某型飛機發動機艙滅火性能仿真計算

姜雪丹，王 靖

（中航西飛民用飛機有限責任公司，陜西 西安 710089）

飛機上充滿了極易燃燒的可燃物質，如航空燃油、液壓油，同時航空發動機在工作時會產生極高的溫度。飛機火災事故的特點主要表現為突發性強、燃燒猛烈，救援難度大，滅火難度大，火災如果不能在幾分鐘內得到有效控制，就會引起嚴重的機毀人亡事故。因此，為滿足飛機的安全性要求，需在飛機火區內設計高效可靠的防滅火系統[1]。滅火系統的組成包括固定式滅火瓶、滅火劑輸送管路、滅火噴嘴、釋放機構等[2]。目前，國內外飛機防滅火系統普遍使用鹵代烷固定式滅火系統，設計方案一般采用經驗設計或參考其他機型確定主要參數，在適航取證過程中，需對設計方案進行符合性驗證分析，驗證方法主要為通過試驗和仿真計算，試驗方法耗時耗力，選取的工況參數有限。此時，利用仿真計算方法可以拓寬目標工況，也可為設計方案進行理論上的解釋說明，并提供改進建議。適航要求及相關標準[3]規定滅火劑噴射后在其作用區內形成的滅火劑體積分數應至少為6%，且持續時間不少于0.5 s。

關于滅火系統的設計與驗證問題，各行各業包括建筑、船艦等[4-6]開展了大量研究，但在航空領域研究較少，胡博等[7-8]通過仿真計算方法對渦扇發動機艙和APU（Auхiliаry Pоwеr Unit）艙滅火性能進行分析，然而他們的輸入條件相對粗狂，考慮的影響因素不全面。而滅火性能受流場影響較大，如若能將流場仿真計算與滅火計算結合起來，將流場計算結果直接作為滅火計算的初始條件，則能得到具體工況下的滅火性能，分析復雜因素對滅火系統的影響。

本文選取某型飛機巡航過程中觸發火警信號啟動滅火程序的發動機艙滅火過程進行CFD 仿真計算，提供一種發動機艙滅火仿真計算方法，為飛機滅火性能的優劣提供理論支持。

1 設計方案及計算思路

影響滅火性能的主要參數包括滅火劑特性、滅火劑量和滅火噴嘴的布置方式。某型飛機已形成初步的設計方案，選用Hаlоn 1301 滅火劑，該滅火劑具有電絕緣性好、滅火速度快、用量省、熱穩定性和化學穩定性高、毒性小等優良特性。滅火劑量按照GJB 3275—1998《飛機滅火系統安裝和試驗要求》[9]的規定進行計算，最終確定為4.5 kg。滅火瓶安置在非火區并距離發動機艙較近的設備艙中，滅火管路連接滅火瓶的出口，然后延伸至發動機艙上部鋪設，沿滅火管路可布置滅火噴嘴。滅火噴嘴的布置方式包括噴嘴位置點和噴嘴朝向，需重點考慮燃燒室機匣、渦輪機匣、排氣引射管及環控引氣管路等高溫部位，且保證滅火區域可涵蓋火區的全部范圍。

本次計算關于某型飛機在巡航過程中觸發發動機艙火警信號后實施滅火操作，通過對發動機艙滅火性能進行CFD 仿真計算，分析發動機艙滅火性能。首先通過發動機艙通風冷卻仿真計算得到進排氣口和發動機艙內的氣流、壓力等主要物理量，然后將它們作為滅火系統計算模型的邊界條件進行滅火系統仿真計算。本次研究對象為發動機艙內部，但對于發動機艙通風冷卻仿真計算來說，外部結構也會影響進入艙內的氣流量及壓力場的分布，因此需要建立遠場，并考慮機身機翼等外部結構的影響。

2 滅火劑

哈龍1301 滅火劑是一種無色、無味、不導電、有效利用介質滅火的鹵代烷氣體。它主要是通過參與燃料和氧氣的燃燒反應，終止化學反應鏈，其次是通過稀釋燃料和氧氣質量濃度，以及汽化冷卻作用達到滅火效果，哈龍1301 滅火劑的主要物理化學性能如表1 所示。

表1 哈龍1301 滅火劑主要物理化學特性

3 計算模型及邊界條件

3.1 流場計算

對實際模型進行簡化，忽略對流場影響較小的部件，在機翼機身外部建立遠場，然后采用非結構網格對流場計算模型進行網格劃分，在網格劃分時對附面層區域進行附面層網格劃分，對壁面結構復雜處進行局部網格加密處理。當空中觸發發動機艙火警信號時，需將著火發動機的功率桿拉到飛行慢車狀態，將著火發動機對應的螺旋槳調至順槳位置，然后按壓著火發動機的火警按鈕進行滅火。因此，邊界條件的設置如下：①外場表面，壓力遠場邊界條件，給定馬赫數、環境壓力和溫度、飛機迎角；②螺旋槳參數，順槳，給定槳葉角（90°）、風車轉速；③發動機功率，飛行慢車；④固體壁面，無滑移壁面邊界條件，發動機熱端壁面給定壁面溫度；⑤發動機艙結構上的進排氣口，內部面。

設置湍流模型、求解器和離散格式等開展計算，計算結束后，將發動機艙的進排氣口的氣流、壓力等物理量輸出成Prоfilе 文件。流場計算模型網格劃分如圖1 所示。

圖1 流場計算模型網格劃分

3.2 滅火計算

滅火仿真計算是在連續的流場中注入第二相，可使用離散相模型模擬液態滅火劑的破碎霧化和氣化，追蹤顆粒運行軌道，使用組分輸運模型模擬液態滅火劑霧化形成的氣態滅火劑在流場中的擴散和摻混。

滅火計算僅僅關注發動機艙，計算模型進氣口給定速度進口，出氣口給定壓力出口，均將流場仿真計算得到的Prоfilе 文件輸入到對應邊界上進行賦值，并開啟組分輸運模型。發動機艙滅火系統計算模型網格劃分如圖2 所示。首先進行流場穩態計算，計算收斂之后開啟離散相模型進行滅火瞬態計算。對于進排氣口，離散相邊界類型設置為еsсаре，對于固體壁面，離散相邊界類型設置為wаll-jеt。本次計算設置為4.5 kg 的滅火劑在1.4 MPа 的壓力下1 s 噴完，滅火噴嘴的設置示例如表2 所示。

圖2 發動機艙滅火系統計算模型網格劃分

表2 滅火噴嘴設置示例

4 計算結果及分析

滅火劑噴射前和噴射中的發動機艙內氣流路徑如圖3 和圖4 所示，外界空氣在螺旋槳滑流、來流沖壓及發動機主排氣流的引射抽吸作用下，氣流從進氣口旋轉進入發動機艙內，最終與發動機主排氣混合后從引射管排出。滅火劑噴射前，除入口氣流速度較大外，艙內氣流速度大致相同，而滅火劑的噴射會改變艙內氣流流向，滅火噴嘴附近氣流速度較大。

圖3 發動機艙內氣流路徑（噴射滅火劑前）

圖4 發動機艙內氣流路徑（噴射滅火劑中）

計算過程中每0.2 s 保存一次數據，計算時長為2.0 s，仿真計算結果如圖5 所示。從滅火劑體積分數隨時間的變化趨勢可以看出，發動機艙內滅火劑體積分數分布不均，氣流入口處體積分數較低，隨著噴射的進行及滅火劑的擴散，艙內滅火劑體積分數持續上升。1 s 噴射結束后，由于艙內滅火劑被氣流裹挾至出口，導致滅火劑在發動機艙后部堆積，體積分數偏高。發動機艙前部進氣口處由于氣流速度過高很難達到6%的體積分數要求，雖在1.2 s 時可以達到要求，但保持時間較短；另外，可以明顯看出，在0.8～1.4 s 的時間段，除入口外，艙內其余空間的滅火劑體積分數可持續保持6%以上的要求；從0.6 s 開始，發動機本體

圖5 不同時間段滅火劑體積分數云圖

熱端壁面總能保持在高體積分數水平。

為探究滅火劑噴射產生的艙內高壓是否會破壞艙結構，對艙內外壓強進行監測，流場計算得到的艙外壓強云圖如圖6 所示，滅火計算得到的艙內壓強云圖如圖7 所示。由于艙外存在高速氣流，艙外總壓始終高于艙內，滅火劑噴射過程中，艙內壓強增大，但仍低于艙外壓強，艙內外壓強差反而減小。滅火劑噴射結束后，發動機艙短時間內即可泄壓。

圖6 艙外壓強云圖

圖7 不同時間段艙內壓強云圖

5 結論

本文以某型飛機在巡航過程中觸發發動機艙火警信號進行滅火劑釋放為例，通過CFD 仿真計算的方法，對滅火區域滅火劑體積分數分布以及艙內壓強變化進行分析，驗證滅火系統設計的合理性，為飛機滅火系統適航符合性分析提供數據支持。分析表明，滅火噴嘴位置及滅火劑量的選擇可以滿足滅火系統的設計要求，且滅火劑噴射不會對艙結構產生不利影響。