白 杰 ，楊毅成 ，b，王 偉 ，b

(中國民航大學(xué)a.民用航空器適航與維修重點實驗室；b.航空工程學(xué)院，天津300300)

航空發(fā)動機防火試驗火焰特征數(shù)值仿真分析

白 杰a，楊毅成a，b，王 偉a，b

(中國民航大學(xué)a.民用航空器適航與維修重點實驗室；b.航空工程學(xué)院，天津300300)

為得到統(tǒng)一的航空發(fā)動機防火試驗標(biāo)準(zhǔn)和通用的試驗條件，建立NexGen燃燒器的數(shù)值仿真模型，使用SSTk-ω湍流模型、非預(yù)混燃燒模型、DO輻射模型計算了定常穩(wěn)態(tài)火焰特征分布，分析了火焰溫度、熱流密度和速度的空間分布。結(jié)果表明，溫度隨著距擴張錐出口距離的增大先增加后減小，在距擴張錐101.6 mm平面處達到最大；速度隨著距擴張錐出口距離的增大而減??；熱流密度隨著距擴張錐出口距離的增大而減??；火焰的溫度、速度、熱流密度在101.6 mm平面均勻性最好，試驗件放在100.0 mm比101.6 mm平面處更容易被燒穿。

航空發(fā)動機；防火試驗；適航規(guī)定；溫度場；速度場；熱流密度場；NexGen燃燒器；試驗件位置

1 引言

國內(nèi)外航空發(fā)動機失火事件時有發(fā)生，嚴(yán)重影響飛機的飛行安全。為此，航空發(fā)動機防火適航條款要求發(fā)動機零部件在失火狀態(tài)下能有效工作一段時間，確保發(fā)動機安全關(guān)閉[1-2]。

表明對防火條款符合性的方法有分析法、相似法和試驗法，其中試驗法最常用、最有效。為規(guī)范防火試驗，美國聯(lián)邦航空局(FAA)、歐洲航空安全局(EASA)和中國民用航空局，分別發(fā)布了AC-20-135[3]、ISO 2685[4]和HB 6167.14-92[5]，規(guī)定了防火試驗的方法、標(biāo)準(zhǔn)和準(zhǔn)則。對比分析發(fā)現(xiàn)，三者都要求了火焰的溫度均值和熱流密度均值，但對試驗件放置位置要求不一致——ISO 2685和HB 6167.14-92要求試驗件放置在燃燒器出口下游100.0 mm處，AC-20-135則要求放置在101.6 mm處。

為得到影響航空發(fā)動機防火試驗的因素及影響規(guī)律，并為制定統(tǒng)一的試驗標(biāo)準(zhǔn)、通用的試驗條件提供理論依據(jù)，國內(nèi)外主要使用試驗法開展防火試驗研究。Kao[6]試驗研究了熱電偶尺寸、試驗件尺寸、擾流器構(gòu)型、工作參數(shù)對試驗的影響，表明影響溫度測量值的因素有火焰溫度、熱電偶尺寸、燃燒器進口空氣速度等，并給出了真實火焰溫度與熱電偶測得溫度之間的計算公式。Robert[7]試驗研究了工作參數(shù)、燃燒器構(gòu)型對火焰特征和試驗的影響，并用PIV方法測得了氣流的速度分布，表明燃燒器構(gòu)型影響火焰溫度和試驗結(jié)果，火焰速度也是影響防火試驗的重要因素，給出了更精確的真實火焰溫度與熱電偶測得溫度之間的計算公式。李志強等[8]使用試驗的方法對比了三種構(gòu)型燃燒器的使用特性，得出Snoic(NexGen)燃燒器溫度和熱流密度的校正穩(wěn)定性最優(yōu)。

由于試驗法很難得到火焰溫度、熱流密度的分布，且試驗成本高、存在危險性，加之有些復(fù)雜部件無法試驗，因此國內(nèi)外開始使用數(shù)值分析方法研究防火試驗。Kreuder等[9]使用FLUENT軟件中12組分的C12H23替代Jet-A燃油、SSTk-ω湍流模型和LES湍流模型、灰體加權(quán)求和的DO輻射模型，對Carlin燃燒器的火焰沖擊平板進行了仿真，表明cone噴嘴模型與試驗使用的PL型燃油噴嘴等效，對于Jet燃油火焰DO輻射模型與輻射傳熱方程吻合性很好，使用SSTk-ω湍流模型比使用LES湍流模型仿真的熱流密度值更高。Bheekhun等[10]使用SSTk-ω湍流模型，仿真了標(biāo)準(zhǔn)丙烷燃燒器的溫度分布。葉子多[11]使用SSTk-ω湍流模型，數(shù)值計算了三種簡化燃燒器的火焰溫度、速度和組分濃度的分布，分析了當(dāng)量比對火焰溫度和組分濃度分布的影響。

為制定統(tǒng)一試驗標(biāo)準(zhǔn)、通用試驗條件提供理論依據(jù)，并為試驗件防火試驗數(shù)值分析提供輸入條件，本文使用C12H23替代Jet-A燃油、SSTk-ω湍流模型、DO輻射模型，數(shù)值分析了防火試驗火焰特征(溫度、熱流密度和速度)分布，對比分析了燃燒器下游100.0 mm和101.6 mm平面的火焰特征分布。

2 數(shù)值分析模型

AC-20-135、ISO 2685和 HB 6167.14-92均指出，大型液體燃燒器可參考文獻[12]中給出的型號，但這些型號均已停產(chǎn)。為得到可在世界范圍內(nèi)通用、簡單易得的燃燒器，F(xiàn)AA在其使用的Park燃燒器的基礎(chǔ)上研制了與Park燃燒器等效的NexGen燃燒器。本文以NexGen燃燒器為模型進行數(shù)值分析。

2.1 幾何模型和網(wǎng)格模型

NexGen燃燒器的幾何結(jié)構(gòu)如圖1[13]所示，由壓力調(diào)節(jié)器、聲速噴管、消聲器、后端段、連接器、通風(fēng)管、旋流器、輸油管、噴嘴適配器、燃油噴嘴、點火器、擾流器、擴張錐和支架組成。

圖1 NexGen燃燒器的幾何結(jié)構(gòu)Fig.1 Configuration of NexGen burner

圖2 航空發(fā)動機防火試驗燃燒器的幾何模型Fig.2 Models of aero-engine fire test burner

為簡化數(shù)值計算，建立幾何模型時去掉了對計算結(jié)果無影響的部件。簡化后的幾何模型包括通風(fēng)管、后端段、輸油管、旋流器、擾流器和擴張錐。其中，旋流器模型如圖2(a)所示，是對旋流器CAD模型[14]去除倒角得到；擾流器模型如圖2(b)所示，直接使用擾流器CAD模型[14]；擴張錐參考了文獻[12]，總長度(Z軸方向)為317.0 mm。旋流器和擾流器的安裝及其他部件的尺寸均依照TN09-23[13]給定。為觀察擴張錐下游的火焰特征分布，建立長、寬、高均為800.0 mm的立方體計算域。簡化數(shù)值分析模型如圖2(c)所示，X、Y、Z分別為擴張錐長軸、擴張錐短軸和通風(fēng)管長度方向。

使用商用軟件ANSYS ICEM建立網(wǎng)格模型(圖3)。為保證網(wǎng)格質(zhì)量及劃分網(wǎng)格的方便，分為通風(fēng)管、擾流器、擴張錐、計算域四個部分劃分，各部分用交界面連接，具體為：

圖3 航空發(fā)動機防火試驗燃燒器的網(wǎng)格模型Fig.3 Grid models of aero-engine fire test burner

(1)通風(fēng)管部分包括通風(fēng)管、后端段、旋流器和輸油管，整體采用O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，并對旋流器部分加密。進口空氣雷諾數(shù)為26 258，設(shè)置第一層網(wǎng)格尺寸為0.052 mm，即y+為1處，節(jié)點比例設(shè)為1.5，邊界層內(nèi)共10層網(wǎng)格。

(2)擾流器部分包括擾流器和位于擾流器內(nèi)的油管、噴嘴，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。邊界層的第一層距離為0.052 mm，比例為1.2。

(3)擴張錐部分即擴張錐，整體采用O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。邊界層的第一層距離為0.052 mm，比例為1.5。

(4)計算域部分擴張錐出口區(qū)域采用O網(wǎng)格，其他區(qū)域為六面體網(wǎng)格；對擴張錐出口至101.6 mm平面范圍內(nèi)的區(qū)域加密。

結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格交界面的網(wǎng)格數(shù)量差值都在80以下，擴張錐部分的交界面和計算域部分的交界面的網(wǎng)格數(shù)量一樣。建立的網(wǎng)格模型如圖3(c)所示，總網(wǎng)格數(shù)量為245萬，其中計算域網(wǎng)格數(shù)量占57.5%。

2.2 計算模型和邊界條件

燃燒氣體的熱力學(xué)特性取決于溫度和燃料組分，目前多使用C12H23替代航空煤油進行仿真[15-16]。因此，本文使用FLUENT軟件提供的C12H23進行仿真，使用SSTk-ω模型求解湍流方程，使用非預(yù)混燃燒模型和概率密度模型(PDF)求解化學(xué)反應(yīng)，使用DO模型求解輻射方程。

根據(jù)FAA的試驗條件[13]設(shè)置邊界條件。入口邊界使用速度入口，速度為3.642 m/s，溫度為280.0 K，湍流強度為4.6%，水力直徑為0.1 m；噴嘴使用cone噴嘴模型，燃油流量為0.002 kg/s，噴油速度為1.000 m/s，溫度為280.0 K；出口設(shè)為壓力出口，湍流強度為10%，水力直徑為0.8 m；重力為9.8 N/kg，方向為-Y向。

3 有效性驗證

3.1 網(wǎng)格獨立性驗證

為進行網(wǎng)格獨立性驗證，分別劃分130萬、245萬和500萬三組網(wǎng)格，并選取溫度、CO2質(zhì)量分數(shù)作為主要求解參數(shù)進行對比，結(jié)果如圖4所示。可見，CO2質(zhì)量分數(shù)沿Z軸的分布一致，最大誤差在2%以內(nèi)；溫度沿Z軸的分布一致，最大誤差在5%以內(nèi)。隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，溫度和CO2質(zhì)量分數(shù)變化很小。為減小計算量，選用245萬的網(wǎng)格進行火焰特征仿真計算。

3.2 與試驗結(jié)果的對比

測量溫度的熱電偶的位置如圖5所示，在擴張錐出口下游101.6 mm平面中心線上方25.4 mm的位置，并以25.4 mm的間距沿直線安放。從擴張錐下游看向擴張錐，熱電偶的編號依次為TC1、TC2、TC3、TC4、TC5、TC6、TC7。

圖4 三組網(wǎng)格的主要求解參數(shù)比較Fig.4 A comparison of the primary solution parameters from three grids

圖5 FAA測量溫度的7個熱電偶位置Fig.5 Location of thermocouples in FAA

圖6 仿真溫度與FAA試驗溫度的對比Fig.6 Temperature comparison between simulation and test

4 結(jié)果分析

主要選取溫度場、速度場和熱流密度場進行分析。為方便分析，在擴張錐出口下游每隔10.0 mm及101.6 mm處建立尺寸為304.8 mm×304.8 mm的正方形平面。為便于觀察火焰形狀，建立了YOZ平面——Plane-0。記面的最大值為a，最小值為b，平均值為c，不均勻度的計算式為(a-b)/c。

4.1 火焰溫度場分布

數(shù)值計算得到的最高溫度約為1 945.0 K，最低溫度約為1 100.0 K；相鄰兩平面的溫差隨距離的增加先減小后增大，相鄰兩平面的平均溫差最大為24.0 K、最小為0.3 K。

Plane-0平面的溫度分布如圖7所示，火焰中心溫度低于火焰外層溫度；從擴張錐下游150.0 mm開始火焰面積變小、火焰中心溫度高于火焰外層溫度；在擴張錐下游300.0 mm火焰浮升現(xiàn)象明顯。

101.6 mm平面的溫度分布如圖8所示，紅色區(qū)域和黃色區(qū)域為滿足防火試驗的區(qū)域，火焰形狀為與擴張錐出口相似的橢圓形，中心為水滴形。外層溫度高于中心溫度，火焰的短軸長110.6 mm、長軸長299.8 mm，火焰面積小于擴張錐出口面積。

圖9示出了各平面的溫度分布?？梢?，各平面最大溫度穩(wěn)定在1 935.0 K左右，原因是火焰外層都已充分燃燒，產(chǎn)生的能量相等。面平均溫度隨距離的增加先增大后減小，100.0 mm平面為1 364.1 K，在101.6 mm平面達到最大值1 374.0 K后下降，110.0 mm平面為1 364.4 K。

圖7 Plane-0平面火焰溫度分布Fig.7 Flame temperature distribution of plane-0

圖8 101.6 mm平面火焰溫度分布Fig.8 Flame temperature distribution of 101.6 mm plane

圖9 火焰溫度隨距離的變化Fig.9 Flame temperature variation with the distance

各平面的溫度不均勻度隨距離的增加先減小后增加，在101.6 mm平面達到最小值1.19。101.6 mm平面比100.0 mm平面的溫度分布均勻，試驗件放在100.0 mm平面處更容易被燒穿。

4.2 火焰速度場分布

數(shù)值計算得到火焰在擴張錐出口處速度為7.10 m/s，且速度的分布與溫度的分布相似，即溫度高的地方速度也大、火焰中心比火焰外層的速度小。

火焰速度在Plane-0平面的分布如圖10所示，火焰中心速度較低，并隨距離的增大而降低，在火焰后部變得均勻，大小約為2.00 m/s。

圖10 Plane-0平面火焰速度分布Fig.10 Flame velocity distribution of plane-0

火焰速度在101.6 mm平面的分布如圖11所示，火焰中心速度低于外層速度，速度分布形狀與擴張錐出口的幾何形狀相似。

圖11 101.6 mm平面火焰速度分布Fig.11 Flame velocity distribution of 101.6 mm plane

圖12示出了各平面的速度分布。可見，最大速度隨距離的增加先增大后減小，在60.0 mm平面達到最大值7.40 m/s；平均速度隨距離的增大而降低，相鄰兩截面速度的平均差值約為0.04 m/s，最大速度差值為0.07 m/s，最小速度差值為0.02 m/s；面最小速度隨距離的增大無明顯變化。100.0 mm平面火焰平均速度為2.82 m/s，101.6 mm平面火焰平均速度為2.78 m/s，試驗件放在100.0 mm平面處更容易被燒穿。

圖12 火焰速度隨距離的變化Fig.12 The flame velocity variation with the distance

火焰速度不均勻度隨距離的增加成雙峰型分布，101.6 mm平面的速度不均勻度2.38處于雙峰間的谷底，100.0 mm平面的速度不均勻度為2.40，101.6 mm平面比100.0 mm平面的速度更均勻。

4.3 火焰熱流密度場分布

數(shù)值計算得到火焰熱流密度在擴張錐出口前部達到最大值140.00 kW/m2，在擴張錐下游300.0 mm內(nèi)穩(wěn)定在100.00 kW/m2左右。

火焰熱流密度在Plane-0平面的分布如圖13所示，擴張錐內(nèi)火焰熱流密度隨距離的增大而增加，在擴張錐出口前部達到最大值，在擴張錐下游分布穩(wěn)定。

圖13 Plane-0平面的火焰熱流密度分布Fig.13 Flame heat flux density distribution of plane-0

火焰熱流密度在101.6 mm平面的分布如圖14所示，平面中間的熱流密度較高(約為90.00 kW/m2)，平面上熱流密度分布均勻，形狀與擴張錐出口幾何形狀相似。

圖14 101.6 mm平面的火焰熱流密度分布Fig.14 Flame heat flux density distribution of 101.6 mm plane

圖15示出了熱流密度的分布?？梢?，面最大熱流密度和面平均熱流密度均隨距離的增加而減小；相鄰兩平面的平均熱流密度差值約為1.00 kW/m2，最大差值為2.70 kW/m2，最小差值為0.30 kW/m2；100.0 mm、101.6 mm平面的平均熱流密度分別為62.35 kW/m2和62.56 kW/m2，兩者相差很小。

圖15 火焰熱流密度隨距離的變化Fig.15 The flame heat flux density variation with the distance

火焰熱流密度不均勻度隨距離的增加先減小后增加，在90.0 mm平面和101.6 mm達到最小值1.058，在90.0～101.6 mm之間趨于穩(wěn)定，100.0 mm平面熱流密度不均勻度為1.062，101.6 mm平面比100.0 mm平面的熱流密度分布更均勻，試驗件放在100.0 mm處更容易被燒穿。

5 結(jié)論

建立了NexGen燃燒器的數(shù)值計算模型，分析了火焰特征(溫度、速度、熱流密度)的空間分布特性，對比了擴張錐出口下游100.0 mm與101.6 mm平面的火焰特征分布，所得結(jié)論可為我國制定新的航空發(fā)動機防火試驗標(biāo)準(zhǔn)提供依據(jù)，可用于制定統(tǒng)一的試驗條件。主要研究結(jié)論為：

(1)火焰溫度隨著距擴張錐出口距離的增大先增加后減小，在距擴張錐101.6 mm處達到最大；溫度不均勻度隨著該距離的增加先減小后增加，在101.6 mm平面處達到最小。

(2)火焰速度隨著距擴張錐出口距離的增大先增加后減小，在60.0 mm平面處達到最大；火焰速度不均勻度成雙峰分布，101.6 mm平面的不均勻度處于雙峰間谷底。

(3)火焰熱流密度隨著距擴張錐出口距離的增大而減小；火焰熱流密度不均勻度隨著該距離的增加先減小后增加，在90.0～101.6 mm之間達到最小并趨于穩(wěn)定。

(4)101.6 mm平面的火焰溫度、速度、熱流密度比100.0 mm平面的更均勻，試驗件放在100.0 mm平面比放在101.6 mm平面處更容易被燒穿。

[1]CCAR-25R4 C，中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)[S].

[2]CCAR-33R2 C，航空發(fā)動機適航規(guī)定[S].

[3]AC-20-135，Powerplant installation and propulsion sys?tem component fire protection test methods[S].

[4]ISO 2685，Aircraft-environmental test procedure for air?borne equipment-resistance to fire in designated fire zones[S].

[5]HB 6167.14-92，民用飛機機載設(shè)備環(huán)境條件和試驗方法指定火區(qū)的防火試驗[S].

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[9]Kreuder J J，Kirkpatrick A T，Gao X.Computation of heat transfer from an impinging flame jet to a plane surface[R].AIAA 2013-0605，2013.

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[11]葉子多.航空發(fā)動機部件防火試驗的燃燒器特性研究[D].天津：中國民航大學(xué)，2016.

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[17]Ochs R.Development of the next generation fire test burner for powerplant fire testing applications[R/OL].(2010-05-18).http://www.fire.tc.faa.gov/materials.asp#pres.

Numerical simulation of flame characteristics of aero-engine fire test

BAI Jiea，YANG Yi-chenga，b，WANG Weia，b
(a.Key Laboratory of Civil Aircraft Airworthiness and Maintenance；b.Collage of Aeronautical Engineering，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China)

To obtain a uniform standard fire test and general test conditions,a computational fluid dynamic model of NexGen burner was established.The flame characteristics distribution of steady state was calculat?ed with SSTk-ωturbulence model,non-premixed combustion model and DO radiation model to analyze the spatial distribution of flame temperature,heat flux density and velocity.The results show that with the distance from cone increases,the temperature of flame increases first and then decreases after reach up to the maximum at 101.6 mm after cone.And the velocity of flame decreases as the distance from cone increas?es.The heat flux density of flame decreases as distance from cone increases.The temperature,velocity and heat flux of the flame are more uniform at 101.6 mm plane than at 100.0 mm plane.So it is easier to burn though when sample placed at 100.0 mm in fire test.

aero-engine；fire test；airworthiness regulation；temperature field；velocity field；heat flux density field；NexGen burner；place of sample

V241.06

A

1672-2620(2017)05-0001-07

2016-11-03；

2017-02-13

中央高校基本科研業(yè)務(wù)費專項(ZXH2012J003)；中國民航大學(xué)科研啟動基金資助項目(08QD15X)；民航科技項目(MHRD20130221)；中國民航大學(xué)天津市民用航空器適航與維修重點實驗室開放基金

白 杰(1963-)，男，回族，遼寧西豐人，教授，研究方向為航空發(fā)動機適航理論與技術(shù)。