飛行包線下燃油箱耗氧型催化惰化系統性能研究

彭孝天 馮詩愚 任童 張瑞華 潘俊 王洋洋

(1. 南京航空航天大學 航空學院 飛行器環境控制與生命保障工業和信息化部重點實驗室, 南京 210016;2. 中國航空工業集團 南京機電液壓工程研究中心 航空機電系統綜合航空科技重點實驗室, 南京 211106)

飛機燃油箱上部空余空間充滿可燃的燃油蒸氣與空氣混合物,存在燃燒爆炸的風險[1-3]。 目前,燃油箱惰化技術是一種降低油箱可燃性的可行措施[4-6]。

耗氧型惰化技術由于流程簡單、惰化效率高,被認為是最有可能應用的下一代惰化方式[7-8]。其基本原理是:將氣相空間油氣混合物導入反應器中進行低溫無焰催化燃燒,產生二氧化碳,反應后惰性氣體經冷卻除水后,流回燃油箱達到降低氧濃度的目的。 其催化反應溫度在燃油自燃溫度以下,安全性大大提高。 美國Phyre 公司制造的樣機,2014 年在FAA 大西洋城的測試中心完成了地面驗證試驗[9],結果表明,其主要優勢有:①燃油蒸氣大部分被反應消耗,向環境排放量減少,污染小;②消耗燃油蒸氣及氧氣的同時,產生二氧化碳,提供了多重保障;③與目前的中空纖維膜惰化系統(Hollow Fiber Membrane On-Board Inert Gas Generation System, HFM-OBIGGS)相比,惰化速度更快,從目前的試驗來看[10],啟動后5 min內就可將燃油箱上部氣相空間氧濃度從21% 降低至2%,而HFM-OBIGGS 則需20 ～30 min;④無需發動機引氣;⑤當燃油箱達到不可燃時,可隨時關閉系統。

由于保密原因,該技術的公開資料非常少。鑒于耗氧惰化的技術優勢和良好的應用前景,中國近年來也開始追蹤該技術[11-13],研究表明,燃油類型對耗氧型催化惰化系統有很大影響[14]。例如,中國民機普遍使用國產RP-3 號燃油,其在40℃的碳氫物濃度約為5%,而國外樣機的JET-A燃油,碳氫物濃度僅為0.8%,故對催化劑及空氣過量系數的要求均不同。 因此,筆者課題組提出了適合國產RP-3 號燃油使用的耗氧型惰化方案——低溫可控耗氧催化惰化系統(Low Temperature Controllable Oxygen Consumed Catalytic Inerting System,3CIS)[15-16]。

目前僅進行了地面系統性能研究[17-18],與HFM-OBIGGS 不同的是,3CIS 需要冷卻介質帶走反應熱量,且催化反應產生的水需要被除去,否則流入燃油箱將導致燃油結冰、燃油物性變化、微生物滋生等問題。 因此了解飛行狀態下,系統參數變化對系統的設計尤為重要。 本文以某民機中央燃油箱為研究對象,建立耗氧催化惰化系統仿真模型,選取國產RP-3 號燃油,研究分析了全飛行包線下,風機抽吸流量、初始載油率、關鍵參數對惰化系統的性能影響,為今后系統的設計提供理論參考。

1 系統描述及假設

3CIS 系統主要部件示意圖如圖1 所示。 其工作原理為:燃油箱上部的油氣混合物被抽出,與外界補氣混合,預熱至起燃溫度后,送至反應器中進行低溫催化反應,反應熱被冷卻介質帶走,反應后氣體在冷卻器中進一步被冷卻,除去液態水,剩余的二氧化碳、未參與反應的氮氣和未完全反應的燃油蒸氣及氧氣被送回燃油箱上部進行沖洗惰化。

圖1 3CIS 系統主要部件示意圖Fig.1 Schematic diagram of main components of 3CIS system

如表1 所示,本文選取航程為12 km 的典型飛行包線,大氣參數按標準大氣計算。

表1 飛行包線信息Table 1 Flight envelope information

定義載油率為燃油體積占燃油箱總體積的比例。 飛行馬赫數Ma和載油率隨飛行時間的變化關系如圖2 所示。

圖2 飛行馬赫數和不同初始載油情況下載油率隨飛行時間的變化Fig.2 Variation of Mach number and fuel load rate with flight time under different initial fuel load conditions

本文建立的模型基于以下假設:

1) 不同海拔高度下,航空風機的體積流量認定為恒定。

2) 雖然燃油是由復雜的碳氫化合物組成,但本文假定其分子通式可表示為CaHb,對于RP-3號燃油,分子式為C10.05H20.42。

3) 燃油箱內氣體溫度、壓力、密度等參數與外界大氣相同,燃油箱內氣體與燃油溫度相同。

4) 反應器進出口溫度均為200℃,反應熱量被冷卻空氣帶走。

5) 忽略燃油中氣體溶解逸出,且氣相初始氧濃度21%。

6) 冷卻器出口氣體溫度與油箱溫度相同,且油箱溫度ti確定方法如下[19]:

式中:t為環境大氣溫度,℃;κ為等熵指數,κ=1.4。

7) 燃油蒸氣分壓始終按飽和蒸汽壓考慮,且按照里德蒸汽壓計算。

2 數學模型

反應器中,化學方程式為

式中:?ncat,i,F、?ncat,F分別為反應器入口、反應器中消耗的燃油蒸氣摩爾流量,由燃油箱出口氣體參數,結合式(1)和式(2),即可確定反應器進出口各氣體摩爾流量。

冷卻器中,采用氣體冷卻,進出口惰氣的露點溫度不變,且冷卻器出口惰氣溫度與燃油箱溫度相同,由此判斷出冷卻器出口氣體是否為飽和,從而確定冷卻器進出口混合氣體焓值、含濕量、相對濕度等物性參數,進一步確定冷卻器中所需冷卻熱量及除水量。

控制體選擇燃油箱上部空間,則對氧氣、氮氣、二氧化碳、水蒸氣等組分建立狀態方程,即

式中:?nU,i,j、?nU,o,j分別為進入、流出燃油箱各物質的摩爾流量,mol/s;?nA,j為燃油箱中各物質與外界環境所交換的摩爾流量,流入為正,流出為負,由壓力平衡計算,mol/s;PU,j為燃油箱氣相中各物質分壓力,Pa;j為氧氣、氮氣、二氧化碳、水蒸氣;VU為燃油箱氣相空間的體積,m3;R為氣體常數;TU為燃油箱氣相空間的溫度,K。

燃油箱與外界的氣體交換量由壓力平衡確定,當流入燃油箱的氣體足夠為燃油箱增壓時,燃油箱中的氣體向外界排放,當不足以為燃油箱增壓時,則外界氣體流入燃油箱,同時滿足燃油箱中氣體分壓力之和與外界環境壓力相同。

3 計算結果及分析

對于民機而言,一般先消耗中央燃油箱內的燃油,且其中有油泵,較機翼燃油箱更易燃,因此本文選取某體積為76.7 m3的中央燃油箱為研究對象。對于民機而言,當氣相空間氧體積分數低于12%,即認為燃油箱是惰化的,定義惰化時間為從惰化系統開啟到氧體積分數降至12%所需的時間。

首先計算了開啟耗氧催化惰化系統與無惰化時,燃油箱氣相空間氧體積分數隨飛行時間的變化關系,如圖3 所示。 無惰化時,燃油箱氣相空間氧體積分數在飛行過程中,始終高于18%;而開啟惰化系統,24 min 后氧體積分數即降至12%以下,但在下降過程中會超過12%。

圖3 氣相空間氧體積分數隨飛行時間的變化Fig.3 Variation of oxygen volume fraction on ullage with flight time

無惰化時,起飛及爬升階段氧體積分數是下降的,這是由于隨著飛行高度的增加,環境壓力降低,燃油箱內氣體向外逸出,而燃油蒸氣壓雖然也降低,但其分壓比升高,導致氧氣、氮氣體積分數是下降的。 當到達巡航高度后,外界壓力不再變化,由于燃油溫度繼續降低,燃油蒸氣壓降低,燃油蒸氣體積分數減小,氧氣分數開始回升;下降階段時,與上升時相反,高度降低,外界氣體進入燃油箱,總壓升高,燃油溫度增加,燃油蒸氣壓升高,燃油蒸氣相對體積分數升高,導致氧體積分數下降。

有惰化時,由圖4 所示各組分體積分數變化曲線可見,氧體積分數一直降低,直至飛行高度下降階段,大量外界21% 的氧氣進入燃油箱(見圖5),氧體積分數上升;氮氣體積分數在滑出、巡航階段是上升的,在爬升、下降階段是下降的;二氧化碳體積分數變化趨勢與氧氣相反,在下降之前都是上升的,下降階段是降低的;水蒸氣體積分數剛開始上升,然后隨著氧體積分數的下降,催化反應強度降低,水蒸氣體積分數也降低。

圖4 氣相空間各氣體組分體積分數隨飛行時間的變化Fig.4 Variation of volume fraction of each gas component on ullage with flight time

圖5 燃油箱與外界交換氧氣量隨飛行時間的變化Fig.5 Variation of exchange of oxygen between fuel tank and environment with flight time

為了確定風機抽吸流量,計算了在不同初始載油情況及2 種催化效率下,惰化時間隨風機抽吸流量的變化關系,如圖6 所示。 可以看出,惰化時間隨著風機抽吸流量的增加而減小,且變化趨勢逐漸趨于平緩;催化效率高時,氧氣消耗快,惰化時間更短;達到相同惰化時間,滿載時所需的風機抽吸流量更小,這是因為氣相空間體積小,置換更快,而對于民機而言,中央翼燃油箱燃油先消耗完。 因此,在進行惰化系統設計時,應按照空載狀態考慮。

圖6 惰化時間隨風機抽吸流量的變化Fig.6 Relationship between inerting time and fan flow

適航規章FAR 25. 981C 規定[21],當未加裝惰化系統或惰化系統不工作時,要求可燃性暴露時間不得超過FEET 的7%,而加裝惰化系統后,該時間不能超過1.8%。 如在初始滿載、催化效率0.5 條件下,風機抽吸流量需高于1 200 L/min,方可滿足要求。 因此,計算不同惰化工況下,可燃性暴露時間占飛行時間比,如圖7 所示,風機抽吸流量越大,可燃性暴露時間占比越小,可用于確定滿足適航要求時所需風機抽吸流量。

圖7 可燃性暴露時間與飛行時間比值隨風機抽吸流量的變化Fig.7 Variation of flammability exposure time to flight time ratio with fan flow

為確定所需冷卻介質流量及集水器規格,分別計算了不同初始載油情況下,反應器、冷卻器所需總冷卻熱量及液態水析出量,分別如圖8、圖9所示。

圖8 惰化系統所需冷卻熱量Fig.8 Cooling heat required for inerting system

圖9 惰化系統析出液態水量Fig.9 Liquid water removed from inerting system

由圖8 可知,隨著惰化的進行,氧濃度降低,參與反應的氧氣量不足,反應強度降低,所需冷卻熱量也降低,直到下降階段,外界氧氣進入燃油箱,燃油箱氧體積分數增加,反應強度增加,所需冷卻熱量也更多;由圖6 知,初始空載時,燃油箱氧體積分數下降更慢,因此相同時刻,其反應更為劇烈,放熱也更多,所需冷卻熱量要依次大于初始半載、初始滿載;直至中央燃油箱內燃油耗盡,此時,3 種情況載油率均為零,冷卻熱量變化趨勢相同。

由圖9 可以看出,在飛行過程,析出液態水量先逐漸減小至無水析出,然后增加后再減少。 在下降階段,析出液態水量又開始增加,這是反應強度及環境溫度變化綜合作用的結果;在整個飛行過程中,初始空載時,析出液態水量較其他情況析出更多。

4 結 論

1) 開啟惰化系統能快速降低燃油箱氣相氧體積分數,如在初始滿載、催化效率0.5、風機抽吸流量60 L/min 條件下,24 min 后氧體積分數即降至12%以下;而不惰化時,在飛行過程中,氧體積分數始終高于18%。

2) 在飛行過程中,燃油箱氣相氧氧體積分數在下降、進場階段上升,其他階段呈下降趨勢。

3) 惰化時間隨著風機抽吸流量的增加而減小,且變化趨勢逐漸趨于平緩;催化效率高時,氧氣消耗快,惰化時間更短;催化效率一定,達到相同惰化時間,中央燃油箱初始空載所需風機抽吸流量最大。 因此設計惰化系統時,應按照空載狀態來確定系統部件設計參數。