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        民用飛機燃油系統(tǒng)試驗高度模擬系統(tǒng)設(shè)計

        2021-03-15 08:07:02段安鵬屈元元
        液壓與氣動 2021年3期
        關(guān)鍵詞:模擬系統(tǒng)穩(wěn)壓油箱

        段安鵬, 屈元元

        (中國商飛上海飛機設(shè)計研究院,上海 201210)

        引言

        飛機在飛行過程中,油箱內(nèi)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(shè)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(nèi)惰性氣體的分布狀況也受內(nèi)部壓力影響。雖然飛機機上試驗?zāi)軌蛱峁┳钪苯拥脑囼炛危菀资艿斤w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(fēng)險高,復(fù)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(yīng)具有自動、準確、響應(yīng)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(gòu)成、子系統(tǒng)設(shè)計及運行結(jié)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(diào)節(jié)系統(tǒng)、液壓泵組、引氣調(diào)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(diào)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(diào)節(jié)閥與大氣相通,共同實現(xiàn)高空氣壓模擬。引氣調(diào)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(nèi)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(gòu)成

        2.1 負壓調(diào)節(jié)系統(tǒng)

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

        負壓調(diào)節(jié)系統(tǒng)中,在前端穩(wěn)壓艙管路上設(shè)置液壓伺服閥,通過控制調(diào)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(shè)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(nèi)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(nèi)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(nèi)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(diào)節(jié)系統(tǒng)的主要設(shè)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(diào)節(jié)系統(tǒng)會向試驗油箱內(nèi)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(yīng)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(yīng)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(diào)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(diào)節(jié)系統(tǒng)可根據(jù)設(shè)定,調(diào)節(jié)壓縮空氣中的氧氣濃度,向試驗油箱內(nèi)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(diào)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(diào)節(jié)閥控制流量。同時,試驗油箱上設(shè)有氧濃度傳感器,用于監(jiān)測通入試驗油箱內(nèi)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(nèi)進行混合。在混合罐內(nèi)設(shè)置了采用紅外氣體檢測技術(shù)[8]的激光氣體分析儀,分析儀向穩(wěn)壓罐內(nèi)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(nèi)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(dāng)被測氧氣濃度值低于設(shè)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(dāng)被測氧氣濃度值高于設(shè)定值時,增加氮氣源的供應(yīng)量,此過程中還要動態(tài)控制兩支路氣體的供應(yīng)壓力,使穩(wěn)壓罐內(nèi)的氣體壓力值保持在穩(wěn)定范圍內(nèi)。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(shè)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(diào)節(jié)閥為液壓伺服閥,液壓泵為調(diào)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(qū)動負壓調(diào)節(jié)系統(tǒng)和引氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的調(diào)節(jié)閥[10]。同時由于試驗環(huán)境可能存在燃油泄漏的風(fēng)險,液壓調(diào)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(diào)節(jié)閥體的開度,各調(diào)節(jié)閥的運動行程由位置控制系統(tǒng)信號設(shè)定,信號滿量程為5 V,對應(yīng)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(dāng)作動筒在行程范圍內(nèi)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(diào)量小于5%的增益值時,進行固化設(shè)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??刂七^程中采用PID控制對應(yīng)的調(diào)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(shè)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(shè)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(dāng)監(jiān)測到試驗油箱內(nèi)的壓力高于設(shè)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(diào)節(jié)閥的位移PID,增大抽氣調(diào)節(jié)閥的開度和減少補氣調(diào)節(jié)閥的開度,兩路調(diào)節(jié)閥動態(tài)調(diào)整,直至試驗油箱壓力值達到設(shè)定值[14]。在PID整定參數(shù)過程中,經(jīng)多次測試,得到抽氣調(diào)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(diào)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(dāng)監(jiān)測到試驗油箱氧氣濃度高于設(shè)定值時,控制系統(tǒng)通過氧氣濃度PID減小濃度調(diào)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(diào)整流量調(diào)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(nèi)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(shè)定剖面數(shù)據(jù),將控制結(jié)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(shè)定值吻合度很高,高度模擬系統(tǒng)能夠精確控制油箱內(nèi)的氣壓值。同時,從局部放大圖中可以看出,在爬升過程中,當(dāng)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(yīng)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(jié)果,按照飛機某次下降階段飛行剖面的氣壓數(shù)據(jù)設(shè)定目標值,將控制結(jié)果與其進行對比??梢钥闯?,壓力變化過程中控制曲線與油箱內(nèi)壓力測量值吻合度較高,能夠精確模擬油箱內(nèi)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(nèi)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(jié)果表明,剖面模擬過程的控制結(jié)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(nèi)壓力變化較大,對系統(tǒng)響應(yīng)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(diào)節(jié)閥和補氣調(diào)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(dāng)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(nèi)外壓差較小,此時抽氣閥基本處于全關(guān),補氣閥處于全開的狀態(tài),如圖6所示(α為調(diào)節(jié)閥開度的百分比),但油箱內(nèi)壓力反饋值未能快速跟隨設(shè)定值,說明此時系統(tǒng)的補氣速率較慢,因此在油箱內(nèi)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(diào)節(jié)閥開度曲線

        4 結(jié)論

        本研究設(shè)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(diào)節(jié)系統(tǒng)、引氣調(diào)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(jié)果表明,高度模擬系統(tǒng)的控制精度較高,系統(tǒng)的響應(yīng)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。

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