李洪雷　張帥　孫家超　滿達(dá)

摘要：蒸汽彈射裝置是現(xiàn)代重要的航空支援設(shè)備之一，可大幅減少艦載機(jī)起飛的跑道長(zhǎng)度，提高起飛的安全性。目前國(guó)內(nèi)急需開展蒸汽彈射裝置的研制。為摸清航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)影響的機(jī)理，確定國(guó)產(chǎn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)能否滿足彈射起飛要求，開展了蒸汽環(huán)境模擬試驗(yàn)器的設(shè)計(jì)。

關(guān)鍵詞：蒸汽彈射，艦載機(jī)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)，蒸汽環(huán)境

引言

蒸汽彈射器以它應(yīng)用的可靠性高、維護(hù)性好、持續(xù)工作能力強(qiáng)的特點(diǎn)被國(guó)外主要航母大國(guó)普遍裝備，但在使用蒸汽彈射器過(guò)程中，艦載機(jī)彈射起飛影響最大的要屬發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽對(duì)性能及穩(wěn)定性的影響。艦載機(jī)彈射過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽對(duì)其穩(wěn)定性有重要影響，但國(guó)內(nèi)缺少?gòu)椛淦餍孤┱羝麑?duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的技術(shù)基礎(chǔ)。因此，急需開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽對(duì)其影響的理論分析與試驗(yàn)驗(yàn)證研究，摸清高溫蒸汽對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)影響的機(jī)理，確定國(guó)產(chǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)是否滿足彈射起飛要求，同時(shí)為提升發(fā)動(dòng)機(jī)吸入蒸汽能力方案改進(jìn)提供技術(shù)支持。為此，設(shè)計(jì)了一種蒸汽彈射環(huán)境模擬試驗(yàn)器。

1.項(xiàng)目主要內(nèi)容

本項(xiàng)目開展的溫度畸變環(huán)境模擬試驗(yàn)器設(shè)計(jì)，真實(shí)的模擬了艦載機(jī)在航母上彈射起飛時(shí)甲板泄露槽的位置和高溫蒸汽的流量以及壓力條件。本試驗(yàn)器是國(guó)內(nèi)首次在地面試車臺(tái)進(jìn)行的高溫蒸汽吸入試驗(yàn)設(shè)備，克服了相關(guān)參考資料少，技術(shù)積累薄弱的難題，填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)技術(shù)空白。

2.項(xiàng)目特點(diǎn)

國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽的環(huán)境模擬試驗(yàn)器平臺(tái)搭建，該平臺(tái)采用了模擬真實(shí)環(huán)境及強(qiáng)制吸入高溫蒸汽的兩種方式開展在高溫蒸汽吸入情況下的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性評(píng)定試驗(yàn)。該平臺(tái)目前已經(jīng)滿足了兩種型號(hào)國(guó)產(chǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫蒸汽吸入要求，進(jìn)一步完善了我所的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性試驗(yàn)驗(yàn)證手段，并同時(shí)為發(fā)動(dòng)機(jī)后期性能優(yōu)化提供了重要借鑒性參考。

本試驗(yàn)器已投入使用，取得的成果應(yīng)用于配裝彈射用艦載機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)在彈射過(guò)程中的氣動(dòng)穩(wěn)定性及性能評(píng)定，為提升艦載機(jī)安全性提供技術(shù)支持，取得了良好效果。

3.總體思路

為驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽后對(duì)穩(wěn)定性的影響，充分參考國(guó)內(nèi)外的計(jì)算結(jié)果、類似試驗(yàn)、相關(guān)文獻(xiàn)等，并通過(guò)蒸汽物性、流動(dòng)特異性及在摻混過(guò)程中兩項(xiàng)變化的情況，進(jìn)行了溫度畸變環(huán)境模擬試驗(yàn)器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，試驗(yàn)器模型建成以后，用fluent軟件對(duì)高溫蒸汽進(jìn)行仿真計(jì)算，并在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)各狀態(tài)下進(jìn)氣流場(chǎng)的不同，對(duì)試車間內(nèi)空氣和高溫蒸汽摻混后的溫度和壓力畸變進(jìn)行仿真計(jì)算。另外，由于蒸汽流量較大，壓力溫度較高（流量是4kg/s，壓力1.6MPa，溫度204℃），蒸汽對(duì)臺(tái)架沖擊力很大，需對(duì)試車臺(tái)架和試驗(yàn)器支撐架做仿真計(jì)算，避免試驗(yàn)時(shí)出現(xiàn)強(qiáng)度不夠的現(xiàn)象。另外，試車臺(tái)架臺(tái)是吊式臺(tái)架，有升降平臺(tái)機(jī)構(gòu)。由于環(huán)境模擬試驗(yàn)器泄露槽較長(zhǎng)，部分試驗(yàn)器是以升降平臺(tái)為基礎(chǔ)安裝的，所以試車時(shí)升降平臺(tái)不能下落，而升降平臺(tái)的液壓自鎖結(jié)構(gòu)不能保證平臺(tái)的絕對(duì)穩(wěn)定，需要在現(xiàn)場(chǎng)對(duì)平臺(tái)進(jìn)行支撐，此處由于工作空間極其狹小，難度極大。

4.選用設(shè)備以及試驗(yàn)供氣原理

試驗(yàn)系統(tǒng)選用飛機(jī)進(jìn)氣道.試驗(yàn)前，鍋爐產(chǎn)生蒸汽，輸入蓄熱器中，蓄熱器是利用水的蓄熱功能，將熱能以飽和水的形式儲(chǔ)存起來(lái)。試驗(yàn)過(guò)程中，高溫、高壓飽和液態(tài)水以閃蒸形式提供飽和蒸汽，蓄熱器提供大于鍋爐能力的蒸汽流量。蒸汽通過(guò)保溫管道輸送到泄漏槽中，由泄漏槽模擬彈射器的縫隙中泄漏出，被發(fā)動(dòng)機(jī)吸入。

5.泄露試驗(yàn)器設(shè)計(jì)與仿真

5.1 泄露試驗(yàn)器的設(shè)計(jì)

溫度畸變環(huán)境模擬試驗(yàn)器是模擬艦載機(jī)彈射起飛過(guò)程中蒸汽泄漏的真實(shí)情況的試驗(yàn)裝置。本次試驗(yàn)需設(shè)計(jì)兩型可調(diào)的蒸汽模擬泄露環(huán)境，其中1型泄露環(huán)境泄露槽長(zhǎng)度為4100mm，模擬真實(shí)環(huán)境泄漏試驗(yàn)時(shí)將蒸汽泄漏槽分別固定在1、2、3種位置，位置1與彈射真實(shí)位置一致，位置2和位置3為考慮側(cè)風(fēng)的影響，減少了泄漏槽與進(jìn)氣道的距離;2型泄露槽長(zhǎng)度為2000mm，試驗(yàn)時(shí)將蒸汽泄露槽固定在第4種位置。

5.1.1? 1型泄露槽長(zhǎng)度為4100mm，此型泄露槽用了以下三個(gè)工位進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證：

1）真實(shí)的艦載機(jī)甲板泄露槽距離發(fā)動(dòng)機(jī)中心的距離，泄露槽中心距離發(fā)動(dòng)機(jī)中心1102mm，泄露槽側(cè)向距進(jìn)氣道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距進(jìn)氣道下端面950mm;

2）考慮到甲板側(cè)風(fēng)的影響，選用泄露槽中心距離發(fā)動(dòng)機(jī)中心551mm（水平距離為真實(shí)的艦載機(jī)甲板泄露槽距離發(fā)動(dòng)機(jī)中心距離的一半），泄露槽側(cè)向距進(jìn)氣道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距進(jìn)氣道下端面950mm;

3）考慮到甲板側(cè)風(fēng)的影響，泄露槽中心與發(fā)動(dòng)機(jī)中心在水平方向齊平，泄露槽側(cè)向距進(jìn)氣道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距進(jìn)氣道下端面950mm。

5.1.2?? 2型泄露槽長(zhǎng)度為2000mm，此型泄露槽用了以下一個(gè)工位進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證：

泄露槽垂直方向距離進(jìn)氣道下端面100mm，側(cè)向位于進(jìn)氣道中心截面處，泄漏槽起始位置為進(jìn)氣道唇口前方2359mm，泄露槽長(zhǎng)度2000mm。

5.2 泄露試驗(yàn)器的仿真

試驗(yàn)器需在發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)應(yīng)用，以下對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在位置1（真實(shí)的艦載機(jī)甲板泄露槽距離發(fā)動(dòng)機(jī)中心的距離）、位置3（1型泄露槽在發(fā)動(dòng)機(jī)正下方）進(jìn)行了流場(chǎng)仿真計(jì)算，計(jì)算仿真涵蓋溫度、流速、壓力三個(gè)參數(shù)進(jìn)行。

5.2.1? 1型泄露槽位于位置1

（1）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力95kPa（絕對(duì)壓力）對(duì)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（2）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力90kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（3）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力85kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算。

5.2.2? 1型泄露槽位于位置2

（1）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力95kPa（絕對(duì)壓力）對(duì)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（2）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力90kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（3）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力85kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算。

5.2.3? 1型泄露槽位于位置3

（1）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力95kPa（絕對(duì)壓力）對(duì)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（2）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力90kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（3）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力85kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算。

5.2.4? 2型泄露槽位于位置4

（1）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力95kPa（絕對(duì)壓力）對(duì)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（2）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力90kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算;

（3）飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)進(jìn)氣壓力85kPa（絕對(duì)壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進(jìn)行仿真計(jì)算。

5.2.5仿真計(jì)算結(jié)論

從仿真結(jié)果可以看出，泄露槽在某一位置固定時(shí)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的變化，蒸汽可穩(wěn)定進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，而流場(chǎng)（溫度、壓力、速度）不會(huì)發(fā)生太大的變化。發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)可按正常試驗(yàn)進(jìn)行，不需考慮溫度畸變模擬試驗(yàn)器的狀態(tài)。

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)后與仿真記過(guò)進(jìn)行驗(yàn)證，發(fā)現(xiàn)效果基本一致，說(shuō)明仿真參數(shù)以及方法符合發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的真實(shí)情況。

6.項(xiàng)目實(shí)施效果

本項(xiàng)目研究成果可應(yīng)用于溫度畸變環(huán)境試驗(yàn)中，環(huán)境模擬試驗(yàn)器真實(shí)的模擬了艦載機(jī)彈射起飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽的環(huán)境，發(fā)動(dòng)機(jī)吸入蒸汽后無(wú)失穩(wěn)征兆，能穩(wěn)定工作。本項(xiàng)目突破的關(guān)鍵技術(shù)可為其它型號(hào)的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)提供技術(shù)支持，設(shè)計(jì)中進(jìn)行的大量計(jì)算和仿真為后續(xù)空氣溫度流場(chǎng)計(jì)算積累了寶貴的數(shù)據(jù)財(cái)富，為艦載機(jī)研制進(jìn)程奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

7.項(xiàng)目的主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)

1）本試驗(yàn)器是國(guó)內(nèi)首次獨(dú)立設(shè)計(jì)完成、可供模擬彈射真實(shí)環(huán)境的試驗(yàn)用蒸汽發(fā)生裝置，該蒸汽發(fā)生裝置集成流量控制、壓力控制、溫度控制于一身，能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)高溫蒸汽吸入的試驗(yàn)條件;

2）本試驗(yàn)器是國(guó)內(nèi)首次設(shè)計(jì)的真實(shí)模擬蒸汽吸入環(huán)境的試驗(yàn)裝置，為國(guó)內(nèi)首次開展大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)氣摻混高溫蒸汽條件下的整機(jī)性能、穩(wěn)定性適應(yīng)性研究提供了設(shè)施保障;

3）本試驗(yàn)器設(shè)計(jì)過(guò)程中，首次對(duì)地面試車臺(tái)內(nèi)部空氣與蒸汽摻混流場(chǎng)做出仿真計(jì)算，對(duì)今后試車臺(tái)內(nèi)部設(shè)施研究設(shè)計(jì)工作有重要指導(dǎo)意義;

4）以本試驗(yàn)器為依托的蒸汽吸入試驗(yàn)，是國(guó)內(nèi)首次開展的大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)氣摻混高溫蒸汽條件下的整機(jī)性能、穩(wěn)定性適應(yīng)性影響的試驗(yàn)研究。

8.項(xiàng)目的應(yīng)用情況及發(fā)展前景

該試驗(yàn)器主要應(yīng)用于模擬艦載機(jī)在彈射過(guò)程中吸入蒸汽的真實(shí)環(huán)境，可以評(píng)定艦載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入蒸汽后的穩(wěn)定性和性能變化，為發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)優(yōu)化提供必要的技術(shù)支持。

本項(xiàng)目可應(yīng)用于模擬蒸汽彈射艦載機(jī)用發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽的性能及穩(wěn)定性變化，為進(jìn)一步優(yōu)化改彈射發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，提升發(fā)動(dòng)機(jī)的研制能力奠定實(shí)用性基礎(chǔ)。

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作者簡(jiǎn)介：李洪雷，男，1984年5月生，漢族，山東省平度市人，碩士研究生，工程師，研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)。