康明斯的 Nebergall 探讨氢内燃机的未来

本文来源：Liquid Hydrogen Storage Tank Virtual Crashworthiness Design Exploration for Civil Aircraft摘要：民用航空业正在研究替代燃料能源，以替代当前基于碳氢化合物的航空燃料。使用氢等燃料，无论是通过燃烧还是通过产生电力的燃料电池，都可以实现无碳排放飞行。探索机身设计以容纳低温液态氢至关重要。本研究的目的是对携带液氢燃料储罐的民用飞机的耐撞性行为进行概念性定性分析。感兴趣的设计参数是储罐在机身中的位置、坠机着陆场景后的结构能量吸收以及围绕储罐的结构变形，是否侵入乘员的生存空间。提出并比较了几种结构设计方案。模拟结果表明，燃料储存的最佳位置在很大程度上取决于实际的飞机布局以及针对该类型燃料能源仍在开发中的未来民用飞机适航要求。引言液氢（LH2）被认为是航空脱碳的有前途的推进剂解决方案 [1, 2]。其特性使其成为典型航空任务使用的具有足够能量密度的合适候选者，但它需要目前打算替代的航空碳氢燃料储存体积空间的四倍。航空中氢推进剂的适航认证要求目前正在制定中，因此从航空安全当局的角度来看，在这种燃料、燃料系统以及飞机设计和运行的设计和使用方面没有明确的指导。探索容纳 LH2 储存系统的机身设计非常重要。由于加压 LH2 低温储罐的各种设计限制，储罐位置很有可能在飞机机身横截面内。本文研究的重点是研究几种拟议的容纳 LH2 储罐的机身设计的耐撞性性能。感兴趣的设计参数是由于向下的机身坠毁场景导致的结构能量吸收以及围绕储罐的结构变形，是否侵入乘员的生存空间。提出并比较了几种结构布置，这些布置是根据空客 A350 远程飞机机身横截面特性开发的 [3]。主要的设计方案是拉长机身，允许在现有机身截面腔内安装多个储罐。在图 1 中，展示了一架类似于假设改装后的空客 A350 的飞机，其中在飞机重心的前后增加了一些额外的机身段，产生了飞机的加长版本。图 1. 为提供 LH2 燃料储存空间而加长的机身 在这种配置中，将基线机身长度增加 15 米，允许在机身内为典型的飞行任务储存足够的 LH2。为了控制飞机的重心，一个储罐位于机翼前方，另一个位于机翼后方。机身舱室布局从飞机机头开始按以下顺序布置：飞行员驾驶舱、商务舱、前储罐、经济舱和后储罐。飞机的总长度修改为 77 米，相当于目前市场上最长的远程飞机。拉长机身的替代方案是基于概念设计的 Cryoplane 项目 [4]，在此进行了修改，使其具有与空客 A350 飞机相同的横截面特性，并在机身顶部增加了一个突起以容纳 LH2 储存。图 2. 顶部储存改装飞机，机身顶部有一个突起用于储存 LH2 燃料 LH2 储罐以双层配置储存在客舱上方。上层甲板不需要加压。通过在储罐级联中留出间隙来考虑潜在的发动机碎片轨迹。由于横截面增加，设计了更大的尾翼。飞机的总长度为 62 米，与市场上最短的远程飞机相似。在图 3 中，展示了两种主要的设计方案以供视觉比较。这些设计可以携带相同数量的 LH2 燃料。图 3. 两种主要的用于储存 LH2 并使用氢作为推进剂燃料的飞机设计概念设计与分析 应用基于简单经验公式的概念性空气动力学初始方法来分析巡航条件下产生的阻力。结果表明，与原始未修改的飞机版本相比，两种飞机设计特征都导致了阻力增加的惩罚。拉长的机身由于更大的湿润面积而增加了更多的摩擦阻力，而顶部储存版本的阻力增加主要来自更大的正面面积。需要更严格的分析来充分理解两种配置的空气动力学影响，例如 3D 涡格数值方法。这种方法超出了本概念研究的范围。概念分析还指出了每个提议设计的各种优缺点。机身设计和飞机总体重量的变化，导致其他主要飞机部件的变化，如机翼尺寸、发动机推力与飞机重量比、水平和垂直稳定器尺寸、起落架重量等。飞行稳定性的一个主要问题是任务期间飞机重心的移动。两种设计都考虑了飞机重心前后的燃料质量，因此它们都能够在飞行期间控制飞机的纵向稳定性。即使燃料没有均匀地分布在重心周围，也可以设计飞行控制系统并创建满足稳定性要求的飞机配置，但这可能会以增加飞机阻力和更复杂的飞行控制为代价，以确保所需的安全水平。 对于拉长配置，在坠机着陆的情况下，储存在机身内的储罐离地面更近。对于顶部配置，储罐必须考虑发动机故障可能导致储罐破裂的可能性，因此在顶部机身中存在一些未使用的空间来应对发动机碎片轨迹。 总的来说，对拉长和顶部储存机身进行的概念分析表明，尽管两种设计相对于原始、未修改和流线型的飞机版本都有缺点，但它们仍然为初始设计提供了合理的解决方案。未来，使用氢燃料的飞机设计概念可能会偏离经典的管翼传统概念，更类似于混合翼设计。这样的解决方案将在概念设计周期的早期考虑储罐，并可能导致更高效的整体飞行解决方案。下面的图 4 - 7 显示了两种配置的储罐的连接位置以及它们的支撑舱壁结构。图 4. 拉长机身的圆柱形 LH2 储罐，两端为圆顶，两端由两个支撑舱壁框住图 5. 拉长机身的锥形后储罐，以更好地匹配飞机内部腔体。指示了连接位置图 6. 早期的四个压缩杆顶部储存机身连接设计方案图 7. 顶部储存机身在前后圆顶端的连接位置虚拟测试用于设计探索和预认证研究 本文的研究旨在深入了解容纳 LH2 储罐的机身结构的耐撞性行为，并评估当前安全和适航认证机构规定的要求合规性 [5]。在本文的结论部分得出并呈现了定性评估。在可幸存的坠机着陆场景中，机身必须能够保持一定程度的结构完整性 [5]。机身研究和设计行业已经对飞机的耐撞性有了很好的理解 [6 - 12]，这些研究得到了公共领域可用测试结果的补充 [13]。关于耐撞性，当前的适航要求很可能会被审查和修订，以适用于氢动力飞机，但本研究使用了现有的要求框架。 证明符合要求的最新趋势包含了越来越多的虚拟结构测试，即数值有限元模型模拟。虚拟测试为设计探索提供了一种比实际测试更便宜的方法，并且最近在设计生命周期的早期就被更多地纳入。构建了各种数值有限元模型，并模拟了坠机场景，以加深对显示符合所需坠机行为的结构布置的理解。在 Abaqus 软件中使用非线性渐进损伤进行了有限元显式分析 [14]。早期模型有助于设计包络线的探索，以选择参与坠机模拟的最重要的结构特征。此类模型的示例如图 8 和图 9 所示。图 8. 初步虚拟坠机测试分析和结构响应。早期设计阶段的连接，包含交叉设计的舱壁图 9. 使用球形粒子流体动力学方法模拟储罐中储存燃料的晃荡效应的模拟在更通用的模型（如图 8 和图 9 所示）之后，设计目标围绕着定制支撑结构的结构元素。这些是机身框架、圆周金属机身环形结构部件，如图 10 和图 12 所示。如果这些框架分隔了不同加压的机身舱室（对于提议的拉长设计可能是这样，也可能不是），它们通常被称为舱壁。在金属结构部件中，碰撞行为更有效，其中材料塑性被用作能量吸收的手段。决定第一代框架支撑结构使用金属材料设计，尽管纤维增强复合材料也可以用于一些设计中。有两种主要的结构失效模式常用于能量吸收，即轴向压缩破碎和塑性铰链弯曲模式。燃料储罐将连接在端部圆顶上，如图 5 和图 7 所示。图 10. 机身框架，带有用于拉长版本飞机设计储罐的中央连接位置。结构元素以不同模式吸收能量，压缩和弯曲图 11. 用于评估基于结构元素设计、几何形状和材料属性的失效顺序的向下挤压场景的代表性模型为了模拟向下的坠机着陆，根据 CS25.562 指南 [5] 应用了 11m/s 的垂直初始速度。拉长机身的设计目标是使中心的支撑位置向下位移小于 200mm，而对于顶部储罐则为 500mm。在每个支撑位置，连接一个 15 吨的点质量，以模拟储罐和所含燃料的一半结构重量。模型使用四边形壳单元（S4R）进行网格划分，并采用各向同性双线性塑性材料行为。经过迭代过程，触发了参与碰撞过程的主要结构元素及其几何属性。对于拉长机身，选择带有屈曲引发器的轴向压缩梁作为结构坍塌的第一线，由薄胫骨支撑，以更好地控制同一平面上的坍塌模式。图 12. 机身框架，带有用于储罐的一侧中央连接位置。设计变体带有侧支柱，没有中央支柱图 13. 用于评估基于结构元素设计、几何形状和材料属性的失效顺序的向下挤压场景的代表性模型结果结果表明，正如预期的那样，结构吸收的能量受到所提出的替代设计的极大影响。不同的设计方案在系统吸收的总能量和周围坍塌结构的穿透方面显示出不同的优势和劣势。分析的目标是比较框架的结构质量，以满足临界挠度阈值的需要。发现顶部储存设计需要 10% 更重的框架连接支撑。在得出飞机整体更高效的设计解决方案之前，分析还需要向不同方向扩展。结论计算机模拟的虚拟测试耐撞性场景可用于机身结构的初步设计阶段进行设计探索。本文的研究为一些 LH2 储存设计方案的耐撞性性能提供了见解，并突出了具有最佳耐撞性性能特征的提议设计。初步的有限元分析结果表明，创建符合当前民用航空适航要求的耐撞性 LH2 储罐连接是可能的。创建耐撞性连接对整体 LH2 储罐结构质量有重大影响。关于所做的假设，两种配置之间的重量差异有利于拉长机身设计，因为在每个连接位置可以节省超过 10% 的连接结构重量。来源：气瓶设计的小工程师