两种直升机多舱油箱惰化系统代偿损失比较

针对某型直升机多舱油箱,设计了冷却空气控温和燃油热沉控温的2种多舱油箱惰化系统。基于AMESim平台搭建了这2种系统模型,研究了这2种系统的控温效果和各舱油箱参数变化规律,并且引入代偿损失指标对这2种系统性能进行评估。仿真结果表明:2种惰化系统均能控制膜前温度维持在90℃;燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统在整个飞行过程中,各舱油箱中最高燃油温度小于32℃,没有超过许用限制;对于直升机而言,由于油箱相比大型客机而言体积较小,通过计算可得,冷却空气控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失小于燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失。仿真结果为多舱油箱惰化系统的设计和优化提供了参考依据。

密闭采空区不同惰化置换方案效果仿真

针对密闭采空区瓦斯抽采过程中在负压作用下外界O_(2)通过裂隙进入采空区易引发煤自燃的问题,常采用抽采的同时注惰性气体以置换抽出的瓦斯的方案,此法可平衡气压、防止外界空气进入采空区,达到防治煤自燃的目的。采用数值模拟的方法研究置换过程中相关物理参数流场变化规律,并提出了自由混合置换法、正压置换法、负压置换法、正压-负压置换法4种方案;以O_(2)最大体积分数低于2%为置换达标标准,对比了4种方案下耗费总时长、消耗氮量、通风机运转时间、累计注氮时长等置换成本评价指标,找出可用于置换方案决策的方法,并给出不同地质条件下密闭采空区适用方案。

结构对耗氧型惰化系统中反应器性能的影响

针对新型低温催化惰化系统中反应器存在的易飞温和转化率低的问题,基于FLUENT多孔介质模型,以用户自定义标量(UDS)添加固相能量方程,以用户自定义函数(UDF)形式加入化学反应,建立了圆柱体、圆锥体及反圆锥体3种结构的反应器仿真模型,并通过自建试验台对模型的正确性进行了验证。定义了转化率和耗氧速率2个性能指标,研究了反应器进口气体温度、进口流量和RP-3燃油蒸气体积浓度对反应器性能的影响,分析了反应器的操作范围,并从流动速度的角度出发,比较了3种结构反应器的性能差异。结果表明:进口气体的温度及RP-3燃油体积浓度的提高以及进口流量的减小可以促进反应的发生;反应器的起燃温度为470 K;在相同条件下,3种结构反应器的转化率从高到低依次为圆锥体、圆柱体、反圆锥体,可操作温度范围差值为8~10 K。

基于模糊控制的惰化反应器温度控制

为了抑制飞机耗氧型燃油惰化系统整体式反应器内飞温现象的发生,为提升工作效率,延长使用寿命,利用Modelica语言对整体式反应器建立双温度模型,开展动态仿真,并设计了逆流式冷却措施。根据反应器温度特性,制定了相对应的控制策略,建立模糊控制器,研究了不同工况下模糊控制器在逆流式反应器温度控制上的工作特性,以及冷却管道排布对反应通道工作效率的影响。研究结果表明:模糊控制对逆流式反应器温度控制稳定性较好,有效抑制了反应器尾部的飞温现象;相比无温控管道,单侧和双侧存在温控管道时,单根反应通道的平均反应速率分别提升了1倍和10倍,添加温度控制后,反应器整体燃油蒸气转化率从10%提升至99%。隶属函数方差σ^(2)对控制效果有明显的影响,方差σ^(2)越大,控制精度越低,响应速度越快,要根据不同进口状态选取合适的σ^(2),以获得最佳控制性能。

LFP电池热失控液氮冷却惰化理论分析方法研究

传统的商用灭火剂扑救锂离子电池热失控火灾和抑制复燃的效果不佳,液氮作为一种高效的灭火剂,其冷却抑制锂离子电池热失控的效果得到了很多研究机构试验验证,但目前针对液氮灭火用量和灭火效能尚缺乏理论分析方法。笔者通过对液氮灭火机理的理论分析,研究确定了液氮冷却和惰化理论分析计算方法。方法中通过试验和理论分析确定热失控放热热量、液氮吸热热量、液氮惰化用量等,并通过实尺试验验证方法的有效性。以280 Ah磷酸铁锂电池热失控为例,依据理论分析方法,计算得到了惰化抑爆和冷却的最低液氮用量,在有效容积为38.88 m3的爆炸试验箱体内,施加了83.39 kg液氮后,24 h间隔点火48次,均未出现燃爆现象。通过实际案例验证理论分析方法的有效性和合理性,提出的理论分析方法为液氮灭火抑爆的设计和有效性分析提供评价手段和方法,进一步增强磷酸铁锂电池舱式储能系统的安全性。

锂电池热失控爆炸超压及液氮惰化效果分析

为明确液氮对280 Ah储能锂电池热失控燃爆的惰化效果,在试验分析电池热失控气体成分和爆炸极限的基础上,利用火焰加速模拟(FLACS)软件模拟计算储能集装箱内电池热失控气体爆炸超压后果,并开展标准试验和实体试验,分析液氮对电池热失控气体的惰化抑爆效果。结果表明:热失控气体爆炸超压随着自身体积的增多逐渐升高,点燃超过1.1 m^(3)热失控气体会造成较为严重的后果;单个100%充电状态的280 Ah磷酸铁锂电池,真空状态下加热可触发电池热失控,并产生134.6 L以CO_(2)、H_(2)、CO、CH_(4)和C_(2)H_(4)为主要成分的热失控气体。热失控气体为可燃气体,爆炸极限范围为8.5%~45.5%;N_(2)能够有效惰化热失控气体,并显著减小热失控气体爆炸极限范围,极限N_(2)体积分数为84.7%;向35 m^(3)储能集装箱内喷射69 kg液氮惰化电池热失控气体,当箱内N_(2)体积分数高于极限N_(2)体积分数时能够有效惰化电池热失控气体,有效保护时间为2200 s。

惰化条件下甲烷燃爆火焰特征试验与数值模拟分析

为分析甲烷惰化极限条件下燃爆火焰特征,采用高速纹影对20 L球形装置内CO_(2)惰化抑制CH4燃爆的火焰图像进行采集,并利用数值模拟方法对燃爆过程进行重现。通过观察和分析火焰形状的演化过程、火焰熄灭现象以及火焰传播速度,可掌握浮力主导下的燃爆火焰的特征,揭示惰化条件下燃爆火焰形态演化机理和各方向扩展速度演化,分析导致火焰熄灭的原因。结果显示:爆炸初期,火焰在各方向扩展速度相同,火焰形态呈“球”形。之后,添加较少CO_(2)的工况中,火焰各方向扩展速度基本相同,一直呈“球”形。在惰化极限的工况中,火焰的已燃区和未燃区内体积分数差显著增大,与惰化弱的工况相比,浮力变得显著,“球”形火焰将转变为“ω”形火焰,且火焰出现整体上浮或熄灭现象。火焰上浮过程中,向下扩展的速度出现负值,且明显大于两侧速度。此外,数值模拟可以补充试验中视窗以外的火焰部分,模拟结果显示火焰在上浮过程中底部向上速度逐渐增大,且明显大于两侧速度,导致火焰面底部中心出现凹陷,最终形成“ω”形火焰。“ω”形火焰在上浮过程中,会与周围未燃气体或容器壁面换热进而导致火焰熄灭,但整个过程没有产生超压。

甲醇动力船惰化吹扫系统设计

基于MAN 7G80甲醇发动机的设计工况,分析甲醇燃料使用时的易燃性和毒性;据此对发动机进行双惰化吹除流程的设计,以及针对日用柜和燃料舱进行氮气填充的功能分析,计算出氮气发生装置(A+B)方案的参数选型和存储罐的容积、压力配置,为发动机在“燃料待机”和“燃料停止”2种吹扫模式提供了功能支持;并同时满足了燃料舱柜惰气填充的流量需求。

飞机燃油惰化系统中涡轮出口辅助引射冷边气源的结构设计、仿真与试验验证分析

飞机燃油惰化系统一般由引气子系统、空气调节子系统及空气分离分配子系统组成,为提高下游空气分离的效率,空气调节子系统一般会涡轮增压器(也有用电动压气机)来提高分离膜前的空气压力。从提高整个惰化系统的引气能力利用率的角度考虑,一般会利用涡轮出口相对压力和温度较低的空气作为冷源冷却热边引气,但当系统的冷边空气直接来源于外界空气时,可能出现涡轮出口空气温度高于冷边空气的情况,此时涡轮出口空气不能排入系统冷边入口作为冷源,而是经常排入系统冷边出口,起到系统冷边气源的辅助引射功能。引射结构一方面会影响涡轮增压器自身性能,另一方面会影响引射性能,此两方面的性能是此消彼长的关系。由于引射性能理论计算误差较大,故在进行引射结构设计时,一般采取仿真和实物试验验证的方法。

基于惰化能力分级评价的军用飞机燃油箱惰化特性分析

为满足贴近使用场景的军用飞机燃油箱惰化能力的精细化评估需要,本文基于AMESim软件,以波音747中央翼油箱为研究对象建立一维仿真模型,结合实验数据完成了模型验证。其次通过典型应用任务场景识别,获取了典型空投空降任务剖面下军用运输类飞机燃油箱氧浓度的变化规律。最后首次采用惰化能力分级评价的思路,完成了典型剖面下的惰化能力的精细化分析。结果表明:仿真方法与试验结果吻合度高,惰化分级评价标准能够合理精细化评估惰化系统的能力。

甲醇加注系统及其惰化监测设计

针对船舶主机COx排放量需满足国际海事组织(IMO)的要求,文章基于甲醇燃料动力系统展开设计和布置分析。具体针对加注系统和惰化监测功能等关键问题方案进行研究,结果显示:采用U型包围式顶平设计可节省主甲板空间和实现自流通断功能。分析表明,在燃料舱上设计PV阀并在其出口管路上设置干燥气吹扫(风速0.5~3.0 m/s)和可燃气体探测,可有效进行燃料舱压控制和惰化监测,并增强了系统的安全性。

封闭储煤场惰化保护系统设计及节能效果研究

为有效控制封闭储煤场内煤的自燃,减少煤矿安全事故,建立了一套CO_(2)惰化保护系统装置,并确定了CO_(2)惰化气体用量、喷口数量和布置方式。结果表明,在要求的惰化保护时间内,不同流速的CO_(2)气体能够快速使储煤场内降温,避免煤体自燃。对比应用后发现,CO_(2)达到惰化要求所需的时间为295 s,远短于N2。另外,该气体保护装置维护简单,系统使用成本低、性价比高。

民用飞机惰化系统富氮气体分配方案分析与研究

提出了飞机惰化系统富氮气体(nitrogen-enriched air,简称NEA)分配系统的主要设计要求,并以A320和波音737飞机为代表,分析了窄体机的NEA分配系统。进一步分析了波音787和A350飞机的惰化系统NEA分配方案,发现其采用限流孔、气体喷嘴、排气笛形管、引射器等相结合的方案来实现NEA在燃油箱内的快速均匀分配,然而这两种方案并不能根据各燃油箱气相空间的实时变化而及时、主动地调节气流量的大小。提出利用燃油液面进行自动流量调节的NEA分配方案,通过在油箱内布置垂直向下的排气管路,并在管路分支上不断增加排气孔来实现排气量随着燃油箱气相空间实时正向变化的目的,达到按照每个隔舱气相空间的变化,调节排气量和排气位置的效果。对比A350和波音787飞机的NEA分配方案的主要特点在于能够主动根据燃油箱内液面变化,及时调节NEA流量,以达到更好的快速、均匀分配的效果,值得进行深入的理论和试验研究。

基于耗氧惰化技术的飞机燃油箱热模型

温度是燃油箱耗氧惰化系统适航符合性验证过程中重要指标。基于MATLAB Simulink软件,建立了飞机燃油箱耗氧型惰化系统油箱部件的传质传热模型,并验证其可靠性。在此基础上,分析了惰化系统抽气流量和出口温度对飞机燃油箱气相空间节点温度和燃油节点温度的影响。结果表明:所建立的飞机燃油箱传质传热模型具有较高的可靠性;随着惰化系统抽气流量的增加和惰化系统出口温度的升高,气相空间节点温度随之升高但对燃油节点温度影响不明显。

CO_(2)惰化式锂离子电池储能集装箱研究

锂离子电池作为储能载体之一,为新能源并网、电网调峰与调频提供了重要支持。锂离子电池储能技术发展的同时,安全问题不能忽视。通过分析锂离子电池储能集装箱爆炸事故原因可知:锂离子电池热失控释放出的可燃烟气是爆炸的主要成因。根据燃烧三要素原理,设计了CO_(2)气体保护式磷酸铁锂电池热失控阻燃对比试验。根据试验结果,初步规划设计了CO_(2)惰化式锂离子电池储能集装箱,以期为锂离子电池储能电站的安全设计提供技术支撑。

氧化钙对微米级锂电粉尘惰化的试验研究

为预防锂电池生产过程粉尘爆炸事故的发生,选取典型锂电粉尘为研究对象,使用粉尘云最小点燃能量测试系统、20 L球形爆炸测试装置,试验分析氧化钙对锂电粉尘惰化效果的影响。研究结果表明:在锂电粉尘中加入氧化钙,可明显提高粉尘云最小点燃能量。随着氧化钙添加比例的增加,混合粉尘云最大爆炸压力和最大压力上升速率逐渐减小,随锂电粉尘和氧化钙混合粉尘质量浓度的增加,混合粉尘云最大爆炸压力及最大压力上升速率呈现先增大后减小的趋势,但变化幅度不明显。研究结果可为指导锂电粉尘爆炸防治方法提供参考。

飞行条件下直升机燃油箱冲洗惰化过程理论研究

根据组分质量守恒方程以及燃油溶解气体的变化规律,建立了描述飞行条件下直升机燃油箱冲洗惰化过程的数学模型,通过将计算值与A320中央翼油箱的飞行试验数据进行对比,验证了该模型具有较高的计算精度。以民用直升机作为研究对象,基于双流量模式的油箱防爆策略,开展了拟设计惰化系统的飞行性能仿真计算,对影响惰化过程的关键因素进行了分析。其结论可为国产直升机的惰化系统设计提供参考。

不规则燃油箱惰化系统进出口优化方法

为解决不规则燃油箱惰化时,出现的氧体积分数分布不均匀、惰化区域不充分的难题,以熵权改进优劣解距离(TOPSIS)理论为基础,提出一种适用于不规则油箱惰化系统的优化方法,并结合数值仿真方法进行综合评价,实现波音747飞机惰化系统进出口的优化设计。结果表明:根据熵权改进TOPSIS理论设计的惰化方案,不仅可以降低惰性气体流量需求,而且可以使得惰化空间氧体积分数分布更为均匀;优化后的波音747飞机惰化方案,综合性能指标提升22.67%,速度性指标提升2.97%,均匀性指标提升27.78%;单侧偏置惰化方案设计思路,可以增加流通路径、延长惰性气体存续时间,使得油箱惰化时氧气分布更为均匀、氧体积分数下降迅速。

飞机燃油箱催化惰化系统稳定氧浓度特性

为实现燃油箱内的催化惰化过程平稳可控,在耗氧型催化惰化系统流程基础上,以燃油箱气相空间气体组分为基准,基于质量守恒和能量守恒方程,建立系统流程数学模型,通过推导出稳定氧浓度与流量比的关系式,以此建立稳定氧浓度特性模型,并揭示稳定氧浓度与补气流量、放热功率、产水速率等不同性能参数的内在联系。结果表明:存在着稳定氧浓度为0%的流量比区间,在这个区间内稳定氧浓度不随流量比的变化而变化,且该区间随着催化反应器效率的提高而增大;提高稳定氧浓度可以有效的降低催化反应器的发热功率和产水速率,在本研究计算条件下稳定氧浓度从1%提高到9%,发热功率和产水速率下降了36.1%;稳定氧浓度与流量比的对应关系受燃油类型的影响,蒸汽压越高的燃油在相同工况下需要更大的流量比才能维持同一稳定氧浓度;海拔高度和飞机爬升速率会对稳定氧浓度产生影响,在流量比不变的情况下,稳定氧浓度随着海拔高度的增加而降低,且爬升率越大稳定氧浓度的下降速率越快。

民用飞机惰化系统架构权衡研究

基于单舱惰化冲洗模型理论,采用Matlab语言,针对民用飞机惰化系统设计开发出系统架构权衡分析工具,该工具后台程序除集成气源压力接口数据库、飞行参数自动生成模型和ASM真值表外,还包含根据落地燃油箱氧气浓度对下降阶段大流量模式下NEA最小流量的寻优算法,通过运用该工具,对全燃油箱惰化民机的惰化系统引气增压子系统形式、NEA流量、燃油箱通气形式、燃油箱极限氧气浓度对ASM数量和引气质量流量的影响进行定量研究,全面比较开式通气架构与闭式通气架构下惰化系统的性能特征,为飞机惰化系统架构设计提供一种工程方法参考。