民用飞机引气过热探测告警温度设计和验证

陈彦伟*

（上海飞机设计研究院，上海201210）

0 引言

民用飞机气源系统从发动机、辅助动力装置与地面引气，经过温度和压力调节后，为飞机空调、发动机起动、机翼前缘防冰和发动机短舱防冰等系统提供压缩空气并进行供气的逻辑配置[1-2]。气源系统采用引气导管将高温引气从供气端提供到用气端，导管内的引气最高温度一般为260℃，如果发生泄漏，可能会对周围的设备或结构造成损坏。依据CCAR25.1103（d）[3]要求，对于涡轮发动机和辅助动力装置的引气导管系统，如果在空气导管的引气口与飞机的用气装置之间的任一部位上出现导管破损，不得造成危害。所以一般在飞机高温引气管周围需设置引气过热探测[4-6]。

民机引气过热探测系统上一般采用共晶盐过热探测器，探测器由中心导线、金属外壳以及填充的共晶盐材料组成[7-8]。当探测器周围的环境温度升高至告警温度时，共晶盐由固体变为液态，回路中心导线和外壳间的电阻迅速减小，系统发出告警，不同告警温度探测器的电阻随温度变化如图1所示。

图1 共晶盐过热探测器温度与电阻值关系示意图

系统能否快速准确的探测到引气泄漏与告警温度的设置有直接的关系。本文通过试验的方法对某机型引气过热探测的告警温度进行验证，确认其告警温度设置的合理性。

1 告警温度设计

1.1 设计考虑

引气过热探测器告警温度在设计时应考虑如下因素：

1）防护区域内的防护对象。引气过热探测系统用于探测由于引气导管泄漏导致的区域过热，以降低泄漏的高温引气对附近设备、结构的危害。引气过热探测器的告警温度的设置需考虑附近设备、结构对温度的耐受水平。

2）探测器的安装距离。探测器受安装限制，即使同一段过热探测器，其距离引气导管的安装位置也可能有差异，在设置告警温度时，应以探测器上最高的环境温度为准。

3）探测灵敏度和误告警率的权衡。设置较高告警温度将降低误告警率，设置较低告警温度将提高探测灵敏度，需要权衡考虑。一般来讲，需尽可能的提高探测灵敏度以降低引气导管泄漏过热导致的危害。

1.2 设计要求

根据MIL-F-7872[9]，引气过热探测器的告警温度需至少比探测器周围最高环境温度高100°F。在实际设计中，探测器告警温度一般比探测器最高环境温度高56℃～83℃，并从指定规格的探测器的告警温度中（124℃、154℃、180℃、204℃）选取[10]。

1.3 民用飞机引气过热探测告警温度

民用飞机引气过热探测器告警温度和探测器所在的区域有关，一般在高温区域（短舱）告警温度偏高，其它区域通常选用124℃的告警温度。比如空客A380在短舱内告警温度为180℃，其它区域告警温度为124℃；G-250飞机在吊挂区域告警温度为154℃，其它区域告警温度为124℃。

2 试验计算方法

本研究以某机型引气过热探测系统为例，对其告警温度的设计进行试验验证。在系统设计阶段，探测器周围最高环境温度是在最严酷的理论条件下计算分析得出，根据计算结果，探测器告警温度有124℃、154℃、180℃三种。

表1为引气过热探测器最高环境温度理论值出现的极限工况条件和试飞试验中探测器最高环境温度的工况条件。

表1 极限工况条件和试飞试验的工况条件

本次试验主要通过试飞试验，以探测器试验中实测的最高环境温度为输入，采用大气温度外推和引气温度外推叠加的方法，推算探测器理论最高环境温度。

其中大气温度外推（T大气Δ）：直接根据试飞大气温度和55℃差值所得。

引气温度外推（T引气Δ）：通过计算分析在不同引气温度下导管表面不同间距的温度所得。

计算的热平衡方程如下：

式中：

d1——导管直径，in；

d2—温度传感器距导管轴线距离*2，in；

Ths—导管表面温度，K；

Tcs—温度传感器感受温度，K；

Tamb—环境温度，K；

εduct—导管发射率；

εrefl—温度传感器内壁发射率；

εcover—温度传感器外壁发射率；

keff—传热系数，W/m·K；

hconv—对流换热系数，W/m2·K；

σ—波尔兹曼数，5.67 ×10-8W/（m2·K4）

导管的发射率是由供应商提供，温度传感器的内壁发射率为1，外壁发射率为0，导管周边空气传热系数为0.028W/（m·K），对流换热系数5W/（m2·K）。

上述计算的边界条件为：

1）引气导管周围的环境温度为55℃；

2）自然对流换热。

不同引气温度下管路表面的温度如表2所示。

表2 不同引气温度下的管路表面的温度

3 试验改装

温度传感器是试验的关键设备，本试验选用实时监控环境温度的温度传感器，温度传感器安装在探测器卡箍的螺栓上，用于确保温度传感器和探测器距离引气管间距一致。在试验过程中，还需要记录引气温度、大气温度等数据。

图2 温度传感器安装示意图

为了更接近理论的最高环境温度，选择高温天气进行试验，飞机在高温天气热浸透2小时，试验过程中开启飞机上的APU、防冰、空调等热源设备，确保探测器所在的舱温达到最高温度。试验应全程记录飞机起飞到降落过程中的相关数据。

4 试验结果

试验中对飞机的发动机引气、APU引气、配平引气、防冰引气、空调包引气过热探测器的环境温度进行了测试记录。以配平引气过热探测器为例，相关测试数据如图3所示。

图3 配平引气过热探测器环境温度测试示意图

图3 中横坐标为时间，纵坐标为温度。从上至下依次是大气温度、管路表面贴片温度、引气温度、温度传感器温度。可以看出温度传感器最高温度出现在地面，此时大气温度为 40℃，引气温度为247℃，温度传感器最高温度为46℃。根据第二章中的计算方法，T大气Δ为15℃；温度传感器距离管路表面25.4mm，根据表2，在距离管路25.4mm的位置，引气温度在247℃和260℃差值为3.7℃。所以温度传感器外推的最高环境温度为64.7℃。

按照上述方法对其它探测区域的温度进行测试，外推的结果如表3所示。

根据上述外推结果，发动机引气、配平引气、防冰引气过热探测当前的告警温度与最高环境温度差值过大，告警温度设置偏高。为提高系统的告警灵敏性，建议对其告警温度按照表3的建议值进行优化。

5 结论

本文介绍了民用飞机引气过热探测告警温度常用的设计方法，并采用试验的方法，对某机型引气过热探测告警温度进行了计算和验证。计算结果表明部分探测区域的告警温度设置偏高，建议对告警温度进行优化，以提高系统的灵敏性。