机载火焰抑制器传热特性影响因素研究

李征宇，刘卫华，潘　俊，刘文怡，冯诗愚

(1.南京航空航天大学，南京　210016； 2.南京机电液压工程中心，南京　211106)



机载火焰抑制器传热特性影响因素研究

李征宇1，刘卫华1，潘俊2，刘文怡2，冯诗愚1

(1.南京航空航天大学，南京210016； 2.南京机电液压工程中心，南京211106)

摘要:采用微元方法建立机载火焰抑制器耐烧过程数学模型，应用有限差分法对其进行数 值计算，对比计算结果与实验数据，误差不超过10%。在此基础上，分析燃烧温度、阻火单元长 度、壁厚及材料的导热率对火焰抑制器传热特性的影响。研究表明: 阻火单元末端温度随燃烧温 度升高而增加; 阻火单元长度越长，其末端温度所达到的平衡温度则越低，耐烧性能越好; 阻火 单元壁面厚度的增加将导致其末端平衡温度的升高，耐烧性能下降; 阻火单元材料的导热能力越 强，其末端平衡温度越高，达到平衡的时间越短，从耐烧性能而言，提高材料的导热率是不利的。

关键词:机载火焰抑制器; 耐烧性能; 传热特性; 影响因素

0引言

雷电袭击是在飞机飞行过程中直接影响飞行安全，但又无法避免的自然现象。 在飞机的发展与飞行历史中，因雷电袭击而造成的飞行事故屡见不鲜，若不采用相应的防护措施，轻则机载设备受损，重则机毁人亡[1]。

美国军方及民用航空业对于雷电袭击防护技术均已展开了大量的研究工作[2-5]。 特别是近年来，美国民航总局(FAA)颁发了一系列的修正案、 咨询通告和适航规章，强制要求在民用飞机燃油通气系统中必须采取有效的手段来减少由于雷电袭击而引发的灾难(如AC25-975[6]，AC20-53[7]等咨询通告就要求安装机载火焰抑制器，用以防止雷电等外部火源通过通气系统点燃油箱)，这些技术措施的应用大大提高了飞机的抗雷电袭击能力。

事实上，作为一种被动式的安全防护装置，机载火焰抑制器已广泛应用于各类飞机的通气系统与汽化器蒸气排放系统之中，用以防止雷电等外部火源对飞机燃油系统的侵袭[8-9]。 在国外航空发达国家中，机载火焰抑制器已是成熟的货架产品，而在国内，由于民用航空工业的相对落后及民机研制与适航认证工作的刚刚起步，对于其理论与应用研究工作还尚属空白。

合格的机载火焰抑制器必须具备良好的火焰抑制能力、 耐烧能力和使流体通过其的流通能力。 其中，耐烧能力用以抑制外部火源的连续侵袭，是产品是否合格的重要考核参数之一。 如在AC25-975咨询通告中就明确规定，在飞机发生坠落事件时，为能安全撤离机组人员，机载火焰抑制器需要在2.5 min内保持持续的阻火能力，满足耐烧性能的要求。

所谓火焰抑制器的耐烧性能是指在没有回燃的条件下，当火焰在抑制器前稳定驻烧时，保持火焰持续抑制，火焰不能通过抑制器传递给后续管路的有效时间。 它主要通过抑制器中阻火单元保护侧的温度低于可燃气体自燃温度的时间的长短来衡量。 因为在满足火焰有效抑制的前提下，驻烧时，抑制器整体温度水平将提高，当其保护侧温度水平达到气体自燃温度时，将在热壁面产生二次点火现象，造成阻火失败。

为掌握火焰抑制器的耐烧机理，本文对六边形蜂窝状机载火焰抑制器的驻烧过程建立了数学模型，并进行了数值计算与验证； 在此基础上，对影响火焰抑制器耐烧性能的主要因素进行了分析，获得了一些结论。

1抑制器耐烧过程中的理论模型

阻火单元的结构形式多样[10]，如六边蜂窝式、 波纹板式、 金属网式等。 不同结构形式的阻火单元，其火焰抑制能力、 耐烧性能及流通性能并不相同。 其中，由于六边蜂窝式阻火单元结构在同等火焰抑制能力时的流通性能最佳，因此成为了目前机载火焰抑制器的主流结构形式。 其结构示意图如图1所示，图中d为阻火单元通道淬熄直径；w为阻火单元通道壁面厚度。

图1六边蜂窝式阻火单元结构示意图

火焰抑制器驻烧过程如图2所示，欲通过阻火单元的火焰虽被抑制，但由于燃料的持续提供，火焰并不会熄灭。 在大多情况下，火焰将在阻火单元端面上保持驻烧状态，火焰抑制器及其他临近火焰的部件将被逐步加热，最终使得阻火单元保护侧温度达到可燃气体自燃温度水平或由于阻火单元结构烧损以至阻火失败。

图2火焰抑制器耐烧过程示意图

为研究阻火单元耐烧机理，本文建立了数学模型，为使问题简化，建立模型时假设如下：

(1) 空气的物性参数均为常数；

(2) 阻火单元孔隙率各向同性、 均匀；

(3) 空气在阻火单元中为不可压缩流动。

1.1微分方程建立

对于六边蜂窝形通道，将单个通道沿单元的中间分界线分割，取得半壁厚的单元，由于阻火单元通道尺寸一般较小，其气流通道的当量直径一般小于2 mm，因此可假设为一维流动换热； 同时，由于材料壁厚一般小于0.5 mm，而单元长度长达10～60 mm，所以对壁面中的导热过程也可假设为沿流动方向的一维非稳态导热过程[11]。 微元换热示意图见图3。

对图3所示的微元进行分析，设阻火单元壁面比热和密度为常数，由于每个单元条件相同，只要研究厚度为一般的阻火单元壁面的情况即可，因此单元中间面视之为绝热。 对此固体微元进行传热学分析，可得如下微元方程：

(1)

(2)

(3)

式中： F为单个通道单位长度换热面积； V为单个通道的单位长度的体积； qv为在dx段上单位固体壁面体积的对流换热量(W/m3)； qrwg为阻火单元通道中的气体和通道壁面与该dx长度段单位发生的辐射换热量的总和； h为壁面对流换热系数； λw，ρw和cpw分别为固体壁面的导热系数、 密度和比热容； Tf为燃油蒸汽温度； Tw为阻火单元壁面温度； Cw为单位长度阻火单元的换热面积。

图3微元换热示意图

由蓄热体材料的热物性参数的变化特性可知,其密度ρw和比热容cpw随温度的变化不大,可以近似取为常数。 忽略辐射换热项, 式(2)可简化为

(4)

相应地，对于气体单元，采用能量守恒原理，可以建立如下方程：

(5)

由于气体的导热系数极小，其导热项可以不计。 当不计辐射换热时，式(5)可以简化为

(6)

根据文献[12]实验数据取阻火单元前端温度为1 050K，阻火单元壁面初始温度等于实验环境温度 347K，阻火单元后端燃油蒸汽的入口温度同为实验环境温度347K。

1.2数值计算方程建立

设各个流道之间的换热为均匀相等，单元之间的平分线为绝热边界面，流道和气流以相同的长度分割成n个气体单元和n个固体壁面单元，如图3所示。

在忽略辐射换热后，根据差分法原理，可以分别建立固体壁面和气体的单元节点方程：

(7)

(8)

1.3模型求解与验证

计算中选取的阻火单元结构参数如表1所示，其与文献[12]中的实验组件参数完全一致，燃油蒸气流速取为0.23 m/s，初始温度为347 K，计算结果与实验数据的对比如图4所示。

表1　阻火单元结构参数

图4阻火单元末端温度理论计算与实验数据对比

由图4可见，计算结果与实验结果较为吻合，能较好地反映阻火单元末端温度随着驻烧时间的变化趋势，其计算值与实验值误差不超过10%。

2传热特性影响因素研究

2.1燃烧温度对阻火单元末端温度的影响

机载环境下，燃油蒸汽因外部火源而产生的火焰燃烧温度与众多因素相关，如外部火源点火位置，点火能量及可燃气体混合比等。 不同的燃烧温度对阻火单元末端温度有着重要影响。 阻火单元前端受热面温度分别为800 K，1 000 K，1 200 K及1 400 K时，其末端温度随时间变化曲线见图5。 其中: 阻火单元淬熄直径d=1.57 mm； 阻火单元长度L=55 mm； 孔格壁厚w=0.1 mm。 由图可知，在同一时刻，阻火单元末端温度随着前端受热面温度增加而增加，迎火面前端温度越高，保护侧端所达到的平衡温度越高，上升梯度越大。

图5不同火焰温度对阻火单元末端温度影响曲线

2.2阻火单元长度对阻火单元末端温度的影响

不同阻火单元长度下，阻火单元末端温度随时间变化的情况如图6所示。 其中： 阻火单元淬熄直径d=1.57 mm； 孔格壁厚w=0.1 mm。 由图可知，阻火单元末端平衡温度随着阻火单元长度的增加而不断降低，温升梯度也随着阻火单元长度的增加而逐渐减小，且阻火单元长度越长，其到达平衡温度的时间越长，所达到的平衡温度越低，即阻火能力越强。

图6不同阻火单元长度对其末端温度影响曲线

2.3阻火单元壁厚对阻火单元末端温度的影响

通道壁厚对阻火单元末端温度变化的影响如图7所示。 其中： 阻火单元淬熄直径d=1.57 mm； 阻火单元长度L=40 mm。 由图可知，随着阻火单元壁面厚度增加，在2.5 min时，阻火单元末端所达到的温度水平越高，温升梯度越大。 这可以解释为在淬熄直径一定时，壁面厚度增加，单位体积内，阻火单元的换热面积减小，因此通道内燃油蒸汽因对流换热所带走的热量减小，导致阻火单元末端温度升高。 设计火焰抑制器时，在保证结构强度的前提下，应尽量减小壁面厚度，不仅可增加换热面积，提高耐烧能力，还可提高阻火单元的孔隙率，减小流通阻力。

图7不同阻火单元通道壁厚对其末端温度影响曲线

2.4材料导热系数对阻火单元末端温度的影响

根据火焰抑制的冷壁原理，材料的导热性越好，火焰燃烧热量散失越快，燃烧温度急剧下降，便于火焰淬熄。 因此，考虑到航空燃油蒸汽的腐蚀性、 高温燃烧气体下的抗腐蚀能力、 高温下的材料的稳定性及电化学性，火焰抑制器阻火单元材料一般选用导热系数大、 熔点高、 耐腐蚀性好的材料。 可用作阻火单元的几种材料的参数对比如表2所示。

表2　阻火单元材料参数表

不同阻火单元材料导热率对阻火单元末端温度的影响如图8所示。 其中： 阻火单元淬熄直径d=1.57 mm； 阻火单元长度L=55 mm； 孔格壁厚w=0.1 mm。 由图可知，在火焰温度一定时，导热率最大的黄铜温度上升最快，其次为钢，最后为不锈钢。 在2.5 min时，由黄铜制成的阻火单元末端温度已经趋于平衡，阻火失败。 而钢材料阻火单元的末端温度为665 K，根据文献[13]，可燃蒸汽为燃油蒸汽时，火焰抑制器因驻烧而导致火焰通过时，阻火单元的底部中心温度不超过610 K，也可视之为阻火失败。 不锈钢材料所制成的阻火单元在2.5 min时，其末端温度没有达到平衡状态，而且不超过610 K失效温度，满足要求。 由此可见，不锈钢作为阻火单元材质是最佳的。

图8不同阻火单元材料导热率对其末端温度影响曲线

3结论

(1) 本文所建立的数学模型和所采用的计算方法具有良好的可靠性；

(2) 阻火单元末端温度随着火焰燃烧温度的升高而增加； 阻火单元长度越长，阻火单元末端平衡温度水平越低，耐烧性能越好； 阻火单元壁面厚度的增加将导致其末端平衡温度的升高；

(3) 综合考虑火焰抑制能力和耐烧性能要求，采用不锈钢作为阻火单元制作材料最佳，可以获得最大流通能力和最长的耐烧时间。

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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

中图分类号:V244． 1

文献标识码:A

文章编号:1673-5048( 2016) 02-0066-05

作者简介：李征宇(1990-)，男，辽宁丹东人，硕士研究生，研究方向为飞行器燃油系统设计。

基金项目：航空科学基金项目(20132852040); 中航工业技术创新基金项目(2014D60931R)

收稿日期：2015-08-31

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