耗氧型惰化技术由于流程简单、惰化效率高，被认为是最有可能应用的下一代惰化方式[7-8]。其基本原理是：将气相空间油气混合物导入反应器中进行低温无焰催化燃烧，产生二氧化碳，反应后惰性气体经冷却除水后，流回燃油箱达到降低氧浓度的目的。其催化反应温度在燃油自燃温度以下，安全性大大提高。美国Phyre公司制造的样机，2014年在FAA大西洋城的测试中心完成了地面验证试验[9]，结果表明，其主要优势有：①燃油蒸气大部分被反应消耗，向环境排放量减少，污染小；②消耗燃油蒸气及氧气的同时，产生二氧化碳，提供了多重保障；③与目前的中空纤维膜惰化系统(Hollow Fiber Membrane On-Board Inert Gas Generation System, HFM-OBIGGS)相比，惰化速度更快，从目前的试验来看[10]，启动后5 min内就可将燃油箱上部气相空间氧浓度从21%降低至2%，而HFM-OBIGGS则需20~30 min；④无需发动机引气；⑤当燃油箱达到不可燃时，可随时关闭系统。
由于保密原因，该技术的公开资料非常少。鉴于耗氧惰化的技术优势和良好的应用前景，中国近年来也开始追踪该技术[11-13]，研究表明，燃油类型对耗氧型催化惰化系统有很大影响[14]。例如，中国民机普遍使用国产RP-3号燃油，其在40℃的碳氢物浓度约为5%，而国外样机的JET-A燃油，碳氢物浓度仅为0.8%，故对催化剂及空气过量系数的要求均不同。因此，笔者课题组提出了适合国产RP-3号燃油使用的耗氧型惰化方案——低温可控耗氧催化惰化系统(Low Temperature Controllable Oxygen Consumed Catalytic Inerting System，3CIS)[15-16]。
目前仅进行了地面系统性能研究[17-18]，与HFM-OBIGGS不同的是，3CIS需要冷却介质带走反应热量，且催化反应产生的水需要被除去，否则流入燃油箱将导致燃油结冰、燃油物性变化、微生物滋生等问题。因此了解飞行状态下，系统参数变化对系统的设计尤为重要。本文以某民机中央燃油箱为研究对象，建立耗氧催化惰化系统仿真模型，选取国产RP-3号燃油，研究分析了全飞行包线下，风机抽吸流量、初始载油率、关键参数对惰化系统的性能影响，为今后系统的设计提供理论参考。
1 系统描述及假设 3CIS系统主要部件示意图如图 1所示。其工作原理为：燃油箱上部的油气混合物被抽出，与外界补气混合，预热至起燃温度后，送至反应器中进行低温催化反应，反应热被冷却介质带走，反应后气体在冷却器中进一步被冷却，除去液态水，剩余的二氧化碳、未参与反应的氮气和未完全反应的燃油蒸气及氧气被送回燃油箱上部进行冲洗惰化。
 |
| 图 1 3CIS系统主要部件示意图 Fig. 1 Schematic diagram of main components of 3CIS system |
| 图选项 |
如表 1所示，本文选取航程为12 km的典型飞行包线，大气参数按标准大气计算。
表 1 飞行包线信息 Table 1 Flight envelope information
| 状态 | 轮档时间/min | 高度/m | 轮档耗油/kg |
| 滑出 | 7 | 0 | 189 |
| 起飞 | 2 | 0→457 | 630 |
| 爬升 | 29 | 457→12 000 | 4 992 |
| 巡航 | 755 | 12 000 | 67 987 |
| 下降 | 21 | 120 00→457 | 373 |
| 进场 | 6 | 457 | 240 |
| 滑入 | 5 | 0 | 135 |
表选项
定义载油率为燃油体积占燃油箱总体积的比例。飞行马赫数Ma和载油率随飞行时间的变化关系如图 2所示。
 |
| 图 2 飞行马赫数和不同初始载油情况下载油率随飞行时间的变化 Fig. 2 Variation of Mach number and fuel load rate with flight time under different initial fuel load conditions |
| 图选项 |
本文建立的模型基于以下假设：
1) 不同海拔高度下，航空风机的体积流量认定为恒定。
2) 虽然燃油是由复杂的碳氢化合物组成，但本文假定其分子通式可表示为CaHb，对于RP-3号燃油，分子式为C10.05H20.42。
3) 燃油箱内气体温度、压力、密度等参数与外界大气相同，燃油箱内气体与燃油温度相同。
4) 反应器进出口温度均为200℃，反应热量被冷却空气带走。
5) 忽略燃油中气体溶解逸出，且气相初始氧浓度21%。
6) 冷却器出口气体温度与油箱温度相同，且油箱温度ti确定方法如下[19]：
 | (1) |
式中：ti为燃油箱温度，℃；t0为燃油箱初始温度；Δt为平衡温差；ta为环境总温，℃；τ为时间，s；τ0为时间常数。本文中选取Δt=0，τ0=600 min[20]。
环境总温ta按式(2)确定：
 | (2) |
式中：t为环境大气温度，℃；κ为等熵指数，κ=1.4。
7) 燃油蒸气分压始终按饱和蒸汽压考虑，且按照里德蒸汽压计算。
2 数学模型 反应器中，化学方程式为
 | (3) |
即使参与反应的氧气足够，燃油蒸气也并不是均可发生反应，故引入催化效率ηcat为
 | (4) |
式中：
冷却器中，采用气体冷却，进出口惰气的露点温度不变，且冷却器出口惰气温度与燃油箱温度相同，由此判断出冷却器出口气体是否为饱和，从而确定冷却器进出口混合气体焓值、含湿量、相对湿度等物性参数，进一步确定冷却器中所需冷却热量及除水量。
控制体选择燃油箱上部空间，则对氧气、氮气、二氧化碳、水蒸气等组分建立状态方程，即
 | (5) |
式中：
燃油箱与外界的气体交换量由压力平衡确定，当流入燃油箱的气体足够为燃油箱增压时，燃油箱中的气体向外界排放，当不足以为燃油箱增压时，则外界气体流入燃油箱，同时满足燃油箱中气体分压力之和与外界环境压力相同。
3 计算结果及分析 对于民机而言，一般先消耗中央燃油箱内的燃油，且其中有油泵，较机翼燃油箱更易燃，因此本文选取某体积为76.7 m3的中央燃油箱为研究对象。对于民机而言，当气相空间氧体积分数低于12%，即认为燃油箱是惰化的，定义惰化时间为从惰化系统开启到氧体积分数降至12%所需的时间。
首先计算了开启耗氧催化惰化系统与无惰化时，燃油箱气相空间氧体积分数随飞行时间的变化关系，如图 3所示。无惰化时，燃油箱气相空间氧体积分数在飞行过程中，始终高于18%；而开启惰化系统，24 min后氧体积分数即降至12%以下，但在下降过程中会超过12%。
 |
| 图 3 气相空间氧体积分数随飞行时间的变化 Fig. 3 Variation of oxygen volume fraction on ullage with flight time |
| 图选项 |
无惰化时，起飞及爬升阶段氧体积分数是下降的，这是由于随着飞行高度的增加，环境压力降低，燃油箱内气体向外逸出，而燃油蒸气压虽然也降低，但其分压比升高，导致氧气、氮气体积分数是下降的。当到达巡航高度后，外界压力不再变化，由于燃油温度继续降低，燃油蒸气压降低，燃油蒸气体积分数减小，氧气分数开始回升；下降阶段时，与上升时相反，高度降低，外界气体进入燃油箱，总压升高，燃油温度增加，燃油蒸气压升高，燃油蒸气相对体积分数升高，导致氧体积分数下降。
有惰化时，由图 4所示各组分体积分数变化曲线可见，氧体积分数一直降低，直至飞行高度下降阶段，大量外界21%的氧气进入燃油箱(见图 5)，氧体积分数上升；氮气体积分数在滑出、巡航阶段是上升的，在爬升、下降阶段是下降的；二氧化碳体积分数变化趋势与氧气相反，在下降之前都是上升的，下降阶段是降低的；水蒸气体积分数刚开始上升，然后随着氧体积分数的下降，催化反应强度降低，水蒸气体积分数也降低。
 |
| 图 4 气相空间各气体组分体积分数随飞行时间的变化 Fig. 4 Variation of volume fraction of each gas component on ullage with flight time |
| 图选项 |
 |
| 图 5 燃油箱与外界交换氧气量随飞行时间的变化 Fig. 5 Variation of exchange of oxygen between fuel tank and environment with flight time |
| 图选项 |
为了确定风机抽吸流量，计算了在不同初始载油情况及2种催化效率下，惰化时间随风机抽吸流量的变化关系，如图 6所示。可以看出，惰化时间随着风机抽吸流量的增加而减小，且变化趋势逐渐趋于平缓；催化效率高时，氧气消耗快，惰化时间更短；达到相同惰化时间，满载时所需的风机抽吸流量更小，这是因为气相空间体积小，置换更快，而对于民机而言，中央翼燃油箱燃油先消耗完。因此，在进行惰化系统设计时，应按照空载状态考虑。
 |
| 图 6 惰化时间随风机抽吸流量的变化 Fig. 6 Relationship between inerting time and fan flow |
| 图选项 |
适航规章FAR 25.981C规定[21]，当未加装惰化系统或惰化系统不工作时，要求可燃性暴露时间不得超过FEET的7%，而加装惰化系统后，该时间不能超过1.8%。如在初始满载、催化效率0.5条件下，风机抽吸流量需高于1 200 L/min，方可满足要求。因此，计算不同惰化工况下，可燃性暴露时间占飞行时间比，如图 7所示，风机抽吸流量越大，可燃性暴露时间占比越小，可用于确定满足适航要求时所需风机抽吸流量。
 |
| 图 7 可燃性暴露时间与飞行时间比值随风机抽吸流量的变化 Fig. 7 Variation of flammability exposure time to flight time ratio with fan flow |
| 图选项 |
为确定所需冷却介质流量及集水器规格，分别计算了不同初始载油情况下，反应器、冷却器所需总冷却热量及液态水析出量，分别如图 8、图 9所示。
 |
| 图 8 惰化系统所需冷却热量 Fig. 8 Cooling heat required for inerting system |
| 图选项 |
 |
| 图 9 惰化系统析出液态水量 Fig. 9 Liquid water removed from inerting system |
| 图选项 |
由图 8可知，随着惰化的进行，氧浓度降低，参与反应的氧气量不足，反应强度降低，所需冷却热量也降低，直到下降阶段，外界氧气进入燃油箱，燃油箱氧体积分数增加，反应强度增加，所需冷却热量也更多；由图 6知，初始空载时，燃油箱氧体积分数下降更慢，因此相同时刻，其反应更为剧烈，放热也更多，所需冷却热量要依次大于初始半载、初始满载；直至中央燃油箱内燃油耗尽，此时，3种情况载油率均为零，冷却热量变化趋势相同。
由图 9可以看出，在飞行过程，析出液态水量先逐渐减小至无水析出，然后增加后再减少。在下降阶段，析出液态水量又开始增加，这是反应强度及环境温度变化综合作用的结果；在整个飞行过程中，初始空载时，析出液态水量较其他情况析出更多。
4 结论 1) 开启惰化系统能快速降低燃油箱气相氧体积分数，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；而不惰化时，在飞行过程中，氧体积分数始终高于18%。
2) 在飞行过程中，燃油箱气相氧氧体积分数在下降、进场阶段上升，其他阶段呈下降趋势。
3) 惰化时间随着风机抽吸流量的增加而减小，且变化趋势逐渐趋于平缓；催化效率高时，氧气消耗快，惰化时间更短；催化效率一定，达到相同惰化时间，中央燃油箱初始空载所需风机抽吸流量最大。因此设计惰化系统时，应按照空载状态来确定系统部件设计参数。
参考文献
| [1] | 冯诗愚, 刘冠男, 江荣杰, 等. 飞机燃油箱机载惰化技术研究现状与发展趋势[J]. 航空动力学报, 2021, 36(3): 616-625. FENG S Y, LIU G N, JIANG R J, et al. Research status and development trend of aircraft fuel tank on-board inerting technology[J]. Journal of Aerospace Power, 2021, 36(3): 616-625. (in Chinese) |
| [2] | LI J, YANG W, PEI Y. Vulnerability assessment for fire and explosion suppression measures of aircraft fuel system[J]. Advanced Materials Research, 2012, 510: 64-69. DOI:10.4028/www.scientific.net/AMR.510.64 |
| [3] | 张瑞华, 刘卫华, 彭孝天, 等. 昼夜温度变化对燃油箱空余空间氧浓度的影响[J]. 北京航空航天大学学报, 2020, 46(5): 1018-1023. ZHANG R H, LIU W H, PENG X T, et al. Influence of diurnal temperature changes on oxygen concentration in free space of fuel tank[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2020, 46(5): 1018-1023. (in Chinese) |
| [4] | LANGTON R, CLARK C, HEWITT M, et al. Aircraft fuel systems[M]. New York: Wiley, 2009: 32-40. |
| [5] | SMITH D E. Fuel tank inerting systems for civil aircraft[D]. Fort Collins: Colorado State University, 2014: 32. |
| [6] | 冯诗愚, 卢吉, 刘卫华, 等. 机载制氮系统中空纤维膜分离特性[J]. 航空动力学报, 2012, 27(6): 1332-1339. FENG S Y, LU J, LIU W H, et al. Separation performance of hollow fiber membrane for on-board inerting gas generating system[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(6): 1332-1339. (in Chinese) |
| [7] | 刘夙春, 邱献双. 一种新型的飞机油箱催化惰化系统[J]. 航空科学技术, 2011(4): 27-29. LIU S C, QIU X S. A new fuel tank catalytically inerting system[J]. Aeronautical Science and Technology, 2011(4): 27-29. (in Chinese) |
| [8] | 谢辉辉, 冯诗愚, 彭孝天, 等. 耗氧型惰化系统反应器性能理论[J]. 北京航空航天大学学报, 2019, 45(11): 2312-2319. XIE H H, FENG S Y, PENG X T, et al. Theoretical of reactor performance in oxygen consumption based inerting system[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2019, 45(11): 2312-2319. (in Chinese) |
| [9] | WALKER S, JUNG W, ROBERTSON S. Demonstration of a novel catalyst based green on board inert gas generation system (GOBIGGSTM)for fuel tank inerting[C]//AHS 69th Annual Forum, 2013: 1-10. |
| [10] | MORRIS R, MILLER J, LIMAYE S. Fuel deoxygenation and aircraft thermal management[C]//4th International Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit (IECEC). Reston: AIAA, 2006: 1-13. |
| [11] | 王苏明, 冯诗愚, 李宗祺, 等. 燃油箱耗氧惰化与中空膜惰化的数值模拟及比较[J]. 北京航空航天大学学报, 2020, 46(5): 1032-1038. WANG S M, FENG S Y, LI Z Q, et al. Numerical simulation and comparison of oxygen consumption inerting and hollow membrane inerting in fuel tank[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2020, 46(5): 1032-1038. (in Chinese) |
| [12] | SHAO L, LIU W H, LI C Y, et al. Experimental comparison of aircraft fuel tank inerting process using NEA and MIG[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2018, 31(7): 1515-1524. DOI:10.1016/j.cja.2018.04.016 |
| [13] | 陈伟, 卢京潮, 袁燎原, 等. 基于高增益观测器的航迹角自适应反步控制[J]. 北京航空航天大学学报, 2013, 39(10): 1414-1420. CHEN W, LU J C, YUAN L Y, et al. Adaptive backstepping control for flight path angle based on high gain observer[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 39(10): 1414-1420. (in Chinese) |
| [14] | 冯诗愚, 邵垒, 李超越, 等. 航空燃油类型对催化惰化系统性能的影响[J]. 航空学报, 2016, 37(6): 1819-1826. FENG S Y, SHAO L, LI C Y, et al. Performance of catalytic inerting system affected by various aviation jet fuels[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1819-1826. (in Chinese) |
| [15] | 冯诗愚, 李超越, 刘卫华. 一种催化燃烧惰化油箱的装置及其方法: CN104843189A[P]. 2015-08-19. FENG S Y, LI C Y, LIU W H. A device and method of catalytic combustion inerting oil tank: CN104843189A[P]. 2015-08-19(in Chinese). |
| [16] | 彭孝天, 冯诗愚, 李超越. 一种带补气催化燃烧惰化飞行器燃油箱及控制方法: CN107856869A[P]. 2018-03-30. PENG X T, FENG S Y, LI C Y. Fuel tank and control method of inert vehicle with supplementary gas catalytic combustion: CN107856869A[P]. 2018-03-30(in Chinese). |
| [17] | CAI Y, BU X, LIN G, et al. Experimental study of an aircraft fuel tank inerting system[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2015, 28(2): 394-402. |
| [18] | 冯诗愚, 李超越, 邵垒, 等. 一种燃油箱绿色惰化系统地面惰化性能分析[J]. 航空动力学报, 2017, 32(2): 268-274. FENG S Y, LI C Y, SHAO L, et al. Analysis on ground-based inerting performance of a fuel tank green on-board inert gas generation system[J]. Journal of Aerospace Power, 2017, 32(2): 268-274. (in Chinese) |
| [19] | 温博, 陆中. 民用飞机燃油箱可燃性评估方法研究[J]. 中国民航大学学报, 2016, 34(2): 6-9. WEN B, LU Z. Research on fuel tank flammability assessment for civil aircraft[J]. Journal of Civil Aviation University of China, 2016, 34(2): 6-9. (in Chinese) |
| [20] | 康振烨, 刘振侠, 任国哲, 等. 基于MATLAB/Simulink的飞机燃油箱内燃油温度仿真计算[J]. 推进技术, 2014, 35(1): 62-69. KANG Z Y, LIU Z X, REN G Z, et al. Simulation and calculation of fuel temperature in aircraft fuel tank based on MATLAB/Simulink[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(1): 62-69. (in Chinese) |
| [21] | 中国民用航空局. 中国民用航空规章. 第25部. 运输类飞机适航标准: CCAR-25-R4[S]. 北京: 中国民用航空局, 2011. Civil Aviation Administration of China. China civil aviation regulation: 25-Airworthiness standard of transport aircraft: CCAR-25-R4[S]. Beijing: Civil Aviation Administration of China, 2011(in Chinese). |
