李松陽(yáng)，丁?芳，崔振濤，叢北華

全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)模擬艙火災(zāi)特性試驗(yàn)及仿真研究

李松陽(yáng)1，丁?芳1，崔振濤1，叢北華2

(1. 中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司先進(jìn)技術(shù)研究部，上海 200241；2. 同濟(jì)大學(xué)上海防災(zāi)救災(zāi)研究所，上海 200092)

針對(duì)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的防火需求，以民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙作為參照對(duì)象，設(shè)計(jì)并搭建了全尺寸的模擬發(fā)動(dòng)機(jī)艙火災(zāi)試驗(yàn)臺(tái)．通過(guò)改變冷卻氣流量、火源類(lèi)型與功率，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙內(nèi)的火災(zāi)特性．同時(shí)，采用開(kāi)源火災(zāi)模擬軟件FDS，仿真計(jì)算了典型油霧火和油池火工況，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，研究了艙內(nèi)火災(zāi)的發(fā)展及溫度分布規(guī)律．在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，發(fā)現(xiàn)當(dāng)火災(zāi)強(qiáng)度達(dá)到一定程度后，艙內(nèi)會(huì)發(fā)生爆燃現(xiàn)象．通過(guò)構(gòu)建艙內(nèi)控制體的守恒方程，并進(jìn)行理論分析，推測(cè)油氣比和通風(fēng)量是影響艙內(nèi)爆燃發(fā)生與否的關(guān)鍵因素．最后，在此基礎(chǔ)上擬合了爆燃發(fā)生的臨界失穩(wěn)條件．結(jié)果表明：在臨界條件以上必然發(fā)生爆燃，而在其以下存在一個(gè)緩沖區(qū)，爆燃有一定概率發(fā)生．

航空發(fā)動(dòng)機(jī)艙；通風(fēng)防火；爆燃

隨著現(xiàn)代商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的效率不斷提高，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙中的腔室，如核心機(jī)艙、風(fēng)扇艙，變得越來(lái)越緊湊．一般而言，核心機(jī)艙位于核心機(jī)機(jī)匣與外涵道內(nèi)壁之間的環(huán)腔區(qū)域，艙室內(nèi)布置了大量的控制設(shè)備與燃、滑油附件．與此同時(shí)，為保持艙室內(nèi)的溫度以及防止可燃?xì)怏w的聚集，還會(huì)設(shè)計(jì)通風(fēng)冷卻系統(tǒng)．充足的氧氣、局部的高溫、潛在的燃、滑油泄漏風(fēng)險(xiǎn)，使得這樣的艙室成為發(fā)動(dòng)機(jī)中主要的火區(qū)．研究其著火后的火災(zāi)特征，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的通風(fēng)設(shè)計(jì)、外部管路及附件布局以及火警探測(cè)與滅火系統(tǒng)設(shè)計(jì)都具有重要意義．

對(duì)于核心機(jī)艙內(nèi)火焰?zhèn)鞑ヒ?guī)律的研究，近年來(lái)也越來(lái)越受到發(fā)動(dòng)機(jī)公司的重視．R&R公司與Cranfield大學(xué)合作，針對(duì)Trent 800風(fēng)扇艙搭建了1/2縮比尺寸火災(zāi)試驗(yàn)臺(tái)，Moss、Fasquelle和Rubini[1-2]研究不同通風(fēng)和火災(zāi)條件下火焰的傳播規(guī)律，用于優(yōu)化附件及管路布局，并為自主開(kāi)發(fā)的火災(zāi)模擬軟件SOFIE提供校對(duì)數(shù)據(jù)．美國(guó)FAA WJ Hughes Technical Center的Ingerson研究團(tuán)隊(duì)[3-4]在FAA資助下持續(xù)開(kāi)展了針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)艙的著火及滅火規(guī)律研究；試驗(yàn)?zāi)M了高溫表面點(diǎn)火、燃油噴霧電火花點(diǎn)火、燃油油池火電火花點(diǎn)火3種著火方式，研究了核心機(jī)艙內(nèi)著火位置的不確定性導(dǎo)致的火災(zāi)特征．Sandia實(shí)驗(yàn)室和NIST等研究機(jī)構(gòu)在NGP項(xiàng)目中，利用美國(guó)空軍的航空發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙火災(zāi)試驗(yàn)臺(tái)AENTF(Aircraft Engine Nacelle Test Facility)做了大量火災(zāi)試驗(yàn)，Takahashi等[5-6]研究了不同火源類(lèi)型、不同通風(fēng)條件、不同遮擋物高度、不同滅火劑種類(lèi)和噴射速率對(duì)火焰穩(wěn)定性、滅火劑擴(kuò)散及滅火效果的影響．

近年來(lái)，隨著CFD技術(shù)的發(fā)展，國(guó)外的各大發(fā)動(dòng)機(jī)及飛機(jī)廠商也在投入資金，開(kāi)發(fā)基于仿真的設(shè)計(jì)工具，能夠靈活地分析預(yù)測(cè)短艙內(nèi)的氣動(dòng)及火焰?zhèn)鞑ヌ匦裕瓵irBus公司[7]內(nèi)部開(kāi)發(fā)了傳熱分析軟件TMG，并結(jié)合Fluent軟件構(gòu)建了防火通風(fēng)設(shè)計(jì)分析平臺(tái)；Snecma公司[7]利用其內(nèi)部開(kāi)發(fā)的CFD軟件MSD與ABAQUS耦合，構(gòu)建了防火通風(fēng)設(shè)計(jì)分析平臺(tái)；R&R公司與Cranfield大學(xué)合作開(kāi)發(fā)了SOFIE(Simulation of Fires in Enclosures)軟件，Mullender等[8]將其用于發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)的火災(zāi)模擬與防火系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)．

國(guó)內(nèi)在民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)短艙防火的研究相對(duì)較少．因此，本文借鑒了FAA簡(jiǎn)化機(jī)艙試驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)方法，以民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙作為參照對(duì)象，建立全尺寸的模擬發(fā)動(dòng)機(jī)艙火災(zāi)試驗(yàn)臺(tái)，通過(guò)改變冷卻氣流量、火源類(lèi)型與功率，研究發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙內(nèi)的火災(zāi)特性，以及影響爆燃的關(guān)鍵因素及影響規(guī)律．同時(shí)，借助CFD計(jì)算方法，分析發(fā)動(dòng)機(jī)艙火災(zāi)中熱羽流流動(dòng)特性及火焰?zhèn)鞑ヒ?guī)律．

1?試驗(yàn)概況

1.1?試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)

本文研究的對(duì)象為渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的核心機(jī)艙，該艙為核心機(jī)機(jī)匣與外涵道整流罩之間的環(huán)形腔體．為了控制核心機(jī)機(jī)匣壁面不超溫，且避免可燃蒸氣著火，核心機(jī)艙前端設(shè)計(jì)有引氣孔，能夠從外涵引氣，對(duì)核心機(jī)艙內(nèi)進(jìn)行冷卻，之后從核心機(jī)艙后端的排氣狹縫排出．在發(fā)動(dòng)機(jī)的不同工作狀態(tài)下，機(jī)匣表面溫度在300～900K范圍內(nèi)；艙內(nèi)的換氣速率在每分鐘20～60次范圍內(nèi)．結(jié)構(gòu)示意如圖1所示．

本文的研究采用模塊化設(shè)計(jì)方法，以圖1中的民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙為參照對(duì)象，搭建了全尺寸的模擬發(fā)動(dòng)機(jī)艙火災(zāi)試驗(yàn)臺(tái)．整個(gè)試驗(yàn)臺(tái)分為八大模塊，分別為試驗(yàn)集裝箱模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)模擬艙及支撐臺(tái)架模塊、艙內(nèi)冷卻通風(fēng)控制模塊、機(jī)匣壁面加熱模塊、火源模塊、點(diǎn)火模塊、數(shù)據(jù)采集模塊和遠(yuǎn)程云視頻監(jiān)控模塊，如圖2所示．其中，火源模塊考慮了兩種火源類(lèi)型，即油池火和油霧火；通風(fēng)控制模塊可以根據(jù)不同工況，調(diào)節(jié)引氣流量，共6個(gè)45℃引氣口(內(nèi)徑50mm)，總引氣流量為0～1.2kg/s；加熱模塊采用陶瓷電加熱管對(duì)機(jī)匣進(jìn)行加熱，其共分為4個(gè)加熱區(qū)段，每個(gè)加熱段的溫度分別控制，其中壓氣機(jī)段300～850K，燃燒室段740～930K，高壓渦輪機(jī)匣和級(jí)間機(jī)匣550～850K，低壓渦輪機(jī)匣和渦輪后機(jī)匣470～890K；點(diǎn)火模塊采用電火花點(diǎn)火模式．試驗(yàn)臺(tái)的真實(shí)照片如圖3所示．

圖2?試驗(yàn)臺(tái)組成結(jié)構(gòu)整體示意

圖3?全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)模擬艙火災(zāi)試驗(yàn)臺(tái)照片

1.2?試驗(yàn)參數(shù)測(cè)量

本文中，試驗(yàn)臺(tái)主要采集的火災(zāi)參數(shù)包括：內(nèi)外壁面溫度、艙內(nèi)氣相溫度、熱流、引氣口氣流流速和外機(jī)罩紅外圖像．溫度測(cè)量選用K型熱電偶，測(cè)溫范圍為0～1200℃．測(cè)量火焰及高溫?zé)煔鉁囟炔捎弥睆綖?.5mm的K型熱電偶，測(cè)量機(jī)艙內(nèi)部表面溫度的采用K型貼面熱電偶測(cè)量．試驗(yàn)中，熱電偶布置在如圖4所示的環(huán)形截面A、B、C和D共4個(gè)平面上，在同一截面同一半徑的周向上均勻布置8只，同一截面上共24只(內(nèi)外表面各8只、空氣8只)，共設(shè)置4個(gè)測(cè)量斷面，共96只．

熱流測(cè)量選用嵌入式微型熱流計(jì)，測(cè)量范圍為0～100kW/m2．熱流計(jì)預(yù)埋在機(jī)艙的外罩表面上．試驗(yàn)中，熱流計(jì)在周向上均勻布置4只，共設(shè)置6個(gè)測(cè)量截面(如圖4所示的A～F截面)，共24只．

氣流流速測(cè)量采用微型熱線風(fēng)速儀，測(cè)量范圍為0～50m/s，探頭工作溫度20～70℃．本文選用的熱線探頭較細(xì)，確保不會(huì)對(duì)流場(chǎng)造成影響．試驗(yàn)中，風(fēng)速探頭在入口進(jìn)氣道同一截面周向上均勻布置3只，共3只．

在機(jī)艙上設(shè)置耐高溫的遠(yuǎn)紅外玻璃(透射范圍：0.7～14μm遠(yuǎn)紅外)視窗作為火焰形態(tài)的目測(cè)和視頻記錄．采用可見(jiàn)和紅外的雙頻段紅外熱像記錄儀．該記錄儀的溫度測(cè)試范圍為-40℃～＋2000℃，同時(shí)獲取紅外熱像圖和可見(jiàn)視頻紅外640×480像素，可見(jiàn)視頻500萬(wàn)像素．

1.3?試驗(yàn)工況設(shè)計(jì)

核心機(jī)艙內(nèi)主要的可燃物是航空煤油與潤(rùn)滑油；火源的主要形式是可燃液體管路泄漏造成的油霧火，以及可燃液體積液引發(fā)的油池火；此外，在不同的工況條件下，引氣孔流量及機(jī)匣溫度有一定的變化范圍．因此，試驗(yàn)工況的設(shè)計(jì)，考慮了不同的油料、火源類(lèi)型、火源功率、引氣流量和機(jī)匣溫度．試驗(yàn)共開(kāi)展了84組，具體的試驗(yàn)參數(shù)如表1和表2所示．

表1?油霧火試驗(yàn)工況參數(shù)范圍分布

Tab.1?Fuel/oil mist fire test parameter range

表2?油池火試驗(yàn)工況參數(shù)范圍分布

Tab.2?Fuel/oil pool fire test parameter range

2?仿真計(jì)算

由于該火災(zāi)試驗(yàn)火源功率較大，觀測(cè)窗口很容易被碳煙污染或受熱破裂，因此試驗(yàn)過(guò)程中沒(méi)有拍攝艙內(nèi)的火焰形態(tài)．對(duì)于火災(zāi)強(qiáng)度主要通過(guò)測(cè)量的艙內(nèi)溫度和熱流數(shù)據(jù)來(lái)進(jìn)行分析與研究．同時(shí)，通過(guò)數(shù)值計(jì)算來(lái)輔助分析艙內(nèi)火災(zāi)的發(fā)展情況．本文采用火災(zāi)動(dòng)力學(xué)仿真軟件FDS(fire dynamics simulator)[9]對(duì)艙內(nèi)典型的油霧火和油池火開(kāi)展數(shù)值模擬研究，分析艙內(nèi)著火過(guò)程及火焰?zhèn)鞑ヒ?guī)律，獲取艙內(nèi)的速度場(chǎng)、溫度場(chǎng)、熱流等關(guān)鍵參數(shù)，與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較與分析．

2.1?網(wǎng)格與邊界條件

FDS的網(wǎng)格為正交笛卡爾坐標(biāo)系網(wǎng)格，整個(gè)三維空間采用正六面體網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為384萬(wàn)，網(wǎng)格尺度14.6mm，其中由于尾部狹縫尺寸較小，對(duì)狹縫區(qū)域進(jìn)行了加密，加密區(qū)域網(wǎng)格尺度7.3mm．

核心機(jī)艙火災(zāi)模型考慮通風(fēng)流動(dòng)及溫度熱環(huán)境的影響，通風(fēng)由6個(gè)均布于核心機(jī)艙前端的引氣口引氣，通過(guò)試驗(yàn)工況下的引氣量進(jìn)行換算，給定速度入口速度邊界，方向指向軸心，并與軸向呈45°夾角．機(jī)匣壁溫同樣依據(jù)試驗(yàn)工況，將A、B、C、D共4段的壁面設(shè)定為溫度邊界條件．尾端的出口狹縫設(shè)定為開(kāi)口邊界條件．本文僅選擇了油霧火和油池火各一個(gè)典型工況開(kāi)展計(jì)算，壁溫均為最大工況壁面，風(fēng)量均為0.53kg/s．

2.2?火源設(shè)置

油霧火模擬的是燃油管路破裂、高壓泄漏后被高溫?zé)嵩椿螂娀鸹ㄒ嫉那榫埃疚牡挠?jì)算工況中用噴嘴來(lái)模擬泄漏后的油霧火，噴嘴的流量系數(shù)為0.175L/(min·MPa1/2)，油壓為4MPa．火源噴口位于A和B截面之間，采用FDS中的噴霧模型設(shè)置，噴霧張角為±30°．火源的燃料為航空煤油RP-3，物性參數(shù)見(jiàn)表3[10]．

表3?航空煤油RP-3物性參數(shù)

Tab.3?Physical properties of fuel RP-3

2.3?其他模型設(shè)置

本文的計(jì)算均采用FDS中的LES湍流計(jì)算方法；湍流燃燒模型采用基于混合分?jǐn)?shù)的渦耗散模型；燃燒反應(yīng)機(jī)理采用單步反應(yīng)，如式(2)所示：

3?結(jié)果與討論

3.1?油霧火火災(zāi)特性

3.1.1?油霧火試驗(yàn)結(jié)果分析

油霧火的試驗(yàn)過(guò)程中，燃燒相對(duì)劇烈，表現(xiàn)為兩種火災(zāi)特征，即平穩(wěn)燃燒和劇烈爆燃．圖5代表燃油平穩(wěn)燃燒典型工況火災(zāi)過(guò)程．從圖中的視頻及紅外熱像圖可知，在點(diǎn)火后發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)部溫度快速上升，隨著燃燒進(jìn)行，機(jī)艙內(nèi)部高溫區(qū)從火源點(diǎn)向四周迅速擴(kuò)散，直至整個(gè)核心機(jī)艙內(nèi)部充滿(mǎn)了高溫燃燒氣體產(chǎn)物；并且在通風(fēng)作用下，從在核心機(jī)艙的尾部狹縫出口處，相對(duì)穩(wěn)定排出．

從圖6(a)的溫度變化曲線和圖6(b)的熱流變化曲線可以看出，處于平穩(wěn)燃燒工況時(shí)，核心機(jī)艙內(nèi)的火災(zāi)是典型的受限空間火災(zāi)發(fā)展過(guò)程，首先是快速增長(zhǎng)，充分發(fā)展后達(dá)到一定穩(wěn)定階段，之后再熄滅．

從高溫區(qū)域分布的縱向位置來(lái)看，最高溫度在A斷面，即噴嘴(點(diǎn)火)的上游；次高溫度區(qū)域在B區(qū)，C區(qū)域及D區(qū)域溫度最低，而最大熱流分布在E區(qū). 這是因?yàn)?，此時(shí)通風(fēng)風(fēng)速較小，且存在進(jìn)風(fēng)的角度，因此在噴嘴位置處存在回流區(qū)，發(fā)生火焰逆流，導(dǎo)致A斷面溫度最高．而熱流分布取決于火焰溫度和內(nèi)表面的加熱溫度的疊加效應(yīng)．

圖6?平穩(wěn)燃燒工況的典型溫度及熱流密度變化曲線

圖7代表燃油劇烈爆燃的典型工況火災(zāi)過(guò)程．從視頻及紅外熱像圖可知，在點(diǎn)火后發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)部迅速形成一個(gè)燃燒火球，火球在通風(fēng)作用下快速向核心機(jī)艙下游運(yùn)動(dòng)，由于受到尾部狹縫的阻擋，艙內(nèi)壓力迅速升高，導(dǎo)致機(jī)艙的上下部脫離，破壞了機(jī)艙的封閉性，并發(fā)出巨大聲響．隨后機(jī)艙內(nèi)燃燒趨于穩(wěn)定，并在短時(shí)段內(nèi)整個(gè)機(jī)艙內(nèi)變?yōu)楦邷貞B(tài)．

圖7?油霧火劇烈爆燃工況的典型火災(zāi)過(guò)程

另一方面，從圖8(a)的溫度變化曲線和圖8(b)的熱流變化曲線可以看出，處于劇烈爆燃狀態(tài)下時(shí)，核心機(jī)艙內(nèi)的溫度及熱流變化首先是一個(gè)突變，而后再穩(wěn)定上升．從高溫區(qū)域分布的縱向位置來(lái)看，最高溫度和最大熱流分布仍在A斷面，即噴嘴的上游；次高溫度在B區(qū)域，C區(qū)域及D區(qū)域溫度最低；從熱流數(shù)據(jù)上看，在點(diǎn)燃初期也有一個(gè)熱流突躍．

3.1.2?油霧火仿真與試驗(yàn)結(jié)果比較

從FDS軟件的計(jì)算結(jié)果中可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)艙引氣流速較高，射流在撞擊壓氣機(jī)機(jī)匣后，在燃燒室機(jī)匣及渦輪機(jī)匣前端形成回流，有利于加劇火災(zāi)過(guò)程中可燃蒸氣與空氣間的摻混，形成局部高溫區(qū)，如圖9(a)所示．圖9(b)給出了FDS軟件預(yù)測(cè)的熱釋放速率等值面(200kW/m3)，其反映了火焰的分布．圖中可看出，火災(zāi)功率較大，火焰?zhèn)鞑ブ饕芘搩?nèi)流場(chǎng)控制，引氣高速氣流撞擊機(jī)匣，在燃燒室至級(jí)間機(jī)匣段形成大范圍回流區(qū)，該段湍流擾動(dòng)強(qiáng)烈，因此火災(zāi)在此處充分發(fā)展，沿周向大面積蔓延，且該區(qū)域升溫快、溫度最高．在排氣狹縫處有新的空氣摻混，未充分燃燒的可燃蒸氣從尾部排氣狹縫竄出形成火焰．

圖8?劇烈爆燃工況的典型溫度及熱流密度變化曲線

圖9?油霧火工況平穩(wěn)燃燒階段的仿真結(jié)果瞬態(tài)圖

在油霧火的仿真過(guò)程中，艙內(nèi)的熱釋放速率及溫度也會(huì)經(jīng)過(guò)一個(gè)快速增長(zhǎng)階段，之后達(dá)到穩(wěn)定燃燒階段．該工況達(dá)到火災(zāi)燃燒穩(wěn)態(tài)時(shí)，艙內(nèi)總熱釋放率的時(shí)均值為938kW，溫度云圖如圖10所示．從圖中可以看出，艙內(nèi)由于浮力驅(qū)動(dòng)，火焰與高溫?zé)煔饧杏诙膛撋喜?，因此艙室?nèi)上部溫度較高．從圖中4個(gè)截面的溫度分布對(duì)比可以看出，艙內(nèi)由于火蔓延引起的高溫區(qū)傳遞基本與試驗(yàn)相似．從火源位置開(kāi)始形成火焰，在艙內(nèi)引氣和浮力驅(qū)動(dòng)下，向前及向上傳播.試驗(yàn)過(guò)程中噴霧火在回流區(qū)作用下卷吸回A截面，A截面溫度最高；而仿真結(jié)果中最高溫出現(xiàn)在B截面．造成試驗(yàn)與仿真之間的差異，可能的原因是，試驗(yàn)中有大量未充分燃燒的可燃蒸氣，由于回流作用與上游引氣口的空氣二次摻混，加劇燃燒導(dǎo)致A截面溫度較高；而仿真中采用了基于快速化學(xué)反應(yīng)假設(shè)的渦耗散模型，可燃蒸氣在回流區(qū)反應(yīng)較試驗(yàn)過(guò)程更為充分，因而上游的燃燒反應(yīng)相對(duì)較少．

如圖11(a)所示，為試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算4個(gè)截面沿周向的溫度時(shí)均值比較結(jié)果(順航向順時(shí)針?lè)植?．從圖中可看出，模擬出的周向溫度分布與試驗(yàn)結(jié)果趨勢(shì)吻合，整體數(shù)值在低溫區(qū)段較試驗(yàn)偏低，高溫區(qū)與試驗(yàn)接近．

圖11(b)給出了試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算沿軸向的熱流分布，熱流測(cè)點(diǎn)布置于核心機(jī)艙外罩壁板上，圖中看出，除A截面計(jì)算值偏差較大外，在中間段的截面上熱流趨勢(shì)接近．試驗(yàn)中前端斷面由于回流區(qū)卷吸導(dǎo)致未燃蒸氣向引氣口方向移動(dòng)，在上游充分摻混后二次燃燒，致使＝0.39m斷面熱流偏高．

圖11?油霧火工況平穩(wěn)燃燒階段的時(shí)均溫度及熱流值

3.2?油池火火災(zāi)特性

3.2.1?油池火試驗(yàn)結(jié)果分析

在油池火的試驗(yàn)中，燃燒過(guò)程較為平穩(wěn)，未出現(xiàn)劇烈爆燃的情況，其典型火災(zāi)過(guò)程的紅外熱像圖如圖12所示．油池火引燃后燃燒平穩(wěn)，釋放熱量較小，即使隨著油量的增加，紅外成像變化幅度也很小，基本維持在熱環(huán)境狀態(tài)下，在排氣狹縫處有白煙冒出．

圖12?油池火工況的典型火災(zāi)過(guò)程

3.2.2?油池火仿真與試驗(yàn)結(jié)果比較

在油池火的FDS數(shù)值計(jì)算中，引氣方案做了調(diào)整，引氣口在周向有20°的偏轉(zhuǎn)角，油池位于核心機(jī)艙下方．油池中心截面的速度矢量圖如圖13(a)所示，在油池上方呈現(xiàn)較紊亂的湍流，因而油池火蔓延過(guò)程呈現(xiàn)比較強(qiáng)烈的動(dòng)態(tài)，火焰相對(duì)不穩(wěn)定；如圖13(b)所示的溫度場(chǎng)，油池火達(dá)到穩(wěn)態(tài)后的熱功率為74.4kW．在穩(wěn)定燃燒階段，油池火對(duì)艙內(nèi)大部分區(qū)域的溫升影響不大，高溫區(qū)域比較集中，在艙內(nèi)高速引氣氣流作用下，高溫區(qū)沒(méi)有向上卷吸，只對(duì)尾部小范圍區(qū)域內(nèi)有影響．因此，在油池火工況中，高溫區(qū)集中，總的熱釋放速率較小，與試驗(yàn)的觀測(cè)類(lèi)似，沒(méi)有出現(xiàn)爆燃現(xiàn)象．

圖14給出了油池火著火過(guò)程中熱釋放率與燃油蒸氣質(zhì)量隨時(shí)間的變化．可以看出在火災(zāi)潛伏期內(nèi)?(＜51s)，燃油蒸氣量緩慢增長(zhǎng)，聚集在油盤(pán)表面緩慢氧化；隨后進(jìn)入快速增長(zhǎng)期，熱釋放速率的增長(zhǎng)率(＝1.73kW/s)相比潛伏期高，持續(xù)30s的快速增長(zhǎng)燃燒，達(dá)到準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)燃燒狀態(tài)(＝57.8kW)；進(jìn)入穩(wěn)態(tài)過(guò)程，由于油池火的不穩(wěn)定性，火焰脈動(dòng)較大，在波動(dòng)中緩慢增長(zhǎng)，最終達(dá)到穩(wěn)態(tài)燃燒階段(＝74.4kW)．

圖13?油池火工況平穩(wěn)燃燒階段的仿真結(jié)果瞬態(tài)圖

圖14?油池火火災(zāi)過(guò)程的熱釋放率與燃油蒸氣質(zhì)量

3.3?爆燃過(guò)程及規(guī)律分析

從試驗(yàn)結(jié)果來(lái)看，油霧火在滿(mǎn)足一定工況條件下容易發(fā)生爆燃現(xiàn)象，而油池火未發(fā)現(xiàn)爆燃的情況．本節(jié)擬通過(guò)一定的理論分析，總結(jié)爆燃發(fā)生的規(guī)律．將整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)艙環(huán)形腔體作為一個(gè)控制體考慮[11]，該控制體能量的輸入輸出如圖15所示，因此，可假設(shè)能量守恒方程為

圖15?發(fā)動(dòng)機(jī)艙控制體能量守恒示意

那么通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果，可以擬合該失穩(wěn)條件關(guān)系式，如圖16所示．圖中的五角星表示試驗(yàn)中發(fā)生爆燃的工況，而三角形表示穩(wěn)定燃燒的工況．從試驗(yàn)結(jié)果看，所有工況的總油氣比均在貧燃范圍內(nèi)，當(dāng)油氣比與通風(fēng)量大于一定條件后，必然發(fā)生爆燃；而在一定范圍內(nèi)，有可能發(fā)生爆燃，也有可能不發(fā)生．因此，存在一個(gè)系統(tǒng)失穩(wěn)發(fā)生爆燃的上邊界，該擬合線如圖中藍(lán)色實(shí)線所示；同時(shí)，推測(cè)存在一個(gè)失穩(wěn)條件下邊界，如圖中黑色虛線所示．在下邊界以下，所有工況將穩(wěn)定燃燒，不會(huì)發(fā)生爆燃現(xiàn)象．但是，這種較小的工況，本文試驗(yàn)未涉及．

圖16?爆燃失穩(wěn)邊界擬合曲線

4?結(jié)?論

本文參考大型民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)艙，搭建了一個(gè)全尺寸模擬艙火災(zāi)特性試驗(yàn)臺(tái)，開(kāi)展了一系列可燃液體著火與火蔓延試驗(yàn)研究．試驗(yàn)中，重點(diǎn)考慮了油料類(lèi)型(航空煤油與潤(rùn)滑油)、火源類(lèi)型(油池火與油霧火)、通風(fēng)速率及機(jī)匣壁面等條件對(duì)艙內(nèi)火災(zāi)特性的影響規(guī)律．同時(shí)，開(kāi)展了數(shù)值計(jì)算及理論分析，進(jìn)一步研究了艙內(nèi)火災(zāi)發(fā)展及溫度分布規(guī)律．本文的主要結(jié)論如下：

(1) 油霧火是核心機(jī)艙內(nèi)危害性較大的一種火災(zāi)場(chǎng)景．對(duì)于燃油，核心機(jī)艙內(nèi)部燃油油霧火災(zāi)表現(xiàn)為兩種方式，分別為：燃油平穩(wěn)燃燒和燃油劇烈爆燃；對(duì)于滑油，核心機(jī)艙內(nèi)部滑油油霧火災(zāi)表現(xiàn)為三種方式，分別為：滑油不燃、滑油平穩(wěn)燃燒和滑油輕微爆燃．結(jié)合仿真分析，油霧火在經(jīng)過(guò)爆燃后，火災(zāi)進(jìn)入一個(gè)穩(wěn)定發(fā)展期，高溫會(huì)聚集在艙內(nèi)上部回流區(qū)及通風(fēng)口上游．

(2) 油池火是核心機(jī)艙內(nèi)危害性較小的一種火災(zāi)場(chǎng)景．對(duì)于燃油，使用高壓點(diǎn)火棒很容易點(diǎn)著油池，但燃燒較為平穩(wěn)，不會(huì)出現(xiàn)劇烈爆燃的情況；對(duì)于滑油，使用高壓點(diǎn)火棒很難點(diǎn)著，著火概率低．結(jié)合仿真分析，油池火經(jīng)過(guò)增長(zhǎng)期之后進(jìn)入穩(wěn)定發(fā)展期，高溫集中在火源附件．

(3) 艙內(nèi)爆燃的發(fā)生屬于系統(tǒng)能量失穩(wěn)的一個(gè)過(guò)程．其臨界條件受油氣比和通風(fēng)量的影響，通過(guò)擬合發(fā)現(xiàn)其滿(mǎn)足公式(5)所示的反比例關(guān)系式．該臨界判據(jù)存在一定的緩沖區(qū)，在該緩沖區(qū)內(nèi)可能發(fā)生爆燃，也可能不發(fā)生．

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Experiment and Simulation Study of Fire Behaviour of A Full-Scale Aero-Engine Mockup

Li Songyang1，Ding Fang1，Cui Zhentao1，Cong Beihua2

(1. Advanced Technology Research Department，AECC Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd，Shanghai 200241，China；2. Shanghai Institute of Disaster Prevention and Relief，Tongji University，Shanghai 200092，China)

In view of the fire protection needs of civil aviation engines，a full-scale fire testing mockup of aero-engine compartment was designed and built，with the core compartment of the civil turbofan engine as a reference. The fire characteristics in the core engine compartment were studied experimentally by changing the cooling air flow rate，fire source and its heat release rate. At the same time，the open source code fire dynamics simulator(FDS)was used to simulate the typical fuel/oil mist fire and pool fire，whose results were compared with the experimental data. The fire behaviour and temperature distribution in the compartment were studied. In the course of the experiment，it was found that when the fire intensity reached a certain level，the deflagration phenomenon would occur in the mockup. By constructing the conservation equation of the control body within the mockup，it was speculated theoretically that fuel/air ratio and cooling air flow rate are the key factors affecting the occurrence of deflagration. Finally，based on the equation，the critical instability conditions for the occurrence of deflagration were fitted with the experimental results. It was concluded that deflagration is bound to occur above the critical curve，and there is a buffer zone，below which deflagration may occur with a certain probability.

aero-engine compartment；ventilation and fire protection；deflagration

TK11

A

1006-8740(2023)01-0076-09

10.11715/rskxjs.R202212006

2022-03-10．

國(guó)家科技重大專(zhuān)項(xiàng)資助項(xiàng)目(J2019-Ⅷ-0010-0171)．

李松陽(yáng)（1983—??），男，博士，高級(jí)工程師.

李松陽(yáng)，lisongyang@acae.com.cn.

(責(zé)任編輯：梁?霞)