環(huán)真空泵組[4]。真空泵的抽速和極限真空度是重要的選型依據(jù)。極限真空度的選取要滿足飛行剖面中最大高度時的壓力要求。此外，由于引氣調節(jié)系統(tǒng)會向試驗油箱內按一定速率補充特定濃度的富氮氣體，而補氣氣源會影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性[5]，因此計算時還應考慮補氣速率。

根據(jù)式(1)計算真空泵的抽速[6]：

(1)

式中,s—— 真空泵抽速，m3/min

Kq—— 真空泵修正系數(shù)[7]

v—— 試驗油箱體積，m3

t—— 飛行剖面最大爬升率對應的時間，s

p0—— 初始壓力，Pa

p—— 試驗油箱壓力，Pa

s1—— 富氮氣體補氣速率，m3/min

2.2 引氣調節(jié)系統(tǒng)

飛機機載制氮系統(tǒng)在工作時，沖壓空氣經(jīng)惰化系統(tǒng)處理后的氣體中氧氣濃度較低，稱為富氮氣體，富氮氣體進入油箱使油箱上部空間氧濃度維持在較低水平，可以增加油箱的安全性。

在地面試驗系統(tǒng)中，引氣調節(jié)系統(tǒng)可根據(jù)設定，調節(jié)壓縮空氣中的氧氣濃度，向試驗油箱內通入指定比例的富氮混合氣體，模擬飛機機載制氮系統(tǒng)的工作過程。

引氣調節(jié)系統(tǒng)中，穩(wěn)壓艙壓力傳感器p6的反饋值用于控制壓縮空氣機組的開啟，防止進入試驗油箱的富氮氣體超壓；流量傳感器q1用于監(jiān)測進入試驗油箱的富氮氣體流量，控制系統(tǒng)根據(jù)測量值通過#3流量調節(jié)閥控制流量。同時，試驗油箱上設有氧濃度傳感器，用于監(jiān)測通入試驗油箱內的富氮氣體中的氧濃度。

系統(tǒng)工作時，氮氣源經(jīng)減壓后進入混合罐，同時壓縮空氣也經(jīng)過濾后進入混合罐，為防止串流，兩支路的壓力保持相同，兩種氣體在混合罐內進行混合。在混合罐內設置了采用紅外氣體檢測技術[8]的激光氣體分析儀，分析儀向穩(wěn)壓罐內氣體發(fā)出特定波長的激光波，經(jīng)氧氣體分子吸收光譜后，測量得到罐內的氧氣濃度，同時氧氣濃度傳感器將氧氣濃度反饋給控制計算機，當被測氧氣濃度值低于設定值時，通過控制開啟壓縮機的數(shù)量，增加壓縮氣體的通入量；當被測氧氣濃度值高于設定值時，增加氮氣源的供應量，此過程中還要動態(tài)控制兩支路氣體的供應壓力，使穩(wěn)壓罐內的氣體壓力值保持在穩(wěn)定范圍內。考慮到試驗時間較長，在試驗過程中壓縮機溫度升高，會使壓縮氣體的溫度升高而密度下降，容易影響激光氣體分析儀對氧氣分子濃度的測量，因此穩(wěn)壓罐中設置溫度補償傳感器，以確保激光氣體分析儀的測量精度。

2.3 液壓伺服系統(tǒng)

液壓伺服系統(tǒng)包括液壓泵和電液伺服系統(tǒng)，試驗系統(tǒng)中采用的調節(jié)閥為液壓伺服閥，液壓泵為調節(jié)閥作動提供動力源，通過伺服控制器控制液壓伺服閥的動作[9]。

液壓泵供給的液壓源經(jīng)過電磁比例溢油閥進行減壓，試驗臺采用雙級減壓，減壓后的液壓源分別按需驅動負壓調節(jié)系統(tǒng)和引氣調節(jié)系統(tǒng)的調節(jié)閥[10]。同時由于試驗環(huán)境可能存在燃油泄漏的風險，液壓調節(jié)閥的接線方式要采用防爆處理。

試驗臺的液壓伺服閥閥體為滑窗式，通過控制系統(tǒng)發(fā)出的指令值來調節(jié)閥體的開度，各調節(jié)閥的運動行程由位置控制系統(tǒng)信號設定，信號滿量程為5 V，對應的運動行程全程為6～8.5 mm。液壓伺服閥采用位移閉環(huán)來控制閥的進出油口的壓差[11]。當作動筒在行程范圍內作動時，位移傳感器輸出0～5 V的反饋電壓信號。在21 MPa壓力下，模擬控制模塊的位置閉環(huán)增益按照20%～50%的位置階躍信號進行輸入，輸出的超調量小于5%的增益值時，進行固化設定。

2.4 控制系統(tǒng)

試驗控制系統(tǒng)主要對氧氣濃度、氣體流量、試驗油箱壓力進行控制。控制過程中采用PID控制對應的調節(jié)閥[12]。針對PID參數(shù)，本研究采用Z-N臨界比例度方法進行整定，通過PID控制設定值與測量值之間的偏差，如式(2)所示:

e(k)=rsv(k)-ypv(k)

(2)

PID的控制策略如式(3)所示：

(3)

式中,rsv(k)—— 設定值

ypv(k)—— 反饋值

T—— 采樣周期

u(k)—— 控制量

Kp—— 比例系數(shù)

Td—— 微分時間

Ti—— 積分時間

e(k-1)—— 第(k-1)次采樣時間的偏差值[13]

當監(jiān)測到試驗油箱內的壓力高于設定值時，說明油箱超壓，需增大抽氣量和減少補氣量，控制系統(tǒng)通過調節(jié)閥的位移PID，增大抽氣調節(jié)閥的開度和減少補氣調節(jié)閥的開度，兩路調節(jié)閥動態(tài)調整，直至試驗油箱壓力值達到設定值[14]。在PID整定參數(shù)過程中，經(jīng)多次測試，得到抽氣調節(jié)閥PID控制的比例增益系數(shù)為0.06，積分時間為0.3 min，微分時間為0；補氣調節(jié)閥PID控制的比例增益系數(shù)為0.04，積分時間為0.4 min，微分時間為0。

當監(jiān)測到試驗油箱氧氣濃度高于設定值時，控制系統(tǒng)通過氧氣濃度PID減小濃度調節(jié)閥開度，降低通氣量，同時，為維持試驗過程中從混合罐通入試驗油箱的富氮氣體壓力穩(wěn)定，還需要在降低氧濃度的同時保證通入試驗油箱的氣體流量穩(wěn)定，此時控制系統(tǒng)通過流量控制指令，動態(tài)調整流量調節(jié)閥的開度，使氮氣量增大，從而保證混合罐的壓力滿足要求。測試過程中，對氧氣濃度控制的PID參數(shù)進行整定，得到比例增益系數(shù)為0.08，積分時間為3 min，微分時間為0；對氧氣流量控制的PID參數(shù)整定后，比例增益系數(shù)為0.003，積分時間為0.03 min，微分時間為0。

3 系統(tǒng)運行分析

3.1 飛機爬升過程模擬

本研究選取某工況飛機爬升過程中飛機油箱內的壓力變化，按照飛機某次真實飛行剖面的氣壓數(shù)據(jù)設定剖面數(shù)據(jù)，將控制結果與其進行對比。從圖3可以看出，在整個爬升的模擬過程中，試驗油箱中的壓力反饋值與設定值吻合度很高，高度模擬系統(tǒng)能夠精確控制油箱內的氣壓值。同時，從局部放大圖中可以看出，在爬升過程中，當控制指令發(fā)生變化時，系統(tǒng)跟隨性仍然保持較好的響應速度。通過計算，平均相對誤差約為0.02%，能夠滿足試驗要求。

圖2 試驗臺控制系統(tǒng)原理

圖3 爬升過程壓力變化曲線

3.2 飛機下降過程模擬

圖4為某工況下模擬飛機下降過程的壓力控制對比結果，按照飛機某次下降階段飛行剖面的氣壓數(shù)據(jù)設定目標值，將控制結果與其進行對比。可以看出，壓力變化過程中控制曲線與油箱內壓力測量值吻合度較高，能夠精確模擬油箱內壓力增大的過程。通過計算，模擬下降過程中壓力的相對誤差約為0.06%。

圖4 下降過程壓力變化曲線

3.3 剖面過程模擬

本研究的高度模擬系統(tǒng)在試驗過程能夠連續(xù)模擬飛機在整個飛行剖面過程中油箱內的壓力變化，其模擬的氣壓值范圍已經(jīng)涵蓋目前民航飛機的飛行高度區(qū)間，如圖5所示。圖5包含了飛機的爬升、巡航、下降階段的不同壓力，整個控制過程中，控制曲線與壓力反饋曲線幾乎重合，在壓力指令突變過程中，系統(tǒng)跟隨性較好，表明高度模擬系統(tǒng)能夠滿足試驗要求。同時，計算結果表明，剖面模擬過程的控制結果相對誤差約為0.09 %，1750 s之后下降過程末端的相對誤差較大。

圖5 剖面模擬過程壓力變化曲線

分析認為，全剖面模擬過程中，系統(tǒng)經(jīng)歷壓力下降和壓力升高兩個過程，油箱內壓力變化較大，對系統(tǒng)響應速度的要求更高，而本研究的高度模擬系統(tǒng)是通過動態(tài)控制抽氣調節(jié)閥和補氣調節(jié)閥的開度，抽氣依靠真空系統(tǒng)，進氣主要依靠外部自然補氣。模擬爬升過程中，抽氣閥開度大于補氣閥，而且真空泵抽氣能力大于油箱外界空氣自然補氣能力；當處于模擬下降過程的1750 s后段，壓力逐漸接近標準大氣壓，油箱內外壓差較小，此時抽氣閥基本處于全關，補氣閥處于全開的狀態(tài)，如圖6所示(α為調節(jié)閥開度的百分比)，但油箱內壓力反饋值未能快速跟隨設定值，說明此時系統(tǒng)的補氣速率較慢，因此在油箱內外壓差較小的情況下，單純依靠自然補氣會造成壓力控制誤差較大。

圖6 全剖面過程中調節(jié)閥開度曲線

4 結論

本研究設計了一套適用于地面試驗的高度模擬系統(tǒng)，分別對其中的負壓調節(jié)系統(tǒng)、引氣調節(jié)系統(tǒng)、液壓伺服系統(tǒng)及控制系統(tǒng)進行介紹，并對高度模擬系統(tǒng)的實際運行狀況進行了試驗驗證，結果表明，高度模擬系統(tǒng)的控制精度較高，系統(tǒng)的響應速度較快，能夠為民用飛機的地面試驗提供有力支持。同時，系統(tǒng)還存在一定的改善空間，后續(xù)將對系統(tǒng)做進一步完善。