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    FLOWMASTER 中的飞机燃油系统仿真:基础仿真

    概述

    现代多引擎飞机的燃油系统必须要在不同的工作情境中完美运行,并且其设计必须严格遵循 FAA 要求的功能规范。CFR 10 规范(1) 中载列的与本白皮书相关的此类要求,包括:

    ■ 无论飞机的姿态如何,每个系统都必须提供无污染的持续燃油流量。

    ■ 燃油负载占飞机重量的很大一部分,且在操作中改变燃油负载和重量不得影响到飞行中的飞机控制。

    ■ 燃油系统的构造和安排必须确保制定的燃油流量和压力可使适当的引擎和辅助动力装置 (APU) 在各种可能的工作条件下正常运行。其中包括需要认证的所有操作以及引擎或 APU 可能处于运行状态的所有操作。

    ■ 采用涡轮引擎提供动力的飞机,其每个燃油系统均必须符合适当的燃油通风要求。

    ■ 多引擎飞机的每个燃油系统均必须安排在至少一个系统配置中,因此,任一元器件故障不会导致多个引擎失去动力或需要飞行员立即采取措施来防止多个引擎失去动力。

    ■ 如果一架多引擎飞机采用单燃油箱(或由一系列燃油箱互连而成的单燃油箱),必须为每个引擎提

    供独立的油箱出口,在油箱上各并入一个截止阀。

    ■ 从每个油箱出口到每个引擎的管路和元器件相互之间必须完全独立。

    ■ 燃油箱必须至少安排两个通风口,以最大程度地减少两个通风口同时堵塞的可能性。

    另外,系统设计人员还必须考虑到一些其他的要求,不过这些要求与本白皮书重点关注的系统性能并无直接关系。本白皮书旨在说明飞机燃油系统的基本设计概况以及如何使用 Flowmaster 精确了解系统性能。

    我们将专门讨论典型的地面加油情境。随后还会发布一系列后续白皮书,讨论更为复杂的设计考量,例如燃油箱惰化和燃油系统控制策略。

    Flowmaster 是一种一维计算流体动力学仿真工具。利用这一工具,工程师可以在系统级别仿真复杂的热流体问题,从而在设计过程中了解压力、温度和流量等设计相关问题。设计人员可研究其系统中的稳态和瞬态行为,而本白皮书将着眼于这两种示例。Flowmaster 还配有一系列专业求解器,可解决涡旋和注液启动这两种复杂现象,也可用于简化潜在重复任务,如执行流量平衡分析。

    基础燃油系统

    在讨论创建燃油系统仿真的细节之前,我们先来看一下组成该系统的元器件。

    上图是将要进行评估的简化客机燃油系统的示意图。三个较大的蓝色部分表示机翼和中央燃油箱,白框表示泵,而燃油供给和输油管道以绿色表示,加油管路以深蓝色表示。截止阀在整个模型中用圆形符号表示,指示常开或常闭状态。

    第二个图中,Flowmaster 系统模型直接绘制在原理图的顶部。其中含有边界条件的动力源元件以及滤清器和耦合器等项目的压力损失元件。油箱不占浅蓝色显示的整个区域,取而代之的是单个的离散元器件。

    观察左侧模型的细节(与右侧成镜像),可以看到各个元器件是如何代替其物理对应物件构成模型的。

    引擎以流动边界条件进行建模,并且被赋予至简单的截止阀。

    将飞机左手侧连接到中央再到右手侧的交互供油管建模为一系列基本的管道元器件。即左侧图片中的深绿色管路。

    浸入油箱中的两个冗余机械输送泵采用转子动力泵元器件进行建模。其中,添加了止回阀以防倒流。

    此处使用三叉油箱元器件进行油箱建模,有两个出口和一个进口,但三个连接将根据模型中的流量状况分别进行输入或输出。该油箱元器件可对热传递效应进行建模,并具有缺量空间的简单压缩气体模型。

    为在油箱间进行加油和输送,可将截止阀、滤清器和尺寸转换器连接到油箱的左侧。该阀是一个简易球阀元器件,应用了源自 D.S. Miller 内部流量系统的内置数据,形式为损耗系数与阀门位置的函数。滤清器建模为通用“离散损失”,可采用无量纲损失系数或压降与流量函数作为输入。深蓝色线表示输送和加油箱体管路。最后,加油端口可建模为流量动力源元件和另一离散损失元器件,然后对加油口和滤网上的压降进行建模。

    接下来看原理图中间部分,即系统的其余元器件。左侧图片显示了该部分的放大视图。

    交互供油管和三个隔离阀通过图片顶部的更多管路和球阀元器件进行建模。中央油箱输送泵是直接向交互供油管供油还是向加油箱体供油取决于隔离阀的位置。

    再次使用三叉油箱元器件表示中央燃油箱。蓝线表示在飞行中从中央油箱向加油箱体输送燃油以补充机翼油箱而不是直接向引擎供油的管路。

    相似的滤清器配置和阀组件组成了到中央油箱的加油输入管路。

    对 APU(辅助动力装置)进行建模,且在飞机尾部设有一个截止阀。与本模型中的引擎相似,通过简单流量边界条件仿真 APU。

    案例分析:地面加油

    为了解在 Flowmaster 中运行燃油系统仿真的优势,我们将对地面加油案例进行分析。在评估本情境时,我们将使用前一节所述的系统。针对本案例,我们将主要关注油箱、进口阀和加油箱体管路。

    本研究的目的是优化系统中的管路尺寸和流量限制,尽量平衡单面加油的流量。完成后,即可确定加油口的稳态压力,进而提供所需流量。在平衡系统之后,可对其中一个油箱阀门突然关闭的其他情境进行检查。这种情况将导致喘振,甚至可能出现气穴进入系统。如未发生这种情况,则可使用模型研究减轻喘振的方法。初始分析中,左侧加油流量边界条件设为每分钟 500 加仑的体积流量。另外,所有三个空油箱将同时加油以了解同时加油的压力和流量影响。由于主要关注模型的加油部分,引擎和 APU 流量边界条件设为零流量。供油阀关闭且泵停止以隔离系统的这一部分。

    在模型上运行稳态仿真后,报告初始流量结果并显示如下。边界条件如预期显示预设的值。所得结果极为有趣:流量分流到左侧、中央和最右侧的油箱。离加油端口最近的左侧油箱接收到的流量明显多于最右侧的油箱,如不加以控制,可能导致失衡,出现危险。

    接下来考虑系统中的绝对压力结果。从图中可明显看出流量为何失衡。加油管路中的较大压降导致了流量差异,这是有问题的。这些结果还显示加油口的背压为 33.56 pisa,可提供所需的加油量 500 gpm。了解这一情况对之后的分析来说非常重要。

    要了解系统中的主要压力损失,应检查压差结果。这些都表明,应对加油口和滤网组件进行极为严格的限制。另外,左手侧的加油管路输送的燃油量是右手侧的两倍以上,这就导致左侧和中央油箱之间的压力损失更多。最后,到每个油箱进口处的燃油滤清器都存在较大的压力损失,但由于流量失衡,该损失的值从左侧变到右侧。

    既然已获取了初始稳态结果,并高亮显示了单面加油时存在潜在的流量失衡问题,那么可以再次使用Flowmaster 执行“假设分析”情境来确定可能的解决方案。

    从最后一次的分析可以看出,左侧油箱的加油速度远远快于其他两个油箱。这很好理解,因为从加油嘴到左侧油箱的管路远远短于其他两个油箱,因此压降更小。所以增加到左侧油箱的流量限制是合乎逻辑的,问题是要增加多少。可以采用多种方法增加流量限制,其中包括在管路中增加定流孔或文氏管、调整管路尺寸或主动控制进口阀位置。

    由于系统尚处在设计阶段,所以可随着设计的进展,先找到正确的损耗系数,然后确定达到该压降的正确方法,从而确定限制大小。因此,在离散损失元器件中用于滤清器建模的压差无量纲表述作为流量函数的损耗系数将进行调整,以了解对系统的影响。就是这个油箱入口前的绿色矩形。在初始分析中,该元器件中的损耗系数设为 10。现在将增加到 50。

    将元器件损耗系数从 10 增加到 50 后,下图显示的压差结果显著上升,但已成比例地趋于接近,因进入模型的体积流量边界条件固定,这样就可能提供所需的更平衡的流量。

    现在检查体积流量的结果,三个油箱的流量已更加平衡了,但由于损耗增加,达到 500 gpm 流量所需的压力也显著增加,从约 30 psi 增加到 50 psi 以上。

    增加到油箱的入口处的限制后,流量更为均衡,但从左到右仍不相同。这种方法还需要较高的输入压力。这表示增加一个点的所有限制可能不是平衡流量的最佳选择。由于这只是仿真,因此也可以快速评估其他设计方案。下一个方案是改变加油管路尺寸,以影响整个管路的压降。我们可以快速执行参数研究,从而选择压力损失和尺寸之间的最佳折衷方案,这两者都会对飞机的封装和重量产生影响。

    要执行分析,应利用 Flowmaster 的参数功能并向加油箱体相应的所有管路元器件直径输入分配变量。利用 Flowmaster 中的“实验”功能,用户可以设置一个值,然后立即更新含有该变量的模型中的任意元器件。可以在该界面中对实验性参数研究进行管理。

    凭借参数研究工具,可以更加方便灵活地设计实验。用户可通过针对每次运行手动输入每个变量的数据,或运行自动研究,让 Flowmaster 根据用户自定义的条件选择值并一次改变一个变量来运行真正有效的实验。用户也可应用蒙特卡罗方法运行统计分析,如果目标是了解制造公差等未知变量的影响,则与该分析相关。

    该研究使用了自动方法。选择了初始值或“开始值”、“结束值”以及直径按0.5in 的增量递增。然后Flowmaster 确定需要运行的分析数,然后运行实验性批量分析。

    运行后,为方便进行比较,可以表格形式查看结果。正如结果所示,随着管路尺寸的增加,当每个管路上的压降下降时,流量趋同。在此可以看到管路尺寸为 4.5” 时回到递减点。根据封装要求,似乎提供了与设计要求接近的性能,且可通过主动控制进口阀来进行平衡微调。

    在初始流量获得平衡且管路尺寸得到优化之后,即可提供符合设计要求的所需流量和背压。然后,可以动态或瞬态仿真继续进行分析。瞬态仿真可用于观察很多情况,如加油时间或一个油箱到另一个油箱之间的输送情况,但这个案例中将用于阀门关闭导致的喘振这一严重问题。

    流体速度急剧变化时,会有压力波传播在整个管路系统中运动,我们将其成为压力波动、压力瞬态或水锤。这可能是由于阀门快速关闭、控制或调节阀门寻找其所需设定点、系统中的泵速度变化甚至泵共振导致的。

    压力波的振幅用儒可夫斯基方程表示,其中压力与流体/管路组合的波速以及速度变化率成比例。波速是流体和管路物料特性以及管路尺寸及其支撑方式的一个因素。

    Flowmaster 将管路细分成多段并使用特征提取方法解决压力沿管路的一维传播,以此求解出压力波的传播。

    加油时油箱进口的阀门突然关闭这一示例可以表明该燃油系统中可能会发生喘振的位置。为进行研究,将设置从左手侧加油并突然关闭右侧油箱阀门的情境。

    请务必检查所有产生的压力波的幅度、系统中其他元素如油箱打开和管路摩擦等造成的衰减,以及产生的喘振是否已足够大,可导致系统出现气穴。

    为设置仿真,用稳态分析中确定的 29 psia 输入压力的压力边界代替 500gpm 流量边界。左侧和中央油箱的进口阀也将关闭,以避免该初始研究可能出现的任何压力波衰减。最后,向右侧油箱阀添加一个扁平式控制器,以便设置应用到仿真中的关闭时间和线性速率。对于初始研究,采用十分之一秒 (0.1) 关闭。

    运行瞬态分析后,可以看到压力波动(蓝线)非常剧烈且毫无规则。压力攀升到 105 psi 然后直降到 Jet-A的蒸汽压力,导致气穴。

    红线表示的是空腔容积结果,可以看到压力所到之处均为蒸汽压力,我们在流体中制造了一个蒸汽腔。该空腔随后坍塌,形成二次波。流体和气体之间复杂的交互作用是导致压力峰值不规则呈现的原因。气穴停止后,波形恢复为较规则的形状。该示例是最坏情况。所有流量进入最远的一个油箱。而其他所有油箱关闭,且阀门关闭相当迅速。

    现在可运行一系列分析来评估降低喘振和气穴的各种方法。压力边界条件保持不变,即保持相同的 500 gpm初始流量。阀门关闭的关闭时间从 0.25 秒到一秒之间变动。

    这是三个阀门关闭时间(1 秒、0.5 秒和 0.25 秒)的压力与时间绘图。0.25 秒闭合仍会明显产生气穴,且最大压力峰值略低于 100 psi。0.5 秒闭合达到气穴限制,而压力最大值为 60 psi。最后,一秒关闭可完全避免气穴,且压力最大值只到 45 psia。很明显,更慢关闭阀门可很好地解决这一问题。

    接下来,将测试最后一个情境。阀门关闭时间重置为 0.1 秒且到左侧和中央油箱的阀门打开,以观察其影响是否减弱。

    此图显示的波形明显有所区别。最大压力从超过 100 psi 降到 70 psi 以下,且完全未产生气穴。另外,只需很短的时间,波形即可完全衰减。这是由于质量在燃油箱中的运动造成的。重叠中央和左手侧油箱的进口压力并放大压力峰值,我们可以得到一个非常有趣的结果。在这里可以看到关闭阀门后波形进一步减弱的程度。还可以看到系统波速造成的传播延迟。

    结论

    本白皮书阐述了典型航空航天燃油系统的建模,介绍了模型并进行了一些基础却重要的初始流量研究。这些研究解决了一些实际问题,例如确定加油管的最佳管路尺寸以及选择可平衡流量的限流器。其可以确定达到理想设计流量所需的系统压力。最后,本文还检查了瞬态分析情境,以了解阀门关闭时间对压力波传播的影响。

    本白皮书是航空航天燃油系统系列白皮书的第一部分。之后发布的白皮书将解决设计燃油系统方面渐趋复杂的问题,包括主动控制、惰化系统和集成复杂元器件的三维特征提取。