油箱惰化空氣預處理系統優化仿真分析

劉成炎 郭秉漢 李明春 陸育良

摘要：基于AMESim仿真平臺搭建了油箱惰化空氣預處理系統性能仿真模型，建立了飛機飛行狀態參數模型，通過改變換熱器換熱效率、渦輪流量等參數對系統進行動態優化仿真分析，得到了適用于全飛行剖面的性能模型，保證空氣預處理系統在飛機起飛、爬升、巡航、下降等所有飛行階段，出口溫度能夠控制在75℃±5℃溫度范圍內。基于仿真模型，對控制模型的PID參數進行優化，提升了系統出口溫度調節的收斂速度。提出的仿真分析方法對空氣預處理系統的參數分配及控制率的研究具有一定的指導意義。

關鍵詞：空氣預處理系統；系統仿真；動態仿真；AMESim；油箱惰化

中圖分類號：V219文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.008

為降低飛機燃油箱爆炸的風險，國內外進行了大量機載惰化技術研究[1-7]，其中，中空纖維膜制氮技術因可靠性高、質量代償小等特點得到廣泛應用[8]。空氣預處理系統（APS）能夠為纖維膜提供合適條件的空氣。

近幾十年來，空氣預處理系統的架構不斷發展改進。老式飛機的惰性氣體發生系統（IGGS）直接從環控系統引氣。波音777的空氣預處理系統采用了渦輪增壓器構型，在冷卻氣體的同時對氣體進行增壓。波音787的空氣預處理系統采用了電動壓氣機構型，能夠將貨艙氣體壓縮、冷卻。隨著技術的更新換代，綜合熱管理成為飛機發展的方向[9]，但是獨立式空氣預處理系統目前處于技術發展的成熟期，具有很大的研究價值。

復雜構型的空氣預處理系統的參數匹配難度大，需反復迭代優化才能設計出性能合適的空氣預處理系統。中空纖維膜因其對氣體溫度敏感的特性對控制系統提出了更高的要求。

因此，本文基于某型飛機的空氣預處理系統進行了仿真建模分析，對系統及其控制系統進行了迭代優化。仿真分析方法對于油箱惰化空氣預處理系統的設計及控制參數的研究具有一定的指導意義。

1系統原理

油箱惰化空氣預處理系統原理圖如圖1所示。系統的工作原理為：高溫空氣進入系統之后分為兩路，一路進入渦輪膨脹做功，氣體膨脹降溫之后作為熱沉進入回熱器，最后流經引射噴嘴進入冷風道；另一路空氣在回熱器中冷卻之后進入壓氣機，增壓到合適的壓力之后進入主換熱器，在主換熱器中冷卻到合適的溫度之后進入下游空氣分離裝置。調溫閥與主換熱器并聯，通過調節調溫閥的開度可以將系統出口氣體溫度控制在75℃±5℃范圍內。主換熱器熱沉為沖壓空氣，在地面工況下，當沖壓空氣流量不足時，采用電動風扇抽吸機外空氣作為系統熱沉。

系統有壓縮供氣和應急供氣兩種模式。當渦輪入口閥開啟時，渦輪-壓氣機正常運轉，壓氣機進出口壓力差使單向閥處于關閉狀態，系統進入增壓供氣模式，通過調節渦輪入口閥的開度對渦輪做功能力進行調節，將系統出口空氣壓力控制在500～700kPa（絕壓，下同）范圍。

渦輪-壓氣機未開啟或者故障時，系統進入應急供氣模式，系統入口空氣流經單向閥進入主換熱器，在主換熱器中冷卻到合適的溫度后供給下游系統，在應急供氣模式下單向閥處于打開狀態。下文對系統壓縮供氣模式進行研究。

當系統入口引氣壓力大于420kPa時，壓力調節關斷閥能夠將系統入口壓力限制在420kPa以下。

2仿真參數的確定

2.1飛行剖面

參考某型飛機飛行參數[10]，建立飛行高度、飛行馬赫數、系統入口空氣溫度、系統入口空氣壓力等參數隨飛行時間變化的飛行剖面。

建立的飛機飛行剖面包含了地面慢車（0～600s）、地面滑跑（600～660s）、爬升（660～3060s）、巡航（3060～4060s）、下降（4060～5560s）、著陸（5560～5620s）等階段。為了計算方便，將巡航階段的時間縮短為1000s，整個飛行剖面時長為5620s，飛行最大高度為12000m。

在地面慢車階段，飛行馬赫數為0；在地面滑跑階段，飛行馬赫數從0持續增加至0.24；在爬升階段，飛行馬赫數從0.24持續增加至0.8；在巡航階段，飛行馬赫數保持0.8不變；在下降階段，飛行馬赫數從0.8持續下降至0.2；在著陸階段，飛行馬赫數從0.2持續下降至0。

隨著飛行階段的改變，空氣預處理系統入口溫度在140～180℃之間變化，系統入口壓力在300～420kPa之間變化。

空氣預處理系統的出口流量由下游空氣分離系統決定，在起飛、爬升、巡航等階段，系統出口流量應保證不低于280kg/h；在下降階段，系統出口流量應保證不低于650kg/h。空氣預處理系統出口壓力應控制在500～700kPa范圍內。飛行狀態參數見表1。

2.2沖壓空氣物性參數

采用不帶阻力系統的前緣進氣口計算沖壓空氣物性參數[11-12]。

風道進口總溫：Ti=T∞（1+0.2Ma2）

風道進口總壓：pi=p∞（1+0.2Ma2）3.5式中：T為流體溫度；p為流體壓力；Ma為流體馬赫數；下標i代表風道進口；下標∞代表當地環境。

在仿真模型中，通過建立管道、換熱器、閥門等模型的流阻特性子模型，計算冷空氣流量等參數。

3仿真模型

3.1系統仿真模型

基于AMESim軟件，利用Signal Control、Aeronautics& Space、Gas Mixture、Thermal等模型庫搭建了空氣預處理系統性能仿真模型，如圖2所示。

3.2換熱器仿真模型

根據設計計算出的換熱器性能曲線簇建立如圖3所示的換熱器性能曲面。圖中，X1軸代表換熱器熱邊流體質量流量；X2軸代表換熱器冷邊流體質量流量；Y軸代表換熱器熱邊流體熱效率。換熱器性能曲線簇需根據仿真計算需要進行調整。

3.3渦輪-壓氣機仿真模型

根據設計計算出的壓氣機性能曲線簇建立如圖5所示的壓氣機流量特性曲面。圖中，X1軸代表壓氣機折合質量流量；X2軸代表壓氣機折合轉速；Y軸代表壓氣機壓縮比。壓氣機性能曲線簇需根據仿真計算需要進行調整。

4仿真結果

4.1環境溫度及壓力

隨著飛機飛行高度的變化，當地環境溫度及壓力隨之變化。在仿真模型中，采用美國標準大氣模型中的標準天大氣模型對環境溫度及壓力進行仿真計算，結果如圖6、圖7所示。

4.2動態控制率優化

系統出口流量受下游空氣分離系統影響。在起飛、爬升、巡航等階段，飛機油箱僅需少量富氮氣體（nitrogen enriched air，NEA）來維持氮氣濃度，此時引氣預處理系統出口流量小；在下滑階段，隨著油箱外部空氣壓力逐漸升高，需要往油箱充入大量富氮氣體以平衡油箱內外空氣壓力差，此時引氣預處理系統出口流量大。

系統出口溫度調節通過調溫閥實現，調溫閥與主換熱器并聯，調溫閥出口氣體溫度高，主換熱器出口氣體溫度低，可以通過調節調溫閥的開度的方法來改變冷、熱流體的流量比從而調節系統出口氣體溫度。系統出口溫度控制時，預設一個“溫度死區”，即出口溫度在75℃±2℃之間時，調溫閥不動作，出口溫度大于77℃時調溫閥向關位運動，出口溫度小于73℃時調溫閥向開位運動。

系統從安全性的角度考慮設置有兩個熱力學開關，當壓氣機出口溫度超出預設值時渦輪入口閥能夠及時關斷，當系統出口溫度超出預設值時系統出口的熱力學開關能夠及時關斷。系統的控制原理圖如圖8所示。

采用PID控制方法對系統出口溫度進行控制，圖9為溫度控制模型。為了便于表述，將控制模型中的子模型進行編號，控制模型各個子模型說明見表2。

利用仿真模型對油箱惰化空氣預處理系統進行性能計算，仿真時長設置為5620s，每1s打印一組數據，系統出口溫度如圖10所示，壓氣機出口溫度如圖11所示。仿真結果表明，空氣預處理系統出口溫度能夠達到75℃±5℃范圍控制要求。壓氣機出口為系統溫度最高的地方，通過合理設計回熱器換熱效率，能夠保證在全飛行剖面下壓氣機出口溫度始終低于200℃。當壓氣機出口溫度低于200℃時，引氣預處理系統中的所有部件都可以選擇采用高強度、低密度的鋁合金材料制造，能夠減輕產品質量。

基于上述仿真計算方法，對系統溫度控制率進行優化設計，保證系統出口溫度調節具有較快的收斂速度。取飛行剖面前350s進行仿真計算，溫度初值為20℃，系統出口溫度控制目標值為75℃±5℃。由于系統內產品熱容、溫度傳感器響應時間、閥門作動速度等因素的存在，PID參數取值會對出口溫度的收斂速度產生影響。在計算模型中，對PID參數的取值迭代優化，最終獲得了較為理想的溫度收斂速度。如圖12所示，當比例系數Kp取值為1、積分系數Ki取值為0.1、微分系數Kd取值為0時，系統出口溫度收斂具有較好的效果，在沒有產生震蕩的同時能夠很快收斂。該仿真計算結果能夠用于指導引氣預處理系統控制盒參數調節，提升產品開發效率。

5結論

本文采用AMESim仿真軟件，搭建了油箱惰化空氣預處理系統的仿真計算模型，并通過仿真計算預測了全飛行剖面下該系統的性能表現。該仿真模型具備以下作用：

（1）全飛行剖面系統性能驗證。驗證系統全飛行剖面下的性能，輔助系統設計、系統參數分配分解。

（2）部件性能指標的分配。如閥門通徑的選擇、換熱器換熱效率分配、渦輪-壓氣機性能曲面需求分配。

（3）控制參數的優化設計。通過仿真結果，優化系統控制參數，用于指導產品控制器參數調節。

仿真建模之初，參考同類型產品的試驗數據建立了換熱器、渦輪-壓氣機、閥門、管道等部件的性能模型。部件模型通過仿真結果的反饋不斷迭代與優化，在仿真計算中達到全飛行剖面下油箱惰化空氣預處理系統出口氣體溫度、壓力、流量均滿足要求的目的。經過迭代與優化的部件模型，可以反過來用于指導換熱器、渦輪-壓氣機等部件的設計工作，即：若在全飛行剖面下，實際設計出的換熱器、渦輪-壓氣機的性能等于或優于本仿真模型中的部件性能，系統的性能指標就能達到要求。

通過模型的不斷優化，得到了最終的AMESim仿真計算模型，通過該模型進行油箱惰化空氣預處理系統的性能仿真計算，得到如下結論：

（1）通過合理分配核心部件參數，油箱惰化空氣預處理系統在全飛行剖面下，系統出口溫度可以控制在75℃±5℃以內。

（2）通過合理分配主換熱器及回熱器的換熱效率，能夠保證壓氣機出口溫度低于200℃，有效減小系統質量代償的同時提升了惰化系統的安全性。

（3）當PID控制參數比例系數Kp取值為1，積分系數Ki取值為0.1，微分系數Kd取值為0時，系統出口溫度收斂具有較好的效果。

本文提出的仿真分析方法對于油箱惰化空氣預處理系統的設計及控制參數的研究具有一定的指導意義。

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Optimization Simulation Analysis of Fuel Tank Inerted Air Preparation System

Liu Chengyan，Guo Binghan，Li Mingchun，Lu Yuliang

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero Electromechanical System Integration，AVIC Nanjing Engineering Institute of Aircraft Systems，Nanjing 211106，China

Abstract： Based on the AMESim simulation platform， the performance simulation model of the fuel tank inerted air preparation system is built， and the aircraft flight state parameter model is established. The dynamic optimization simulation analysis of the system is performed by changing the heat exchange efficiency of the heat exchanger， the turbine flow rate and other parameters. The performance model of the full flight profile ensures that the outlet temperature of the air preparation system can be controlled within the range of 75℃±5℃during all flight stages such as take-off， climb， cruise， and descent of the aircraft. Based on the simulation model， the PID parameters are optimized， and the convergence speed of the system outlet temperature adjustment is improved. The proposed simulation analysis method has certain guiding significance for the research of the parameter allocation and control rate of the air preparation system.

Key Words： air preparation system； system simulation； dynamic simulation； AMESim； fuel tank inerting

Received： 2021-08-09；Revised： 2021-09-20；Accepted： 2021-10-20