王合旭　蔣彥龍　施　紅　韓建軍

南京航空航天大學,南京,210016

飛機空氣導管泄漏特性的試驗研究及數(shù)值模擬

王合旭蔣彥龍施紅韓建軍

南京航空航天大學,南京,210016

在研究國內(nèi)外現(xiàn)有空氣導管泄漏探測系統(tǒng)的基礎(chǔ)上,搭建了管道泄漏探測試驗臺,并結(jié)合FLUENT三維泄漏流場的數(shù)值模擬，研究了不同導流洞大小、絕熱層厚度及泄漏位置情況對泄漏探測性能的影響。試驗結(jié)果與FLUENT計算結(jié)果表明:絕熱層導流洞孔徑及絕熱層厚度的增大均能一定程度地增強感溫線捕捉泄漏信號的效果；泄漏位置也會影響探測性能。給出了小孔泄漏流量的計算方法。研究結(jié)論可為國內(nèi)飛機空氣導管的相關(guān)研究工作提供參考。

高溫壓力管道;泄漏探測;試驗;數(shù)值模擬

0　引言

空氣管理系統(tǒng)是飛機的重要機載系統(tǒng)之一,它主要包括引氣、座艙壓力調(diào)節(jié)、座艙溫度調(diào)節(jié)、防冰以及為滿足地面環(huán)境控制要求而設(shè)計的輔助動力裝置等子系統(tǒng),各子系統(tǒng)之間通過空氣導管進行交聯(lián)。因此可以說,空氣導管是飛機的生命線,其安全性關(guān)系到整個空氣管理系統(tǒng)功能的實現(xiàn)[1]。

在飛機空氣導管正常運行過程中，由于管道的腐蝕、外力作用等因素產(chǎn)生的管道泄漏現(xiàn)象會給管道周圍的結(jié)構(gòu)和部件帶來安全隱患，若能及時地發(fā)現(xiàn)并維修則能預防更大的泄漏或事故。針對可能出現(xiàn)的泄漏情況，世界上許多國家都開展了管道泄漏的檢測和定位研究,嘗試了許多新方法和新技術(shù),取得了許多較顯著的研究成果,并在工程實踐中得到了一定程度的應(yīng)用[2-8]。本文對管道泄漏特性進行了模擬試驗及仿真計算，得出的結(jié)論可為國內(nèi)相關(guān)研究工作提供參考。

1　飛機空氣導管泄漏探測系統(tǒng)

1.1泄漏探測系統(tǒng)布置

空氣導管的管道泄漏探測系統(tǒng)已成為現(xiàn)代飛機火警探測系統(tǒng)的重要組成部分,目前的民航客機如波音737、MD-90、A319、A320、A340等型號的客機都有相應(yīng)的空氣導管泄漏探測系統(tǒng)，其典型布置如圖1所示。

圖1　典型飛機空氣導管管路泄漏探測系統(tǒng)

1.2探測系統(tǒng)的工作原理及流程

探測系統(tǒng)的核心元件為感溫器。目前飛機上用于管道泄漏探測的感溫器主要是電阻式感溫線,其構(gòu)造如圖2所示。

圖2　感溫線構(gòu)造示意圖

電阻式感溫線利用浸過低熔點共晶鹽的電阻隨溫度變化的特性而工作,它包括一根內(nèi)部鎳導線和鎳金屬外殼，以及夾在中間的多孔氧化鋁陶瓷。探測系統(tǒng)工作時,感溫線合金外殼與內(nèi)導線接入探測環(huán)路中,正常溫度下,陶瓷電阻視為無窮大，環(huán)路斷路；發(fā)生泄漏時,高溫氣體經(jīng)絕熱層上的導流洞彌散,感應(yīng)到溫度變化的感溫線段的內(nèi)部陶瓷電阻阻值會突然下降,合金外殼與內(nèi)導線接通，探測環(huán)路產(chǎn)生電流信號，進而監(jiān)控系統(tǒng)會給出泄漏警報。圖3給出了感溫線工作的等效電路圖。當所監(jiān)控的管路系統(tǒng)沒有泄漏時，A、B兩端由陶瓷電阻阻斷；當任何一段感溫線感應(yīng)到泄漏高溫氣體時，A、B兩端的電路就會接通，監(jiān)控系統(tǒng)會給出泄漏警報。

圖3　感溫線工作等效電路圖

1.3探測系統(tǒng)的問題及不足

當前國內(nèi)外飛機空氣導管泄漏探測技術(shù)的主要問題在于探測系統(tǒng)的泄漏信號捕捉效果不理想，其原因是探測系統(tǒng)布置不合理導致泄漏發(fā)生時探測環(huán)路不能及時探測到高溫并反饋報警信號。本文就該問題對探測系統(tǒng)進行了試驗?zāi)M及理論研究,本文所指的探測系統(tǒng)主要包括導流洞、空氣絕熱層、泄漏孔、感溫線等。

2　泄漏探測性能試驗

本文模擬空氣導管的泄漏現(xiàn)象，搭建管道泄漏試驗臺來對空氣導管泄漏特性進行研究，試驗的目的主要是驗證不同絕熱層導流洞大小、絕熱層厚度及泄漏位置情況對泄漏探測性能的影響，以期獲得探測系統(tǒng)合理的布置方式以保證感溫線所在的位置能準確及時地捕捉到泄漏信號。

2.1試驗裝置與系統(tǒng)

圖4　試驗連接示意圖

試驗系統(tǒng)主要包括空壓機、電控加熱爐、試驗主管道、空氣絕熱層、管壓調(diào)節(jié)閥。試驗連接示意圖和試驗裝置布置圖見圖4和圖5。如圖4所示,試驗操作時,氣體經(jīng)由空壓機引進,通過電控加熱爐加熱,送入試驗主管道中，通過調(diào)節(jié)試驗主管道后閥門的開度來控制管內(nèi)氣體壓力。試驗中，試驗主管道上開有小孔形式的泄漏孔，空氣絕熱層外的護管上有一定數(shù)量的導流洞用以進行泄漏探測。試驗主管長2.5 m,內(nèi)徑為100 mm,空氣絕熱層厚度為12.7 mm,絕熱層的護管長1.5 m,空氣絕熱層兩側(cè)通過巖棉和704膠混合進行密封(密封處在后文中稱為擋板)。

圖5　試驗裝置布置圖

試驗中除圖5中描述的主要部件外還有試驗數(shù)據(jù)采集裝置、傳感器等設(shè)備。

2.2數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)包括傳感器、數(shù)據(jù)采集硬件和數(shù)據(jù)采集軟件三部分。傳感器將采集到的信息傳給數(shù)據(jù)采集模塊，采集模塊再與用戶編好的數(shù)據(jù)采集軟件建立實時通信，最后將實時的特性數(shù)據(jù)顯示給用戶，供用戶分析。

其中,傳感器選用PT123FB的壓力傳感器和PT100的鉑電阻溫度傳感器；數(shù)據(jù)采集硬件選用ADAM-4015、ADAM-4561和ADAM-4018+等系列通信模塊；試驗數(shù)據(jù)采集軟件采用北京亞控自動化軟件科技有限公司的工業(yè)自動化通用軟件“組態(tài)王”，該軟件具有豐富的繪圖工具、龐大的圖形庫，且支持多媒體,支持ODBC數(shù)據(jù)庫，滿足用戶對軟件的二次開發(fā)要求。

2.3試驗過程

試驗中通過在主管道上設(shè)置小孔來模擬泄漏現(xiàn)象，小孔開在管道長度中央部分；絕熱層采用空氣絕熱，其外表面護管設(shè)置一定數(shù)量的導流洞，護管兩端實施密封處理。考慮到現(xiàn)有飛機泄漏探測系統(tǒng)多為雙環(huán)路布置[9-10],兩探測環(huán)路的間隔一般為25.4 mm(即偏離導流洞12.7 mm),感溫線設(shè)置在管道上方12.7～25.4 mm的位置，因此，試驗取偏移導流洞12.7 mm處的兩個測點來考察感溫線處泄漏溫度的分布規(guī)律；為了做對比試驗,另取導流洞正上方3個測點進行溫度測量。兩處導流洞共10個測點的布置示意圖見圖6，其中測點4、5、9、10位置對應(yīng)實際感溫線所處位置。試驗步驟如下：

圖6　測試點布置示意圖

(1)運行空壓機，開啟引氣閥門供氣，控制流量到250 kg/h；啟動電控加熱爐加熱氣體，控制管內(nèi)溫度到170℃。調(diào)節(jié)試驗主管道后閥門開度，控制管內(nèi)靜壓到0.3 MPa。

(2)監(jiān)測導流洞a、b(測點1～10處)的溫度，測點溫度值通過多次測量取平均值獲得。

(3)改變導流洞孔徑的大小，記錄不同孔徑下導流洞a、b(測點1～10處)的溫度。

(4)改變絕熱層護管的直徑，記錄不同絕熱層厚度下導流洞a、b(測點1～10處)的溫度。

(5)改變泄漏孔與絕熱層護管的相對位置，記錄不同泄漏位置下導流洞a、b(測點1～10處)的溫度。

(6)關(guān)閉電控加熱爐，待管內(nèi)氣體溫度降至環(huán)境溫度后關(guān)閉引氣閥門，停止空壓機運行。

3　泄漏探測數(shù)值模擬

3.1模型結(jié)構(gòu)與網(wǎng)格

為了更加形象深入地了解試驗現(xiàn)象，本文對管道泄漏進行了FLUENT數(shù)值模擬。模型結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格劃分如圖7和圖8所示，在ICEM軟件中對泄漏孔周圍、導流洞周圍以及壁面處的網(wǎng)格進行了局部加密處理。

圖7　泄漏模型結(jié)構(gòu)及邊界示意

圖8　模型的網(wǎng)格劃分

3.2FLUENT設(shè)置及后處理

設(shè)置基于壓力的三維定常流動求解器,采用標準k-ε方程；設(shè)置理想氣體為研究對象,管道鋼材料熱導率取50 W/(m·K)；邊界條件為,設(shè)置壓力出口101 325 Pa，壁面設(shè)置絕熱，質(zhì)量流速為0.077 kg/s。

為了清晰地了解測量位置上的溫度情況,對溫度場進行了切面,如圖9所示。其中X方向做兩個切面以對比不同位置切面的溫度分布。

圖9　溫度場的切面處理

管內(nèi)溫度為170 ℃時不同切面的溫度場分布如圖10、圖11所示。由圖10可知,靠近泄漏孔位置的兩個導流洞氣流發(fā)生側(cè)向偏移，遠離泄漏孔位置的兩個導流洞氣流基本垂直向上,并且溫度沿氣流上升方向衰減。由圖11可知，X=12.7 mm剖面導流洞上方的溫度場較X=0剖面低很多。

圖10　170℃下X=0剖面的溫度分布

圖11　170℃下X=12.7 mm剖面的溫度分布

3.3數(shù)值模擬結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比分析

分別對不同導流洞大小、不同絕熱層厚度以及不同泄漏位置下導流洞a、b(圖6)10個測點處的溫度值進行分析，以期獲得壓力管道泄漏的溫度規(guī)律以及感溫線合理的布置方案,從而滿足探測系統(tǒng)的要求。

3.3.1導流洞直徑對測點溫度的影響

由圖12可知，導流洞a和b在10個不同測點處的試驗值和計算值的最大誤差為14%。導流洞直徑d的大小對導流洞a和b在圖6所示1、2、3三處正上方位置的溫度影響較小，其主要原因是正上方的三個位置處于泄漏氣體的核心區(qū)域,導流洞大小的改變只是改變了該核心區(qū)域的范圍并未改變核心區(qū)域的溫度，而正上方的3個測量位置處于導流洞附近，擴散的泄漏氣體的能量衰減速度較小。測量點9、10受導流洞大小的影響較大。由于飛機空氣導管雙環(huán)路布置的要求,感溫線處于偏移導流洞12.7 mm的位置，因此，由上述分析可知,導流洞要盡可能大一些,當然，其大小要同時兼顧無泄漏時感溫線的溫度不超過探測溫度以防止誤報警。

1.計算值(d=4 mm)　2.試驗值(d=4 mm)3.計算值(d=8 mm)　4.試驗值(d=8 mm)5.計算值(d=12.7 mm)　6.試驗值(d=12.7 mm)圖12　不同導流洞直徑d下各測量點的溫度分布

3.3.2空氣絕熱層厚度對測點溫度的影響

由圖13可知,導流洞a和b在10個不同測量位置處的試驗值和數(shù)值計算值最大誤差為13%。空氣絕熱層厚度δ對導流洞a在圖6所示1、2、3、4、5這5處位置的溫度比對導流洞b相同位置的溫度影響要小。隨著絕熱層厚度的增大,測量點7、8、9和10的溫度升高，且升幅較大。由上述分析可知,尤其是在接近泄漏位置處的導流洞上方區(qū)域，絕熱層厚度越大區(qū)域溫度越高。因此，在設(shè)計時，可增大絕熱層的厚度來增強探測系統(tǒng)的探測效果。當然，空氣絕熱層的厚度設(shè)計還應(yīng)考慮安裝等要求。

1.計算值(δ=6 mm)　2.試驗值(δ=6 mm)3.計算值(δ=8 mm)　4.試驗值(δ=8 mm)5.計算值(δ=12.7 mm)　6.試驗值(δ=12.7 mm)圖13　不同絕熱層厚度δ下各測量點的溫度分布

3.3.3不同泄漏位置對測點溫度的影響

設(shè)泄漏孔中心距擋板的距離為L,如圖14所示,試驗取L分別為500 mm、300 mm、100 mm,則3種情況下的溫度結(jié)果如圖15所示。

圖14　泄漏孔位置變化示意圖

1.計算值(L=500 mm)　2.試驗值(L=500 mm)3.計算值(L=300 mm) 　4.試驗值(L=300 mm)5.計算值(L=100 mm)　6.試驗值(L=100 mm)圖15　不同泄漏位置下各測量點的溫度

如圖15所示,導流洞a和b的10個不同測量位置的試驗值和計算值最大誤差為15%。不同泄漏位置引起的泄漏對X=12.7 mm的剖面溫度影響較大，并且泄漏位置越靠近擋板，測量點4、5、9、10的溫度越低。其主要原因是，對于上述布置方式，泄漏孔越靠近擋板，泄漏的氣流衰減的能量越大。因此，在設(shè)計時應(yīng)考慮擋板設(shè)置對泄漏信號捕捉效果的影響，充分保證任一點的泄漏都能反饋出報警信號。

需要指出的是,在上述分析過程中，試驗值和FLUENT理論計算值存在一定的誤差。誤差的來源主要有以下幾個方面:①在數(shù)值模擬時，擋板是完全密封的，然而在試驗過程中，存在一定量的微小泄漏;②在泄漏孔和導流洞的打孔過程中，孔的中心存在一定的偏差;③試驗中溫度測量盡管采用多次測量取平均值的方法,但仍有一定的人為誤差，包括測量點高度的定位誤差等。

4　泄漏流量計算模型

除上述影響因素之外,管道本身的泄漏情況包括泄漏流量大小、泄漏氣體特征等都會影響探測效果,本文針對小孔泄漏流量的計算給出了數(shù)學模型推導。

考慮圖16所示的氣體泄漏模型，管內(nèi)氣體絕對壓力、氣體溫度、氣體密度分別為p1、t1、ρ1,管外氣體絕對壓力、氣體溫度、氣體密度分別為p2、t2、ρ2,氣體由小孔泄漏。

圖16　管內(nèi)氣體泄漏模型

如圖16所示，點1處于管內(nèi)流體區(qū)域且在泄漏口的垂直下方，點2處于泄漏口正中間。為了推導小孔泄漏的流量計算公式,作如下假設(shè)：①管內(nèi)為等溫流動，泄漏處做等熵流動;②模型為一維流動模型[11-12]。

氣體的一維流動歐拉方程為

(1)

式中，p為空氣絕對壓力;ρ為空氣密度;u為斷面氣流的平均速度。

假設(shè)泄漏為等熵過程,因此有

(2)

式中,k為空氣的等熵指數(shù),取值1.4;C為常量。

空氣看作理想氣體，所以

(3)

式中,R為氣體常數(shù),取8.314J/(mol·K);T為氣體溫度;Z為壓縮因子;M為氣體的分子量。

將式(2)和式(3)代入式(1)并在點1和點2積分,整理可得

(4)

式中,u2為點2在泄漏面的平均流速;u1為點1在管內(nèi)沿泄漏面垂直方向的流速。

一般情況下,u1比u2小很多，可以忽略不計，因此式(4)可簡化為

(5)

則泄漏口流體的質(zhì)量流量為

qm=C0Aρ3u3

(6)

式中,C0為流量系數(shù)，對于小孔該系數(shù)為1.0;A為泄漏處面積。

聯(lián)立式(1)～式(6)可得到如下表達式：

(7)

孔口處氣體泄漏的速度取決于氣體在孔口處是臨界流還是非臨界流?？紤]飛機空氣導管管路泄漏多數(shù)屬于臨界流，因此式(7)可整理成

(8)

由此可見,在飛機空氣導管發(fā)生泄漏時，泄漏部位面積、管道氣體溫度及壓力都會影響泄漏流量,進而會對探測系統(tǒng)的探測效果產(chǎn)生影響。

5　結(jié)論

本文通過搭建管道泄漏試驗臺，考察不同導流洞大小、絕熱層厚度及泄漏位置時各測量點的溫度變化情況，結(jié)合Fluent數(shù)值模擬，得出如下結(jié)論：

(1)絕熱層導流洞孔徑的增大可以一定程度地增強感溫線捕捉泄漏信號的效果，但孔徑過大會導致熱流動損失加大以及出現(xiàn)誤報警的情況，設(shè)計時應(yīng)綜合考量。

(2)絕熱層厚度的增大可以一定程度地增強感溫線捕捉泄漏信號的效果，但過厚的絕熱層會帶來管道安裝布置上的不便，設(shè)計時應(yīng)綜合考量。

(3)泄漏發(fā)生在越靠近擋板的位置，則感溫線捕捉到泄漏信號的概率越低。

(4)導流洞正上方區(qū)域溫度明顯高于偏移12.7mm處剖面的溫度,實際探測系統(tǒng)布置時可減小感溫線間隔，使其盡可能地靠近導流洞中軸線。

(5)泄漏空氣溫度的迅速衰減是泄漏信號捕捉不到的主要原因，實際探測系統(tǒng)布置時可在導流洞外設(shè)置引流裝置，使泄漏空氣直接噴射到感溫線上，減少空氣溫度損耗，從而增強泄漏信號捕捉效果。

[1]程立嘉,程曉忠,左彥聲.大型客機空氣管理系統(tǒng)現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢[J].航空科學技術(shù),2008(3):7-8.

ChengLijia,ChengXiaozhong,ZuoYansheng.PresentSituationandtheDevelopmentTrendoftheLargeAircraftAirManagementSystem[J].AerospaceScienceandTechnology,2008(3):7-8.

[2]ToruK,HiromuK,SatoshiM.ApplicationofProbabilisticSafetyAssessmenttothePipeRuptureIncidentatHamaokaUnit-1[J].JournalofNuclearScienceandTechnology,2004,41(1):77-85.

[3]GeraldP,MarkusH,LangRW.LifetimeandSafetyAssessmentofPEPressurePipesBasedonFractureMechanicsFatigueTests[C]//AnnualTechnicalConferenceANTEC.Chicago,2007:2876-2879.

[4]于艷紅.飛機過熱探測環(huán)路故障定位方法研究[D].天津:天津民航學院,2004.

[5]趙海志.飛機引氣泄漏探測傳感元件的故障定位研究[D].西安:西安電子科技大學,2012.

[6]李麗.民用發(fā)動機短艙火警探測器溫度特性地面試驗研究[J].航空科學技術(shù),2012(3):34-36.

LiLi.GroundTestResearchofCivilEngineNacelleFireDetectorTemperatureCharacteristic[J].AerospaceScienceandTechnology,2012(3):34-36.

[7]BrakeDE,StevenSV,DaryRN.EnhancedPipelineLeakDetectionUsingAirborneDifferentialAbsorptionLIDAR[C]//ProceedingsoftheBiennialInternationalPipelineConference.Langfang,China,2008:941-948.[8]LiouCP.PipelineLeakDetectionandLocation[C]//PipelineDesignandInstallation:ProceedingsoftheInternationalConference.Shenzhen,1990:255-269.[9]蔣彥龍,施紅,王瑜,等.飛機高溫高壓導管中高溫氣體泄漏探測系統(tǒng)及方法:中國,201110027440.2[P].2011-01-26.

[10]LeslieF,ArnaudA.BleedLeakDetectionSystem:US,US7155961B2[P].2007-11-10.

[11]NASA.CRJ700/900SRM(StructuralRepairManual)BombardierInc[M].Revision16.Houston:NASAPress,2000.

[12]NASA.CRJ700 /900FIM(FaultIsolationManual)BombardierInc[M].Revision18.Houston:NASAPress,2008.

(編輯蘇衛(wèi)國)

Experiment and Numerical Simulation on Leakage Characteristics of Aircraft Duct

Wang HexuJiang Yanlong Shi HongHan Jianjun

Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing,210016

Based on the study of the duct overheat detector of commercial and domestic aircraft in existing combined with the three-dimension flow field simulation of the leakage by FLUENT,the overheat detection experimental platform was built,the influences of the deflector size,thickness of the insulation and the leakage position on the detection performance were investigated by experiments.By analyzing the test results and FLUENT results,it is found that,the increasing of the deflector size and the insulation thickness will both increase the ability to capture leaking signals;the leakage position will affect the detection performance too,at the same time,the computing method of flow rate of eyelet leak is deriveed.The conclusion can provide technical reference for the related work upon ducts of domestic aircraft.

high-temperature pressure piping;leakage detection;experiment;numerical simulation

2013-12-01

V211.3DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.09.010

王合旭,男,1991年生。南京航空航天大學航空宇航學院碩士研究生。主要研究方向為飛機空氣導管泄漏探測。蔣彥龍,男,1977年生。南京航空航天大學航空宇航學院教授、博士研究生導師。施紅，女,1984年生。南京航空航天大學航空宇航學院博士。韓建軍，男，1988年生。南京航空航天大學航空宇航學院碩士研究生。