民用飞机Halon 1301发动机灭火系统管网性能计算

本文结合国标及NFPA12A标准所提供的计算方法,建立了一套Halon 1301灭火系统计算程序,使用该计算程序对某大型客机发动机灭火系统两种不同构型进行了计算模拟,并对计算结果进行了分析。计算结果表明:1)目前管网设计满足系统设计要求;2)不同的灭火喷嘴设计对管网的性能有一定的影响;3)该计算程序能够对Halon 1301灭火系统的管网性能进行有效模拟。

HALON1301抑制剂对导弹舱室燃气流场的影响

舱室中导弹发生意外点火时危害巨大,若不能及时抑制,将会对整个舰船带来巨大的危害。当导弹意外点火时为了排导高温高压燃气,排导口必然打开,而排导口打开的同时会有部分室外空气从排导口卷吸进入舱室内,带来二次危害。本文基于多组分有限速率反应模型,数值模拟导弹意外点火情况下,HALON1301抑制剂在不同喷注方式和不同流量下,对导弹舱室燃气流场排导的影响和二次燃烧的抑制作用,并针对不同工况进行对比分析。

完全充满喷射型HALON1301灭火系统

从设计角度介绍了在控制室内设置的完全充满喷射型HALON1301灭火系统的原理、计算、联锁及系统的配管、配线等。

哈龙1301分子在外电场中的光谱特征和解离特性

哈龙1301(三氟溴甲烷)在太阳光辐射下解离生成破坏臭氧的溴自由基,严重破坏大气臭氧层,采用有效的措施对哈龙1301排放前进行降解很有必要。利用密度泛函理论(DFT)在B3LYP/6～311G++(d,p)水平上研究了外电场(0～0.03 a.u.)作用下哈龙1301分子的解离特性和光谱特征,包括总能量,键长,电偶极矩,LUMO-HOMO能隙,红外光谱以及解离势能面等。计算结果表明,在C——Br键连线Z方向上,外电场从0逐渐增加到0.03 a.u.时,分子体系能量逐渐减小,偶极矩在刚开始表现为减小然后单调增大,HOMO-LUMO能隙E_G呈现单调递减的趋势,C——Br键键长逐渐增大,C——F键键长逐渐减小。外电场对CF_3Br分子不同振动模式的红外光谱影响不同。在外电场作用逐渐增强下,解离特性表现为:CF_3Br分子的C——Br键方向扫描得到的势能曲线的束缚状态逐渐被消除,势垒逐渐变小最后消失。计算发现强度为0.03 a.u.的外电场足够使得CF_3Br分子发生C——Br键断裂而降解,该结果为保护环境而对哈龙进行电场降解提供重要参考依据。

飞机灭火管路喷射压力试验研究

通过固定式管路灭火剂喷射试验装置获取不同喷射压力下氮气-灭火剂双组分瞬态两相流的温度和压力变化,使用温度和压力数据对Halon 1301灭火剂的喷射过程、压力行为和热力性质进行分析。灭火剂喷射过程中依据时间顺序,依次发生下述压力行为。A:流动前缘运动至喷嘴处;B-C:介稳态灭火剂发生氮气脱气、成核现象;D:Halon 1301与氮气混合物从喷嘴喷出;E:液相Halon 1301从灭火瓶内排空;F:气相Halon 1301与氮气混合物运动至喷嘴;G:喷嘴处混合物的流动状态达到临界流。除氮气脱气成核外,喷射压力对压力行为的无量纲压力和喷嘴处的热力性质影响较小。发生A、D、E、F压力行为的无量纲压力pi∕p0与填充压力p0无关,仅与试验条件有关。持液喷射阶段喷嘴处Halon 1301的密度在1 660~1 800 kg/m3范围内波动,而过热度保持在-18~-23℃,灭火剂在喷嘴处雾化是基于韦伯数主导的射流破碎机理。喷射压力主要影响压力行为的发生时间,两者存在指数变化规律,提高喷射压力能有效缩短喷射时间。

民用航空发动机灭火剂喷射粒径特性试验研究

基于激光粒度测量和粒子图像测速技术对民用航空发动机所用灭火剂在管路出口的粒径特征进行试验研究,选取HFC-125和Halon1301两种灭火剂进行试验,分析灭火剂喷射过程的图像,并探讨了不同出口管径、出口压力以及温度对灭火剂粒径的影响规律。结果表明,灭火剂液滴会首先在扩散角边沿发生汽化现象,随后逐渐转变为气态,除喷嘴中心位置附近的液滴速度较大外,其他区域处的液滴速度分布较为均匀。进一步分析粒径的影响因素发现,随出口管径的增加,HFC-125灭火剂粒径在151μm~171μm之间变化;随出口压力的增加,HFC-125灭火剂在0.6 MPa~0.8 MPa时,粒径会出现较大的峰值,而Halon1301粒径的变化则较小;随着出口温度的增加,灭火剂粒径会显著减小,HFC-125和Halon1301灭火剂粒径随温度升高的变化趋势基本一致。

PR方程和WS混合规则预测灭火瓶氮气充填量

氮气为直升机灭火瓶内灭火剂的快速释放提供驱动力,确定氮气充填量和气相空间氮气的摩尔比例,是直升机动力舱灭火系统设计中的关键问题之一。基于PengRobinson(PR)状态方程和Wong-Sandler(WS)混合规则,提出了一种灭火瓶氮气充填量预测方法,针对Halon301和HFC-227ea的不同充装工况,通过3层迭代计算确定氮气充填量,与试验和文献结果进行了对比,并分析了灭火瓶内压强和氮气摩尔比例随温度的变化情况。结果表明:对Halon1301充填1/2灭火瓶的试验工况,氮气充填量计算值的平均误差约为4.7%;对充填2/3试验工况,平均误差约为1.1%,计算结果优于PROFISSY和HFLOW软件计算结果。对HFC-227ea充填1/2灭火瓶和2/3灭火瓶工况的平均误差分别为4.3%和2.3%,与PROFISSY软件的计算精度相当。该方法可以用于机载灭火系统工程设计。

直升机动力舱灭火剂扩散仿真分析

建立了某型直升机的动力舱模型;通过ICEM-CFD软件对直升机动力舱几何模型进行网格划分;采用FLUENT软件模拟不同通风量下直升机动力舱的初始通风流场;基于DPM模型模拟动力舱通风状态下灭火剂从喷嘴释放及雾化扩散的过程;分析了三种通风流量下的动力舱灭火剂浓度变化情况。结果表明:动力舱内灭火剂浓度均满足航标HB7879-2008的灭火剂体积浓度大于6%且持续时间大于0.5 s的要求,达到了该型直升机动力舱灭火系统的设计要求。

民机发动机舱灭火系统管网仿真计算研究

民用飞机发动机灭火系统设计适航要求采用试验验证。本文提供发动机灭火系统管网压降、管径和喷射时间的仿真计算方法,针对民机发动机Halon1301型灭火系统构型进行计算。该计算方法,可减少灭火系统试验次数和时间,对灭火系统设计具有一定参考价值。