民用飛機引氣過熱探測告警溫度設(shè)計和驗證

陳彥偉*

（上海飛機設(shè)計研究院，上海201210）

0 引言

民用飛機氣源系統(tǒng)從發(fā)動機、輔助動力裝置與地面引氣，經(jīng)過溫度和壓力調(diào)節(jié)后，為飛機空調(diào)、發(fā)動機起動、機翼前緣防冰和發(fā)動機短艙防冰等系統(tǒng)提供壓縮空氣并進行供氣的邏輯配置[1-2]。氣源系統(tǒng)采用引氣導(dǎo)管將高溫引氣從供氣端提供到用氣端，導(dǎo)管內(nèi)的引氣最高溫度一般為260℃，如果發(fā)生泄漏，可能會對周圍的設(shè)備或結(jié)構(gòu)造成損壞。依據(jù)CCAR25.1103（d）[3]要求，對于渦輪發(fā)動機和輔助動力裝置的引氣導(dǎo)管系統(tǒng)，如果在空氣導(dǎo)管的引氣口與飛機的用氣裝置之間的任一部位上出現(xiàn)導(dǎo)管破損，不得造成危害。所以一般在飛機高溫引氣管周圍需設(shè)置引氣過熱探測[4-6]。

民機引氣過熱探測系統(tǒng)上一般采用共晶鹽過熱探測器，探測器由中心導(dǎo)線、金屬外殼以及填充的共晶鹽材料組成[7-8]。當探測器周圍的環(huán)境溫度升高至告警溫度時，共晶鹽由固體變?yōu)橐簯B(tài)，回路中心導(dǎo)線和外殼間的電阻迅速減小，系統(tǒng)發(fā)出告警，不同告警溫度探測器的電阻隨溫度變化如圖1所示。

圖1 共晶鹽過熱探測器溫度與電阻值關(guān)系示意圖

系統(tǒng)能否快速準確的探測到引氣泄漏與告警溫度的設(shè)置有直接的關(guān)系。本文通過試驗的方法對某機型引氣過熱探測的告警溫度進行驗證，確認其告警溫度設(shè)置的合理性。

1 告警溫度設(shè)計

1.1 設(shè)計考慮

引氣過熱探測器告警溫度在設(shè)計時應(yīng)考慮如下因素：

1）防護區(qū)域內(nèi)的防護對象。引氣過熱探測系統(tǒng)用于探測由于引氣導(dǎo)管泄漏導(dǎo)致的區(qū)域過熱，以降低泄漏的高溫引氣對附近設(shè)備、結(jié)構(gòu)的危害。引氣過熱探測器的告警溫度的設(shè)置需考慮附近設(shè)備、結(jié)構(gòu)對溫度的耐受水平。

2）探測器的安裝距離。探測器受安裝限制，即使同一段過熱探測器，其距離引氣導(dǎo)管的安裝位置也可能有差異，在設(shè)置告警溫度時，應(yīng)以探測器上最高的環(huán)境溫度為準。

3）探測靈敏度和誤告警率的權(quán)衡。設(shè)置較高告警溫度將降低誤告警率，設(shè)置較低告警溫度將提高探測靈敏度，需要權(quán)衡考慮。一般來講，需盡可能的提高探測靈敏度以降低引氣導(dǎo)管泄漏過熱導(dǎo)致的危害。

1.2 設(shè)計要求

根據(jù)MIL-F-7872[9]，引氣過熱探測器的告警溫度需至少比探測器周圍最高環(huán)境溫度高100°F。在實際設(shè)計中，探測器告警溫度一般比探測器最高環(huán)境溫度高56℃～83℃，并從指定規(guī)格的探測器的告警溫度中（124℃、154℃、180℃、204℃）選取[10]。

1.3 民用飛機引氣過熱探測告警溫度

民用飛機引氣過熱探測器告警溫度和探測器所在的區(qū)域有關(guān)，一般在高溫區(qū)域（短艙）告警溫度偏高，其它區(qū)域通常選用124℃的告警溫度。比如空客A380在短艙內(nèi)告警溫度為180℃，其它區(qū)域告警溫度為124℃；G-250飛機在吊掛區(qū)域告警溫度為154℃，其它區(qū)域告警溫度為124℃。

2 試驗計算方法

本研究以某機型引氣過熱探測系統(tǒng)為例，對其告警溫度的設(shè)計進行試驗驗證。在系統(tǒng)設(shè)計階段，探測器周圍最高環(huán)境溫度是在最嚴酷的理論條件下計算分析得出，根據(jù)計算結(jié)果，探測器告警溫度有124℃、154℃、180℃三種。

表1為引氣過熱探測器最高環(huán)境溫度理論值出現(xiàn)的極限工況條件和試飛試驗中探測器最高環(huán)境溫度的工況條件。

表1 極限工況條件和試飛試驗的工況條件

本次試驗主要通過試飛試驗，以探測器試驗中實測的最高環(huán)境溫度為輸入，采用大氣溫度外推和引氣溫度外推疊加的方法，推算探測器理論最高環(huán)境溫度。

其中大氣溫度外推（T大氣Δ）：直接根據(jù)試飛大氣溫度和55℃差值所得。

引氣溫度外推（T引氣Δ）：通過計算分析在不同引氣溫度下導(dǎo)管表面不同間距的溫度所得。

計算的熱平衡方程如下：

式中：

d1——導(dǎo)管直徑，in；

d2—溫度傳感器距導(dǎo)管軸線距離*2，in；

Ths—導(dǎo)管表面溫度，K；

Tcs—溫度傳感器感受溫度，K；

Tamb—環(huán)境溫度，K；

εduct—導(dǎo)管發(fā)射率；

εrefl—溫度傳感器內(nèi)壁發(fā)射率；

εcover—溫度傳感器外壁發(fā)射率；

keff—傳熱系數(shù)，W/m·K；

hconv—對流換熱系數(shù)，W/m2·K；

σ—波爾茲曼數(shù)，5.67 ×10-8W/（m2·K4）

導(dǎo)管的發(fā)射率是由供應(yīng)商提供，溫度傳感器的內(nèi)壁發(fā)射率為1，外壁發(fā)射率為0，導(dǎo)管周邊空氣傳熱系數(shù)為0.028W/（m·K），對流換熱系數(shù)5W/（m2·K）。

上述計算的邊界條件為：

1）引氣導(dǎo)管周圍的環(huán)境溫度為55℃；

2）自然對流換熱。

不同引氣溫度下管路表面的溫度如表2所示。

表2 不同引氣溫度下的管路表面的溫度

3 試驗改裝

溫度傳感器是試驗的關(guān)鍵設(shè)備，本試驗選用實時監(jiān)控環(huán)境溫度的溫度傳感器，溫度傳感器安裝在探測器卡箍的螺栓上，用于確保溫度傳感器和探測器距離引氣管間距一致。在試驗過程中，還需要記錄引氣溫度、大氣溫度等數(shù)據(jù)。

圖2 溫度傳感器安裝示意圖

為了更接近理論的最高環(huán)境溫度，選擇高溫天氣進行試驗，飛機在高溫天氣熱浸透2小時，試驗過程中開啟飛機上的APU、防冰、空調(diào)等熱源設(shè)備，確保探測器所在的艙溫達到最高溫度。試驗應(yīng)全程記錄飛機起飛到降落過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)。

4 試驗結(jié)果

試驗中對飛機的發(fā)動機引氣、APU引氣、配平引氣、防冰引氣、空調(diào)包引氣過熱探測器的環(huán)境溫度進行了測試記錄。以配平引氣過熱探測器為例，相關(guān)測試數(shù)據(jù)如圖3所示。

圖3 配平引氣過熱探測器環(huán)境溫度測試示意圖

圖3 中橫坐標為時間，縱坐標為溫度。從上至下依次是大氣溫度、管路表面貼片溫度、引氣溫度、溫度傳感器溫度。可以看出溫度傳感器最高溫度出現(xiàn)在地面，此時大氣溫度為 40℃，引氣溫度為247℃，溫度傳感器最高溫度為46℃。根據(jù)第二章中的計算方法，T大氣Δ為15℃；溫度傳感器距離管路表面25.4mm，根據(jù)表2，在距離管路25.4mm的位置，引氣溫度在247℃和260℃差值為3.7℃。所以溫度傳感器外推的最高環(huán)境溫度為64.7℃。

按照上述方法對其它探測區(qū)域的溫度進行測試，外推的結(jié)果如表3所示。

根據(jù)上述外推結(jié)果，發(fā)動機引氣、配平引氣、防冰引氣過熱探測當前的告警溫度與最高環(huán)境溫度差值過大，告警溫度設(shè)置偏高。為提高系統(tǒng)的告警靈敏性，建議對其告警溫度按照表3的建議值進行優(yōu)化。

5 結(jié)論

本文介紹了民用飛機引氣過熱探測告警溫度常用的設(shè)計方法，并采用試驗的方法，對某機型引氣過熱探測告警溫度進行了計算和驗證。計算結(jié)果表明部分探測區(qū)域的告警溫度設(shè)置偏高，建議對告警溫度進行優(yōu)化，以提高系統(tǒng)的靈敏性。