摘要本文以某直升機機載中空纖維膜惰化系統為研究對象，設計了電控閥控溫和變頻風扇控溫兩種系統.基于AMESim平臺以分離膜數學模型計算數據為基礎，搭建機載惰化系統，在飛行包線下，研究了兩種溫控模式的控溫效果、不同飛行階段的惰化系統性能變化、以及關鍵參數對其影響。計算結果表明，(1)電控閥控溫系統在整個飛行過程均能將引氣溫度維持在目標溫度90℃，在起飛之后富氮氣體(NEA)摩爾濃度全程維持在91.5%96.4%之間，所需引氣流量為40kg/h243kg/h，空載油箱氣相空間氧濃度可在180s內降至9%，且保持全程低于9%。(2)變頻風扇控溫系統在滿足爬升、加速、俯沖高溫階段控溫惰化要求的選型前提下，在低速、高速巡航階段，引氣被過度冷卻至0℃左右，雖然所需引氣流量低至26kg/h，但NEA濃度大幅下降至81%，油箱氣相空間氧體積分數高達18%。(3)變頻風扇控溫系統在巡航階段，飛行速度越大，引氣溫降越大;且巡航高度越低，為滿足控溫效果所需的最低巡航速度越低。

　　關鍵詞中空纖維膜惰化;燃油箱;飛行包線;溫度控制;富氮氣體摩爾濃度;氧體積分數

　　油箱惰化即通過技術手段，使油箱氣相氧含量低于燃油蒸汽燃燒所需的濃度水平[14]，油箱惰化系統主要由引氣及處理、惰化氣體分離和油箱氣相氧濃度控制部分組成。隨著膜制備技術的成熟，中空纖維膜惰化系統已成為油箱惰化的首選方案[5,6]。

　　航空工程評職知識：通用航空類論文發表的學術期刊

　　機載中空纖維膜惰化系統操作工況較復雜，入口溫度壓力和流量等會有很大變化，同時環境背壓也會隨飛機爬升和俯沖發生很大變化。單純實驗研究代價大、周期長，因此有必要建立機載中空纖維膜惰化系統模型，進行全流程惰化的數學模擬仿真。目前國內外常見的系統仿真方法分為兩種：不考慮膜性能，用固定組分的惰氣沖洗或者洗滌油箱[711];入口溫度壓力恒定，但是考慮膜部分性能的惰化仿真[12,13]。

　　通過應用背景分析，現存研究具有諸多不足：首先要么不考慮分離膜組件，考慮膜也是根據試驗數據擬合得到分離性能;其次雖然考慮飛行包線中高度變化，但僅作用在油箱上，而基本不考慮對膜的影響;最后不考慮引氣溫度和壓力的變化，飛行包線中的引氣溫度基本無用，都認為膜入口可以達到所需的溫度。而直升機惰化系統需直接從發動機引入溫度、壓力波動劇烈的空氣。

　　與座艙引氣系統相比，其引氣溫控難度更大，可能出現溫度失調。因此對于發動機引氣惰化系統上述因素都對系統性能有極大影響，首先應考慮更完善和普適化的分離膜模型，借鑒了馮詩愚和蔡琰的模型[14,15]，獲得更加詳細的分離膜性能數據;其次，發現控制方案的好壞對入口溫度有很大的影響，而溫度對分離膜有影響，進而影響惰化效果。鑒于此本文基于AMESim平臺，搭建了直升機機載惰化系統全流程模型，在考慮飛行包線的基礎上綜合了引氣溫度、壓力、流量以及環境壓力對分離膜性能的影響，對中空纖維膜惰化系統進行瞬態仿真。對比分析兩種控溫模式的溫控效果，擬了解兩種控制策略下中空纖維膜分離性能以及油箱氣相空間氧濃度的變化規律。

　　在引氣進入換熱器之前設置旁通管路，通過PID控制器改變電控閥門的開度，進而調節兩條支路的流量分配來控制閥出口溫度，此方法可在保證熱邊總流量不變的前提下，調整進入換熱器熱邊的氣體流量，從而使冷熱流摻混達到控溫目的。示變頻風扇控溫模式則通過PID控制器調節風扇轉速來改變換熱器冷邊空氣流量，從而控制換熱器熱邊出口溫度，相比前一種方法，該方法結構簡單，尺寸重量有優勢。

　　2中空纖維膜惰化系統數學模型

　　為了簡化模型，作出如下假設：(1)空氣看作理想氣體，僅由氧氮組成;(2)電控閥流量系數與開度無關，為恒定值;(3)忽略換熱器、混合閥出口和腔體內的溫度差及其壁面的熱容及熱損失;(4)不考慮中空纖維膜組件壓降和溫降;(5)空載油箱沖洗惰化難度最高，所需引氣量最大，以空載油箱為研究對象，不考慮飛行姿態變化。

　　2.1中空纖維膜入口溫度控制系統、部件模型溫控系統主要組件為冷卻風扇，流量閥和翅片換熱器。

　　2.2中空纖維膜惰化系統模型除去引氣溫控子系統，中空纖維膜惰化系統還包括中空纖維膜氣體分離系統和油箱氣相空間氧濃度控制系統兩部分組成，本文通過MESim已有元件分別搭建溫度、油箱氣相氧濃度控制系統，并且自行封裝中空纖維膜氣體分離元件，將三個子系統在MESim中進行耦合。圖為基于AMESim的兩種溫控模式下的惰化系統模型。

　　3仿真結果及分析

　　采用試湊法進行ID參數整定，首先以純比例模式進行控制，將比例系數由小到大修改，觀察系統響應，直至響應速度加快且有一定范圍超調，再加入積分作用，適當調小比例系數，逐漸增大積分系數，觀察靜差逐漸減小，根據動態響應曲線變化趨勢反復調整比例系數和積分系數，最后加入微分作用將微分系數由小至大直到系統動態穩定。

　　4結論

　　1)電控閥控溫系統在整個飛行過程均可將引氣溫度控制在目標值90℃，在爬升、加速、俯沖階段提供EA濃度范圍為93%96.4，所需引氣流量范圍為80kg/h243kg/h;在低速、高速巡航階段EA濃度分別為1.5、95.5%，所需引氣流量為56kg/h、143kg/h。空載油箱氣相空間氧濃度可在180s內降至9%，且保持起飛后全程低于9%。

　　2)變頻風扇控溫系統在高引氣溫度工況(爬升、加速、俯沖階段)滿足控溫惰化要求的前提下，在巡航階段引氣被過度冷卻至℃左右，雖然所需引氣流量低至26kg/h，但EA大幅下降至81%左右，油箱氣相空間氧體積分數高達18%。

　　3)變頻風扇控溫系統在巡航階段，隨著飛行速度的提升將產生過度冷卻現象，速度越高引氣溫降幅度越大;為保證溫控效果所需的最低巡航速度隨著巡航高度的降低而減小。

　　4)電控閥系統因其控溫效果更加穩定，更適合實際應用;對于變頻風扇控溫系統，后續可嘗試在風扇入口增加風門，用以在巡航速度過快時切斷沖壓空氣流入換熱器，避免過冷現象，但仍需要實驗驗證其是否可行。

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　　作者：白文濤，劉國田，鄒博，王晨臣，陳廣豪，馮詩愚