CN112733249A - 航空发动机典型火灾计算方法及火灾分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明的一个目的在于提供一种航空发动机典型火灾计算方法，用于计算发动机短舱的火灾风险与危害程度，为火警探测与灭火设施设计提供支撑数据。本发明的另一目的在于提供一种航空发动机典型火灾分析方法，其包括前述火灾计算方法。为实现前述目的的航空发动机典型火灾计算方法，包括对航空发动机内部结构划分指定火区、获取发动机不同飞行状态下的环境参数以及对所述指定火区进行火灾场景设计、以及在具有所述环境参数的所述指定火区中，针对所述火灾场景建立非稳态计算模型。其中，火灾场景包括喷雾火、油池火以及高温表面火，计算模型包括喷雾运动模型、蒸发模型、传热模型以及燃烧模型。

Description

航空发动机典型火灾计算方法及火灾分析方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机典型火灾计算方法及火灾分析方法。

背景技术

在民用飞机各火区中，飞机发动机短舱内遍布复杂的管路，并且舱内整体区域温度相对较高，是引起飞机着火的重要危险部位之一，其防火保护对飞机的安全运行至关重要。美国联邦航空局(FAA)和中国民用航空局(CAAC)都对民用飞机发动机短舱防火设计提出了相关的适航要求(FAR33.17及CAAR33.17)，从材料、结构、设计布局等方面的防火性均提出了严格的要求。从被动防火措施(分离火区、阻燃材料、通风、排液)到主动防火措施(火警探测与灭火系统)进行多重防护，而这些防火保护设计应该建立在火灾分析的基础上，否则容易造成过冗余或遗漏的防护设计。

另一方面，由于飞机发动机短舱内部结构十分复杂，所处环境也十分特殊，现阶段仍缺乏对其着火及火蔓延规律的定量认识，这直接导致了民用飞机发动机舱防火设计完全依赖于实机试验，但实机试验不仅周期长，价格昂贵，尤其是在发动机的设计定型阶段，迫切需要建立一套可靠有效的分析方法和计算工具，能对发动机舱的火灾发展与防火系统效能进行安全合理的评估，缩短研制周期。

因此，亟需针对短舱的特殊构型和舱内的流动传热规律，分析舱内的火灾着火特性和火焰传播规律，确定舱内火灾发生程度，获取温度、热流、压力等重要参数，为舱内通风、排液、火警探测器布置及灭火系统设计等提供数据支撑。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种航空发动机典型火灾计算方法，用于计算发动机短舱的火灾风险与危害程度，为火警探测与灭火设施设计提供支撑数据。

本发明的另一目的在于提供一种航空发动机典型火灾分析方法，其包括前述火灾计算方法。

为实现前述目的的航空发动机典型火灾计算方法，包括如下步骤：

对航空发动机内部结构划分指定火区；

获取发动机不同飞行状态下的环境参数；

对所述指定火区进行火灾场景设计，所述火灾场景包括喷雾火、油池火以及高温表面火；

在具有所述环境参数的所述指定火区中，针对所述火灾场景建立非稳态计算模型，所述计算模型包括：喷雾运动模型、蒸发模型、传热模型以及燃烧模型；

其中，所述喷雾运动模型包括利用引入拉格朗日算法追踪所述喷雾火中的离散喷雾液滴粒子；所述蒸发模型包括计算所述喷雾火中的喷雾液滴以及所述油池火中的油池表面的蒸发速率；所述传热模型包括辐射模型以及对流换热模型，所述辐射模型是基于RadCal模型，并通过计算所述火灾场景中不同气体对辐射的吸收和发射率建立；所述对流换热模型通过结合所述火灾场景中的自然对流以及强制对流建立；所述燃烧模型基于混合分数燃烧模型以及涡耗散模型建立。

在一个或多个实施方式中，所述指定火区为发动机短舱，所述计算方法还包括：对所述指定火区进行几何模型简化；

其中，所述几何模型简化是对机舱外罩、机匣、内部部件以及管路的简化。

在一个或多个实施方式中，所述环境参数包括所述短舱的气体流动参数以及机匣壁面的温度分布参数。

在一个或多个实施方式中，所述建立非稳态计算模型还包括：

采用正交笛卡尔网络系统对所述指定火区建立正交网络；以及，

选用大涡模拟(LES)模拟火灾火羽流中湍流和浮力的相互作用。

在一个或多个实施方式中，所述建立非稳态计算模型中，是基于低马赫数假设，将质量、动量、能量守恒方程简化为压力泊松方程，进而通过快速傅里叶变换将时域转到频域后求解。

在一个或多个实施方式中，所述表面蒸发速率是通过如下公式求解：

在一个或多个实施方式中，所述火灾场景设计还包括：

针对所述喷雾火设计燃油泄漏点以及喷雾泄漏量；

针对所述油池火设计油池堆积量；以及，

针对所述高温表面火设计泄漏源。

为实现前述另一目的的航空发动机典型火灾分析方法，其采用如前所述的火灾计算方法所建立的计算模型在仿真软件中进行仿真模拟，还包括：

对所述仿真模拟结果与实验结果相对比校核；

基于所述非稳态计算模型的计算结果进行典型火灾分析。

在一个或多个实施方式中，所述对比校核包括：

沿所述短舱舱体轴向划分多个截面；

采集所述多个截面周向不同位置的温度以及热流；

将所述采集结果与仿真模拟结果进行对比校核。

在一个或多个实施方式中，所述典型火灾分析包括对所述短舱舱内着火风险以及蔓延规律分析；

所述着火风险分析包括在所述短舱内固有的通风热环境下，所述典型火灾场景的着火风险及瞬态特性；

所述蔓延规律分析包括着火发生后的瞬态及稳态传播规律，及舱内关键参数的分布规律。

本发明的增益效果在于，通过典型火灾计算方法，能够得到火灾风险与危害程度，为火警探测与灭火设施设计提供支撑数据以及为舱内火警探测及主动灭火设施布局提供支撑。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1示出了航空发动机典型火灾分析方法的流程示意图；

图2示出了火灾场景设计一个实施例的示意图；

图3示出了温度参数与试验对比校核结果的示意图。

具体实施方式

下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本申请的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

需要注意的是，在使用到的情况下，如下描述中的上、下、左、右、前、后、顶、底、正、反、顺时针和逆时针仅仅是出于方便的目的所使用的，而并不暗示任何具体的固定方向。事实上，它们被用于反映对象的各个部分之间的相对位置和/或方向。

航空发动机典型火灾计算方法是航空发动机典型火灾分析方法中的数据基础，其用于计算发动机短舱的火灾风险与危害程度，为火警探测与灭火设施设计提供支撑数据。

其中，图1示出了航空发动机典型火灾分析方法的流程示意图，其中，航空发动机典型火灾计算方法包括如下步骤：

首先，需要对航空发动机内部结构划分指定火区。其中，指定火区定义为同时存在高温热源及可燃物质的区域。在一个实施方式中，指定火区为发动机短舱，以下实施例中中均指定发动机短舱作为指定火区。

在一个实施例中，可选的，火灾计算方法还包括对指定火区进行几何模型简化。在本实施例中，指定发动机短舱作为指定火区，对发动机短舱进行几何模型简化包括对机舱外罩、机匣、内部部件以及管路的简化，其中简化过程包括忽略小体积部件。由于发动机短舱内包含大量复杂的附件和管路，几何模型简化主要考虑对舱内流场及火焰传播的影响，因此忽略体积小的零部件，如电线电缆、管路接头、连接件、支撑件等。在一个实施例中，几何模型简化后保留下的部件包括安装节、推力拉杆、空气系统管路、部分燃油与滑油管路、VSV左右作动筒、VBV左右作动筒、燃油分配器、放气活门、主动间隙控制活门等。此外，简化过程还包括简化内部部件结构，包括忽略部件细节以及将几何形状复杂的部件以长方体或圆柱体替代，如在一个实施例中，对管路接头、固定装置等细节进行忽略。将简化后的部件以及管路作为火灾过程中不进行热传递的惰性物质处理，由于内部部件以及管路在火灾过程中温度与环境温度一致，不进行热传递，如此简化能够提升模型建立的效率。

随后，获取发动机不同飞行状态下的环境参数。其中，飞行状态需要考虑高温起飞、地面热浸等高温严苛的工况，同时也需要考虑如巡航状态等在飞行状态中时间占比较长的工况。其中，在一个实施例中，所获取的环境参数包括短舱内气体流动参数以及机匣壁面的温度分布参数。

随后，对发动机短舱进行火灾场景设计，火灾场景包括：由于燃滑油管路破裂导致高压泄漏，被舱内电火花或高温环境引燃的喷雾火、管路接头泄漏，积聚在发动机舱底面或结构死区，被高温火源引燃导致的油池火以及管路泄漏后以滴落或喷雾形式被高温表面引燃失火，形成的高温表面火。

在一个实施例中，火灾场景设计还包括针对所述喷雾火设计燃油泄漏点以及喷雾泄漏量，针对所述油池火设计油池堆积量，以及针对所述高温表面火设计泄漏源。具体地，如图2示出了火灾场景设计一个实施例的示意图，在此实施例中，对于喷雾火，由于管路附件大量布置在压气机的低温机匣段，该段发生泄漏的概率大，故选择轴向距离x为0.5米、沿v方向看去、位于顺时针方向、周向上与垂直方向夹角为120度的a点为泄漏点。采用流量系数k＝0.175L/min·MPa0.5的喷嘴模拟喷雾泄漏，并根据伯努利方程反推出泄漏孔径为0.58mm。同时，依据燃滑油系统的流动特性，选取燃滑油管路的典型压力，在不同压力下，喷雾泄漏量不同。对于油池火，舱内油池积聚在机舱底面，由于油池火灾功率取决于表面蒸发速率，因此采用不同面积的油盘模拟油池堆积量。在如图2所示的实施例中，以面积100mm*100mm的油盘4为单位，其中是如图所示、采用多个油盘拼接的形式，控制油池量。对于高温表面火，由于燃烧室段机匣表面温度较高，且该段上方布有燃油总管，相对风险较高，因此泄漏源布置于该段重力上方轴向距离y为0.9米，沿v方向看去、位于周向上与垂直方向夹角约为0度的b点位置，分别以喷雾及滴落形式模拟高温表面火。在一个实施例中，燃油、滑油分别为RP-3型航空煤油及BP-2197型润滑油。

随后在具有环境参数的指定火区中，针对上述三种火灾场景建立非稳态计算模型。由于短舱的火灾是一个非稳态且尺度大的问题，其中，这里所指的非稳态是指在火灾中物体的温度由于非稳态传热随时间而变化。因而在建立计算模型中选用计算方法时需要考虑计算效率。在一个实施例中，建立非稳态计算模型包括：采用正交笛卡尔网络系统对所述指定火区建立正交网络。其中，通过建立正交网络能够实现计算过程中的控制方程采用二阶有限差分来离散并近似求解，以提高计算效率。同时，相比于柱坐标和极坐标，在笛卡尔坐标体系下，能够更好的描绘计算区域的几何特征。在一个实施例中，正交笛卡尔网络系统所建立的建立正交网络网格量为384万。

在一个实施例中，建立非稳态计算模型包括：选用LES大涡模拟火灾火羽流中湍流和浮力的相互作用。其中，在火灾燃烧中，火源上方的火焰及燃烧生成烟气的流动通常称为火羽流。在火灾中，背景流速较低，传热、传质的形式以自然对流为主，火羽流是一个浮力驱动的流动过程，火羽流中的湍流主要是由于密度差导致的，而燃烧反应也在很大程度上受该种湍流的影响。由于这种浮力导致的流动不稳定性，其小尺度上湍流特性不满足各向同性的假设，而传统的雷诺时均(RANS)模拟只能提供湍流的平均信息，采用雷诺时均(RANS)模拟方法会导致较大的偏差。大涡模拟(LES)是把包括脉动运动在内的湍流瞬时运动通过某种滤波方法分解成大尺度涡和小尺度涡两部分，与雷诺时均(RANS)模拟相比，大涡模拟(LES)具有较大的普适性。因此，对于这样的流动燃烧过程，采用LES大涡模拟(LES)方法来求解湍流问题能够减少偏差。

在一个实施例中，建立非稳态计算模型时的算法是基于低马赫数的假设，将二阶差分的空间变量通过快速傅里叶变换(FFT)，从时域转换为频域而直接求解压力泊松方程，使得压力和速度不再进行迭代运算，节省了计算时间。其中，控制方程采用二阶有限差分来离散并近似求解，二阶差分的空间变量是指对于空间变量在x，y，z三个方向上分别进行离散，离散的精度为二阶精度。低马赫数指马赫数小于0.3，进而可以假设流体介质不可压，即密度是一个常数。由此带来的好处是，可以将质量、动量、能量守恒方程进行简化与合并，最终将守恒方程变为一个压力泊松方程。由于压力泊松方程中的速度与压力是耦合在一起的，不能直接求解，通过前述中建立正交笛卡尔网格系统，使得能够将压力泊松方程进行FFT变换，从时域转化到频域上，将速度和压力解耦掉，从而直接求解，无需迭代计算，进而提高了计算效率。

由于计算模型中涉及喷雾运动、蒸发、传热传质、燃烧、辐射等物理过程，计算模型包括喷雾运动模型、蒸发模型、传热模型以及燃烧模型。

对于喷雾运动的物理过程建立喷雾运动模型,喷雾的液滴是整个计算流场的第二相，气相全局的质量、能量及动量守恒方程通过欧拉方法求解。而喷雾液滴的粒子尺寸远小于火灾空间尺度，因此引入拉格朗日算法追踪网格中的离散粒子，将喷雾液滴作为单独的源相计算，计算喷雾粒子的输运、粒径分布、质量、动量和能量等输运过程。在计算喷雾火时，火焰燃烧是通过气相化学反应来实现的，因此喷雾粒子在背景流场和温度场的输运过程中，通过蒸发模型计算液滴气化过程，液滴气化后参与化学反应。

对于蒸发的物理过程建立蒸发模型，蒸发模型用于计算喷雾液滴和油池表面的蒸发速率，在气液相分界面上的蒸发速率可通过斯蒂芬扩散流求解，如下公式(1)所示：

其中，m”为气液相分界面上的蒸发速率，h_m为质量输运系数，

为气相压力，R为气体常数，W_F为燃料的摩尔质量，T_g为气体温度，X_F,g与X_F,l分别为燃料蒸气与液态燃料在网格尺度内的体积分数，Sh为舍伍德数，D_lg为燃料蒸气与环境气体的二次扩散系数，L为当量尺寸(液滴取直径、平液面取1m)，Re为雷诺数，Sc为施密特数。

传热模型包括辐射模型以及对流换热模型，辐射模型是基于RadCal模型，并通过计算所述火灾场景中不同气体对辐射的吸收和发射率建立。具体地，火灾中由于燃烧不充分，会有大量碳烟产生，而碳烟对于辐射有较高的吸收率。除了碳烟之外，二氧化碳、水对辐射的吸收率也较高。在一些简化计算中，往往将气体的辐射特性简化为“灰气体”，即气体对辐射的吸收率，不受光波波长的影响。但真实情况并不是这样，在火灾中采用“灰气体”假设会引入一定的误差。为了更精确的计算辐射传热过程，需要采用窄带模型，即不同的气体组分对不同的辐射波长其吸收率是不一样的，具体是多少需要查表求解，并且这样方法也做了很多简化。而RadCal模型就是这样一个储存了不同气体组分对不同辐射波长的吸收率的数据库。对流换热模型通过结合所述火灾场景中的自然对流以及强制对流求解。并权衡当地流速来选取建立对流换热模型。其中，这里所指的自然对流是不受外界环境影响，流体自身温度场的不均匀所引起的流动。强制对流是流体指受到外力影响下所发生的对流。

燃烧模型用于计算喷雾火和油池火的燃烧过程，采用一个基于混合分数且类似于EDC(Eddy Dissipation Concept)的涡耗散模型建立。混合分数表示燃烧反应前燃料的质量与混合气体质量的比值，由于火灾中的燃烧反应速率一般大于或远大于燃料与空气的混合速率，因此该燃烧过程受混合过程控制，即气体的扩散限制了反应速率。同时，引入半经验焠熄模型，判定当地网格内燃料空气混合比例，其发生反应的热释放速率能否将混合气的温度提升至判定准则，决定燃烧是否会发生或继续。在计算过程中，不用计算详细的化学反应机理，进而可以提高计算效率。

在一个实施例中，在针对火灾场景建立非稳态计算模型中，为使得指定火区中具有所获取的环境参数，需要模拟短舱飞行状态下的气体流动环境以及根据获取短舱的温度分布参数来模拟短舱内飞行状态下的热环境。其中为模拟短舱飞行状态下的气体流动环境，需要考虑短舱的通风引气形式。在一个实施例中，如图2所示，采用6个引气孔1周向均布在短舱前端，短舱后端由排气狭缝2排出。为简化计算量，用引气孔1的45°进气替代外涵道引气。其中，引气量的大小是依据短舱的引气设计(即所获取的气体流动参数)来进行确定。为获取短舱的温度分布参数，需要考虑短舱机匣的沿程温度分布。在一个实施例中，是将压气机、燃烧室、高压涡轮及级间机匣、低压涡轮及涡轮后机匣分段设置边界，共分为16段温度边界，其中最高温度达900K。高温机匣表面不仅是点火源，也会形成舱内热环境，影响火灾发展过程。

请继续参见图1，航空发动机典型火灾分析方法还包括将火灾计算方法所建立的计算模型在仿真软件中进行仿真模拟，并对仿真模拟结果与实验结果相对比校核，以及基于非稳态计算模型的计算结果进行典型火灾分析。其中，该仿真软件可以是CFD软件。

在一个实施例中，对比校核包括沿所述短舱舱体轴向划分多个截面，采集多个截面周向不同位置的温度以及热流，以及将采集结果与仿真模拟结果进行对比校核。其中，如图2所示的实施例中，沿着舱体轴向划分A、B、C、D一共4个截面，分别采集周向不同位置的温度以及热流，对火灾分析计算结果进行校核。若校核结果满足精度要求，则进行下一步；若校核结果不满足精度要求，则重新建立非稳态计算模型。

图3示出了温度参数与试验对比校核结果的示意图，其中纵坐标为无量纲温度，横坐标为沿v方向看去、逆时针方向与垂直方向夹角的角度(以下简称周向逆时针方向度数)。由于关于火灾的计算主要是对热功率的模拟，因此关注的是最高温度和热流，所以温度、热流峰值的相对误差计算的是火焰中心的温度、热流偏差。如图中所示，在试验过程中，火焰中心由于回流区的卷吸，发生在A截面中沿v方向看去、位于周向逆时针方向300度的位置。而仿真模拟设计工况的背景流场，火焰中心发生在B截面中v方向看去、位于周向逆时针方向275度的位置。根据计算后可得，温度峰值的相对误差为2.57％。热流是在试验中通过舱体壁面热流计测量，热流峰值对应的相对误差为15.3％。

请继续参见图1，航空发动机典型火灾分析方法还包括对短舱舱内着火风险以及蔓延规律分析。其中包括针对喷雾火、油池火、高温表面火分别开展舱内着火风险及火蔓延规律的分析。对于着火风险分析，主要包括在短舱内固有的通风热环境下，典型火灾场景的着火风险及瞬态特性。对于火蔓延规律分析，主要包括着火发生后的瞬态及稳态传播规律，及舱内关键参数(温度、热流、混合分数、流速、压力等)的分布规律，为舱内火警探测及主动灭火设施布局提供支撑。

上述一个或多个实施例中的典型火灾分析方法还适用于对航空发动机中风扇舱内火灾分析，与前述一个或多个实施例的区别在于，对于几何结构简化的具体部件不同，以及环境参数、火灾场景的设计不同。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，包括如下步骤：

对航空发动机内部结构划分指定火区；

获取发动机不同飞行状态下的环境参数；

对所述指定火区进行火灾场景设计，所述火灾场景包括喷雾火、油池火以及高温表面火；

在具有所述环境参数的所述指定火区中，针对所述火灾场景建立非稳态计算模型，所述计算模型包括：喷雾运动模型、蒸发模型、传热模型以及燃烧模型；

其中，所述喷雾运动模型包括利用引入拉格朗日算法追踪所述喷雾火中的离散喷雾液滴粒子；所述蒸发模型包括计算所述喷雾火中的喷雾液滴以及所述油池火中的油池表面的蒸发速率；所述传热模型包括辐射模型以及对流换热模型，所述辐射模型是基于RadCal模型，并通过计算所述火灾场景中不同气体对辐射的吸收和发射率建立；所述对流换热模型通过结合所述火灾场景中的自然对流以及强制对流建立；所述燃烧模型基于混合分数燃烧模型以及涡耗散模型建立。

2.如权利要求1所述的航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，所述指定火区为发动机短舱，所述计算方法还包括：对所述指定火区进行几何模型简化；

其中，所述几何模型简化是对机舱外罩、机匣、内部部件以及管路的简化。

3.如权利要求2所述的航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，所述环境参数包括所述短舱的气体流动参数以及机匣壁面的温度分布参数。

4.如权利要求1所述的航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，所述建立非稳态计算模型还包括：

采用正交笛卡尔网络系统对所述指定火区建立正交网络；以及，

选用大涡模拟(LES)模拟火灾火羽流中湍流和浮力的相互作用。

5.如权利要求1所述的航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，所述建立非稳态计算模型中，是基于低马赫数假设，将质量、动量、能量守恒方程简化为压力泊松方程，进而通过快速傅里叶变换将时域转到频域后求解。

6.如权利要求1所述的航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，所述表面蒸发速率是通过如下公式求解：

7.如权利要求1所述的航空发动机典型火灾计算方法，其特征在于，所述火灾场景设计还包括：

针对所述喷雾火设计燃油泄漏点以及喷雾泄漏量；

针对所述油池火设计油池堆积量；以及，

针对所述高温表面火设计泄漏源。

8.一种航空发动机典型火灾分析方法，其特征在于，采用如权利要求1至7中任一项所述的火灾计算方法所建立的计算模型在仿真软件中进行仿真模拟，还包括：

对所述仿真模拟结果与实验结果相对比校核；

基于所述非稳态计算模型的计算结果进行典型火灾分析。

9.如权利要求8所述的火灾分析方法，其特征在于，所述对比校核包括：

沿所述短舱舱体轴向划分多个截面；

采集所述多个截面周向不同位置的温度以及热流；

将所述采集结果与仿真模拟结果进行对比校核。

10.如权利要求8所述的火灾分析方法，其特征在于，所述典型火灾分析包括对所述短舱舱内着火风险以及蔓延规律分析；

所述着火风险分析包括在所述短舱内固有的通风热环境下，所述典型火灾场景的着火风险及瞬态特性；

所述蔓延规律分析包括着火发生后的瞬态及稳态传播规律，及舱内关键参数的分布规律。

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