民用飞机发动机引气系统设计方法研究
2014-08-15 21:11王磊
科技视界 2014年17期
王磊
【摘 要】本文介绍了典型民用飞机发动机引气系统原理，根据不同用气系统的流量和压力需求以及系统部件和管路特性参数，研究了发动机引气的引气压力参数匹配和引气温度参数匹配方法，得到了民用飞机发动机引气系统设计的流程，为民用飞机发动机引气系统设计提供了参考。
【关键词】发动机引气；温度调节；压力调节；参数匹配
0 概述
发动机引气通常从发动机的中压级或高压级压缩机引气，经过引气压力和温度调节后，通过高压导管供给用气系统，用气系统一般考虑空调系统、机翼防冰系统、发动机起动系统、燃油箱惰化系统以及水箱增压系统等[1]。
发动机引气系统一般由中压单向活门、高压活门、压力调节关断活门、风扇空气活门、引气温度传感器、引气压力传感器、预冷器和高压导管及附件组成。典型发动机引气系统的组成原理图如图1所示。
1 发动机引气系统性能参数匹配方法
1.1 设计输入
1.1.1 流量需求
流量需求应考虑各用气系统的需求以及管路的泄漏量，空调系统和机翼防冰系统一般为主要流量需求源，流量需求应考虑以下内容：
（1）空调系统：空调系统流量一般分为正常及失效工作状态下的流量需求，流量的需求通常和高度有关；
（2）机翼防冰系统：机翼防冰流量需求通常和高度有关；
（3）燃油惰化及水箱增压的流量需求较小，一般取最大流量作为输入；
（4）泄漏量包括高压导管及部件[2]，一般取总流量的3%。
1.1.2 压力需求
压力需求应考虑各用气系统的需求，包括空调系统、机翼防冰系统、燃油惰化及水箱增压系统，不同用气系统的设计状态点不同，因此气源系统设计时应考虑用气系统所有的设计状态。
1.1.3 部件和导管特性
部件和导管的特性包括流阻及温降，用于系统性能计算分析。图2给出了典型气源系统供气原理图。
1.2 引气压力参数匹配
为了使下游用气系统满足功能及性能要求，需将发动机引气调节至合适值。引气压力调节关断功能由压力调节关断活门实现。
引气压力参数匹配主要是确定引气压力调节值，和下游用气系统的引气压力需求匹配，如下：
（1）定义不同的供气构型，典型工况包括4种供气构型： 2侧引气供2个空调包、2侧引气供2个空调包和2侧防冰、1侧引气供1个空调包和2侧防冰、1侧引气供1个空调包；
（2）通过阻力特性公式计算出不同构型下压力调节关断活门到各用气系统接口处的压降；
（3）根据各用气系统的压力需求及压降参数，得出各种构型下压力需求值；
（4）定义引气系统压力调节值，为了降低引气压力调节值，减少发动机油耗，可根据不同供气构型采用不同引气调压值，使引气压力调节值与下游用气系统压力需求匹配；
（5）由于发动机在低功率状态下引气压力可能低于引气压力调节值，导致压力调节关断活门全开，需要校核这种工况下，供气压力是否满足下游系统需求；
（6）如引气压力不满足用气系统需求，可协调增加发动机推力或降低用气系统压力需求的可能性，最终达到压力匹配。
1.3 引气温度参数匹配
来自发动机引气的温度通常较高，需要进行调节来供给空调系统和防冰系统。系统温度调节功能通过预冷器、风扇空气活门、引气温度传感器及控制器来实现。
发动机引气温度调节值应根据下游用户系统的需求或限制定义。考虑到引气导管通常在可燃液体泄漏区域，引气温度不应超过可燃液体的燃点，通常为232℃；通常由于空调包换热器材料的耐温特性[3]，通常为260℃。因此，典型的发动机引气系统温度调节参数如下：
（1）正常工作时，引气温度不超过232℃；
（2）失效模式下，引气温度不超过260℃。
引气温度匹配是指根据发动机引气参数、预冷器特性以及风扇引气通道阻力特性，计算发动机引气温度调节的能力，可否满足温度调节值的要求。
典型民机预冷器及风扇引气通道部件包括风扇空气入口、风扇空气活门、预冷器冷边封头、预冷器及排气格栅。
引气温度匹配的计算流程如下：
（1）定义计算输入，发动机引气参数、风扇引气通道各部件特性、预冷器性能等；
（2）计算出预冷器换热效率[4]，再依据预冷器换热特性计算出风扇引气流量需求；
（3）依据风扇引气参数和风扇空气入口总压恢复系数，计算风扇空气入口出口处的总压P1；
（4）按照风扇空气活门全开的阻力特性，计算出风扇空气活门出口处的总压P2；
（5）依次计算出预冷器冷边封头总压P3、预冷器出口总压P4及排气格栅出口总压P5，排气背压根据排气口的压力系数得出，一般取负压区进行排气，以减小排气阻力；
（6）排气格栅出口总压P5与大气压力P0进行对比，如果P5大于或等于P0，则表明系统有能力把引气温度调节到目标值；如果P5小于P0，则表明系统无法满足调温性能，需协调重新设计优化引气系统或对不满足点进行限制等。
2 结论
本文通过对民机飞机发动机引气系统的引气压力和引气温度性能计算方法的研究，得到了发动机引气系统参数匹配方法，可用于民用飞机发动机引气系统的设计。
【参考文献】
[1]Engine Bleed Air Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP1796， 2007.
[2]High Temperature Pneumatic Duct Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP699， 1997.
[3]严家騄，王永青.工程热力学[M].北京：高等教育出版社，2006.
[4]寿荣中，何慧姗.飞行器环境控制[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.
[责任编辑：杨玉洁]
【摘 要】本文介绍了典型民用飞机发动机引气系统原理，根据不同用气系统的流量和压力需求以及系统部件和管路特性参数，研究了发动机引气的引气压力参数匹配和引气温度参数匹配方法，得到了民用飞机发动机引气系统设计的流程，为民用飞机发动机引气系统设计提供了参考。
【关键词】发动机引气；温度调节；压力调节；参数匹配
0 概述
发动机引气通常从发动机的中压级或高压级压缩机引气，经过引气压力和温度调节后，通过高压导管供给用气系统，用气系统一般考虑空调系统、机翼防冰系统、发动机起动系统、燃油箱惰化系统以及水箱增压系统等[1]。
发动机引气系统一般由中压单向活门、高压活门、压力调节关断活门、风扇空气活门、引气温度传感器、引气压力传感器、预冷器和高压导管及附件组成。典型发动机引气系统的组成原理图如图1所示。
1 发动机引气系统性能参数匹配方法
1.1 设计输入
1.1.1 流量需求
流量需求应考虑各用气系统的需求以及管路的泄漏量，空调系统和机翼防冰系统一般为主要流量需求源，流量需求应考虑以下内容：
（1）空调系统：空调系统流量一般分为正常及失效工作状态下的流量需求，流量的需求通常和高度有关；
（2）机翼防冰系统：机翼防冰流量需求通常和高度有关；
（3）燃油惰化及水箱增压的流量需求较小，一般取最大流量作为输入；
（4）泄漏量包括高压导管及部件[2]，一般取总流量的3%。
1.1.2 压力需求
压力需求应考虑各用气系统的需求，包括空调系统、机翼防冰系统、燃油惰化及水箱增压系统，不同用气系统的设计状态点不同，因此气源系统设计时应考虑用气系统所有的设计状态。
1.1.3 部件和导管特性
部件和导管的特性包括流阻及温降，用于系统性能计算分析。图2给出了典型气源系统供气原理图。
1.2 引气压力参数匹配
为了使下游用气系统满足功能及性能要求，需将发动机引气调节至合适值。引气压力调节关断功能由压力调节关断活门实现。
引气压力参数匹配主要是确定引气压力调节值，和下游用气系统的引气压力需求匹配，如下：
（1）定义不同的供气构型，典型工况包括4种供气构型： 2侧引气供2个空调包、2侧引气供2个空调包和2侧防冰、1侧引气供1个空调包和2侧防冰、1侧引气供1个空调包；
（2）通过阻力特性公式计算出不同构型下压力调节关断活门到各用气系统接口处的压降；
（3）根据各用气系统的压力需求及压降参数，得出各种构型下压力需求值；
（4）定义引气系统压力调节值，为了降低引气压力调节值，减少发动机油耗，可根据不同供气构型采用不同引气调压值，使引气压力调节值与下游用气系统压力需求匹配；
（5）由于发动机在低功率状态下引气压力可能低于引气压力调节值，导致压力调节关断活门全开，需要校核这种工况下，供气压力是否满足下游系统需求；
（6）如引气压力不满足用气系统需求，可协调增加发动机推力或降低用气系统压力需求的可能性，最终达到压力匹配。
1.3 引气温度参数匹配
来自发动机引气的温度通常较高，需要进行调节来供给空调系统和防冰系统。系统温度调节功能通过预冷器、风扇空气活门、引气温度传感器及控制器来实现。
发动机引气温度调节值应根据下游用户系统的需求或限制定义。考虑到引气导管通常在可燃液体泄漏区域，引气温度不应超过可燃液体的燃点，通常为232℃；通常由于空调包换热器材料的耐温特性[3]，通常为260℃。因此，典型的发动机引气系统温度调节参数如下：
（1）正常工作时，引气温度不超过232℃；
（2）失效模式下，引气温度不超过260℃。
引气温度匹配是指根据发动机引气参数、预冷器特性以及风扇引气通道阻力特性，计算发动机引气温度调节的能力，可否满足温度调节值的要求。
典型民机预冷器及风扇引气通道部件包括风扇空气入口、风扇空气活门、预冷器冷边封头、预冷器及排气格栅。
引气温度匹配的计算流程如下：
（1）定义计算输入，发动机引气参数、风扇引气通道各部件特性、预冷器性能等；
（2）计算出预冷器换热效率[4]，再依据预冷器换热特性计算出风扇引气流量需求；
（3）依据风扇引气参数和风扇空气入口总压恢复系数，计算风扇空气入口出口处的总压P1；
（4）按照风扇空气活门全开的阻力特性，计算出风扇空气活门出口处的总压P2；
（5）依次计算出预冷器冷边封头总压P3、预冷器出口总压P4及排气格栅出口总压P5，排气背压根据排气口的压力系数得出，一般取负压区进行排气，以减小排气阻力；
（6）排气格栅出口总压P5与大气压力P0进行对比，如果P5大于或等于P0，则表明系统有能力把引气温度调节到目标值；如果P5小于P0，则表明系统无法满足调温性能，需协调重新设计优化引气系统或对不满足点进行限制等。
2 结论
本文通过对民机飞机发动机引气系统的引气压力和引气温度性能计算方法的研究，得到了发动机引气系统参数匹配方法，可用于民用飞机发动机引气系统的设计。
【参考文献】
[1]Engine Bleed Air Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP1796， 2007.
[2]High Temperature Pneumatic Duct Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP699， 1997.
[3]严家騄，王永青.工程热力学[M].北京：高等教育出版社，2006.
[4]寿荣中，何慧姗.飞行器环境控制[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.
[责任编辑：杨玉洁]
【摘 要】本文介绍了典型民用飞机发动机引气系统原理，根据不同用气系统的流量和压力需求以及系统部件和管路特性参数，研究了发动机引气的引气压力参数匹配和引气温度参数匹配方法，得到了民用飞机发动机引气系统设计的流程，为民用飞机发动机引气系统设计提供了参考。
【关键词】发动机引气；温度调节；压力调节；参数匹配
0 概述
发动机引气通常从发动机的中压级或高压级压缩机引气，经过引气压力和温度调节后，通过高压导管供给用气系统，用气系统一般考虑空调系统、机翼防冰系统、发动机起动系统、燃油箱惰化系统以及水箱增压系统等[1]。
发动机引气系统一般由中压单向活门、高压活门、压力调节关断活门、风扇空气活门、引气温度传感器、引气压力传感器、预冷器和高压导管及附件组成。典型发动机引气系统的组成原理图如图1所示。
1 发动机引气系统性能参数匹配方法
1.1 设计输入
1.1.1 流量需求
流量需求应考虑各用气系统的需求以及管路的泄漏量，空调系统和机翼防冰系统一般为主要流量需求源，流量需求应考虑以下内容：
（1）空调系统：空调系统流量一般分为正常及失效工作状态下的流量需求，流量的需求通常和高度有关；
（2）机翼防冰系统：机翼防冰流量需求通常和高度有关；
（3）燃油惰化及水箱增压的流量需求较小，一般取最大流量作为输入；
（4）泄漏量包括高压导管及部件[2]，一般取总流量的3%。
1.1.2 压力需求
压力需求应考虑各用气系统的需求，包括空调系统、机翼防冰系统、燃油惰化及水箱增压系统，不同用气系统的设计状态点不同，因此气源系统设计时应考虑用气系统所有的设计状态。
1.1.3 部件和导管特性
部件和导管的特性包括流阻及温降，用于系统性能计算分析。图2给出了典型气源系统供气原理图。
1.2 引气压力参数匹配
为了使下游用气系统满足功能及性能要求，需将发动机引气调节至合适值。引气压力调节关断功能由压力调节关断活门实现。
引气压力参数匹配主要是确定引气压力调节值，和下游用气系统的引气压力需求匹配，如下：
（1）定义不同的供气构型，典型工况包括4种供气构型： 2侧引气供2个空调包、2侧引气供2个空调包和2侧防冰、1侧引气供1个空调包和2侧防冰、1侧引气供1个空调包；
（2）通过阻力特性公式计算出不同构型下压力调节关断活门到各用气系统接口处的压降；
（3）根据各用气系统的压力需求及压降参数，得出各种构型下压力需求值；
（4）定义引气系统压力调节值，为了降低引气压力调节值，减少发动机油耗，可根据不同供气构型采用不同引气调压值，使引气压力调节值与下游用气系统压力需求匹配；
（5）由于发动机在低功率状态下引气压力可能低于引气压力调节值，导致压力调节关断活门全开，需要校核这种工况下，供气压力是否满足下游系统需求；
（6）如引气压力不满足用气系统需求，可协调增加发动机推力或降低用气系统压力需求的可能性，最终达到压力匹配。
1.3 引气温度参数匹配
来自发动机引气的温度通常较高，需要进行调节来供给空调系统和防冰系统。系统温度调节功能通过预冷器、风扇空气活门、引气温度传感器及控制器来实现。
发动机引气温度调节值应根据下游用户系统的需求或限制定义。考虑到引气导管通常在可燃液体泄漏区域，引气温度不应超过可燃液体的燃点，通常为232℃；通常由于空调包换热器材料的耐温特性[3]，通常为260℃。因此，典型的发动机引气系统温度调节参数如下：
（1）正常工作时，引气温度不超过232℃；
（2）失效模式下，引气温度不超过260℃。
引气温度匹配是指根据发动机引气参数、预冷器特性以及风扇引气通道阻力特性，计算发动机引气温度调节的能力，可否满足温度调节值的要求。
典型民机预冷器及风扇引气通道部件包括风扇空气入口、风扇空气活门、预冷器冷边封头、预冷器及排气格栅。
引气温度匹配的计算流程如下：
（1）定义计算输入，发动机引气参数、风扇引气通道各部件特性、预冷器性能等；
（2）计算出预冷器换热效率[4]，再依据预冷器换热特性计算出风扇引气流量需求；
（3）依据风扇引气参数和风扇空气入口总压恢复系数，计算风扇空气入口出口处的总压P1；
（4）按照风扇空气活门全开的阻力特性，计算出风扇空气活门出口处的总压P2；
（5）依次计算出预冷器冷边封头总压P3、预冷器出口总压P4及排气格栅出口总压P5，排气背压根据排气口的压力系数得出，一般取负压区进行排气，以减小排气阻力；
（6）排气格栅出口总压P5与大气压力P0进行对比，如果P5大于或等于P0，则表明系统有能力把引气温度调节到目标值；如果P5小于P0，则表明系统无法满足调温性能，需协调重新设计优化引气系统或对不满足点进行限制等。
2 结论
本文通过对民机飞机发动机引气系统的引气压力和引气温度性能计算方法的研究，得到了发动机引气系统参数匹配方法，可用于民用飞机发动机引气系统的设计。
【参考文献】
[1]Engine Bleed Air Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP1796， 2007.
[2]High Temperature Pneumatic Duct Systems for Aircraft[Z]. SAE ARP699， 1997.
[3]严家騄，王永青.工程热力学[M].北京：高等教育出版社，2006.
[4]寿荣中，何慧姗.飞行器环境控制[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.
[责任编辑：杨玉洁]
