機載火焰抑制器傳熱特性影響因素研究

李征宇，劉衛華，潘　俊，劉文怡，馮詩愚

(1.南京航空航天大學，南京　210016； 2.南京機電液壓工程中心，南京　211106)

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機載火焰抑制器傳熱特性影響因素研究

李征宇1，劉衛華1，潘俊2，劉文怡2，馮詩愚1

(1.南京航空航天大學，南京210016； 2.南京機電液壓工程中心，南京211106)

摘要:采用微元方法建立機載火焰抑制器耐燒過程數學模型，應用有限差分法對其進行數 值計算，對比計算結果與實驗數據，誤差不超過10%。在此基礎上，分析燃燒溫度、阻火單元長 度、壁厚及材料的導熱率對火焰抑制器傳熱特性的影響。研究表明: 阻火單元末端溫度隨燃燒溫 度升高而增加; 阻火單元長度越長，其末端溫度所達到的平衡溫度則越低，耐燒性能越好; 阻火 單元壁面厚度的增加將導致其末端平衡溫度的升高，耐燒性能下降; 阻火單元材料的導熱能力越 強，其末端平衡溫度越高，達到平衡的時間越短，從耐燒性能而言，提高材料的導熱率是不利的。

關鍵詞:機載火焰抑制器; 耐燒性能; 傳熱特性; 影響因素

0引言

雷電襲擊是在飛機飛行過程中直接影響飛行安全，但又無法避免的自然現象。 在飛機的發展與飛行歷史中，因雷電襲擊而造成的飛行事故屢見不鮮，若不采用相應的防護措施，輕則機載設備受損，重則機毀人亡[1]。

美國軍方及民用航空業對于雷電襲擊防護技術均已展開了大量的研究工作[2-5]。 特別是近年來，美國民航總局(FAA)頒發了一系列的修正案、 咨詢通告和適航規章，強制要求在民用飛機燃油通氣系統中必須采取有效的手段來減少由于雷電襲擊而引發的災難(如AC25-975[6]，AC20-53[7]等咨詢通告就要求安裝機載火焰抑制器，用以防止雷電等外部火源通過通氣系統點燃油箱)，這些技術措施的應用大大提高了飛機的抗雷電襲擊能力。

事實上，作為一種被動式的安全防護裝置，機載火焰抑制器已廣泛應用于各類飛機的通氣系統與汽化器蒸氣排放系統之中，用以防止雷電等外部火源對飛機燃油系統的侵襲[8-9]。 在國外航空發達國家中，機載火焰抑制器已是成熟的貨架產品，而在國內，由于民用航空工業的相對落后及民機研制與適航認證工作的剛剛起步，對于其理論與應用研究工作還尚屬空白。

合格的機載火焰抑制器必須具備良好的火焰抑制能力、 耐燒能力和使流體通過其的流通能力。 其中，耐燒能力用以抑制外部火源的連續侵襲，是產品是否合格的重要考核參數之一。 如在AC25-975咨詢通告中就明確規定，在飛機發生墜落事件時，為能安全撤離機組人員，機載火焰抑制器需要在2.5 min內保持持續的阻火能力，滿足耐燒性能的要求。

所謂火焰抑制器的耐燒性能是指在沒有回燃的條件下，當火焰在抑制器前穩定駐燒時，保持火焰持續抑制，火焰不能通過抑制器傳遞給后續管路的有效時間。 它主要通過抑制器中阻火單元保護側的溫度低于可燃氣體自燃溫度的時間的長短來衡量。 因為在滿足火焰有效抑制的前提下，駐燒時，抑制器整體溫度水平將提高，當其保護側溫度水平達到氣體自燃溫度時，將在熱壁面產生二次點火現象，造成阻火失敗。

為掌握火焰抑制器的耐燒機理，本文對六邊形蜂窩狀機載火焰抑制器的駐燒過程建立了數學模型，并進行了數值計算與驗證； 在此基礎上，對影響火焰抑制器耐燒性能的主要因素進行了分析，獲得了一些結論。

1抑制器耐燒過程中的理論模型

阻火單元的結構形式多樣[10]，如六邊蜂窩式、 波紋板式、 金屬網式等。 不同結構形式的阻火單元，其火焰抑制能力、 耐燒性能及流通性能并不相同。 其中，由于六邊蜂窩式阻火單元結構在同等火焰抑制能力時的流通性能最佳，因此成為了目前機載火焰抑制器的主流結構形式。 其結構示意圖如圖1所示，圖中d為阻火單元通道淬熄直徑；w為阻火單元通道壁面厚度。

圖1六邊蜂窩式阻火單元結構示意圖

火焰抑制器駐燒過程如圖2所示，欲通過阻火單元的火焰雖被抑制，但由于燃料的持續提供，火焰并不會熄滅。 在大多情況下，火焰將在阻火單元端面上保持駐燒狀態，火焰抑制器及其他臨近火焰的部件將被逐步加熱，最終使得阻火單元保護側溫度達到可燃氣體自燃溫度水平或由于阻火單元結構燒損以至阻火失敗。

圖2火焰抑制器耐燒過程示意圖

為研究阻火單元耐燒機理，本文建立了數學模型，為使問題簡化，建立模型時假設如下：

(1) 空氣的物性參數均為常數；

(2) 阻火單元孔隙率各向同性、 均勻；

(3) 空氣在阻火單元中為不可壓縮流動。

1.1微分方程建立

對于六邊蜂窩形通道，將單個通道沿單元的中間分界線分割，取得半壁厚的單元，由于阻火單元通道尺寸一般較小，其氣流通道的當量直徑一般小于2 mm，因此可假設為一維流動換熱； 同時，由于材料壁厚一般小于0.5 mm，而單元長度長達10～60 mm，所以對壁面中的導熱過程也可假設為沿流動方向的一維非穩態導熱過程[11]。 微元換熱示意圖見圖3。

對圖3所示的微元進行分析，設阻火單元壁面比熱和密度為常數，由于每個單元條件相同，只要研究厚度為一般的阻火單元壁面的情況即可，因此單元中間面視之為絕熱。 對此固體微元進行傳熱學分析，可得如下微元方程：

(1)

(2)

(3)

式中： F為單個通道單位長度換熱面積； V為單個通道的單位長度的體積； qv為在dx段上單位固體壁面體積的對流換熱量(W/m3)； qrwg為阻火單元通道中的氣體和通道壁面與該dx長度段單位發生的輻射換熱量的總和； h為壁面對流換熱系數； λw，ρw和cpw分別為固體壁面的導熱系數、 密度和比熱容； Tf為燃油蒸汽溫度； Tw為阻火單元壁面溫度； Cw為單位長度阻火單元的換熱面積。

圖3微元換熱示意圖

由蓄熱體材料的熱物性參數的變化特性可知,其密度ρw和比熱容cpw隨溫度的變化不大,可以近似取為常數。 忽略輻射換熱項, 式(2)可簡化為

(4)

相應地，對于氣體單元，采用能量守恒原理，可以建立如下方程：

(5)

由于氣體的導熱系數極小，其導熱項可以不計。 當不計輻射換熱時，式(5)可以簡化為

(6)

根據文獻[12]實驗數據取阻火單元前端溫度為1 050K，阻火單元壁面初始溫度等于實驗環境溫度 347K，阻火單元后端燃油蒸汽的入口溫度同為實驗環境溫度347K。

1.2數值計算方程建立

設各個流道之間的換熱為均勻相等，單元之間的平分線為絕熱邊界面，流道和氣流以相同的長度分割成n個氣體單元和n個固體壁面單元，如圖3所示。

在忽略輻射換熱后，根據差分法原理，可以分別建立固體壁面和氣體的單元節點方程：

(7)

(8)

1.3模型求解與驗證

計算中選取的阻火單元結構參數如表1所示，其與文獻[12]中的實驗組件參數完全一致，燃油蒸氣流速取為0.23 m/s，初始溫度為347 K，計算結果與實驗數據的對比如圖4所示。

表1　阻火單元結構參數

圖4阻火單元末端溫度理論計算與實驗數據對比

由圖4可見，計算結果與實驗結果較為吻合，能較好地反映阻火單元末端溫度隨著駐燒時間的變化趨勢，其計算值與實驗值誤差不超過10%。

2傳熱特性影響因素研究

2.1燃燒溫度對阻火單元末端溫度的影響

機載環境下，燃油蒸汽因外部火源而產生的火焰燃燒溫度與眾多因素相關，如外部火源點火位置，點火能量及可燃氣體混合比等。 不同的燃燒溫度對阻火單元末端溫度有著重要影響。 阻火單元前端受熱面溫度分別為800 K，1 000 K，1 200 K及1 400 K時，其末端溫度隨時間變化曲線見圖5。 其中: 阻火單元淬熄直徑d=1.57 mm； 阻火單元長度L=55 mm； 孔格壁厚w=0.1 mm。 由圖可知，在同一時刻，阻火單元末端溫度隨著前端受熱面溫度增加而增加，迎火面前端溫度越高，保護側端所達到的平衡溫度越高，上升梯度越大。

圖5不同火焰溫度對阻火單元末端溫度影響曲線

2.2阻火單元長度對阻火單元末端溫度的影響

不同阻火單元長度下，阻火單元末端溫度隨時間變化的情況如圖6所示。 其中： 阻火單元淬熄直徑d=1.57 mm； 孔格壁厚w=0.1 mm。 由圖可知，阻火單元末端平衡溫度隨著阻火單元長度的增加而不斷降低，溫升梯度也隨著阻火單元長度的增加而逐漸減小，且阻火單元長度越長，其到達平衡溫度的時間越長，所達到的平衡溫度越低，即阻火能力越強。

圖6不同阻火單元長度對其末端溫度影響曲線

2.3阻火單元壁厚對阻火單元末端溫度的影響

通道壁厚對阻火單元末端溫度變化的影響如圖7所示。 其中： 阻火單元淬熄直徑d=1.57 mm； 阻火單元長度L=40 mm。 由圖可知，隨著阻火單元壁面厚度增加，在2.5 min時，阻火單元末端所達到的溫度水平越高，溫升梯度越大。 這可以解釋為在淬熄直徑一定時，壁面厚度增加，單位體積內，阻火單元的換熱面積減小，因此通道內燃油蒸汽因對流換熱所帶走的熱量減小，導致阻火單元末端溫度升高。 設計火焰抑制器時，在保證結構強度的前提下，應盡量減小壁面厚度，不僅可增加換熱面積，提高耐燒能力，還可提高阻火單元的孔隙率，減小流通阻力。

圖7不同阻火單元通道壁厚對其末端溫度影響曲線

2.4材料導熱系數對阻火單元末端溫度的影響

根據火焰抑制的冷壁原理，材料的導熱性越好，火焰燃燒熱量散失越快，燃燒溫度急劇下降，便于火焰淬熄。 因此，考慮到航空燃油蒸汽的腐蝕性、 高溫燃燒氣體下的抗腐蝕能力、 高溫下的材料的穩定性及電化學性，火焰抑制器阻火單元材料一般選用導熱系數大、 熔點高、 耐腐蝕性好的材料。 可用作阻火單元的幾種材料的參數對比如表2所示。

表2　阻火單元材料參數表

不同阻火單元材料導熱率對阻火單元末端溫度的影響如圖8所示。 其中： 阻火單元淬熄直徑d=1.57 mm； 阻火單元長度L=55 mm； 孔格壁厚w=0.1 mm。 由圖可知，在火焰溫度一定時，導熱率最大的黃銅溫度上升最快，其次為鋼，最后為不銹鋼。 在2.5 min時，由黃銅制成的阻火單元末端溫度已經趨于平衡，阻火失敗。 而鋼材料阻火單元的末端溫度為665 K，根據文獻[13]，可燃蒸汽為燃油蒸汽時，火焰抑制器因駐燒而導致火焰通過時，阻火單元的底部中心溫度不超過610 K，也可視之為阻火失敗。 不銹鋼材料所制成的阻火單元在2.5 min時，其末端溫度沒有達到平衡狀態，而且不超過610 K失效溫度，滿足要求。 由此可見，不銹鋼作為阻火單元材質是最佳的。

圖8不同阻火單元材料導熱率對其末端溫度影響曲線

3結論

(1) 本文所建立的數學模型和所采用的計算方法具有良好的可靠性；

(2) 阻火單元末端溫度隨著火焰燃燒溫度的升高而增加； 阻火單元長度越長，阻火單元末端平衡溫度水平越低，耐燒性能越好； 阻火單元壁面厚度的增加將導致其末端平衡溫度的升高；

(3) 綜合考慮火焰抑制能力和耐燒性能要求，采用不銹鋼作為阻火單元制作材料最佳，可以獲得最大流通能力和最長的耐燒時間。

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Effect Factors on Heat Transfer Characteristics of Airborne Flame Arrester

Li Zhengyu1, Liu Weihua1, Pan Jun2, Liu Wenyi2, Feng Shiyu1

(1. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China；2. Nanjing Electrical and Hydraulic Engineering Research Center, Nanjing 211106，China)

Abstract:The mathematical model of the airborne flame arrester in burning resistant process is set up by infinitesimal method, and the finite difference method is used for numerical calculation. The comparison between calculating results and experimental data displays that the deviation is within 10%. On this basis, the influences of burning temperature, flame arrester element length, thickness and thermal conductivity of material on heat transfer characteristic of flame arrester are analyzed. The study shows that the terminal temperature of flame arrester element rises with the increase of flame temperature. The length of flame arrester element is longer, the terminal equilibrium temperature is lower, and the burning resistant performance is better. The increase of thickness of flame arrester element causes the increase of terminal equilibrium temperature, and the burning resistant performance declines. The materials thermal conductivity of flame arrester element is better, the terminal equilibrium temperature is higher, and the time to reach balance is shorter. In terms of burning resistant performance, improving the thermal conductivity of material is unfavorable.

Key words:airborne flame arrester; burning resistant performance; heat transfer characteristic; influence factor

中圖分類號:V244． 1

文獻標識碼:A

文章編號:1673-5048( 2016) 02-0066-05

作者簡介：李征宇(1990-)，男，遼寧丹東人，碩士研究生，研究方向為飛行器燃油系統設計。

基金項目：航空科學基金項目(20132852040); 中航工業技術創新基金項目(2014D60931R)

收稿日期：2015-08-31

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2016.02.013