民用飞机燃油系统试验高度模拟系统设计

段安鹏, 屈元元

(中国商飞上海飞机设计研究院，上海 201210)

引言

飞机在飞行过程中，油箱内的压力随飞行高度发生变化，压力变化会对燃油系统中的燃油泵、引射泵工作状态产生影响，同时还会影响通气系统等子系统的性能。此外，为增加燃油箱的抑爆性，部分飞机的燃油箱还设有机载制氮系统[1]，环控系统的引气经中空纤维膜分离器[2]分离后的气体形成惰性气体，惰性气体进入油箱后，能够显著降低燃油箱的氧浓度，从而提高飞机安全性，而油箱内惰性气体的分布状况也受内部压力影响。虽然飞机机上试验能够提供最直接的试验支撑，但容易受到飞机系统部件改装等限制条件影响，不可能所有试验都通过飞机进行[3]。由于民用飞机燃油系统试验风险高，复杂程度强，需要全面严谨的进行试验规划，而地面试验室研发试验灵活性和针对性强，可对燃油系统及其部件的运行特性开展针对性试验。在地面开展燃油系统试验，必须能够在地面条件下模拟飞机全飞行剖面下的燃油系统工作环境，同时，飞行高度模拟系统还应具有自动、准确、响应速率快的功能。

本研究针对某民用飞机燃油系统试验台飞行高度模拟系统，分别从系统原理、主体构成、子系统设计及运行结果进行分析。

1 地面飞行高度模拟试验系统简介

某型民用飞机地面飞行高度模拟试验系统主要由试验油箱、负压调节系统、液压泵组、引气调节系统、控制系统组成，如图1所示。

图1 飞行高度模拟试验台原理

负压调节系统中前端稳压舱与试验油箱的通气口相连保持连通，试验油箱中的气体通过管路、前端稳压舱被地面真空泵组抽吸，同时前端稳压舱一端通过调节阀与大气相通，共同实现高空气压模拟。引气调节系统与试验油箱相连，模拟某型飞机惰化系统工作时向油箱内补充富氮气体。地面液压泵组为液压伺服阀提供动力源。

2 系统构成

2.1 负压调节系统

负压调节系统主要作用是模拟飞行过程中油箱内的低气压环境。

负压调节系统中，在前端稳压舱管路上设置液压伺服阀，通过控制调节阀开度实现压力增减。在真空泵组入口、前端稳压舱、试验油箱的特定位置分别设置用于监测飞行高度的压力传感器。真空泵组入口的压力传感器p1用于实时监测出口管路内的压力，并将压力值反馈至控制系统，用于监控真空泵组的状态；前端稳压舱的压力传感器p2用于监测稳压舱内压力值，测量压力值反馈至控制计算机，用于稳压舱两端#1、#2液压伺服阀控制的闭环测量值；试验油箱的压力传感器p3，p4，p5用于监测油箱内不同位置的气压，测量值均反馈至控制计算机，用于飞行高度测量的监测值。

负压调节系统的主要设备为水环真空泵组[4]。真空泵的抽速和极限真空度是重要的选型依据。极限真空度的选取要满足飞行剖面中最大高度时的压力要求。此外，由于引气调节系统会向试验油箱内按一定速率补充特定浓度的富氮气体，而补气气源会影响系统的稳定性[5]，因此计算时还应考虑补气速率。

根据式(1)计算真空泵的抽速[6]：

(1)

式中,s—— 真空泵抽速，m3/min

Kq—— 真空泵修正系数[7]

v—— 试验油箱体积，m3

t—— 飞行剖面最大爬升率对应的时间，s

p0—— 初始压力，Pa

p—— 试验油箱压力，Pa

s1—— 富氮气体补气速率，m3/min

2.2 引气调节系统

飞机机载制氮系统在工作时，冲压空气经惰化系统处理后的气体中氧气浓度较低，称为富氮气体，富氮气体进入油箱使油箱上部空间氧浓度维持在较低水平，可以增加油箱的安全性。

在地面试验系统中，引气调节系统可根据设定，调节压缩空气中的氧气浓度，向试验油箱内通入指定比例的富氮混合气体，模拟飞机机载制氮系统的工作过程。

引气调节系统中，稳压舱压力传感器p6的反馈值用于控制压缩空气机组的开启，防止进入试验油箱的富氮气体超压；流量传感器q1用于监测进入试验油箱的富氮气体流量，控制系统根据测量值通过#3流量调节阀控制流量。同时，试验油箱上设有氧浓度传感器，用于监测通入试验油箱内的富氮气体中的氧浓度。

系统工作时，氮气源经减压后进入混合罐，同时压缩空气也经过滤后进入混合罐，为防止串流，两支路的压力保持相同，两种气体在混合罐内进行混合。在混合罐内设置了采用红外气体检测技术[8]的激光气体分析仪，分析仪向稳压罐内气体发出特定波长的激光波，经氧气体分子吸收光谱后，测量得到罐内的氧气浓度，同时氧气浓度传感器将氧气浓度反馈给控制计算机，当被测氧气浓度值低于设定值时，通过控制开启压缩机的数量，增加压缩气体的通入量；当被测氧气浓度值高于设定值时，增加氮气源的供应量，此过程中还要动态控制两支路气体的供应压力，使稳压罐内的气体压力值保持在稳定范围内。考虑到试验时间较长，在试验过程中压缩机温度升高，会使压缩气体的温度升高而密度下降，容易影响激光气体分析仪对氧气分子浓度的测量，因此稳压罐中设置温度补偿传感器，以确保激光气体分析仪的测量精度。

2.3 液压伺服系统

液压伺服系统包括液压泵和电液伺服系统，试验系统中采用的调节阀为液压伺服阀，液压泵为调节阀作动提供动力源，通过伺服控制器控制液压伺服阀的动作[9]。

液压泵供给的液压源经过电磁比例溢油阀进行减压，试验台采用双级减压，减压后的液压源分别按需驱动负压调节系统和引气调节系统的调节阀[10]。同时由于试验环境可能存在燃油泄漏的风险，液压调节阀的接线方式要采用防爆处理。

试验台的液压伺服阀阀体为滑窗式，通过控制系统发出的指令值来调节阀体的开度，各调节阀的运动行程由位置控制系统信号设定，信号满量程为5 V，对应的运动行程全程为6～8.5 mm。液压伺服阀采用位移闭环来控制阀的进出油口的压差[11]。当作动筒在行程范围内作动时，位移传感器输出0～5 V的反馈电压信号。在21 MPa压力下，模拟控制模块的位置闭环增益按照20%～50%的位置阶跃信号进行输入，输出的超调量小于5%的增益值时，进行固化设定。

2.4 控制系统

试验控制系统主要对氧气浓度、气体流量、试验油箱压力进行控制。控制过程中采用PID控制对应的调节阀[12]。针对PID参数，本研究采用Z-N临界比例度方法进行整定，通过PID控制设定值与测量值之间的偏差，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)—— 设定值

ypv(k)—— 反馈值

T—— 采样周期

u(k)—— 控制量

Kp—— 比例系数

Td—— 微分时间

Ti—— 积分时间

e(k-1)—— 第(k-1)次采样时间的偏差值[13]

当监测到试验油箱内的压力高于设定值时，说明油箱超压，需增大抽气量和减少补气量，控制系统通过调节阀的位移PID，增大抽气调节阀的开度和减少补气调节阀的开度，两路调节阀动态调整，直至试验油箱压力值达到设定值[14]。在PID整定参数过程中，经多次测试，得到抽气调节阀PID控制的比例增益系数为0.06，积分时间为0.3 min，微分时间为0；补气调节阀PID控制的比例增益系数为0.04，积分时间为0.4 min，微分时间为0。

当监测到试验油箱氧气浓度高于设定值时，控制系统通过氧气浓度PID减小浓度调节阀开度，降低通气量，同时，为维持试验过程中从混合罐通入试验油箱的富氮气体压力稳定，还需要在降低氧浓度的同时保证通入试验油箱的气体流量稳定，此时控制系统通过流量控制指令，动态调整流量调节阀的开度，使氮气量增大，从而保证混合罐的压力满足要求。测试过程中，对氧气浓度控制的PID参数进行整定，得到比例增益系数为0.08，积分时间为3 min，微分时间为0；对氧气流量控制的PID参数整定后，比例增益系数为0.003，积分时间为0.03 min，微分时间为0。

3 系统运行分析

3.1 飞机爬升过程模拟

本研究选取某工况飞机爬升过程中飞机油箱内的压力变化，按照飞机某次真实飞行剖面的气压数据设定剖面数据，将控制结果与其进行对比。从图3可以看出，在整个爬升的模拟过程中，试验油箱中的压力反馈值与设定值吻合度很高，高度模拟系统能够精确控制油箱内的气压值。同时，从局部放大图中可以看出，在爬升过程中，当控制指令发生变化时，系统跟随性仍然保持较好的响应速度。通过计算，平均相对误差约为0.02%，能够满足试验要求。

图2 试验台控制系统原理

图3 爬升过程压力变化曲线

3.2 飞机下降过程模拟

图4为某工况下模拟飞机下降过程的压力控制对比结果，按照飞机某次下降阶段飞行剖面的气压数据设定目标值，将控制结果与其进行对比。可以看出，压力变化过程中控制曲线与油箱内压力测量值吻合度较高，能够精确模拟油箱内压力增大的过程。通过计算，模拟下降过程中压力的相对误差约为0.06%。

图4 下降过程压力变化曲线

3.3 剖面过程模拟

本研究的高度模拟系统在试验过程能够连续模拟飞机在整个飞行剖面过程中油箱内的压力变化，其模拟的气压值范围已经涵盖目前民航飞机的飞行高度区间，如图5所示。图5包含了飞机的爬升、巡航、下降阶段的不同压力，整个控制过程中，控制曲线与压力反馈曲线几乎重合，在压力指令突变过程中，系统跟随性较好，表明高度模拟系统能够满足试验要求。同时，计算结果表明，剖面模拟过程的控制结果相对误差约为0.09 %，1750 s之后下降过程末端的相对误差较大。

图5 剖面模拟过程压力变化曲线

分析认为，全剖面模拟过程中，系统经历压力下降和压力升高两个过程，油箱内压力变化较大，对系统响应速度的要求更高，而本研究的高度模拟系统是通过动态控制抽气调节阀和补气调节阀的开度，抽气依靠真空系统，进气主要依靠外部自然补气。模拟爬升过程中，抽气阀开度大于补气阀，而且真空泵抽气能力大于油箱外界空气自然补气能力；当处于模拟下降过程的1750 s后段，压力逐渐接近标准大气压，油箱内外压差较小，此时抽气阀基本处于全关，补气阀处于全开的状态，如图6所示(α为调节阀开度的百分比)，但油箱内压力反馈值未能快速跟随设定值，说明此时系统的补气速率较慢，因此在油箱内外压差较小的情况下，单纯依靠自然补气会造成压力控制误差较大。

图6 全剖面过程中调节阀开度曲线

4 结论

本研究设计了一套适用于地面试验的高度模拟系统，分别对其中的负压调节系统、引气调节系统、液压伺服系统及控制系统进行介绍，并对高度模拟系统的实际运行状况进行了试验验证，结果表明，高度模拟系统的控制精度较高，系统的响应速度较快，能够为民用飞机的地面试验提供有力支持。同时，系统还存在一定的改善空间，后续将对系统做进一步完善。