飛機(jī)油箱燃油熱分析及可燃性分析

王趙蕊佳，郝毓雅

(中國飛行試驗(yàn)研究院 發(fā)動機(jī)所，陜西 西安 710089)

0 引言

四代機(jī)具備隱身功能，電子系統(tǒng)優(yōu)勢凸顯，但同時也給飛機(jī)整體帶來更多的熱負(fù)荷。沖壓空氣作為傳統(tǒng)的熱沉介質(zhì)，已不能滿足飛機(jī)的熱負(fù)荷吸收和散熱問題。目前，利用燃油作為熱沉已成為現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計的一個共識，燃油熱沉將大為提高環(huán)境控制系統(tǒng)的性能[1]。燃油溫度則變成了燃油系統(tǒng)熱分析的關(guān)鍵參數(shù)。除此之外，近些年，對飛機(jī)燃油箱安全性的研究也逐漸成為熱點(diǎn)，燃油箱的抑燃抑爆功能影響到整個飛機(jī)的生存能力及機(jī)上人員的人身安全，為降低飛機(jī)油箱燃爆事故發(fā)生概率，提出了燃油箱可燃性評估的概念，而燃油溫度則是評估分析中的重要參數(shù)之一。因此，對飛機(jī)燃油箱溫度的分布研究具有重要意義。

國內(nèi)王瑞卿[1]等人利用Simulink建立燃油熱負(fù)荷仿真模型，用來模擬全飛行剖面下燃油系統(tǒng)各節(jié)點(diǎn)的溫度，并分析了燃油流量對燃油溫度系統(tǒng)的影響；呂亞國[2]等人基于熱網(wǎng)絡(luò)法建立飛機(jī)燃油箱非穩(wěn)態(tài)熱分析模型，基于模塊溫度節(jié)點(diǎn)間的換熱探究燃油箱溫度的分布情況；陳悅[3]采用數(shù)值模擬的方式建立油箱熱負(fù)荷模型，計算了飛行馬赫數(shù)、油箱熱阻等條件下油箱內(nèi)燃油的溫度分布；童升華[4]等人建立了機(jī)翼油箱熱交換模型，并探尋了油箱溫度變化與可燃性評估的關(guān)系；國外學(xué)者也采用試驗(yàn)及仿真的方式對燃油箱溫度場進(jìn)行了研究[5～7]；除此之外，對燃油箱內(nèi)可燃性分析也進(jìn)行了大量研究[8～10]。國內(nèi)外研究學(xué)者們多以溫度節(jié)點(diǎn)進(jìn)行燃油系統(tǒng)熱分析和以飛行參數(shù)、多參數(shù)聯(lián)合探究燃油箱可燃性的研究，沒有以燃油溫度為主要參數(shù)進(jìn)行結(jié)合性分析的研究。本文采用數(shù)值模擬的方式，對燃油箱內(nèi)燃油溫度進(jìn)行分析，探究不同影響參數(shù)對燃油溫度的影響，并根據(jù)相應(yīng)影響來判斷燃油箱安全問題。

1 理論分析

飛機(jī)在全飛行剖面內(nèi)飛行時，燃油箱所處的外界環(huán)境不同，油箱內(nèi)部的燃油量不斷變化，使得油箱整體模型換熱方式不同。此外，燃油箱可燃性暴露概率也隨著飛機(jī)飛行高度的變化而改變，接下來就針對飛機(jī)在全飛行剖面內(nèi)可遇到的相關(guān)問題進(jìn)行解釋。

1.1 燃油箱換熱關(guān)系

本文對機(jī)翼油箱合理簡化為一個六面體，右壁面為油箱內(nèi)邊界，視作絕熱邊界，暫不考慮換熱，左壁面為飛機(jī)的翼尖側(cè)壁面，上下壁面為機(jī)翼上下面蒙皮，前后壁面分別為飛機(jī)前后梁，分別考慮空氣對流、太陽輻射、氣動加熱等因素建立油箱內(nèi)燃油的換熱方程。

因飛機(jī)與來流氣體相對速度較大，機(jī)翼蒙皮表面易形成空氣層，氣動熱造成蒙皮表面溫度升高，飛機(jī)蒙皮表面空氣層的阻滯溫度為：

式中：k為絕熱指數(shù)；Ma為馬赫數(shù)，TH為靜溫，C為附面層影響系數(shù)。

由于燃油隨飛行不斷消耗，油箱內(nèi)部油量不斷變化，油箱可根據(jù)是否浸油將油箱分為浸油表面和非浸油表面，采用對流換熱和輻射傳熱理論分別建立它們的熱平衡方程。對于浸油表面，其熱平衡方程[11]為：

CHAj(Tnc-TW1)

式中：CH為空氣蒙皮對流換熱系數(shù)，TW1為浸油表面油箱溫度，εW為輻射傳熱系數(shù)，TT為燃油溫度，RW1為浸油表面燃油箱熱阻，Cj為浸油表面換熱系數(shù)，Aj為浸油表面油箱面積。

對于非浸油表面，其熱平衡方程為：

CHAf(Tnc-TW2)

式中：Af為非浸油表面面積，Cf為非浸油表面換熱系數(shù)，RW2為非浸油部分燃油箱熱阻，As為燃油液面面積，Cs為燃油液面換熱系數(shù)，TW2為非浸油表面油箱溫度。

1.2 可燃性界限

為充分降低民用運(yùn)輸類飛機(jī)油箱燃爆事故發(fā)生概率，美國聯(lián)邦航空局(FAA)率先提出了燃油箱可燃性評估的概念，并經(jīng)過多次對油箱點(diǎn)燃防護(hù)條款的修訂提出了具體的評估方法。按照FAA和中國民航總局25部規(guī)范規(guī)定，油箱可燃性評估方法可以分為定性評估及定量評估兩類。定性評估只針對于傳統(tǒng)非加熱鋁制機(jī)翼油箱進(jìn)行評估；針對目前機(jī)型多采用定量評估，即蒙特卡洛評估，是根據(jù)飛行參數(shù)、油箱參數(shù)等真實(shí)數(shù)據(jù)建立一定概率分布隨機(jī)產(chǎn)生某些變量的值，來模擬一個變量隨機(jī)的過程，由此估算出真實(shí)條件的油箱可燃性的評估方式。

實(shí)際飛行中，飛機(jī)燃油箱可燃性暴露時間組成有兩方面來源，一是對油箱上部空間的氧濃度形成有效的控制，油箱上部可燃蒸汽濃度與氧濃度仍處于可以燃燒的范圍，遇到合適的點(diǎn)火源時，將產(chǎn)生油箱的燃燒爆炸；二是油箱上部空間氧濃度控制效果不佳，將自然地處于可以支持燃燒的水平，當(dāng)油箱內(nèi)燃油溫度達(dá)到(或超過)燃油自燃溫度時，油箱將發(fā)生燃油的自燃現(xiàn)象。針對第二種方式，其控制方式為控制油箱內(nèi)燃油溫度達(dá)到可以自燃溫度水平的時間，由此油箱內(nèi)燃油溫度變化即為評判燃油箱可燃性的關(guān)鍵因素。

不同燃油在燃燒條件下的自燃溫度是不同的，根據(jù)FAA中對飛機(jī)燃油箱可燃性暴露時間評估規(guī)定：當(dāng)油箱內(nèi)燃油溫度達(dá)到可燃性界限內(nèi)時，油箱被認(rèn)為是可燃的。可燃性界限的定義與燃料物性參數(shù)、飛行高度有關(guān)，根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)[12]，得出本文飛機(jī)所用燃油的可燃性界限，如圖1。在圖1中看出，可燃上、下限是兩條不平行的直線，隨著高度的增加，兩者之間所構(gòu)成的可燃性暴露區(qū)域變窄。在全飛行剖面內(nèi)，燃油溫度落入可燃界限區(qū)域內(nèi)的時間即為可燃性暴露時間，當(dāng)可燃性時間低于適航條款規(guī)定的時間時，概率統(tǒng)計認(rèn)為飛機(jī)油箱是安全的。

2 計算模型及計算方法

基于簡化模型，采用fluent軟件建立飛機(jī)機(jī)翼油箱溫度場分析模型，在飛機(jī)全飛行剖面內(nèi)進(jìn)行了計算，并將計算結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比驗(yàn)證。

因油箱內(nèi)部燃油隨飛機(jī)姿態(tài)時刻發(fā)生變化，會產(chǎn)生湍流團(tuán)、轉(zhuǎn)捩、回流等現(xiàn)象，又因平飛階段較為平穩(wěn)，故選取k-ε湍流模型，油箱的晃動和高空低壓環(huán)境均會使得氧氣逸出，故為了更清晰地捕捉到氣液兩相的相界面，本文采用VOF兩相流模型。

邊界條件設(shè)置：入口為輸油箱上部通氣口，設(shè)置速度入口；出口為輸油箱出油口，設(shè)置速度出口；輸油箱左邊界設(shè)置為絕緣，其余邊界壁面根據(jù)理論分析中全浸油和非全浸油添加相應(yīng)的換熱率。

3 結(jié)果與分析

分別探究起飛環(huán)境溫度、飛行高度、馬赫數(shù)、輸油率、載油量對燃油溫度的影響，同時判斷油箱可燃性。

3.1 起飛環(huán)境溫度對燃油溫度場的影響分析

在飛行高度Hp=12 km時，選取起飛環(huán)境溫度為高溫和常溫兩種工況下的計算結(jié)果進(jìn)行分析，提取不同時刻云圖中計算的燃油溫度最高值、燃油溫度平均值和燃油溫度最低值進(jìn)行對比。

如圖2所示，在高度為12 km時，起飛時高溫和常溫的環(huán)境溫度下，油箱內(nèi)燃油溫度的最高值均隨時間變化較小，兩者前期燃油溫度均未發(fā)生大的變化，在后期有小幅度的降低，高溫環(huán)境下的燃油溫度最高值下降幅度大于常溫環(huán)境。這是因?yàn)槿加蜏囟茸罡咧稻哂懈叩臒崃?，周圍燃油溫度偏高，耗散熱量需要一段時間，所以呈現(xiàn)出前期燃油溫度未發(fā)生變化的現(xiàn)象，而到后期，換熱時間加長，高溫環(huán)境下燃油溫度與周圍燃油溫度溫差較大，換熱效果增強(qiáng)，所以溫降幅度明顯大于常溫環(huán)境下燃油溫度的變化值。燃油箱內(nèi)燃油溫度的平均值和最低值均隨著時間下降，但高溫燃油的下降幅度比常溫燃油大，這主要是因?yàn)楦邷厝加秃兔善さ臏夭畲笤斐上嗤瑫r間內(nèi)對流換熱量大。

根據(jù)圖1可知，飛行高度為12 km時，可燃界限溫度限制范圍為305.3～280.1 K。對比常溫和高溫起飛環(huán)境的燃油溫度發(fā)現(xiàn)，常溫條件下，燃油溫度沒有落入可燃溫度界限內(nèi)，而高溫條件下，燃油溫度的最大值和平均值初期有落入可燃溫度界限內(nèi)，這是因?yàn)橥饨绛h(huán)境溫度過高，造成燃油初始溫度過高，隨著換熱的進(jìn)行，燃油溫度最大值依舊落入可燃界限內(nèi)，而燃油溫度平均值會經(jīng)過一段時間后脫離可燃界限。由此可知，起飛環(huán)境為高溫天的情況下，會增加油箱可燃性暴露的幾率。

3.2 飛行高度對燃油溫度分布的影響

在高溫天，選取飛行高度Hp=12 km和Hp=7 km兩種工況下計算結(jié)果進(jìn)行分析，提取不同時刻云圖中計算的燃油溫度最高值、燃油溫度平均值和燃油溫度最低值進(jìn)行對比。

如圖3所示，Hp=7 km時油箱內(nèi)燃油溫度普遍高于Hp=12 km時燃油，這是因?yàn)? km高空外界環(huán)境溫度高于12 km，油箱與外界換熱量減小，故溫降小。對比發(fā)現(xiàn)，各飛行高度下燃油溫度雖然均隨著時間逐漸下降，但是12 km時的燃油溫度平均值和最低值的下降幅度明顯大于7 km時油箱內(nèi)的變化，燃油溫度平均值和最低值選取的位置更接近于機(jī)翼蒙皮，而12 km時的外界環(huán)境溫度較低，兩者之間的的溫差大造成相同時間內(nèi)對流換熱量大。

飛行高度為7 km時，可燃界限溫度限制范圍為323.6～291.5 K。對比7 km和12 km飛行高度的燃油溫度發(fā)現(xiàn)，高溫條件下，兩者燃油溫度的最大值和平均值初期有落入可燃溫度界限內(nèi)，相比較而言，7 km時燃油溫度的平均值落入可燃界限的時間大于12 km的時長。7 km時燃油箱的換熱量小于12 km，燃油溫降小，故更易落入可燃界限內(nèi)。低飛行高度增加可燃性暴露的幾率。

3.3 馬赫數(shù)對燃油溫度分布的影響

在飛行高度Hp=12 km時，選取M=0.5和M=0.75兩種工況下的計算結(jié)果進(jìn)行分析，提取不同時刻云圖中計算的燃油溫度最高值、燃油溫度平均值和燃油溫度最低值進(jìn)行對比。

如圖4，兩種工況下燃油溫度的最高值的變化趨勢相似，均是前期無明顯變化，后期稍有下降趨勢，且M=0.5的溫降略大于M=0.75的溫降；兩種工況下燃油溫度的平均值和最低值均隨著時間下降，依舊呈現(xiàn)出M=0.5的溫降大于M=0.75的溫降，這主要是因?yàn)殡S著馬赫數(shù)的增大，機(jī)翼表面出現(xiàn)氣動加熱現(xiàn)象，促使蒙皮溫度增大，所以M=0.5時燃油和蒙皮的溫差大，造成相同時間內(nèi)對流換熱量大，換熱效果增強(qiáng)，溫降明顯。

在M=0.75工況下計算的燃油平均值落入可燃溫度界限內(nèi)的時間比M=0.5條件下計算的燃油溫度的平均值落入可燃溫度界限內(nèi)的時間長。

3.4 輸油速率對燃油溫度分布的影響

在飛行高度Hp=12 km時，選取輸油速率Vout=0.5 m/s和Vout=1 m/s兩種工況下的計算結(jié)果進(jìn)行分析，提取不同時刻云圖中計算的燃油溫度最高值、燃油溫度平均值和燃油溫度最低值進(jìn)行對比。

如圖5，兩種工況下燃油溫度最高值前階段無明顯變化，此處位于油面較低處，短時間的液位變化對其溫度影響較小，但隨著輸油繼續(xù)，輸油率大的液位變化較大，油箱內(nèi)換熱介質(zhì)多為氣體，故表現(xiàn)出Vout=1 m/s的溫降大于Vout=0.5 m/s的。兩種工況的燃油溫度平均值均隨時間平緩下降，但下降速率不一樣，這是因?yàn)閷α鲹Q熱量相同，不同輸油速率導(dǎo)致油箱內(nèi)剩余油量不同而導(dǎo)致燃油溫度的變化不同。兩種工況的燃油溫度最低值均隨時間下降，但下降趨勢有明顯階段化，當(dāng)液位下降至一定程度后，溫降有所趨緩，然后又增大溫降率。

輸油速率為0.5 m/s時，燃油溫度的平均值落入可燃溫度界限的時間比輸油速率為1 m/s時的時間長，可見，發(fā)動機(jī)的耗油越慢，燃油溫度落入可燃溫度界面內(nèi)的時間越長。

3.5 載油量對燃油溫度分布的影響

在飛行高度Hp=12 km時，選取油箱滿油和半油兩種工況下的計算結(jié)果進(jìn)行分析，提取不同時刻云圖中計算的燃油溫度最高值、燃油溫度平均值和燃油溫度最低值進(jìn)行對比。

如圖6，兩種工況下燃油溫度最高值、平均值和最低值均隨時間下降，但下降速率不一樣，初始半油狀態(tài)的油箱里油量較少，換熱介質(zhì)多為空氣，從而溫降明顯。隨著油量的不斷減少，兩種初始油量狀態(tài)下燃油溫度最低值不斷減小，但溫降值變化不大，但半油狀態(tài)下的燃油平均值溫降明顯大于滿油狀態(tài)。

油箱滿油時，燃油溫度的平均值落入可燃溫度界限的時間比油箱半油的時間長，油箱油量越多，燃油溫度落入可燃溫度界面內(nèi)的時間越長。

4 結(jié)論

本文對油箱內(nèi)燃油溫度進(jìn)行了分析，計算了環(huán)境溫度、飛行高度、馬赫數(shù)、輸油率及油箱載油量對燃油箱關(guān)鍵溫度點(diǎn)分布情況的影響，同時進(jìn)行了油箱可燃性評估，得出以下結(jié)論：

在環(huán)境溫度、飛行高度等因素影響下，機(jī)翼油箱內(nèi)部燃油溫度最大值的變化趨勢較小，這與其分布位置有關(guān)，燃油溫度的平均值和最小值受各因素影響較大，對今后飛行試驗(yàn)布置試驗(yàn)點(diǎn)具有指導(dǎo)意義。

根據(jù)各影響因素下的燃油溫度分布，進(jìn)行燃油箱溫度落入可燃界限的可能性判斷，發(fā)現(xiàn)在各因素影響下，燃油溫度最大值均會落入可燃界限內(nèi)，其中高溫天的影響最大，低飛行高度次之，對今后采用蒙特卡羅法定性分析燃油箱可燃性提供基本的技術(shù)基礎(chǔ)和認(rèn)知，為可燃性分析提供參考。