飞机油箱燃油热分析及可燃性分析

王赵蕊佳，郝毓雅

(中国飞行试验研究院 发动机所，陕西 西安 710089)

0 引言

四代机具备隐身功能，电子系统优势凸显，但同时也给飞机整体带来更多的热负荷。冲压空气作为传统的热沉介质，已不能满足飞机的热负荷吸收和散热问题。目前，利用燃油作为热沉已成为现代飞机设计的一个共识，燃油热沉将大为提高环境控制系统的性能[1]。燃油温度则变成了燃油系统热分析的关键参数。除此之外，近些年，对飞机燃油箱安全性的研究也逐渐成为热点，燃油箱的抑燃抑爆功能影响到整个飞机的生存能力及机上人员的人身安全，为降低飞机油箱燃爆事故发生概率，提出了燃油箱可燃性评估的概念，而燃油温度则是评估分析中的重要参数之一。因此，对飞机燃油箱温度的分布研究具有重要意义。

国内王瑞卿[1]等人利用Simulink建立燃油热负荷仿真模型，用来模拟全飞行剖面下燃油系统各节点的温度，并分析了燃油流量对燃油温度系统的影响；吕亚国[2]等人基于热网络法建立飞机燃油箱非稳态热分析模型，基于模块温度节点间的换热探究燃油箱温度的分布情况；陈悦[3]采用数值模拟的方式建立油箱热负荷模型，计算了飞行马赫数、油箱热阻等条件下油箱内燃油的温度分布；童升华[4]等人建立了机翼油箱热交换模型，并探寻了油箱温度变化与可燃性评估的关系；国外学者也采用试验及仿真的方式对燃油箱温度场进行了研究[5～7]；除此之外，对燃油箱内可燃性分析也进行了大量研究[8～10]。国内外研究学者们多以温度节点进行燃油系统热分析和以飞行参数、多参数联合探究燃油箱可燃性的研究，没有以燃油温度为主要参数进行结合性分析的研究。本文采用数值模拟的方式，对燃油箱内燃油温度进行分析，探究不同影响参数对燃油温度的影响，并根据相应影响来判断燃油箱安全问题。

1 理论分析

飞机在全飞行剖面内飞行时，燃油箱所处的外界环境不同，油箱内部的燃油量不断变化，使得油箱整体模型换热方式不同。此外，燃油箱可燃性暴露概率也随着飞机飞行高度的变化而改变，接下来就针对飞机在全飞行剖面内可遇到的相关问题进行解释。

1.1 燃油箱换热关系

本文对机翼油箱合理简化为一个六面体，右壁面为油箱内边界，视作绝热边界，暂不考虑换热，左壁面为飞机的翼尖侧壁面，上下壁面为机翼上下面蒙皮，前后壁面分别为飞机前后梁，分别考虑空气对流、太阳辐射、气动加热等因素建立油箱内燃油的换热方程。

因飞机与来流气体相对速度较大，机翼蒙皮表面易形成空气层，气动热造成蒙皮表面温度升高，飞机蒙皮表面空气层的阻滞温度为：

式中：k为绝热指数；Ma为马赫数，TH为静温，C为附面层影响系数。

由于燃油随飞行不断消耗，油箱内部油量不断变化，油箱可根据是否浸油将油箱分为浸油表面和非浸油表面，采用对流换热和辐射传热理论分别建立它们的热平衡方程。对于浸油表面，其热平衡方程[11]为：

CHAj(Tnc-TW1)

式中：CH为空气蒙皮对流换热系数，TW1为浸油表面油箱温度，εW为辐射传热系数，TT为燃油温度，RW1为浸油表面燃油箱热阻，Cj为浸油表面换热系数，Aj为浸油表面油箱面积。

对于非浸油表面，其热平衡方程为：

CHAf(Tnc-TW2)

式中：Af为非浸油表面面积，Cf为非浸油表面换热系数，RW2为非浸油部分燃油箱热阻，As为燃油液面面积，Cs为燃油液面换热系数，TW2为非浸油表面油箱温度。

1.2 可燃性界限

为充分降低民用运输类飞机油箱燃爆事故发生概率，美国联邦航空局(FAA)率先提出了燃油箱可燃性评估的概念，并经过多次对油箱点燃防护条款的修订提出了具体的评估方法。按照FAA和中国民航总局25部规范规定，油箱可燃性评估方法可以分为定性评估及定量评估两类。定性评估只针对于传统非加热铝制机翼油箱进行评估；针对目前机型多采用定量评估，即蒙特卡洛评估，是根据飞行参数、油箱参数等真实数据建立一定概率分布随机产生某些变量的值，来模拟一个变量随机的过程，由此估算出真实条件的油箱可燃性的评估方式。

实际飞行中，飞机燃油箱可燃性暴露时间组成有两方面来源，一是对油箱上部空间的氧浓度形成有效的控制，油箱上部可燃蒸汽浓度与氧浓度仍处于可以燃烧的范围，遇到合适的点火源时，将产生油箱的燃烧爆炸；二是油箱上部空间氧浓度控制效果不佳，将自然地处于可以支持燃烧的水平，当油箱内燃油温度达到(或超过)燃油自燃温度时，油箱将发生燃油的自燃现象。针对第二种方式，其控制方式为控制油箱内燃油温度达到可以自燃温度水平的时间，由此油箱内燃油温度变化即为评判燃油箱可燃性的关键因素。

不同燃油在燃烧条件下的自燃温度是不同的，根据FAA中对飞机燃油箱可燃性暴露时间评估规定：当油箱内燃油温度达到可燃性界限内时，油箱被认为是可燃的。可燃性界限的定义与燃料物性参数、飞行高度有关，根据相关文献[12]，得出本文飞机所用燃油的可燃性界限，如图1。在图1中看出，可燃上、下限是两条不平行的直线，随着高度的增加，两者之间所构成的可燃性暴露区域变窄。在全飞行剖面内，燃油温度落入可燃界限区域内的时间即为可燃性暴露时间，当可燃性时间低于适航条款规定的时间时，概率统计认为飞机油箱是安全的。

2 计算模型及计算方法

基于简化模型，采用fluent软件建立飞机机翼油箱温度场分析模型，在飞机全飞行剖面内进行了计算，并将计算结果与飞行试验数据进行了对比验证。

因油箱内部燃油随飞机姿态时刻发生变化，会产生湍流团、转捩、回流等现象，又因平飞阶段较为平稳，故选取k-ε湍流模型，油箱的晃动和高空低压环境均会使得氧气逸出，故为了更清晰地捕捉到气液两相的相界面，本文采用VOF两相流模型。

边界条件设置：入口为输油箱上部通气口，设置速度入口；出口为输油箱出油口，设置速度出口；输油箱左边界设置为绝缘，其余边界壁面根据理论分析中全浸油和非全浸油添加相应的换热率。

3 结果与分析

分别探究起飞环境温度、飞行高度、马赫数、输油率、载油量对燃油温度的影响，同时判断油箱可燃性。

3.1 起飞环境温度对燃油温度场的影响分析

在飞行高度Hp=12 km时，选取起飞环境温度为高温和常温两种工况下的计算结果进行分析，提取不同时刻云图中计算的燃油温度最高值、燃油温度平均值和燃油温度最低值进行对比。

如图2所示，在高度为12 km时，起飞时高温和常温的环境温度下，油箱内燃油温度的最高值均随时间变化较小，两者前期燃油温度均未发生大的变化，在后期有小幅度的降低，高温环境下的燃油温度最高值下降幅度大于常温环境。这是因为燃油温度最高值具有更高的热量，周围燃油温度偏高，耗散热量需要一段时间，所以呈现出前期燃油温度未发生变化的现象，而到后期，换热时间加长，高温环境下燃油温度与周围燃油温度温差较大，换热效果增强，所以温降幅度明显大于常温环境下燃油温度的变化值。燃油箱内燃油温度的平均值和最低值均随着时间下降，但高温燃油的下降幅度比常温燃油大，这主要是因为高温燃油和蒙皮的温差大造成相同时间内对流换热量大。

根据图1可知，飞行高度为12 km时，可燃界限温度限制范围为305.3～280.1 K。对比常温和高温起飞环境的燃油温度发现，常温条件下，燃油温度没有落入可燃温度界限内，而高温条件下，燃油温度的最大值和平均值初期有落入可燃温度界限内，这是因为外界环境温度过高，造成燃油初始温度过高，随着换热的进行，燃油温度最大值依旧落入可燃界限内，而燃油温度平均值会经过一段时间后脱离可燃界限。由此可知，起飞环境为高温天的情况下，会增加油箱可燃性暴露的几率。

3.2 飞行高度对燃油温度分布的影响

在高温天，选取飞行高度Hp=12 km和Hp=7 km两种工况下计算结果进行分析，提取不同时刻云图中计算的燃油温度最高值、燃油温度平均值和燃油温度最低值进行对比。

如图3所示，Hp=7 km时油箱内燃油温度普遍高于Hp=12 km时燃油，这是因为7 km高空外界环境温度高于12 km，油箱与外界换热量减小，故温降小。对比发现，各飞行高度下燃油温度虽然均随着时间逐渐下降，但是12 km时的燃油温度平均值和最低值的下降幅度明显大于7 km时油箱内的变化，燃油温度平均值和最低值选取的位置更接近于机翼蒙皮，而12 km时的外界环境温度较低，两者之间的的温差大造成相同时间内对流换热量大。

飞行高度为7 km时，可燃界限温度限制范围为323.6～291.5 K。对比7 km和12 km飞行高度的燃油温度发现，高温条件下，两者燃油温度的最大值和平均值初期有落入可燃温度界限内，相比较而言，7 km时燃油温度的平均值落入可燃界限的时间大于12 km的时长。7 km时燃油箱的换热量小于12 km，燃油温降小，故更易落入可燃界限内。低飞行高度增加可燃性暴露的几率。

3.3 马赫数对燃油温度分布的影响

在飞行高度Hp=12 km时，选取M=0.5和M=0.75两种工况下的计算结果进行分析，提取不同时刻云图中计算的燃油温度最高值、燃油温度平均值和燃油温度最低值进行对比。

如图4，两种工况下燃油温度的最高值的变化趋势相似，均是前期无明显变化，后期稍有下降趋势，且M=0.5的温降略大于M=0.75的温降；两种工况下燃油温度的平均值和最低值均随着时间下降，依旧呈现出M=0.5的温降大于M=0.75的温降，这主要是因为随着马赫数的增大，机翼表面出现气动加热现象，促使蒙皮温度增大，所以M=0.5时燃油和蒙皮的温差大，造成相同时间内对流换热量大，换热效果增强，温降明显。

在M=0.75工况下计算的燃油平均值落入可燃温度界限内的时间比M=0.5条件下计算的燃油温度的平均值落入可燃温度界限内的时间长。

3.4 输油速率对燃油温度分布的影响

在飞行高度Hp=12 km时，选取输油速率Vout=0.5 m/s和Vout=1 m/s两种工况下的计算结果进行分析，提取不同时刻云图中计算的燃油温度最高值、燃油温度平均值和燃油温度最低值进行对比。

如图5，两种工况下燃油温度最高值前阶段无明显变化，此处位于油面较低处，短时间的液位变化对其温度影响较小，但随着输油继续，输油率大的液位变化较大，油箱内换热介质多为气体，故表现出Vout=1 m/s的温降大于Vout=0.5 m/s的。两种工况的燃油温度平均值均随时间平缓下降，但下降速率不一样，这是因为对流换热量相同，不同输油速率导致油箱内剩余油量不同而导致燃油温度的变化不同。两种工况的燃油温度最低值均随时间下降，但下降趋势有明显阶段化，当液位下降至一定程度后，温降有所趋缓，然后又增大温降率。

输油速率为0.5 m/s时，燃油温度的平均值落入可燃温度界限的时间比输油速率为1 m/s时的时间长，可见，发动机的耗油越慢，燃油温度落入可燃温度界面内的时间越长。

3.5 载油量对燃油温度分布的影响

在飞行高度Hp=12 km时，选取油箱满油和半油两种工况下的计算结果进行分析，提取不同时刻云图中计算的燃油温度最高值、燃油温度平均值和燃油温度最低值进行对比。

如图6，两种工况下燃油温度最高值、平均值和最低值均随时间下降，但下降速率不一样，初始半油状态的油箱里油量较少，换热介质多为空气，从而温降明显。随着油量的不断减少，两种初始油量状态下燃油温度最低值不断减小，但温降值变化不大，但半油状态下的燃油平均值温降明显大于满油状态。

油箱满油时，燃油温度的平均值落入可燃温度界限的时间比油箱半油的时间长，油箱油量越多，燃油温度落入可燃温度界面内的时间越长。

4 结论

本文对油箱内燃油温度进行了分析，计算了环境温度、飞行高度、马赫数、输油率及油箱载油量对燃油箱关键温度点分布情况的影响，同时进行了油箱可燃性评估，得出以下结论：

在环境温度、飞行高度等因素影响下，机翼油箱内部燃油温度最大值的变化趋势较小，这与其分布位置有关，燃油温度的平均值和最小值受各因素影响较大，对今后飞行试验布置试验点具有指导意义。

根据各影响因素下的燃油温度分布，进行燃油箱温度落入可燃界限的可能性判断，发现在各因素影响下，燃油温度最大值均会落入可燃界限内，其中高温天的影响最大，低飞行高度次之，对今后采用蒙特卡罗法定性分析燃油箱可燃性提供基本的技术基础和认知，为可燃性分析提供参考。