基于耗氧惰化技术的飞机燃油箱热模型

温度是燃油箱耗氧惰化系统适航符合性验证过程中重要指标。基于MATLAB Simulink软件，建立了飞机燃油箱耗氧型惰化系统油箱部件的传质传热模型，并验证其可靠性。在此基础上，分析了惰化系统抽气流量和出口温度对飞机燃油箱气相空间节点温度和燃油节点温度的影响。结果表明：所建立的飞机燃油箱传质传热模型具有较高的可靠性；随着惰化系统抽气流量的增加和惰化系统出口温度的升高，气相空间节点温度随之升高但对燃油节点温度影响不明显。     

抽吸气流量对催化惰化系统性能影响

基于耗氧型惰化系统惰化原理,建立了绿色低温催化惰化系统（3CGIS）的AMESim仿真模型,研究了绿色低温催化惰化系统抽吸气流量对惰化时间的影响,以及飞行包线内燃油箱气相空间氧气体积分数变化。将计算结果与试验数据进行对比,结果表明,飞行包线内燃油箱气相空间氧气体积分数计算结果与试验结果基本一致,验证了仿真模型的正确性。在此基础上,得到抽吸气流量与惰化时间近似呈反比关系;当惰化时间一定时,抽吸气流量随载油率的降低而增加;针对下降阶段燃油箱气相空间氧气体积分数可能超过12%,提出一种双流量惰化模式设计方法,可保证氧气体积分数在整个飞行包线内低于12%。仿真结果为绿色低温催化惰化系统的设计与优化提供了依据。      

飞行包线下燃油箱耗氧型催化惰化系统性能研究

为给新型耗氧催化惰化系统部件设计提供输入参数，在提出低温可控耗氧催化惰化系统流程基础上，以燃油箱出口抽吸流量为基准，基于质量守恒和能量守恒方程，建立了系统流程模型。以中央燃油箱为对象，仿真研究了全飞行包线下惰化系统的重要性能变化，以及关键参数对其影响。结果表明:惰化系统可以有效降低氧体积分数，如在初始满载、催化效率0.5、风机抽吸流量60 L/min条件下，24 min后氧体积分数即降至12%以下；在飞行过程中，燃油箱气相氧氧体积分数在下降及进场阶段上升，其他阶段均呈下降趋势；催化效率越高、风机抽吸流量越大，所需惰化时间越小，且催化效率一定时，达到相同惰化时间，初始空载时所需风机抽吸流量最大。应按最不利的空载工况来设计耗氧型催化惰化系统。      

燃油箱耗氧惰化与中空膜惰化的数值模拟及比较

针对耗氧型惰化系统燃油箱上部空间氧气体积分数随时间变化规律的问题，对耗氧型惰化系统的反应过程建立了数学模型，并通过CFD方法对机载绿色惰化气体产生系统（GOBIGGS）系统和机载惰化气体产生系统（OBIGGS）的惰化过程进行了模拟仿真，并与实验数据进行对比，验证了仿真结果的准确性。研究结果表明，当耗氧型惰化系统抽吸气的体积流量与中空膜惰化产生的富氮气体（NEA）体积流量相同时，耗氧型惰化系统不仅惰化时间短，而且能将燃油箱的O₂摩尔分数降至更低。同时耗氧型惰化系统的惰化效果与相同体积流量下NEA0（100%N₂）的中空膜惰化效果相近。另外，耗氧型惰化系统使燃油箱气相空间上部O₂摩尔分数大于下部O₂摩尔分数，中空膜惰化则相反。      

不规则燃油箱惰化系统进出口优化方法

为解决不规则燃油箱惰化时，出现的氧体积分数分布不均匀、惰化区域不充分的难题，以熵权改进优劣解距离（TOPSIS）理论为基础，提出一种适用于不规则油箱惰化系统的优化方法，并结合数值仿真方法进行综合评价，实现波音747飞机惰化系统进出口的优化设计。结果表明：根据熵权改进TOPSIS理论设计的惰化方案，不仅可以降低惰性气体流量需求，而且可以使得惰化空间氧体积分数分布更为均匀；优化后的波音747飞机惰化方案，综合性能指标提升22.67%，速度性指标提升2.97%，均匀性指标提升27.78%；单侧偏置惰化方案设计思路，可以增加流通路径、延长惰性气体存续时间，使得油箱惰化时氧气分布更为均匀、氧体积分数下降迅速。     

不同温控模式下直升机惰化系统性能对比

以某直升机机载中空纤维膜惰化系统为研究对象,设计了电控阀控温和变频风扇控温2种系统。基于AMESim平台以分离膜数学模型计算数据为基础,搭建机载惰化系统,在飞行包线下,研究了2种温控模式的控温效果、不同飞行阶段的惰化系统性能变化及关键参数对其影响。计算结果表明:电控阀控温系统在整个飞行过程均能将引气温度维持在目标温度90℃,在起飞之后富氮气体（NEA）氮体积分数全程维持在91.5%~96.4%之间,所需引气流量为40~243 kg/h,空载燃油箱气相空间氧体积分数可在180 s内降至9%,且保持全程低于9%;变频风扇控温系统在满足爬升、加速、俯冲高温阶段控温惰化要求的选型前提下,在低速、高速巡航阶段,引气被过度冷却至0℃左右,虽然所需引气流量低至26 kg/h,但NEA氮体积分数大幅下降至81%,燃油箱气相空间氧体积分数高达18%,在巡航阶段,飞行速度越大,引气温降越大,且巡航高度越低,为满足控温效果所需的最低巡航速度越低。      

气体分配方式对民机多隔仓燃油箱惰化的影响

在假设燃油箱整体和各隔仓无质量堆积的前提下,建立了一种可根据压力差自动确定流动方向和流量的数学模型,并给出了迭代法计算的步骤,然后采用微元法获得了惰化过程中各隔仓体积氧浓度随换气次数的关系.以波音747中央翼油箱为对象,与国外文献中公布的实验数据进行了对比,验证了所建模型有较高的计算精度.以国产某型客机中央翼燃油箱为研究对象,给出了4种不同的富氮气体进气孔设置及2种气体分配方式,比较了它们对惰化过程的影响,结果显示,将富氮气体按体积平均方式通入所有的隔仓具有最好的惰化效果,而将进气孔口设置在外侧隔仓并单独进气的惰化效果最差,而且在中部对称位置的隔仓上设置进气孔优于非对称位置设置进气孔.     

耗氧型惰化系统反应器性能理论

为了研究耗氧型燃油惰化系统中反应器的工作特性,在Fluent 17.0软件多孔介质模型基础上以用户自定义变量（UDS）形式添加固相能量方程来建立气-固两相耦合传热的两温度反应器模型,以大庆RP-3燃油为对象并通过实验测试了其反应动力学方程,然后以用户自定义函数（UDF）源项的形式添加化学反应,对反应器进行了仿真。研究了不同工况对反应器惰化效率的影响,以及反应器在惰化过程中的内部温度及RP-3浓度变化特性。结果显示:反应物浓度对转化率的影响与氧浓度饱和值有关系,在没有额外冷却的情况下反应器会飞温,化学反应主要发生在反应器的后半段,且靠近反应器轴线处。因此在未来设计反应器时,应当考虑额外冷却措施以防止飞温,使催化床温度均匀分布来提高反应器工作效率。      

空间○型圈密封泄漏率实验研究

通过对硅橡胶材料○型圈在模拟空间环境下的泄漏率实验，研究了空间密封中○型圈的压缩率、温度、○型圈的载荷衰减和原子氧辐射对其泄漏率的影响。实验结果发现，○型圈的泄漏率随○型圈压缩率的增大而减小，在－5－100℃的温度范围内，随温度的升高而增大，而○型圈的载荷衰减和原子氧辐射都对○型圈的泄漏率有不同程度的影响。     

一种自冷却结构燃油泵滑动轴承润滑特性分析

为研究低介质黏度和自冷却结构限制下的航空燃油泵滑动轴承润滑特性分布规律,基于油膜动压润滑流动的Reynolds方程和等效黏度润滑流动模型,以绝热流动为假设简化滑动轴承内部流动的能量积分方程,构建一种联合Reynolds方程和绝热流动能量积分方程的燃油泵滑动轴承热流动润滑流动模型。采用CFD数值模拟和有限差分法相结合的混合仿真方法,分别对不同的间隙比、偏心率、宽径比条件下的滑动轴承的油膜压力、油膜厚度、油膜温度、端泄漏量、摩擦阻力等润滑特性进行了仿真分析。仿真结果表明:采用CFD计算滑动轴承径向载荷精度优于4.0%;保持偏心率不变,油膜承载力随着间隙比的增加而单调下降,油膜厚度随着间隙比的增高而增加;保持间隙比不变,油膜的承载力随着偏心率的增大也逐渐增大,油膜厚度随着偏心率的增高而下降,而油膜温度与油膜厚度成反比,且随着偏心率的升高,油膜温度的峰值越来越明显;当偏心率、间隙比一定时,可通过增加宽径比提高滑动轴承的油膜承载力。因此在滑动轴承的设计中,需综合考虑油膜承载力、端泄漏量、油膜厚度和温升间的相互制约因素,合理地优化间隙比、宽径比和偏心率以提高滑动轴承润滑性能。      

基于QAR数据的碳当量值适航符合性验证方法

为评估飞机碳排放水平并验证适航性，对国际民用航空组织最新的碳排放认证程序进行了研究。以比航程（SAR）和基准几何因子（RGF）组成的综合指标碳当量值作为评估适航性的度量，根据飞机最大起飞重量（MTOM）值选取试飞测量点，并确定对应的飞机碳当量值限制线。提出了一种基于快速存储记录器（QAR）数据的飞机碳当量水平快速评估方法，利用新服役飞机的QAR数据，使用多参数支持向量机回归（SVR）方法分别建立燃油消耗率和飞行速度相对于推力的修正关系，通过飞机总重换算求解3个飞行测量点条件下的SAR值，并计算碳当量值。使用一架B777-200新飞机的QAR数据进行实例分析，计算结果显示，该机型碳当量值为1.598 7，超出限制线20.5%。提出的基于QAR数据的碳当量值计算方法可以用于飞机碳排放水平的快速评估。      

飞机燃油系统全飞行剖面热边界模拟与温度预测

通过仿真实验和机器学习，对影响飞机燃油系统温度的主要因素进行了研究，并对燃油系统温度进行了预测。对飞机燃油系统的基本结构布局进行了描述。利用Simulink仿真平台建立了燃油系统热动态仿真，该模型可以模拟出全飞行剖面下燃油回路各个节点的温度，通过改变不同的条件得到影响燃油系统各个节点温度的主要影响因素，并通过机器学习模型对燃油系统的温度进行预测。研究成果可以估计和感知燃油系统的工作温度及飞机液压、滑油等系统的工作温度，为进一步进行燃油液压系统的热边界感知和机载液压与机电系统热载荷吸收控制打下基础。      

立式金属罐容量变形分析及有限元计算

在深入研究立式罐结构特点的基础上,将罐体划分为若干类型,运用有限元模拟计算的方法对罐体在液态介质装载过程中的受力响应情况进行了分析.根据容量计量技术原理,计算了罐体因受力变形而形成的容量数值变化,并识别了其中较为重要的影响因素.通过现场试验验证的方法证明了分析及计算结果的准确性.提出在进行容量计量工作时,应充分考虑罐体...     

CO2在RP5航空燃油中的质扩散系数测量

根据数字全息干涉度量原理搭建了气液质扩散系数测量实验平台,设计并加工了中空不锈钢恒温扩散槽,采用自编程序进行数字图像处理,通过测量298.15 K时0.33 mol/L KCl溶液在水中的质扩散系数验证了实验系统的正确性。实验测量了常压下278.15~343.15 K温度范围内CO₂在RP5航空燃油中的质扩散系数。随着温度的增加,CO₂在RP5航空燃油中的质扩散系数逐渐增大。不同温度下的质扩散系数可利用Arrhenius方程模型进行拟合,而且质扩散系数理论模型计算与实验测量结果之间的相对误差均小于9.51%。在实际工程应用中,可根据拟合的Arrhenius方程对CO₂在RP5航空燃油中的质扩散系数进行准确的预测,实验测量结果为燃油箱惰化系统的优化设计提供了数据支持。      

飞机机电综合管理框架下燃油系统建模与仿真

机电综合管理框架下,设计了基于Simulink的某型飞机燃油系统仿真平台,阐述了平台各系统的工作原理和实现方式,实现了飞机燃油系统的压力加油、发动机供油、交叉供油等功能,利用热时间常数计算法对飞机不同飞行阶段的燃油温度进行了模拟,采用建模方法对燃油泵的电气故障特性进行了分析.仿真结果表明:该燃油系统仿真平台有效地实现了实际燃油系统的所有功能特性,为飞机燃油系统机电综合管理的实施和优化提供了有利支撑,同时为飞机燃油系统的故障诊断与容错设计提供了仿真实验平台.