机载制氧系统引气对该机发动机影响研究

机载制氧系统引气对该机发动机影响研究
马飞;张发启;张宏义
【摘要】机载制氧系统的使用解决了某型飞机在氧气系统方面出现的不足,提高了飞机的整机战术性能,该系统主要是把从发动机中所引的气体作为制氧的气源,然而在引气的过程中势必会对发动机的性能产生一定的影响,在简单介绍该系统的基础上,就引气对发动机的性能影响进行了分析,得出机载制氧系统从发动机后引气是可行的.
【期刊名称】《机械设计与制造》
【年(卷),期】2010(000)006
【总页数】2页(P101-102)
【关键词】制氧系统;引气;发动机
【作者】马飞;张发启;张宏义
【作者单位】空军工程大学空军工程学院飞行器与动力工程系,西安,710038;空军工程大学空军工程学院飞行器与动力工程系,西安,710038;空军工程大学空军工程学院飞行器与动力工程系,西安,710038
【正文语种】中文
【中图分类】TH16
1 引言
机载制氧系统是针对某型飞机随着服役年限增加在氧气系统出现不能满足飞行要求
的情况下所设计的。

该型飞机现有的储氧装置为某型液氧装置，由于该套装置储氧量有限，大大的影响到了飞机的巡航能力，而机载制氧系统，它是在保留飞机原有供氧部分的情况下，把从发动机中所引的气体作为气源，连续的制氧供机组人员使用的一套系统，该系统的投入使用，减少了地面保障工作的难度，同时也增强了飞机的出动强度和整机的战术性能。

本文是在简单介绍该系统的同时，主要分析其在引气过程中对于飞机发动机的性能影响。

2 机载制氧系统组成及引气
机载制氧系统的组成主要包括气源部分、制氧部分、供氧部分、备用氧部分、控制部分等部分。

气源部分主要是将来自发动机某级压气机的压缩空气进行降温和降压处理，并且除去空气中的水和杂质；制氧部分是通过分子筛制氧装置，采用变压吸附方法分离出氧气、氮气等气体，氧气加压后输入飞机的氧气调节器，其它气体排出机外；供氧部分是根据切换条件，将制氧部分产生的氧气和备用氧进行切换，依照供氧规律供飞行人员呼吸用；备用氧部分主要是作为机载制氧系统失效时的备用氧源；控制部分则是利用氧分压传感器装置及自动控制系统，自动控制输出氧气浓度及氧气压力。

气源部分包括进气装置、稳压装置、调温装置和过滤装置。

进气装置是将不同方式的引气气源直接或经过调压降温处理后送到稳压装置的滑片压缩机入口处，以达到滑片压缩机正常工作的进气条件要求；稳压装置利用飞机液压系统驱动液压马达来带动滑片压缩机工作，对不同方式的引气气源进行增压、稳压，使分子筛制氧装置入口气体压力稳定在0.5MPa。

液压马达是该型飞机已安装使用的飞机机载设备，其供压部分由主液压系统和应急系统供压，体积和重量都比较适合与此系统；调温装置和过滤装置的功用分别是对来自来滑片压缩机出口的压缩气体进一步进行温度调节控制和对气体进行过滤，除去水、油等杂质，使其能够满足分子筛制氧装置入口条件要求。

制氧部分由分子筛制氧装置和氧气增压装置组成。

分子筛制氧装置将调节到合适压力、温度的空气，通过分子筛吸附分离，得到较高浓度的氧气，分子筛再生时产生的氮气经解吸排空，高浓度氧气进入下一级氧气增压系统进行增压；氧气增压装置是利用帕斯卡原理将分子筛制氧装置分离出来的浓缩氧气增压至氧气调节器工作压力范围。

供氧部分由氧源转换器和氧气调节器组成。

氧源转换器将浓缩氧气和备用氧进行条件切换，在低座舱高度和正常情况下，氧源转换器处于分子筛制氧装置供氧状态；当座舱高度超过某一数值或出现紧急状况时，氧源转换器切换为备用氧状态，由备用瓶氧进行供氧；氧气调节器由多个部分组成，主要实现飞机在不同高度时飞行员呼吸用气在空气、混合气与纯氧之间切换。

控制部分分为制氧控制模块和用氧控制模块。

制氧控制模块根据气动接触器的状态控制整个系统的工作状态，制氧控制模块的功能为控制气源部分、制氧部分、备用氧部分和供氧部分的工作，同时将系统的过程参数以485 方式传送给2 个用氧控制模块；用氧控制模块分别接收制氧控制模块传送的数据进行显示，并根据飞行员设定的供氧方式进行供氧，同时存储系统的历史数据，在系统停止工作后，可以将储存的数据传送给计算机，进行数据分析。

在系统启动前，用氧控制模块还可以控制对整个系统进行自检。

引气方式分为两种：一种是飞行高度在2000m 以下，气源为环境大气，另一种是飞行高度在2000m 以上，气源转换为从发动机引气，此时，气源温度高、压力变化范围大，需要对引气进行调压降温处理，要充分利用气源到滑片压缩机之间的连接管道，在部分管道上加翅片进行强化换热，尽可能降低滑片压缩机的入口气体温度；同时，利用气压调节器对各种状态下的发动机引气进行压力调节，使滑片压缩机入口气压基本稳定在符合要求的范围。

3 引气对发动机性能的影响分析
3.1 确定能否从发动机后增加引气量
机载制氧系统所引气体的压力范围为（0.15～0.60）MPa，温度为（428～533）
K（155～260℃）。

根据流量公式可以计算出引气管的理论流量，计算过程如下：流量计算公式为：
当引气口直径为48mm 时，管路能通过的总空气流量为：
因此，引气管能够通过的总引气流量为5471.7kg/h，根据压力和温度的范围，可以通过上式计算出单台发动机的供气范围为（1526.5～5471.7）kg/h。

该型飞机的环控系统所用气体也是引自发动机某级压气机后的空气，环控系统从发动机引气量为640kg/h，发动机防冰引气量为610kg/h，这说明，引气管路的流通能力还
有余量，可增加引气量。

制氧系统要求增加的引气量为50m3/h（NTPD），NTPD 是指正常状态，即20℃、760mmHg、干燥气体条件下，引气量为：
50m3/h=50×1.2255=61.3kg/h=0.017021kg/s，因此增加引气量后，引气管路的流通能力还有余量。

3.2 引气后对发动机性能的影响
从发动机压气机某级引气后，会引起发动机的转速、排气温度等参数发生变化。

根据规定不允许发动机排气温度增加20℃，所增加的引气量61.3kg/h 占单台发动
机总可引气量的（1.12～4.01）%，占单台发动机引气总余量的（1.49～
22.85）%，而发动机空气流量为168kg/s，故增加的引气量0.017021kg/s 占单台发动机总空气流量的比值为0.0101%，影响量都非常小。

通过对该发动机引气锁闭活门是否打开进行对比实验，得到的实验结果，如表1、表2 所示。

如表1 所示，同一台发动机在不同状态下，引气对发动机的影响。

如
表2 所示，不同发动机在相同状态下，引气对发动机的影响。

根据表1和表2 的数据，可以看出，引气后，发动机的温度最大增加15℃，推力最大下降100kgf，而制氧系统的引气量只占发动机总引气量的1.12～4.01%，也就是说，制氧系统增加引气量后，只有一台发动机工作的情况下，发动机的排气温度增加量最多不会超过0.7℃，推力下降最多不会超过5kgf，符合规定限制值。

表1 发动机接通锁闭活门状态检查表
表2 额定状态引气/不引气对照表
根据试验的分析，结合使用因素对某型发动机性能影响研究，如图1 所示。

从图
中可以得出：当飞行高度、速度发生变化时，引气对发动机涡轮前温度的影响基本不变，另外，根据实验也可以得出引气对发动机最大状态推力的影响也是很微弱的，与下图曲线趋势基本相同。

总之，引气对发动机性能影响的相对量，基本不变，这是因为性能是否变化的取决于功率的相对变化量，而此变化量基本不变。

图1 引气对发动机涡轮前温度的影响
4 结语
通过以上的分析，得出机载制氧系统在环控系统引气的基础上增加引气量是可行的，且能够满足制氧所需要的气体量，引气的压力与温度范围分别为（1.5～6×105）Pa和（428～533）K，增加引气量（50m3/h）后，对飞机的环控系统和防冰都
不会造成影响。

引气对于发动机涡轮前温度以及发动机最大状态推力的影响比较微小，且影响量在规定限制值之内，因此机载制氧系统从发动机后引气是可行的。

参考文献
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1 杨小英.分子筛机载制氧技术的研究［J］.北京：航空与航天出版社，2004（3）
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