燃油流量對防火試驗火焰特征的影響*

王　偉，廣　才，尹莉萍

(中國民航大學 天津市民用航空器適航與維修重點實驗室，天津 300300)

0　引言

航空安全問題一直是業內的關注焦點[1], 《航空發動機適航規定》[2]第33.17條規定，航空發動機的設計和構造及所用的材料必須使著火危害減至最小，說明為了完成航空器型號合格審定工作，必須進行航空發動機的防火審定，以證明航空發動機對防火條款的符合性[3]。而防火試驗通常是表明發動機安裝及其部件滿足符合性要求最常用、最有效的方法，動力裝置安裝和推進系統部件防火試驗方法、標準和準則(AC20-135)[4]規定了用于發動機安裝及毗鄰指定火區中的材料與部件防火試驗的試驗設備即燃燒器標準、試驗準則和可接受的燃燒器的類型，美國聯邦航空管理局(Federal Aviation Administration, FAA)現指定NexGen燃燒器開展防火試驗[5]。

動力裝置報告(No.3A)[6]規定了防火試驗的試驗方法和程序，但是并沒有指明適用的試驗條件，如空氣和燃油流量，而不同的燃油和空氣流量產生的火焰特征不同[7]，且試驗時都是通過調節流量來獲得標準火焰的[8]，而標準火焰要同時滿足溫度和熱流密度的要求，這就給標準火焰的獲得造成很大困難，首先，溫度和熱流密度隨燃油流量的變化規律可能不一致，即滿足溫度要求的流量可能不滿足熱流密度要求，其次，由于變化規律未知，會出現過調或者反復調節的情形，因此需要研究燃油流量對火焰特征(主要是溫度和熱流密度)的影響規律，據此合理調節燃油流量以獲得滿足規章要求的標準火焰。辛辛那提大學的Yi-Huan Kao[9]通過實驗的方法研究燃油流量對火焰溫度和熱流密度的影響，結果表明指定點的平均溫度和熱流密度都隨燃油流量的增加而線性增加，但其只研究了監測面上7個點的平均值，而沒有考慮火焰穩定性和整個面內的分布，且燃油流量變化范圍較小，因此需要進一步研究燃油流量對火焰特征的具體影響規律。

本文通過固定空氣流量，逐漸改變燃油流量對NexGen燃燒器進行三維定常數值模擬，研究燃油流量對火焰特征的影響，分析不同燃油流量條件下火焰最高溫度、火焰形狀、指定位置處溫度分布和平均溫度、熱流密度的變化，為防火試驗試驗條件的確定提供一定參考和依據。

1　計算模型及方法

1.1　幾何和網格模型

NexGen燃燒器[10]簡化幾何模型由空氣管、燃油管、靜子葉片和擴張錐組成，其簡化模型三視圖如圖1所示。

圖1　NexGen燃燒器簡化模型三視圖Fig.1　Three views of simplified model of NexGen burner

在Ansys ICEM中對其進行網格劃分，劃分網格前在擴張錐后建立一個方形計算域以模擬氣體從擴張錐出口噴射到大氣環境中的流動狀態，然后采用結構化的網格劃分方法對其進行網格劃分，總網格數量為245萬，網格劃分結果如圖2所示。

圖2　網格模型Fig.2　Computational mesh

1.2　計算邊界條件設置

采用Ansys Fluent軟件對其進行三維穩態數值模擬，計算時考慮重力影響。計算時采用的計算模型和邊界條件設置如表1所示，其中V為速度，m/s；T為溫度，K；I為湍流強度；d為水力直徑，mm。

表1　計算模型和邊界條件設置Table 1　Boundary conditions and computational model

1.3　有效性驗證

目前針對NexGen燃燒器的實驗研究數據較少，可用的僅有通風管出口的冷態流場數據[12]。實驗研究了不同靜子葉片位置對通風管出口下游流場的影響，由于實際燃燒器中靜子葉片位于通風管出口上游101.6 mm處，而此處沒有實驗數據，因此選取靜子葉片位于通風管出口上游76.2 mm和127 mm 2個位置處進行數值研究，比較仿真通風管出口下游101.6 mm處中心線上的無量綱速度分布與實驗測量值的差別，如圖3、圖4所示，其中Z=0代表通風管出口，正方向為流向方向。從圖3、圖4可以看出，數值模擬計算得到的無量綱速度分布與實驗測量的速度分布一致，都是雙峰值的分布形式，只是峰值位置有稍許差別，最大偏差為5%，偏差在可接受范圍內，說明數值計算的冷態流場是合理的。

圖3　靜子位于Z=-76 mm時的速度分布Fig.3　Velocity profile of stator at Z=-76 mm

圖4　靜子位于Z=-127 mm時的速度分布Fig.4　Velocity profile of stator at Z=-127 mm

2　計算結果及分析

2.1　最高溫度

圖5　最高溫度隨燃油流量變化Fig.5　Maximum temperature v.s fuel flow rate

這主要是因為在不超過貧富油極限的燃油流量條件和給定空氣和燃油初始狀態下，其最高燃燒溫度是定值，如圖6所示。圖6表示溫度隨平均混合分數的變化，它是通過求解能量方程和混合分數輸運方程得到的，由圖6可知，當平均混合分數為0.068時，達到最高溫度2 301 K。而高低溫燃氣之間有很強的輻射換熱能力[13]，本文引入DO輻射模型以考慮燃氣之間的輻射換熱，輻射傳熱使燃氣最高溫度下降，但溫度下降值相差不大，因此火焰最高溫度基本不變。

圖6　溫度隨平均混合分數變化Fig.6　Temperature v.s mean mixture fraction

2.2　火焰形狀

圖7表示縱切面(Y-Z平面)上溫度云圖分布，圖8表示橫切面(X-Z面)溫度云圖，圖7只顯示了上半部分，圖8的顯示范圍為Z<1 m，-0.3

圖7　縱切面(Y-Z面)溫度云圖Fig.7　Temperature contours of the Y-Z plane

圖8　橫切面(X-Z面)溫度云圖Fig.8　Temperature contours of the X-Z plane

圖9　高溫區域長寬比隨燃油流量變化Fig.9　Aspect ratio v.s fuel flow rate

定義1 700 K以上溫度為高溫區域，以此溫度區域在Z軸與X軸長度之比為高溫區域長寬比，具體如圖9所示， 由圖7與圖9可知，燃油流量越大，高溫區域越細長，而且計算域出口溫度隨著燃油流量增加而增加。

圖10表示火焰長度隨燃油流量的變化，本文火焰長度指Cone噴嘴到溫度峰值的距離。由圖10可知，火焰長度隨燃油流量的增加而增加。因為燃油流量增加，達到完全燃燒時所需要的空氣量增加，而燃燒速率基本不變，因此達到完全燃燒所需距離增加，因此火焰長度增加。

由圖10可知，火焰長度隨燃油流量的變化曲線斜率逐漸減小，即火焰長度的增加率逐漸減小，這主要是因為隨燃油流量的增加，火焰溫度峰值位置逐漸向擴張錐出口移動，并逐漸移到計算域中，如圖7、圖8所示，而隨著溫度峰值向下游移動，火焰擴張，火焰面積增大，而能量的增加是一定的，因此火焰長度增加變緩。

圖10　火焰長度隨燃油流量的變化Fig.10　Flame length v.s fuel flow rate

2.3　監測面上溫度和熱流密度分布

由于防火試驗時溫度和熱流密度校準位置及試驗件擺放位置都位于燃燒器出口下游101.6 mm處，因此在該位置建立一個監測面以觀察該面上溫度和熱流密度的分布情況，為防火試驗時火焰校準位置的選擇和試驗件放置位置提供參考。圖11表示監測面上溫度分布，只顯示了1.56 ，2和2.54 g/s 3個極具代表性的流量條件下的溫度云圖，顯示范圍為-0.15 m

監測面上溫度分布和溫度值主要受火焰長度的影響，結合圖7和圖8中監測面和溫度峰值的相對位置、橫切面和縱切面上溫度分布可直觀地看出監測面上溫度分布的變化，圖7和圖8中用黑線代表監測面的位置。

由圖11可知，隨著燃油流量的增加，監測面上溫度分布均勻性和規律性及大于2 000 K的高溫區域的面積也先增加后降低，當燃油流量為2 g/s時，溫度均勻性最好，高溫區域的面積也最大。

由圖11可知，監測面上溫度分布受浮力作用而整體上移，但是上移幅度較小，僅有10 mm左右，占其流動距離的10%，說明浮力對監測面溫度的影響有限，當開展防火試驗時若將熱電偶置于監測面中心線偏上10 mm±10 mm位置進行溫度校準，繼而進行部件防火試驗時，部件較容易通過防火符合性驗證。

圖12表示監測面上熱流密度分布，只顯示了4個代表性流量條件下的熱流密度分布，顯示范圍為-0.15 m

圖11　監測面上溫度云圖Fig.11　Temperature contours of the monitoring plane

圖12　監測面上熱流密度云圖Fig.12　Heat flux contours of the monitoring plane

由圖12可知，熱流密度最大值都位于監測面的中心位置，因此防火試驗時若將熱流計置于中心位置附近進行熱流密度校準，在進行部件防火試驗時，部件則較容易通過防火符合性驗證。

2.4　7個測量點平均溫度和熱流密度變化

由于防火試驗火焰校準是以民用飛機機載設備環境條件和試驗方法指定火區的防火試驗(ISO2685)[14]推薦的7個測量點的溫度和熱流密度為標準進行校準的，因此研究7個測量點平均溫度和熱流密度隨燃油流量的變化。表2所示為Yi-Huan Kao[9]實驗修正值與仿真指對比，最大溫度誤差為5.7%，最大熱流密度誤差為6.2%。誤差均在可接受范圍內，數值計算結果是有效的。

表2　仿真值與實驗值對比Table 2　Simulation value v.s experimental value

圖13表示7個測量點平均溫度和溫度不均勻系數隨燃油流量的變化。由圖13可知，隨著燃油流量的增加，7個測量點的平均溫度先增加，溫度增加率逐漸減小，而后保持基本不變；然后逐漸減小，溫度減小率基本不變，這主要是溫度峰值位置及其變化率導致的，當溫度峰值接近監測面時，監測面上溫度升高，相應的7個測量點溫度也升高，而且當燃油流量為2 g/s到2.11 g/s時，溫度峰值位于監測面附近，平均溫度達到最高。

(1)

由圖13可知，7個測量點的溫度不均勻系數隨燃油流量的增加先降低后增加，這與監測面上溫度分布均勻性一致，且2 g/s到2.11 g/s燃油流量下的溫度不均勻系數較小，不到1%，說明其溫度分布最均勻。

綜合考慮平均溫度值和溫度不均勻系數可知，2 g/s到2.11 g/s燃油流量條件下的溫度符合防火試驗的溫度要求。

圖13　平均溫度和溫度不均勻系數隨燃油流量的變化Fig.13　Average temperature and nonuniform coefficient v.s fuel flow rate

圖14表示7個測量點平均熱流密度值隨燃油流量的變化。由圖14可知，隨著燃油流量的增加，7個測量點的平均熱流密度先逐漸增加，然后保持基本不變，而且熱流密度峰值流量滯后于溫度峰值流量。這說明熱流密度不僅僅跟溫度有關，而是溫度、CO、CO2等組分的聯合分布函數[15]。

圖14　平均熱流密度隨燃油流量的變化Fig.14　Average heat flux v.s fuel flow rate

由圖14可知，當燃油流量大于2 g/s時，平均熱流密度大于106 kW/m2，符合AC 20-135對防火試驗火焰熱流密度的要求。

3　結論

1)燃油流量對火焰最高溫度幾乎沒有影響。

2)燃油流量對監測面上溫度分布和7個測量點的平均溫度、平均熱流密度有很大影響，但對監測面上熱流密度分布影響較小。隨著燃油流量的增加，平均溫度先增加然后保持不變之后再減小，溫度不均勻系數則相反，平均熱流密度先增加后保持基本不變，當燃油流量在2 g/s到2.11 g/s之間時，平均溫度最高，監測面和7個測量點的溫度均勻性較好，且熱流密度也符合防火試驗火焰的要求。

3)當空氣流量為35.8 g/s時，2 g/s到2.11 g/s的燃油流量即余氣系數為1.15到1.22時能夠用于發動機部件的防火試驗。

4)防火試驗溫度和熱流密度校準點位于監測面中心位置附近時，在進行部件防火試驗時部件較容易通過防火符合性驗證。

[1]孫瑞山,劉露. 中美兩國民航事故發展趨勢對比分析[J]. 中國安全生產科學技術,2012,8(9):154-158.

SUN Ruishan, LIU Lu.Comparative analysis on accident trend of civil aviation between China and America[J].Journal of Safety science and Technology,2012,8(9):154-158.

[2]中國民用航空局. 中國民用航空規章第33部航空發動機適航規定：CCAR-33-R2[S].北京：中國民航出版社,2011.

[3]De Florio F.Airworthiness: An introduction to aircraft certification and operations[M].London，Butterworth-Heinemann,2016.

[4]US Department of Transportation,Federal Aviation Administration. Advisory circular 20-135: Powerplant Installation and Propulsion System Component FireProtection Test Methods [R].Washington DC:FAA, 1990.

[5]FAA Fire Safety Branch. Next Generation (NexGen) Fire Test Burner[EB/OL].(2016-04).[2017-8-23]. http://www.fire.tc.faa.gov/pdf/materials/NexGenPlans_4_2016.pdf

[6]US Department of Transportation,Federal Aviation Administration.Power Plant Engineering Report No.3A: Standard Fire Test Apparatus and Procedure (For Flexible Fose Assemblies ) [R].Washington D.C:FAA,1978.

[7]嚴傳俊. 燃燒學[M]. 西安：西北工業大學出版社, 2008.

[8]Robert Ochs, Development of a Next-Generation Burner for Use in Testing Thermal Acoustic Insulation Burnthrough Resistance[R]. London, UK: Proceeding of IASFPWG,May , 2009.

[9]Yi-Huan Kao. Experimental Investigation of NexGen and Gas Burner for FAA Fire Test[D] .Cincinnati：University of Cincinnati , 2012.

[10]Ochs R. Development of the next generation fire test burner for powerplant fire testing applications[R]. Proceeding of IASFPWG, London, UK, May 18, 2010.

[11]Kreuder J, Kirkpatrick A T, Gao X. Computation of Heat Transfer from an Impinging Flame Jet to a Plane Surface[A].51st AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition[C].Texas,2013.

[12]Ochs R I. Design and Analysis of the Federal Aviation Administration Next Generation Fire Test Burner[M]. New Jersey： Rutgers University, 2013.

[13]楊世銘，陶文栓. 傳熱學[M]. 北京：高等教育出版社，2006.

[14]The International Organization for Standardization (ISO). Aircraft Environmental Conditions and Test Procedures for Airbone Equipment - Resistance to Fire in Designated Fire Zones: ISO2685:1998(E)[S]. Switzerland:ISO,1998.

[15]Bai Jie, Liu Shuai, WangWei. Effects of Initial Temperature on the Formation Mechanisms of Nitrogen Dioxide[A]. 10th Asia-Pacific Conference on Combustion[C], Beijing, China, July 19-22, 2015.