机载火焰抑制器流通性能研究

2018-08-31刘明辉王玖陈晓峰熊雅晴刘忠

航空工程进展 2018年3期

刘明辉，王玖，陈晓峰，熊雅晴，刘忠

(成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心，成都 610092)

0 引言

1999年，美国颁布了关于对飞机雷电防护问题的研究报告[1]，其中分析了成功应用机载火焰抑制器的例子；同年，美国海岸警备队对火焰抑制器测试技术进行了系统研究，提出了完整的测试标准[2]；美国Parker公司还开发了精确预测空气和燃料流量通过机载火焰抑制器压力降的计算程序，并建立了相应的火焰抑制测试结果的数据库[3]。

事实上，当前无论是军机还是民机，国外都普遍采用了火焰抑制器，以防止由于外部火源引发的油箱燃烧和爆炸，同时，应运而生了多家机载火焰抑制器生产或供应厂商，例如美国Parker公司、Enardo公司等。从可查阅到的资料来看，美国还建立了相应的实验检测系统及检测规范[4]。

国内，由于炼油、油品储运、煤矿等行业的需要，火焰抑制器也得到了广泛应用，并提出了多个有关火焰抑制器生产、检测及应用的行业标准或国标(例如GB5908-2005[5]、 GB/T13347-2010[6]等)。但针对航空领域而言，虽然从飞机系统设计原理与适航认证要求等方面考虑都必须安装此类装置，但苦于无相应的国产产品可供选择，目前国内军机燃油通气系统与发动机排气系统普遍未安装火焰抑制器，而民机，例如新舟系列、蛟龙600、C919等则直接选购国外成品。

对于一个给定的机载火焰抑制器，应考虑流经它的流体所产生的压力降，对格孔大小做适当地选择，既要使其换热面积最大，又要使流体压力降最小。关于机载火焰抑制器压力降的计算，国内外通过实验总结了许多经验公式[7-10]，但是由于机载火焰抑制器工作环境的特殊性，且流体介质的密度和粘度也随着外界大气环境不断变化，流体的压力降和流速之间不能用简单的流体阻力函数关系表达。因为与实际情况易出现偏差，将会给装置的运行带来隐患。

为了弄清楚流体流经机载火焰抑制器时产生压力降的原因，并寻求简单的计算方法，本文首先就压力降的产生原因进行理论分析，并以流体的实际流量和机载火焰抑制器阻火芯的几何参数为条件，导出压力降计算公式，再将计算值与实验值进行比较；然后根据某型机载火焰抑制器设计技术要求，探讨所设计的机载火焰抑制器结构参数是否满足压力降的要求，并分析各个因素对压力降的影响。

1 火焰抑制器结构与工作原理

1.1 火焰抑制器的结构

火焰抑制器结构外形如图1所示，可以看出：火焰抑制器是由壳体、阻火单元、连接法兰、接管、密封圈组成的，其中阻火单元是其核心，其结构如图2所示。

对于火焰抑制器设计而言，其主要工作是确定阻火单元的结构形状与特征尺寸[11]。目前，阻火单元通道的结构形状主要有三角形、蜂窝六边形、错位六边形等。其中，三角形结构的主要特点是：制造精度高，既可用以抑制爆燃也可用以抑制爆轰，自由面积可达80%～90%，空隙率大，且是平行的三角形直通道，相对于其他抑制单元结构而言，其流动阻力小，压力降低。

图1 火焰抑制器外形结构示意图Fig.1 Flame arresterr outline structure diagram

图2 阻火单元结构示意图Fig.2 Flame arrester element structure diagram

1.2 火焰抑制器的工作原理

阻火单元将管道截面分割成多个直径足够小的通道，当火焰在这些狭小的通道中运动一段距离之后就会熄灭，称为淬熄。能够使火焰产生淬熄的狭小通道直径存在一个上限值，称为最大淬熄直径(简称淬熄直径d)；火焰进入狭小通道后直至熄灭所通过的距离L称为淬熄长度。通常，d越小越容易使火焰淬熄，但d过小或L过大都将会带来较大的流动阻力。

2 压力降原理分析

流体流动所产生的压力降与通道长度及其几何形状有关。流经火焰抑制器时，一般会在阻火芯体进口处发生流动收缩，而在出口处发生流动膨胀。这种突然的流动收缩和膨胀，会引起附加的流体压力损失，且流体流经芯体时有摩擦损失。这些损失的总和，构成了流体的总压力损失或者总压力降，其大小标志着火焰抑制器的阻力特性(流通性能)。其流程的压力降如图3所示。

图3 火焰抑制器阻火芯的进出口以及体内的压力变化Fig.3 Flame arrester element import and export as well as the body pressure changes

流体由截面1-1流入截面a-a时的压力损失由两部分组成：(1)由于孔隙具有一定的壁厚，使得流通断面减小且形状亦发生变化，必然导致流体速度的变化，此时流体动能的增加引起压力损失，是压力能与动能之间的能量转换；(2)由于突缩段不可逆自由膨胀引起的压力降低。

同样，流体由截面b-b流入截面2-2的出口压力回升也分成两部分：(1)在其出口处由于流体的突然扩张, 流动速度减缓, 致使一部分动压头转换为静压头, 此时静压力出现回升；(2)由于突扩段不可逆自由膨胀和动量变化引起的压力损失。

流体沿着波纹孔通道继续向前流动的过程中，由于流体本身的粘性, 以及其与通道内壁的摩擦而进一步产生压力降，称之为波纹孔通道压力降，并以Δpc表示。如果流体流动属于层流状态，则Δpc与流动速度成线性比例关系。

3 压力降计算公式的推导

文献[12]中给出了压力降的综合表达式：

式中：G为流体质量速度；V1为入口处流体比容；V2为出口处流体比容；A为总传热面积；AC为最小流通面积；σ为互通面积比；Vm为平均比容；Kc为入口处突然收缩阻力损失系数；Ke为出口处突然扩张阻力损失系数；f为平均摩擦系数；g为重力加速度。

对于等温流动，即V1=V2=Vm，则式(1)可简化为

(2)

如果以流体的实际流量和多孔火焰抑制器的某些几何参数重新组成压力降公式，就可以减少某些不必要的参数计算。

式中：W为流体的质量流量；γ为流体重度；Q为实际体积流量。

(3)

为了验证推导得到的公式的正确性，首先对已有的方形格孔圆柱形蜂窝体进行数值计算，验证公式正确后，再对等边三角形格孔的火焰抑制器进行验证计算。

取一个长度为L，直径为D，方形格孔尺寸为da，格孔壁厚为δ的圆柱蜂窝体进行计算，则

(4)

(5)

将式(4)～式(5)带入式(3)可得：

(6)

而流体在方形格孔通道内充分发展的情况可由文献[12]查出：

将f的值带入式(6)可得：

(7)

所以式(7)可改写为

(8)

式(8)表示压力降和方形格孔蜂窝体的几何参数之间的基本关系。上述各式中的Kc和Ke取决于通道的互通面积比，其值可由文献[12]查的，对于层流来说也可以用式(9)～式(10)来进行计算。

Kc=-0.42σ2+0.02σ+1.18

(9)

Ke=0.94σ2-2.71σ+1.00

(10)

4 计算值与实验值的比较

文献[12]给出的数据均是在静态下进行测定的，即空气流经一个直径100 mm，长度150 mm，方形格孔尺寸1.5 mm×1.5 mm，孔壁厚0.3 mm，空气预热温度600 ℃的火焰抑制器。压力降采用倾斜式微压计测量。在各个空气流量下实验和数值计算的不同压力降值如表1所示。实验测量值与数值计算值的流量-压差关系对比如图4所示。

表1 不同空气流量下实验和数值计算的压力降值Table 1 Under different air flow experimental and numerical pressure drop

图4 实验测量值与计算值的流量-压差关系图Fig.4 Experimental measurement and calculation of the flow-pressure relationship graph

从图4可以看出：压力降随着流速的增加线性增加，数值计算值与实验测定值的最大误差仅为5%，表明推导的公式具有较高的准确性。

5 阻火单元流阻分析

根据我国某型飞机机载火焰抑制器的相关技术要求，规定该火焰抑制器的工作介质为空气和RP-3燃油、在工作温度-55～70 ℃下其流阻特性必须满足以下条件：

(1) 最大空气流量0.06 m3/s下，流阻不大于1 psig(6 894.8 Pa)；

(2) 溢流状态下，最大燃油流速5 m/s时，流阻不大于2 psig。

5.1 空气流经阻火单元的压力降分析

满足阻火耐烧性能要求的阻火单元，在空气温度为-55和70 ℃条件下，不同的空气流量流经阻火单元时所对应的压力降分别如图5～图6所示。

(a) 最大安全间隙压力降图(d=0.97,L=25)

(b) 最小点火能量压力降图(d=1.82,L=25)

(d) LIRI实验结果压力降图(d=1.27,L=25)图5 空气温度为-55 ℃时，不同空气流量下的压力降Fig.5 Air temperature of -55 ℃ different air flow pressure drop

(a) 最大安全间隙压力降图(d=0.97,L=25)

(b) 最小点火能量压力降图(d=1.82,L=25)

(d) LIRI实验结果压力降图(d=1.27,L=25)图6 空气温度为70 ℃时，不同空气流量下的压力降Fig.6 Air temperature of 70 ℃ different air flow pressure drop

从图5～图6可以看出：随着空气流量的增加，流经阻火单元的压力降也随之增加；在阻火单元长度L一定的条件下，淬熄直径d增加，其压力降随之减小。且对比图5(c)和图6(c)，阻火单元长度L和淬熄直径d在一定情况下同时增加，其压力降反而略微下降，可见阻火单元长度L并不是决定压力降的唯一主要因素；另外，随着空气温度的增加，流经阻火单元的压力降也随之增加。

5.2 燃油流经阻火单元的压力降分析

满足阻火耐烧性能要求的阻火单元，在燃油温度为-55和70 ℃条件下，不同速度的燃油流经阻火单元时所对应的压力降分别如图7～图8所示，可以看出：随着燃油速度的增加，流经阻火单元的压力降也随之增加；在阻火单元长度L一定的条件下，淬熄直径d增加，其压力降随之减小。且对比图7(c)和图8(c)，阻火单元长度L和淬熄直径d在一定情况下同时增加，其压力降反而略微下降，可见阻火单元长度L并不是决定压力降的唯一主要因素；另外，随着燃油温度的增加，流经阻火单元的压力降随之下降。

(a) 最大安全间隙压力降图(d=0.97,L=25)

(b) 最小点火能量压力降图(d=1.82,L=25)

(d) LIRI实验结果压力降图(d=1.27,L=25)图7 燃油温度为-55 ℃时，不同燃油速度下的压力降Fig.7 Fuel temperature of -55 ℃ different fuel speeds pressure drop

(a) 最大安全间隙压力降图(d=0.97,L=25)

(b) 最小点火能量压力降图(d=1.82,L=25)

(d) LIRI实验结果压力降图(d=1.27,L=25)图8 燃油温度为70 ℃时，不同燃油速度下的压力降Fig.8 Fuel temperature of -55 ℃ different fuel speeds pressure drop

5.3 各个参数对流经三角形阻火单元压力降的影响

5.3.1 空气流量(燃油流速)对压力降的影响

空气和燃油温度均为25 ℃，阻火单元淬熄直径d为1.27 mm，阻火单元长度为13 mm，格孔壁厚为0.05 mm条件下，在不同的空气流量(燃油流速)情况下，阻火单元压力降的变化情况如图9所示。

(a) 空气流量对压力降的影响

(b) 燃油流速对压力降的影响图9 空气流量(燃油流速)与压力降的关系图Fig.9 Air flow(fuel flow)-pressure drop relationship diagram

从图9可以看出：随着空气流量(燃油流速)的增大，通道摩擦压力损失Δpc、进口压力损失Δp1、出口压力回升Δp2均随之增大，但Δp1和Δp2的增长幅度明显要大于Δpc；且就整个阻火单元压力降来看，当空气流量为0.01 m3/s时，Δpc粘性摩擦损耗占整个压力损失比例的92.58%，而当空气流量为0.06 m3/s时，Δpc粘性摩擦损耗却只占整个压力损失比例的67.54%，说明空气流量的增加对Δp1和Δp2的影响十分明显。

5.3.2 淬熄直径对压力降的影响

空气和燃油均为温度25 ℃，空气流量为0.06 m3/s和燃油速度为5 m/s，阻火单元长度为13 mm，格孔壁厚为0.05 mm条件下，在不同的淬熄直径下，阻火单元压力降的变化情况如图10所示。

(a) 国际单位压力降图

(b) 英制单位压力降图图10 淬熄直径与压力降的关系图Fig.10 Quenching diameter-pressure drop relationship diagram

从图10可以看出：随着淬熄直径d的增大，通道摩擦压力损失Δpc一开始下降较快，例如d从0.9 mm改变到1.3 mm，Δpc由645 Pa下降到294 Pa，但随后下降的速率趋于平缓，例如d从1.3 mm改变到1.9 mm，而Δpc仅由294 Pa下降到132 Pa；但进口压力损失Δp1、出口压力回升Δp2下降十分缓慢。

5.3.3 淬熄长度对压力降的影响

空气和燃油温度均为25 ℃，空气流量为0.06 m3/s和燃油速度为5 m/s，阻火单元淬熄直径d为1.27 mm，格孔壁厚为0.05 mm条件下，在不同阻火单元长度下，阻火单元压力降的变化情况如图11所示。