基于LTO循环航空发动机排气污染物NO_x排放适航审定计算方法

科技导报 2012，30（21） 侯晓云 1，张天刚 2 收稿日期： 2012-04-01；修回日期：2012-06-05 作者简介： 侯晓云，讲师，研究方向为数字化设计与制造技术，电子信箱：zhangsky_777@163.com 1. 中国民航大学机场学院，天津 300300 2. 中国民航大学航空自动化学院，天津 300300 %%航空器要获得商业营运许可，必须取得适航证，适航要求是航空器安全飞行的最低法规性的保障，因此研究航空发动机排放 适航审定方式是非常有必要的。 为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点，使飞机发动机排气污染物符合适航 审定 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 ，参考国际民航组织（ICAO）颁布的“飞机发动机排放”条例的 规定 关于下班后关闭电源的规定党章中关于入党时间的规定公务员考核规定下载规定办法文件下载宁波关于闷顶的规定 ，设计了民用航空发动机排气污染物测量系统。 测量系 统的精度按标准规定用燃气 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 测出的油气比与发动机实测油气比进行比较，小于 10%—15%的属于合格。 本研究的测量值与发 动机所测的油气比的误差小于 7%，证明测量系统和测量技术是切实可行的。 基于 ICAO 标准的起飞着陆（LTO）循环概念，采用 ICAO计算方法得出航空发动机 NOx的排放指数。 根据中国民航规章 34 部（China Civil Aviation Regulations，CCAR—34），验证 得出航空发动机 JT3D—7 的 NOx排放符合现行的适航标准。 根据 ICAO计算方式，利用 MFC 开发了 NOx适航审定系统，可快速 算出发动机 NOx排放指数，并可对发动机进行 NOx排放适航审定。 %%%NOx排放；起降循环；测量技术；审定系统 V239 A 10.3981/j.issn.1000-7857.2012.21.009 Airworthiness Certification Calculation Method of Gas Turbine Engine NOx Emissions Based on LTO Cycle HOU Xiaoyun1, ZHANG Tiangang2 1. Airport College, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China 2. Aeronautical Automation College, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China The airworthiness certification is necessary before the aircraft enters into the commercial operation. The requirement of the airworthiness is the basic regulation guarantee for the safe flight of aircraft; therefore it is necessary to study the airworthiness certification method for gas turbine engine emissions. In order to solve the technical difficulty of the methods involving gas turbine engine emission test data and meet the requirement for engine emissions airworthiness certification standard, an emission measuring system is designed with reference to Aircraft Engine Emissions promulgated by the convention of ICAO. The accuracy of this system is no more than 7%, it is much better than 10%—15% based on the procedure for the analysis and evaluation of gaseous emissions from aircraft engines requirement, so that the sampling and measurement system is proved feasible. Calculation of NOx emission index from aircraft is developed by using ICAO method based on the ICAO standard involving Landing and Take-Off (LTO) cycle. JT3D-7 NOx emission is compatible with the existing regulatory standards according to CCAR -34. According to the method of ICAO, a system for the airworthiness certification of gas turbine engine emissions is developed by MFC and NOx emission index of the engine could be quickly computed. NOx emission; LTO cycle; measurement; airworthiness certification 研究 论文 政研论文下载论文大学下载论文大学下载关于长拳的论文浙大论文封面下载 （Articles） 61 科技导报 2012，30（21） 图 2 取样系统简图 Fig. 2 Scheme of measurement system 表 1 航空发动机的 LTO 循环 Table 1 LTO cycle of aircraft engine 0 引言 随着环保和健康意识的不断增强，人类对民航发动机污 染排放，特别是氮氧化物（NOx）的排放要求越来越严格 [1]。 国 际民航组织（ICAO）对民用航空发动机的排放污染物制定了 排放标准，并要求在规定期限内执行。 为了促进中国航空事 业的发展和适应国际竞争的需要， 1987 年，中国开始研究航 空燃气涡轮发动机排气污染问题，制订了《航空燃气涡轮排 气冒烟测量 规范 编程规范下载gsp规范下载钢格栅规范下载警徽规范下载建设厅规范下载 》[2]和《航空燃气涡轮发动机气态污染物的连 续取样及测量程序规范》[3]， 编号为 HB6116-57 和 HB6117- 87。 中国虽然制定了污染物的排放审定标准，具体的航空污 染物排放适航审定计算方式并未实施。 本研究的目的是解决 中国民用航空发动机测试数据的处理方式中的技术难点，使 之符合飞机发动机排气污染物的适航审定标准。 1 NOx污染物的标准 1.1 ICAO 标准起降循环（LTO）模型 为了计算发动机排气污染物的排放限额，ICAO 颁布的 芝加哥公约附件 16 第二卷 [4]中规定了标准起降循环（Landing and Take-off，LTO），它将起降循环划分为慢车、起飞、爬升和 进近（不包括巡航阶段）4 个阶段，它定义 LTO 上限为从地表 到大气边界层顶部高度 915m（3000 英尺）的地方，如图 1。 1.2 排放标准 为控制民用航空发动机对环境和气候变化造成的影响， ICAO 下属机构航空环境保护委员会（CEAP）于 1981 年颁布 了《航空发动机的排放》标准 [5]，该标准主要考虑发动机 LTO 循环（起飞、爬升、慢车和进场）阶段，其中涉及民用航空发动 机的排放污染为冒烟、CO、NOx和碳氢化合物（HC）。排气污染 参数定义为 LTO 循环期间排放污染物的量与发动机额定推 力之比，用 Dp/F∞来表示，即 Dp/F∞=移WfjEIjtj/F∞ 式中，Dp为发动机在 LTO循环某阶段排放污染物的总量（g）； Wfj为 LTO 循环某阶段的燃油流量（g/s）；EIj为 LTO 循环某阶 段某污染物的排放指数 ，tj 为 LTO 循环某阶段的运行时间 （s）， 具体运行时间由 ICAO 规定；F∞为该发动机的额定推力 （kN）。 作亚音速飞行的航空发动机在 LTO循环中的功率和状态 工作时间规定如表 1。在表中 F∞为在海平面静止状态发动机不 喷水以正常工作状态起飞时可用的最大功率或额定推力。 中国民用航空局对作亚音速飞行的航空器上的所有涡 扇和涡喷发动机排放 NOx污染物的规定值为：2002 年 4 月 19 日及其后制造的额定输出等于或大于 26.7kN（6000 磅）民用 航空发动机 NOx污染物排放值不得超过（32+1.6（rPR））g/kN， 其中 rPR为发动机额定压力比[6]。 2 航空发动机气态污染物 NOx审定 2.1 航空发动机排放审定实验分析 取样头设计成十字交叉性，混合式，取样点为 12 点，每个 象限不少于 3 点，按等面积螺旋型分布，而且是均匀分布以 减少排气周向分布不均匀对测量结果的影响。 取样小孔的直 径按小孔处压降占取样总压降的 80%为准， 小孔直径 准1= 1mm，取样管直径为 准2=10mm。 取样头放置在距排气喷口 0.5 倍喷口直径处， 取样系统 如图 2。 取样头出口到碳氢分析仪前的管路采用自动控温保 温装置，保温在（160±10）℃。 管路在一氧化碳、二氧化碳和氮 图 1 ICAO 标准 LTO 循环模型 Fig. 1 LTO cycle 工作状态 推力点 发动机测试时间/min 慢车 进近 爬升 起飞 7％F∞ 30％F∞ 85％F∞ 100％F∞ 26 4 2.2 0.7 研究论文（Articles） 62 科技导报 2012，30（21） 以上所测量的数据精度必须按标准进行校验。 根据美国 环境保护局的标准 ARP-1256A[11]的规定，对计算得出的油气 比（F/A）[12]与所测的发动机油气比，大功率（起飞状态）时两者 误差应在 10%以内，小功率时两者误差应在 15%以内。 计算 所得与实测的 F/A 数据列于下表 5， 其中空气流量是指核心 发动机的空气流量。 为 C11H22O0.00004N0S0.0012；发动机进口空气组成如表 3所示。 原始公式中使用的成分均为真实情况（含水蒸汽的容积 浓度）称为“湿基”，实测中某些气体成分由于测试仪器的限 制必须除去水分称为“干基”。 因此计算中必须将“干基”成分 修正到“湿基”。本文测量采用的仪器测出的组分中 HC为“湿 基”，CO、CO2和 NOx均为“干基”。根据文献[9]给出。 “湿基”浓 度=Kד干基”浓度 K= 4+ nm T- n m T-2! "h 2x [HC]W+（2+h）[HC]W yx - nm! " （2+h） nm [CO2]d+[CO]d+# $2 - nm T-2! "h [1+[NO2]d-[CO]d] 式中，[ ]w指排气中各组分的容积浓度，湿基；m 和 n 为燃油中 分子常数，由燃油技术条件确定；x 和 y 为排气中碳氢化合物 的分子常数，CxHy可以取 x=1，y=4，因为碳氢化合物通常折合 为 CH4计算[10]；[ ]d代表排气中各组分容积浓度，“干基”。 表 4 为“干基”样本数据转化为“湿基”样本数据。 表 2 发动机不同工况下的排放测量数据 Table 2 Measured emission data of engine with different operation conditions 氧化合物等分析前，样气经过冷却、半干燥、干燥后由真空泵 抽取送入仪器分析，并保持温度大于 10℃。 HC 分析仪用美国贝克曼 402 型火焰离子检测碳氢分析 仪，CO和 CO2的测量采用国产 QGS-08 型非分散型红外分析 仪。 NOx的分析采用日本理研公司生产的 RS-325L 型发光检 测氮氧化物分析仪，真空泵为国产无油薄膜式真空泵。 在发 动机起动过程中为了避免燃油污染，取样管路安装了倒吹气 系统 [7]，用冷气瓶供气，电磁活门控制。 到达取样状态时就切 断倒吹气路， 由真空泵抽取取样。 在试验过程中严格按照 ICAO附件 16第二卷规定的功率和其对应的时间。 2.2 航空发动机排放数据分析 在北京维修基地， 对机号为 670-786 的 JT3D-7 航空发 动机进行排气污染测量 [8]，所得的不同工况下污染物排放量 如表 2所示。 在该实测中所用的航空煤油为 Jet-A，其分子式 状态 额定推力/% 燃油量 /（kg·h-1） CO 体积分数 /10-6m NOx体积分数 /10-6m NO 体积分数 /10-6m HC 体积分数 /10-6m CO2体积分数 /% 慢车 进近 爬升 起飞 7 30 85 100 551 1470 4001 4902 641 163 30 19 5 24 75 107 3 12.8 70 103 1450 210 150 100 1.4 1.95 2.8 3.1 表 3 发动机进口空气组成 Table 3 Inlet air constitution of engine 空气组成 数值 O2在空气的摩尔分数 R（O2） N2在空气的摩尔分数 S（N2） CO2在空气的摩尔分数 T（CO2） CH4在空气的摩尔分数 U（CH4） H2O 在空气的摩尔分数 h（H2O） 0.20948 0.79020 0.00032 0 0.00634 表 4 发动机不同工况下修正后的“湿基”排放数据 Table 4 Corrected wet data of engine with different operation conditions 燃油量/（kg·h-1） CO 体积分数 /10-6m NOx体积分数 /10-6m NO 体积分数 /10-6m HC 体积分数 /10-6m CO2体积分数 /% 551 1470 4001 4902 629.1 159 29 18.3 4.9 23.4 72.5 103.2 2.9 12.5 67.7 99.3 1450 210 150 100 1.37 1.9 2.71 2.99 状态 慢车 进近 爬升 起飞 额定推力/% 7 30 85 100 表 5 F/A 污染排放及发动机气量油量测量计算的比较 Table 5 ARP comparison between emission data and engine fuel flow rate data 状态额定推力/% 燃油量/（kg·s-1） 空气量/（kg·s-1） 气油比 计算气油比 误差/% 7 100 0.153 1.3617 20.424 90.55 133.49 66.50 124.43 64.37 6.8 3.2 研究论文（Articles） 63 科技导报 2012，30（21） 由表 5 可见测出燃气成分进而计算所得的油气比与实 测油气比接近， 误差不超过 7%， 比标准规定的误差范围要 小，这表明整个取样系统具有代表性，测量技术是可行的。 2.3 ICAO的计算方法 根据 ICAO《航空发动机的排放》标准规定的 CxHy中的 x= 1，y=4，在慢车状态下 Z= 2-[CO]w-（ 2/x - y/2x ）[HC]w+[NO2]w[CO2]w+[CO]w+[HC]w =126.71 P0/m= 2Z-n/m4（1+h- TZ/2 ） =60.26 EINOx （idle）= [NOx]w [CO2]w+[CO]w+[HC]w 103MNO2 MC+（n/m）MH · （1+T（Ｐ0/m））=1.038g/kg 式中，MNO2为 NO2的分子量等于 46.008g；MC为 C 的原子量等 于 12.011g；MH为 H的原子量等于 1.008g。 同理，可得 NOx 在进近、爬升和起飞状态下的 NOx 排放 指数 EI分别为 EINOx （approach）=4.025g/kg，EINOx （climb）=8.813g/kg EINOx （takeoff）=11.389g/kg 根据 ICAO 数据库查得 JT3D-7 的最大推力为 85.4kN， rPR=18.76。 得到 Dp/F∞=移WfjEIjtj/F∞=30.29g/kN 中国民航局规定 NOx 排放不得大于 （32+1.6×18.76）= 62.016g/kN，所以该发动机排放的 NOx符合适航审定要求。 3 航空发动机 NOx排放审定系统设计与实现 系统的软件设计主要是数据处理设计，在 VC6.0 开发平 台下，利用 MFC[13]进行系统开发设计和实现。航空发动机 NOx 排放审定系统主要包括三部分：试验数据输入、数据处理、系 统审定。 审定结构如图 3 所示。 （1） 试验参数包括发动机试验数据、环境参数、发动机型 号及燃油类型。 发动机数据包括：发动机型号、发动机额定推 力；环境参数包括相对湿度、大气压力、环境温度；法规标准 限制根据法规选定尾气成分 NOx的限值。 （2） 数据处理依据 ICAO 算法得到慢车、进近、爬升及起 飞的排放指数。 （3） 根据排放法规对该发动机进行审定。 根据以上的设计步骤，设计实现了通用计算程序，便于 进行自动计算，其输入与输出形式，如图 4—图 6 所示。 从其 中的数据，可以看到系统算出的各个工况下的发动机排放指 数与计算的排放指数非常接近， 同时得出发动机 JT3D-7 的 NOx排放符合现行的排放标准。 图 3 审定结构图 Fig. 3 Diagram of certification system 图 4 排放审定初始界面 Fig. 4 Initial interface of emission certification system 图 5 发动机 JT3D-7 计算结果 Fig. 5 Calculation result of engine JT3D-7 研究论文（Articles） 64 科技导报 2012，30（21） 图 6 发动机 JT3D 审定结果 Fig. 6 Certification result of engine JT3D-7 4 结论 本文通过建立航空发动机排气污染物取样系统，分析了 取样样本数据，得出结论如下。 （1） 本文所建立的取样系统和取样技术切实可行，测量 精度在 7%以内。 （2） 运用 ICAO 计算方式得出发动机 NOx排放指数。 根 据 CCAR-34 验证得到发动机 JT3D-7 的 NOx 排放符合现行 的排放标准。 （3） 利用 MFC 开发了 NOx适航审定系统，该系统能快速 地计算出标准 4 个状态下的排放指数并对发动机 NOx 排放 进行排放审定。 该系统对发动机排放数据处理具有一定的实 际意义。 参考文献（References） [1] 赵坚行. 民用发动机污染排放及低污染燃烧技术发展趋势[J]. 航空动 力学报, 2008, 23(6): 986-996. 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