载人航天器密封舱内火灾流场特性数值研究

赵建贺，王 冉，俞 进，石 泳，赵新攀

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

0 引言

载人航天器内存在大量的电气设备和较多的非金属材料，且拥有高浓度（高质量密度）的氧气环境。电路过载、短路，设备过热，氧气泄漏等是载人航天器内火灾事故的主要隐患。例如：1970年美国“阿波罗13号”飞船登月飞行时，服务舱因电路过载、短路引起局部爆炸，致使电力、氧气、水供应不足，最终航天员通过登月舱艰难返回地球；1997年，“和平号”空间站氧气发生器破裂引起火灾（后被航天员扑灭）；美国航天飞机也多次发生火灾事故[1-3]。

对于微重力燃烧，中国科学院国家微重力实验室曾通过落塔火灾试验来模拟失重环境下的火灾[4]；曹龙曾主要对微重力条件下火焰沿固体燃料、纤维素燃料表面传播机理及蜡烛火焰特征进行了研究[5]。这些都是对微重力情况下单个火焰的燃烧情况进行的研究。对微重力环境下整个火灾流场的特性研究，地面试验根本无法实现，即使在轨也难以进行全尺寸火灾流场试验。但是利用数值模拟方法可以经济、高效地完成载人航天器在微重力环境下的火灾烟气蔓延规律研究。胡海兵等曾对国际空间站舱室内微重力火灾进行过数值模拟，主要对顶棚45°送风、地板自然回风状况进行了仿真研究[6]。

本文选取载人航天器典型密封舱作为研究对象，采用FDS软件对密封舱内火灾流场进行了数值仿真。主要对顶面45°斜送风、前锥侧面送风及后锥面回风的情况进行了研究，得到了不同场景下的烟气温度、浓度分布规律。试验结果将为载人航天器密封舱舱内火灾探测器的安装布局设计提供一定参考。

1 FDS软件与大涡模拟概述

1.1 FDS软件

FDS（Fire Dynamics Simulator）[7-8]是由美国国家标准与技术研究院（National Institute of Standards and Technology）开发的火灾专用仿真软件。该软件采用大涡模拟（LES）模型，可较准确地对模拟火灾的流场、温度场、压力场、烟气组分浓度场等进行仿真分析[9-12]，简单易用，可靠性高。NASA曾采用FDS软件对微重力燃烧进行了多工况研究，验证了该软件进行微重力火灾仿真的可靠性与有效性[8]。

1.2 大涡模拟技术

大涡模拟（LES）技术是一种介于雷诺时均应力方程（RANS）与直接数值模拟（DNS）之间的数值模拟技术[13-14]。其主要思想是：在湍流动能传输过程中，大尺度脉动几乎包含所有湍流动能，而小尺度脉动主要是耗散湍流动能；通过滤波操作[15-16]，将大尺度涡与小尺度涡分离开。在大涡模拟控制方程求解过程中，先对携带动量、能量信息的大尺度涡进行精细计算，然后对小尺度涡进行建模使方程组封闭。与大尺度涡相比，小尺度涡具有相似性、通用性，且其受边界条件影响较小，与其他类似模型相比，只需进行较小的调整就可应用到不同的流动条件[17]。

LES方法的准确性较RANS高，并且由于放弃了直接计算小尺度的脉动，从而可放大数值模拟的时间和空间步长，缓解对计算机硬件的苛刻要求，大大减少了计算的工作量。

2 微重力环境下火灾流场模拟

2.1 边界条件

选取某典型载人航天器密封舱为分析对象，根据人活动区域通风回路设计，建立密封舱人活动区简化分析模型，如图1所示。经过简化的密封舱尺寸为4.0 m×1.6 m×1.9 m（高），参考坐标系原点位于密封舱底面中心。计算网格为0.02 m×0.02 m×0.02 m的正方体网格，网格数共计1 520 000个。计算时间为200 s。

图1 密封舱舱室示意图Fig. 1 Schematic diagram of the sealed cabin

送风口分为顶部送风口与侧壁送风口。顶部送风口主要为人活动区送风，尺寸为0.04 m×0.04 m，共18个，在顶面两侧对称布置，呈45°向密封舱内送风，总流量为3.4 m3/s。为前锥面处安装的仪器设备进行散热，侧壁设置带型送风口两个，尺寸为0.02 m×1.9 m，对吹向前锥面，总流量为3.6 m3/s。为保证流场内气流速度分布的均匀性，回风口置于后锥面的下方，尺寸为1.6 m×0.3 m，流量为7.0 m3/s。

载人航天器密封舱中火灾风险源主要为仪器的电路过载失火[1,18-20]，根据火灾荷载分析，火源尺寸设置为0.2 m×0.2 m，热释放速率为10 kW，炭黑生成率为0.1。

2.2 场景设置

本文对强制通风及无通风情况下的密封舱火灾进行了数值模拟，火源位置及通风状况见表1。

表1 火灾场景设置Table 1 Fire cases

通过示踪粒子可以更加直观地查看舱室内的通风情况。如图2所示，顶部18个通风口斜向下45°送入新风；前锥面两个带型送风口对吹，为前锥面处安装的电子设备散热。

图2 通风情况粒子示踪图（场景A）Fig. 2 Schematic diagram of the particle trace (Case A)

3 结果分析与讨论

3.1 温度分布规律

密封舱内火灾探测器要求在1～2 min内报警[6]，故本文选取火灾发生后 90 s时刻的流场作为分析对象。图3～图7分别对比了同样火源位置、不同通风状况下的烟气温度（单位：℃）分布规律，可见，存在通风时，流场高温区域温度可达 550～750 ℃，而无通风时最高温度约280 ℃。这是由于通风加强了流场扰动，为燃烧提供了充足的氧气。

观察图3(b)～图7(b)，可以发现在无通风情况下，火源位置处温度呈半球型背对舱壁对称均匀分布，这是因为微重力环境缺乏自然对流，所以温度差不能驱动烟气形成浮力羽流。还可以看到火源中心有一低温区域，这是由于火焰燃烧形成了一个球壳形火焰墙，外部氧气无法进入火球中心参与燃烧，球内部没有燃烧发生，更无热量产生，所以球心处温度相对较低。

图3 火源置于底面中心，y=0截面Fig. 3 Fire on the center of underside, y=0

图4 火源置于侧面中心，x=0截面Fig. 4 Fire on the center of side，x=0

图5 火源置于顶面中心，y=0截面Fig. 5 Fire on the center of topside, y=0

图6 火源置于前锥面中心，y=0截面Fig. 6 Fire on the center of front, y=0

图7 火源置于后锥面中心，y=0截面Fig. 7 Fire on the center of back, y=0

观察图3(a)～图7(a)发现：舱室底面发生火灾时，在送风及回风的共同作用下，火焰向回风口处倾斜；侧壁发生火灾时，高温区域没有被“吹”远离送风口，反而是在流场回旋气流的作用下更加贴近了送风口；顶面发生火灾时，高温烟气在送风及回风作用下向回风口处运动；图6(a)中火灾发生在前锥面中心，在前锥面两侧对吹气流的作用下，高温气流很快流向后锥，高温气流带长约2 m，占据了半个密封舱；图7(a)中，在回风口的强制通风作用下，后锥面上产生的高温烟气被抽吸进了回风口。

3.2 烟雾分布规律

图8～图 12分别对比了同样火源位置、不同通风状况下的烟气浓度（单位：kg/m3）分布规律。烟气浓度均在0.0 002～0.0 026 kg/m3范围内。

通过温度云图与浓度云图对比后可知，烟气温度分布与浓度分布规律几乎一致，这是因为烟气在蔓延过程中，烟雾颗粒携带着热量一同流动。

图8 火源置于底面中心，y=0截面Fig. 8 Fire on the center of underside, y=0

图9 火源置于侧面中心，x=0截面Fig. 9 Fire on the center of side, x=0

图10 火源置于顶面中心，y=0截面Fig. 10 Fire on the center of topside, y=0

图11 火源置于前锥面中心，y=0截面Fig. 11 Fire on the center of front, y=0

图12 火源置于后锥面中心，y=0截面Fig. 12 Fire on the center of back, y=0

3.3 结果讨论

对于无通风情况下的火灾，烟气高温及高浓度区均在火源附近。考虑到大功率电子设备为主要的火灾隐患，应在这些设备周围布置火灾探测器。

大多数情况下，密封舱内存在强制通风。根据仿真结果，此时须在大功率设备流场下游附近约0.5～1.0 m处布置火灾探测器。另外，流场中烟雾会较快流动到回风口处，因此需要在回风口附近布置火灾探测器，以便尽早发现灾情。

4 结论及建议

采用 FDS软件对典型载人航天器密封舱进行了火灾数值模拟，获得结论如下：综合考虑密封舱内通风状况，需在大功率电子设备流场下游约0.5～1.0 m处及回风口附近布置火灾探测器。另外，为保证火灾探测器的可靠性，需将差定温探测器与离子感烟探测器成对布置，二者互为备份。

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