全尺寸发动机模拟舱火灾特性试验及仿真研究

李松阳，丁 芳，崔振涛，丛北华

全尺寸发动机模拟舱火灾特性试验及仿真研究

李松阳1，丁 芳1，崔振涛1，丛北华2

(1. 中国航发商用航空发动机有限责任公司先进技术研究部，上海 200241；2. 同济大学上海防灾救灾研究所，上海 200092)

针对民用航空发动机的防火需求，以民用涡扇发动机核心机舱作为参照对象，设计并搭建了全尺寸的模拟发动机舱火灾试验台．通过改变冷却气流量、火源类型与功率，研究了发动机核心机舱内的火灾特性．同时，采用开源火灾模拟软件FDS，仿真计算了典型油雾火和油池火工况，并与试验结果进行了对比分析，研究了舱内火灾的发展及温度分布规律．在实验过程中，发现当火灾强度达到一定程度后，舱内会发生爆燃现象．通过构建舱内控制体的守恒方程，并进行理论分析，推测油气比和通风量是影响舱内爆燃发生与否的关键因素．最后，在此基础上拟合了爆燃发生的临界失稳条件．结果表明：在临界条件以上必然发生爆燃，而在其以下存在一个缓冲区，爆燃有一定概率发生．

航空发动机舱；通风防火；爆燃

随着现代商用航空发动机的效率不断提高，发动机短舱中的腔室，如核心机舱、风扇舱，变得越来越紧凑．一般而言，核心机舱位于核心机机匣与外涵道内壁之间的环腔区域，舱室内布置了大量的控制设备与燃、滑油附件．与此同时，为保持舱室内的温度以及防止可燃气体的聚集，还会设计通风冷却系统．充足的氧气、局部的高温、潜在的燃、滑油泄漏风险，使得这样的舱室成为发动机中主要的火区．研究其着火后的火灾特征，对于发动机短舱的通风设计、外部管路及附件布局以及火警探测与灭火系统设计都具有重要意义．

对于核心机舱内火焰传播规律的研究，近年来也越来越受到发动机公司的重视．R&R公司与Cranfield大学合作，针对Trent 800风扇舱搭建了1/2缩比尺寸火灾试验台，Moss、Fasquelle和Rubini[1-2]研究不同通风和火灾条件下火焰的传播规律，用于优化附件及管路布局，并为自主开发的火灾模拟软件SOFIE提供校对数据．美国FAA WJ Hughes Technical Center的Ingerson研究团队[3-4]在FAA资助下持续开展了针对发动机舱的着火及灭火规律研究；试验模拟了高温表面点火、燃油喷雾电火花点火、燃油油池火电火花点火3种着火方式，研究了核心机舱内着火位置的不确定性导致的火灾特征．Sandia实验室和NIST等研究机构在NGP项目中，利用美国空军的航空发动机核心机舱火灾试验台AENTF(Aircraft Engine Nacelle Test Facility)做了大量火灾试验，Takahashi等[5-6]研究了不同火源类型、不同通风条件、不同遮挡物高度、不同灭火剂种类和喷射速率对火焰稳定性、灭火剂扩散及灭火效果的影响．

近年来，随着CFD技术的发展，国外的各大发动机及飞机厂商也在投入资金，开发基于仿真的设计工具，能够灵活地分析预测短舱内的气动及火焰传播特性．AirBus公司[7]内部开发了传热分析软件TMG，并结合Fluent软件构建了防火通风设计分析平台；Snecma公司[7]利用其内部开发的CFD软件MSD与ABAQUS耦合，构建了防火通风设计分析平台；R&R公司与Cranfield大学合作开发了SOFIE(Simulation of Fires in Enclosures)软件，Mullender等[8]将其用于发动机舱内的火灾模拟与防火系统优化设计．

国内在民用航空发动机短舱防火的研究相对较少．因此，本文借鉴了FAA简化机舱试验台的设计方法，以民用涡扇发动机核心机舱作为参照对象，建立全尺寸的模拟发动机舱火灾试验台，通过改变冷却气流量、火源类型与功率，研究发动机核心机舱内的火灾特性，以及影响爆燃的关键因素及影响规律．同时，借助CFD计算方法，分析发动机舱火灾中热羽流流动特性及火焰传播规律．

1 试验概况

1.1 试验台设计

本文研究的对象为涡扇发动机的核心机舱，该舱为核心机机匣与外涵道整流罩之间的环形腔体．为了控制核心机机匣壁面不超温，且避免可燃蒸气着火，核心机舱前端设计有引气孔，能够从外涵引气，对核心机舱内进行冷却，之后从核心机舱后端的排气狭缝排出．在发动机的不同工作状态下，机匣表面温度在300～900K范围内；舱内的换气速率在每分钟20～60次范围内．结构示意如图1所示．

本文的研究采用模块化设计方法，以图1中的民用涡扇发动机核心机舱为参照对象，搭建了全尺寸的模拟发动机舱火灾试验台．整个试验台分为八大模块，分别为试验集装箱模块、发动机模拟舱及支撑台架模块、舱内冷却通风控制模块、机匣壁面加热模块、火源模块、点火模块、数据采集模块和远程云视频监控模块，如图2所示．其中，火源模块考虑了两种火源类型，即油池火和油雾火；通风控制模块可以根据不同工况，调节引气流量，共6个45℃引气口(内径50mm)，总引气流量为0～1.2kg/s；加热模块采用陶瓷电加热管对机匣进行加热，其共分为4个加热区段，每个加热段的温度分别控制，其中压气机段300～850K，燃烧室段740～930K，高压涡轮机匣和级间机匣550～850K，低压涡轮机匣和涡轮后机匣470～890K；点火模块采用电火花点火模式．试验台的真实照片如图3所示．

图2 试验台组成结构整体示意

图3 全尺寸发动机模拟舱火灾试验台照片

1.2 试验参数测量

本文中，试验台主要采集的火灾参数包括：内外壁面温度、舱内气相温度、热流、引气口气流流速和外机罩红外图像．温度测量选用K型热电偶，测温范围为0～1200℃．测量火焰及高温烟气温度采用直径为1.5mm的K型热电偶，测量机舱内部表面温度的采用K型贴面热电偶测量．试验中，热电偶布置在如图4所示的环形截面A、B、C和D共4个平面上，在同一截面同一半径的周向上均匀布置8只，同一截面上共24只(内外表面各8只、空气8只)，共设置4个测量断面，共96只．

热流测量选用嵌入式微型热流计，测量范围为0～100kW/m2．热流计预埋在机舱的外罩表面上．试验中，热流计在周向上均匀布置4只，共设置6个测量截面(如图4所示的A～F截面)，共24只．

气流流速测量采用微型热线风速仪，测量范围为0～50m/s，探头工作温度20～70℃．本文选用的热线探头较细，确保不会对流场造成影响．试验中，风速探头在入口进气道同一截面周向上均匀布置3只，共3只．

在机舱上设置耐高温的远红外玻璃(透射范围：0.7～14μm远红外)视窗作为火焰形态的目测和视频记录．采用可见和红外的双频段红外热像记录仪．该记录仪的温度测试范围为-40℃～＋2000℃，同时获取红外热像图和可见视频红外640×480像素，可见视频500万像素．

1.3 试验工况设计

核心机舱内主要的可燃物是航空煤油与润滑油；火源的主要形式是可燃液体管路泄漏造成的油雾火，以及可燃液体积液引发的油池火；此外，在不同的工况条件下，引气孔流量及机匣温度有一定的变化范围．因此，试验工况的设计，考虑了不同的油料、火源类型、火源功率、引气流量和机匣温度．试验共开展了84组，具体的试验参数如表1和表2所示．

表1 油雾火试验工况参数范围分布

Tab.1 Fuel/oil mist fire test parameter range

表2 油池火试验工况参数范围分布

Tab.2 Fuel/oil pool fire test parameter range

2 仿真计算

由于该火灾试验火源功率较大，观测窗口很容易被碳烟污染或受热破裂，因此试验过程中没有拍摄舱内的火焰形态．对于火灾强度主要通过测量的舱内温度和热流数据来进行分析与研究．同时，通过数值计算来辅助分析舱内火灾的发展情况．本文采用火灾动力学仿真软件FDS(fire dynamics simulator)[9]对舱内典型的油雾火和油池火开展数值模拟研究，分析舱内着火过程及火焰传播规律，获取舱内的速度场、温度场、热流等关键参数，与试验结果进行比较与分析．

2.1 网格与边界条件

FDS的网格为正交笛卡尔坐标系网格，整个三维空间采用正六面体网格，网格数量为384万，网格尺度14.6mm，其中由于尾部狭缝尺寸较小，对狭缝区域进行了加密，加密区域网格尺度7.3mm．

核心机舱火灾模型考虑通风流动及温度热环境的影响，通风由6个均布于核心机舱前端的引气口引气，通过试验工况下的引气量进行换算，给定速度入口速度边界，方向指向轴心，并与轴向呈45°夹角．机匣壁温同样依据试验工况，将A、B、C、D共4段的壁面设定为温度边界条件．尾端的出口狭缝设定为开口边界条件．本文仅选择了油雾火和油池火各一个典型工况开展计算，壁温均为最大工况壁面，风量均为0.53kg/s．

2.2 火源设置

油雾火模拟的是燃油管路破裂、高压泄漏后被高温热源或电火花引燃的情景．本文的计算工况中用喷嘴来模拟泄漏后的油雾火，喷嘴的流量系数为0.175L/(min·MPa1/2)，油压为4MPa．火源喷口位于A和B截面之间，采用FDS中的喷雾模型设置，喷雾张角为±30°．火源的燃料为航空煤油RP-3，物性参数见表3[10]．

表3 航空煤油RP-3物性参数

Tab.3 Physical properties of fuel RP-3

2.3 其他模型设置

本文的计算均采用FDS中的LES湍流计算方法；湍流燃烧模型采用基于混合分数的涡耗散模型；燃烧反应机理采用单步反应，如式(2)所示：

3 结果与讨论

3.1 油雾火火灾特性

3.1.1 油雾火试验结果分析

油雾火的试验过程中，燃烧相对剧烈，表现为两种火灾特征，即平稳燃烧和剧烈爆燃．图5代表燃油平稳燃烧典型工况火灾过程．从图中的视频及红外热像图可知，在点火后发动机舱内部温度快速上升，随着燃烧进行，机舱内部高温区从火源点向四周迅速扩散，直至整个核心机舱内部充满了高温燃烧气体产物；并且在通风作用下，从在核心机舱的尾部狭缝出口处，相对稳定排出．

从图6(a)的温度变化曲线和图6(b)的热流变化曲线可以看出，处于平稳燃烧工况时，核心机舱内的火灾是典型的受限空间火灾发展过程，首先是快速增长，充分发展后达到一定稳定阶段，之后再熄灭．

从高温区域分布的纵向位置来看，最高温度在A断面，即喷嘴(点火)的上游；次高温度区域在B区，C区域及D区域温度最低，而最大热流分布在E区. 这是因为，此时通风风速较小，且存在进风的角度，因此在喷嘴位置处存在回流区，发生火焰逆流，导致A断面温度最高．而热流分布取决于火焰温度和内表面的加热温度的叠加效应．

图6 平稳燃烧工况的典型温度及热流密度变化曲线

图7代表燃油剧烈爆燃的典型工况火灾过程．从视频及红外热像图可知，在点火后发动机舱内部迅速形成一个燃烧火球，火球在通风作用下快速向核心机舱下游运动，由于受到尾部狭缝的阻挡，舱内压力迅速升高，导致机舱的上下部脱离，破坏了机舱的封闭性，并发出巨大声响．随后机舱内燃烧趋于稳定，并在短时段内整个机舱内变为高温态．

图7 油雾火剧烈爆燃工况的典型火灾过程

另一方面，从图8(a)的温度变化曲线和图8(b)的热流变化曲线可以看出，处于剧烈爆燃状态下时，核心机舱内的温度及热流变化首先是一个突变，而后再稳定上升．从高温区域分布的纵向位置来看，最高温度和最大热流分布仍在A断面，即喷嘴的上游；次高温度在B区域，C区域及D区域温度最低；从热流数据上看，在点燃初期也有一个热流突跃．

3.1.2 油雾火仿真与试验结果比较

从FDS软件的计算结果中可以看出，发动机舱引气流速较高，射流在撞击压气机机匣后，在燃烧室机匣及涡轮机匣前端形成回流，有利于加剧火灾过程中可燃蒸气与空气间的掺混，形成局部高温区，如图9(a)所示．图9(b)给出了FDS软件预测的热释放速率等值面(200kW/m3)，其反映了火焰的分布．图中可看出，火灾功率较大，火焰传播主要受舱内流场控制，引气高速气流撞击机匣，在燃烧室至级间机匣段形成大范围回流区，该段湍流扰动强烈，因此火灾在此处充分发展，沿周向大面积蔓延，且该区域升温快、温度最高．在排气狭缝处有新的空气掺混，未充分燃烧的可燃蒸气从尾部排气狭缝窜出形成火焰．

图8 剧烈爆燃工况的典型温度及热流密度变化曲线

图9 油雾火工况平稳燃烧阶段的仿真结果瞬态图

在油雾火的仿真过程中，舱内的热释放速率及温度也会经过一个快速增长阶段，之后达到稳定燃烧阶段．该工况达到火灾燃烧稳态时，舱内总热释放率的时均值为938kW，温度云图如图10所示．从图中可以看出，舱内由于浮力驱动，火焰与高温烟气集中于短舱上部，因此舱室内上部温度较高．从图中4个截面的温度分布对比可以看出，舱内由于火蔓延引起的高温区传递基本与试验相似．从火源位置开始形成火焰，在舱内引气和浮力驱动下，向前及向上传播.试验过程中喷雾火在回流区作用下卷吸回A截面，A截面温度最高；而仿真结果中最高温出现在B截面．造成试验与仿真之间的差异，可能的原因是，试验中有大量未充分燃烧的可燃蒸气，由于回流作用与上游引气口的空气二次掺混，加剧燃烧导致A截面温度较高；而仿真中采用了基于快速化学反应假设的涡耗散模型，可燃蒸气在回流区反应较试验过程更为充分，因而上游的燃烧反应相对较少．

如图11(a)所示，为试验与数值计算4个截面沿周向的温度时均值比较结果(顺航向顺时针分布)．从图中可看出，模拟出的周向温度分布与试验结果趋势吻合，整体数值在低温区段较试验偏低，高温区与试验接近．

图11(b)给出了试验与数值计算沿轴向的热流分布，热流测点布置于核心机舱外罩壁板上，图中看出，除A截面计算值偏差较大外，在中间段的截面上热流趋势接近．试验中前端断面由于回流区卷吸导致未燃蒸气向引气口方向移动，在上游充分掺混后二次燃烧，致使＝0.39m断面热流偏高．

图11 油雾火工况平稳燃烧阶段的时均温度及热流值

3.2 油池火火灾特性

3.2.1 油池火试验结果分析

在油池火的试验中，燃烧过程较为平稳，未出现剧烈爆燃的情况，其典型火灾过程的红外热像图如图12所示．油池火引燃后燃烧平稳，释放热量较小，即使随着油量的增加，红外成像变化幅度也很小，基本维持在热环境状态下，在排气狭缝处有白烟冒出．

图12 油池火工况的典型火灾过程

3.2.2 油池火仿真与试验结果比较

在油池火的FDS数值计算中，引气方案做了调整，引气口在周向有20°的偏转角，油池位于核心机舱下方．油池中心截面的速度矢量图如图13(a)所示，在油池上方呈现较紊乱的湍流，因而油池火蔓延过程呈现比较强烈的动态，火焰相对不稳定；如图13(b)所示的温度场，油池火达到稳态后的热功率为74.4kW．在稳定燃烧阶段，油池火对舱内大部分区域的温升影响不大，高温区域比较集中，在舱内高速引气气流作用下，高温区没有向上卷吸，只对尾部小范围区域内有影响．因此，在油池火工况中，高温区集中，总的热释放速率较小，与试验的观测类似，没有出现爆燃现象．

图14给出了油池火着火过程中热释放率与燃油蒸气质量随时间的变化．可以看出在火灾潜伏期内 (＜51s)，燃油蒸气量缓慢增长，聚集在油盘表面缓慢氧化；随后进入快速增长期，热释放速率的增长率(＝1.73kW/s)相比潜伏期高，持续30s的快速增长燃烧，达到准稳态燃烧状态(＝57.8kW)；进入稳态过程，由于油池火的不稳定性，火焰脉动较大，在波动中缓慢增长，最终达到稳态燃烧阶段(＝74.4kW)．

图13 油池火工况平稳燃烧阶段的仿真结果瞬态图

图14 油池火火灾过程的热释放率与燃油蒸气质量

3.3 爆燃过程及规律分析

从试验结果来看，油雾火在满足一定工况条件下容易发生爆燃现象，而油池火未发现爆燃的情况．本节拟通过一定的理论分析，总结爆燃发生的规律．将整个发动机舱环形腔体作为一个控制体考虑[11]，该控制体能量的输入输出如图15所示，因此，可假设能量守恒方程为

图15 发动机舱控制体能量守恒示意

那么通过试验结果，可以拟合该失稳条件关系式，如图16所示．图中的五角星表示试验中发生爆燃的工况，而三角形表示稳定燃烧的工况．从试验结果看，所有工况的总油气比均在贫燃范围内，当油气比与通风量大于一定条件后，必然发生爆燃；而在一定范围内，有可能发生爆燃，也有可能不发生．因此，存在一个系统失稳发生爆燃的上边界，该拟合线如图中蓝色实线所示；同时，推测存在一个失稳条件下边界，如图中黑色虚线所示．在下边界以下，所有工况将稳定燃烧，不会发生爆燃现象．但是，这种较小的工况，本文试验未涉及．

图16 爆燃失稳边界拟合曲线

4 结 论

本文参考大型民用涡扇发动机核心机舱，搭建了一个全尺寸模拟舱火灾特性试验台，开展了一系列可燃液体着火与火蔓延试验研究．试验中，重点考虑了油料类型(航空煤油与润滑油)、火源类型(油池火与油雾火)、通风速率及机匣壁面等条件对舱内火灾特性的影响规律．同时，开展了数值计算及理论分析，进一步研究了舱内火灾发展及温度分布规律．本文的主要结论如下：

(1) 油雾火是核心机舱内危害性较大的一种火灾场景．对于燃油，核心机舱内部燃油油雾火灾表现为两种方式，分别为：燃油平稳燃烧和燃油剧烈爆燃；对于滑油，核心机舱内部滑油油雾火灾表现为三种方式，分别为：滑油不燃、滑油平稳燃烧和滑油轻微爆燃．结合仿真分析，油雾火在经过爆燃后，火灾进入一个稳定发展期，高温会聚集在舱内上部回流区及通风口上游．

(2) 油池火是核心机舱内危害性较小的一种火灾场景．对于燃油，使用高压点火棒很容易点着油池，但燃烧较为平稳，不会出现剧烈爆燃的情况；对于滑油，使用高压点火棒很难点着，着火概率低．结合仿真分析，油池火经过增长期之后进入稳定发展期，高温集中在火源附件．

(3) 舱内爆燃的发生属于系统能量失稳的一个过程．其临界条件受油气比和通风量的影响，通过拟合发现其满足公式(5)所示的反比例关系式．该临界判据存在一定的缓冲区，在该缓冲区内可能发生爆燃，也可能不发生．

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Ding Fang，Li Songyang，Cong Beihua，et al. Numerical simulation study on characteristics of spray fire and fire spread in engine nacelle[C]//4. Beijing：Chinese Society of Aeronautics and Astronautics，2019：73-81(in Chinese).

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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．

国家科技重大专项资助项目(J2019-Ⅷ-0010-0171)．

李松阳（1983—  ），男，博士，高级工程师.

李松阳，lisongyang@acae.com.cn.

(责任编辑：梁 霞)