张玲玲，李玉峰，张宏

(中国船舶重工集团公司第七一三研究所，郑州 450015)



导弹意外点火火灾特性数值分析

张玲玲，李玉峰，张宏

(中国船舶重工集团公司第七一三研究所，郑州 450015)

为掌握导弹意外点火的火灾特性，采用标准k-epsilon模型，运用计算机软件对不同位置火源点的弹药舱进行三维建模，通过计算及仿真的形式再现火灾场景，获得被研究弹药舱内各探测点处温度、压力以及烟雾质量分数等参数的实时数据、参数变化规律等，掌握被研究弹药舱导弹意外点火火灾特性规律。

导弹；三维建模；意外点火；火灾特性

弹药舱是舰船的重要舱室，针对其高危险性和易爆炸特点，以火灾学、燃烧学、流体力学、传热学、热力学等相关理论为基础，采用性能化消防设计的理念，运用被广泛认可的分析工具和方法，通过计算机软件建模、仿真的形式再现火灾场景，得到火灾发生后舱内温度、压力以及烟雾浓度等场参数数据；通过对仿真结果分析，获得弹药舱内各测点处相应参数的实时数据、变化情况，分析典型火源情况下各参数变化的反应延迟时间、变化规律、参数在典型时间所能达到的阈值等，最终获得弹药舱导弹意外点火火灾特性规律。

1 舱室模型与火源设置

弹药舱舱室为长方体结构，舱室内部尺寸为：长12 m，宽8 m，高3.5 m，舱室两侧壁面上部各有6个对称分布的风口，各风口尺寸均为0.3 m×0.25 m，舱室门所在的一侧风口为进风口，对面为出风口，风口的风速为2.5 m/s，风温20 ℃。舱室内地面上布置有6弹药架。按实际尺寸用软件ICEM CFD建模见图1。

在弹药舱内距地面高3.2 m的平面上，布置有温度、烟雾和压力传感器，用于参数采集，采样周期0.2 s，采样频率5 Hz。测点布置见图2。

1.1 火源位置设置

常规状态下弹药舱舱门处于关闭状态，本文只研究在舱门关闭情况下，导弹意外点火的火灾特性。此时，整个舱室处于相对密闭状态，仅依靠舱室两侧的进风口和出风口进行通风换气，舱室内的弹药布置基本属于两侧对称，舱室中部是典型位置。舱室中部导弹误点火，火焰喷口朝向舱室进风口或出风口一侧，见图3、4。

1.2 火源大小设置

将某种常规形式导弹发动机点火时形成的火焰喷射状态作为火源，假设发动机喷口平均总压力7.5 MPa，工作时间5 s，总温3 200 K，喉部直径80 mm、出口直径215 mm、扩张角15°，扩张比7.22，其中喷管形状见图5，喷口压力和时间的关系见图6。

2 计算过程

2.1 网格划分

利用ICEM CFD软件创建2种工况下的几何模型，然后对2个几何模型进行网格划分，并且在喷管的位置进行网格加密。将划分好的网格导入fluent求解器进行计算。

2.2 计算方法

Fluent求解器中使用标准k-epsilon模型，该模型的控制方程如下。

1)质量守恒方程。

(1)

式中：u，v，w为X、Y、Z3个方向的速度分量。

2)Navier-Stokes方程。

X方向上的动量守恒方程为

(2)

Y方向上的动量守恒方程为

(3)

Z方向上的动量守恒方程

(4)

式中：u，v，w为横向、纵向、垂直3个方向的速度分量；x、y、z为3个速度分量的方向；μ为流体动力粘度；ρ为流体密度；p为流体微元体上的压力；τxx,τxy,τxz等为因分子粘性作用而产生的作用在微元体表面上的粘性应力的分量。

3)能量方程。

(5)

4)湍动能方程。

(6)

式中：Gk为平均速度梯度引起的湍动能k的产生项；Gb为由于浮力引起的湍动能k的产生项；YM为可压湍流中脉动扩张的贡献；C1ε，C2ε和C3ε为经验常数；σk和σε分别为湍动能k和耗散率ε对应的Prandtl数；Sk和Sε为用户定义的源项。

在近壁区域，流动可能处于层流状态，此时采用标准壁面函数来求解此处流动问题。

5)组分输运方程。

(7)

式中：Yi为组分i的质量分数；Ji为组分i的质量扩散通量；Ri为化学反应中组分i的净生成速率；Si为离散项及用户定义的源项导致的组分i的额外生成速率。

3 结果与分析

模拟时间为198 s，测点采样周期为0.2 s。

3.1 火焰喷口朝向进风口

舱室中部导弹意外点火，火焰喷口朝向进风口一侧，舱门一侧是出风口。模拟后得到的压力、温度、CO质量分数的特性曲线。

由仿真结果可见，对称分布在舱室4个角落的压力测点，压力随时间不断上升，并且上升曲线一致，说明舱室内压力分布及其均匀。各点压力在0～0.8 s呈急剧增长趋势，并且达到峰值148 kPa，从0.8～5.0 s压力下降，从5.0～5.5 s压力沿着比较陡峭的直线急剧下降。导弹发动机点火时，在0.1 s时入口处压力达到最大值，为7.5 MPa，而室内压力在0.8 s达到峰值，滞后了0.7 s。5.0～5.5 s入口给定的压力下降，室内外压差下降，气流驱动力变小，通过出口的质量流量变小，压力迅速下降，直到室内外压力相等。

温度监测点T2，T8，T1，T7在5.0s左右时均达到峰值，并且峰值依次降低，此时正是入口压力下降的时刻，T2，T8，T1，T7均位于角落处，通风不畅温度监测点T4，T6，T3，T5在5.2 s达到峰值，并且峰值依次降低。

烟雾主要以CO质量分数为基准，图7表明，CO质量分数大小依次是测点S4，S2，S3，S1。测点S4,S2CO质量分数最先达到峰值8%，其次是测点S3,S1达到峰值7.5%。测点4、2个靠近出风口一侧，此处燃烧不充分，CO质量分数较高，测点S3，S1靠近进风口一侧，能够及时补充燃烧所需的氧气，CO质量分数较低。

不同时刻的温度见图8，最高温度约1 600 K。由于火源位置在舱室中部，积热和烟雾会很快从2个方向消散，并且在进风口处外界冷空气作用下，这些积热和烟雾很快被稀释，最终与外界趋于一致。图9是截面y=1 m火灾初期典型时刻压力云图。由图9可见，各个时刻舱室内压力基本趋于均匀。

综上所述，舱室中部导弹意外点火，火焰喷口朝向进风口一侧时，室内压力趋于均匀，压力大小基本相等。火源在中间，利于热量消除，温度也大幅度下降。温度、CO质量分数的分布在监测面上基本对称。

3.2 火焰喷口朝向出风口

舱室中部导弹意外点火，火焰喷口朝向出风口一侧，舱门一侧是进风口。模拟后得到的压力、温度、CO质量分数的特性曲线对称分布在舱室4个角落的压力测点，压力随时间不断上升，并且上升趋势一致，说明舱室内压力分布及其均匀。各点压力在0～1 s呈急剧增长趋势，并且达到峰值180.8 kPa，从1.0～5.0 s压力下降，从5.0～5.2 s有一个急剧的峰起，5.2～5.5 s压力沿着比较陡峭的直线急剧下降。导弹发动机点火时，在0.1 s时入口处压力达到最大值7.5 MPa，而室内压力在1.0 s时达到峰值，滞后了0.9 s，在反应过程中产生的高温高压气体，远远超过了室外空气的流通作用，持续不断让室内压力变大。5.0～5.5 s入口给定的压力下降，室内外压差下降，气流驱动力变小，通过出口的质量流量变小，压力迅速下降，直到室内外压力相等。

温度监测点T1，T7在5 s左右时均达到峰值，其他6个温度监测点大约在5.4 s达到峰值，其中T2达到的温度峰值最低。

CO质量分数大小依次是测点S3，S1，S4，S2。同样测点S2靠近舱门，迅速被外界冷空气稀释掉。测点S3最高CO质量分数达到5.6%。

不同时刻的温度云图如图10所示，喷管对着出风口。但是最高温度并没有比喷管对着进风口的情况有所降低，说明室外的空气流没有与热空气充分换热。甚至在60 s时，喷管上方位置的温度仍达到1 500 K，在舱室角落处的温度也明显要高于周围环境温度。

不同时刻的CO质量分数云图如图11所示，可以发现喷管上方的CO质量分数较大，在60 s时也没有完全稀释掉。

图12是截面y=1 m上火灾初期不同典型时刻压力云图。由图18可见，在靠近进风口并且远离舱门的舱室角落，压力较高。从整个舱室来看，压力很快地趋于均匀。

综上所述，舱室中部导弹意外点火，火焰喷口朝向出风口一侧时，室内压力大小基本相等，分布大致均匀。在喷管上方和角落处，积热形成温度较高、CO质量分数并没有很快被外界冷空气稀释掉，明显比周围环境高。

4 结论

1)算例中4个角落处的压力监测点的压力变化趋势基本完全一致，并且舱室内的压力快速分布均匀，说明导弹意外点火时，压力不受火焰喷口的朝向影响。

2)算例中温度先上升后下降，变化趋势基本相同，达到最大峰值分别为1 138 K、1 880 K。当喷口朝向出风口时，出风口为压力出口，舱室内空气仅依靠压差排出舱室，舱室内达到的峰值温度较高。

3)各测点温度和压力仅在火灾发生初期变化速率较大。由于进风口强制进风，舱室内的温度在火灾初期是不均匀的，在舱室角落和出风口一侧容易形成积热。由于舱室内外空气换热较快，舱室内的温度很容易降低。

4)对于烟雾浓度来说，仅在喷管上方烟雾浓度较高，当喷口朝向出风口时，烟雾消散相对较慢。

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Numerical Analysis of the Fire Characteristic of Suddenness Blast-off by Missile

ZHANG Ling-ling, LI Yu-feng, ZHANG Hong

(No. 713 Research Institute of CSIC, Zhengzhou 450015, China)

In order to master the fire characteristic which is suddenness blast-off by the missile, the criterion of k-epsilon method was used to establish the 3D-model of the burning point in different ammunition cabin position. The scene of fire could be reappeared by computer simulation, and the real time data and the law of parametric variation could be obtained about the temperature, pressure and smog concentration of the measuring point in the tested ammunition magazine, so as to get the fire characteristic which is suddenness blast-off by the missile in the tested ammunition magazine.

missile; 3D model; suddenness blast-off; fire characteristic

U698.4

A

1671-7953(2017)03-0016-05

2017-01-18

张玲玲(1984—)，女，硕士，工程师

研究方向：火灾安全

修回日期：2017-03-07