田曉平，李 密

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

航空母艦上的飛機(jī)在起飛之前需要事先起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，然后發(fā)動(dòng)機(jī)在大狀態(tài)進(jìn)行暖機(jī)、起飛。航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的高溫、高速氣流會(huì)對(duì)其后的人員、設(shè)備和艦載機(jī)產(chǎn)生損害，因此航母上飛機(jī)后面會(huì)升起一塊偏流板(Jet Blast Deflector，JBD)，來將飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高溫、高速尾氣導(dǎo)流至上空，達(dá)到保護(hù)機(jī)后人員、設(shè)備的目的[1-8]，如圖1所示。

在進(jìn)行科研試飛時(shí)，某型艦載機(jī)在起飛過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)油門從慢車狀態(tài)推至起飛加力狀態(tài)時(shí)，多次出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振現(xiàn)象，該問題引起了科研人員的高度關(guān)注。經(jīng)過分析，初步認(rèn)為，起飛前發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的尾氣較少，進(jìn)口溫度較低。起飛時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿在較短的時(shí)間內(nèi)由慢車推至最大狀態(tài)，大量高溫高速尾氣經(jīng)偏流板發(fā)射，向上的部分排向高空，向下的部分尾氣沿著甲板被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度畸變和溫升率大幅增加，從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定工作，甚至喘振。

為了驗(yàn)證上述分析是否合理，本文通過數(shù)值模擬研究，針對(duì)該型艦載機(jī)在起飛前的狀態(tài)進(jìn)行了建模，分析了偏流板升起后，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口燃?xì)饣亓?，吸入進(jìn)氣道，引氣發(fā)動(dòng)機(jī)入口溫度畸變[9-13]。該溫度畸變可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定，甚至引起發(fā)動(dòng)機(jī)喘振，因此在原有的直型偏流板的基礎(chǔ)上提出了偏流板改進(jìn)方案，將原有的單個(gè)直板，改為有多個(gè)小直板組成的類圓弧型偏流板。這種類圓弧型偏流板通過鉸鏈鏈接，升起時(shí)，小直板組成類似于圓弧的型面，放下時(shí)可以完全鋪開，不影響航母甲板的平整性。數(shù)值模擬結(jié)果顯示該方案既可以有效的利用航母的有限空間，又可以最大化的降低發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫畸變和溫升率，可為后續(xù)艦載機(jī)偏流板改進(jìn)提供參考。

1 溫度畸變及其理論說明

畸變指數(shù)是用來定量地衡量畸變程度的一組參數(shù)，它提供了一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口畸變和發(fā)動(dòng)機(jī)性能定量相關(guān)并進(jìn)行信息交流的手段。目前國(guó)際上尚沒有得出一個(gè)通用的畸變指數(shù)?；冎笖?shù)的定義涉及面較寬，有相當(dāng)?shù)膹?fù)雜性，但從實(shí)際使用上看，不希望過于繁瑣，對(duì)測(cè)試和數(shù)據(jù)處理方面則要求簡(jiǎn)單實(shí)用。畸變指數(shù)的確定一般需通過大量的試驗(yàn)和分析，還需要有一定的經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)積累，國(guó)外各航空先進(jìn)國(guó)家均已發(fā)展了一系列的畸變指數(shù)定義。由于發(fā)展的歷史過程以及設(shè)計(jì)和試驗(yàn)的經(jīng)歷不同，因而各國(guó)、各公司的畸變指數(shù)定義各不相同，即使對(duì)于同一個(gè)公司來說，隨著研制過程的發(fā)展，相容性評(píng)定工作的深入，其畸變指數(shù)也在不斷地改進(jìn)和完善。

有關(guān)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性評(píng)定中畸變指數(shù)的統(tǒng)一問題，需建立公認(rèn)的標(biāo)準(zhǔn)，這一點(diǎn)對(duì)于畸變指數(shù)來說更為重要，是統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)的出發(fā)點(diǎn)。我國(guó)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)中提出了相應(yīng)的定義規(guī)定，該規(guī)定采用的是俄羅斯定義的溫度畸變指數(shù)。本文即采用這種類型的溫度畸變指數(shù)，它是由溫度畸變強(qiáng)度和溫升率來描述溫度畸變。

1.1 溫度畸變強(qiáng)度

溫度畸變強(qiáng)度是溫度畸變幅值的數(shù)值表征，用面平均相對(duì)溫升來表示：

(1)

式中：ΔTFAV為面平均溫升，(K)；T0為0時(shí)刻面平均溫度。

1.2 溫升率

表示單位時(shí)間內(nèi)高溫區(qū)最高溫度的變化值，其表示式為：

(2)

式中：(ΔTimax)max為高溫區(qū)內(nèi)最高溫度的最大變化值；Δtm為由溫度擾動(dòng)開始到高溫區(qū)最高溫度達(dá)到最大值的時(shí)間。

2 艦載機(jī)建模

根據(jù)艦載機(jī)、偏流板和偏流板后設(shè)備的相對(duì)位置，建立了如圖2所示的模型。計(jì)算模型中尾噴管與偏流板之間的水平距離為600 mm，偏流板與里面之間的夾角為50°，兩個(gè)尾噴管之間的距離為1500 mm，尾噴管的偏角為5°。

為了簡(jiǎn)化模型和節(jié)省計(jì)算資源，將上述模型進(jìn)行對(duì)稱處理，簡(jiǎn)化后的網(wǎng)格如圖3所示。網(wǎng)格數(shù)為820萬，兩尾噴管之間的平面為對(duì)稱面，外圍為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，尾噴管設(shè)置為壓力進(jìn)口，進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口。

3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果

分別進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)慢車和全加力狀態(tài)下的數(shù)值模擬，圖4和圖5分別為發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)和全加力狀態(tài)下的計(jì)算流場(chǎng)內(nèi)部總溫分布圖。

機(jī)身對(duì)稱面溫度分布云圖和流線圖如圖6所示，從圖中可以看出機(jī)身下部區(qū)域的氣流溫度較高，而且有較多的尾氣被吸入進(jìn)氣道，很有可能導(dǎo)致進(jìn)氣道入口和發(fā)動(dòng)機(jī)入口溫度上升較多，進(jìn)而產(chǎn)生了較大的溫度畸變和較高的溫升率。

圖7為發(fā)動(dòng)機(jī)慢車狀態(tài)下的進(jìn)氣道進(jìn)、出口總溫云圖，圖8為發(fā)動(dòng)機(jī)全加力狀態(tài)下，進(jìn)氣道進(jìn)、出口總溫云圖。

從數(shù)值模擬結(jié)果可以看出，進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)入口氣流的溫度較高，總溫畸變較為明顯，關(guān)于進(jìn)氣道進(jìn)、出口的總壓畸變和溫升率詳見表1。由表1可以看出，進(jìn)氣道出口溫度畸變強(qiáng)度達(dá)到了27.6%，局部最大溫升率達(dá)到了267.2 ℃/s。

表1 平面偏流板數(shù)值模擬結(jié)果

根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)研究，當(dāng)溫升率較小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫升隨時(shí)間的變化較緩慢地上升，而燃油控制系統(tǒng)有足夠的時(shí)間改變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的供油，所以換算轉(zhuǎn)速沿工作線向下移動(dòng)。當(dāng)溫升率較大時(shí)，壓氣機(jī)工作線偏離穩(wěn)態(tài)工作線向喘振邊界移動(dòng)。這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)供油和轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化跟不上溫度上升的變化速率;空氣密度和換算轉(zhuǎn)速的下降，渦輪前溫度迅速上升，渦輪前形成“熱”阻塞，若溫升率更高時(shí)，燃燒室熱節(jié)流效應(yīng)的壓力瞬時(shí)值增加，使壓氣機(jī)氣流流動(dòng)受阻，喘振邊界線瞬時(shí)下移，由于進(jìn)口溫度急劇上升，壓氣機(jī)氣動(dòng)參數(shù)不協(xié)調(diào)(如導(dǎo)向葉片可調(diào)機(jī)構(gòu)、轉(zhuǎn)差、涵道比等)。這時(shí)壓氣機(jī)相當(dāng)于不可調(diào)的壓氣機(jī)，從而加劇了壓氣機(jī)工作點(diǎn)向喘振邊界移動(dòng)。

據(jù)統(tǒng)計(jì)，武器發(fā)射時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面平均溫升5%～30%。如果發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口相對(duì)溫升為10%，假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)溫度畸變敏感系數(shù)3%，這時(shí)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度損失為30%。但壓氣機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)可用穩(wěn)定裕度一般為20%左右。顯然發(fā)動(dòng)機(jī)溫度畸變一項(xiàng)降穩(wěn)因子都足以使發(fā)動(dòng)機(jī)喘振。

4 優(yōu)化設(shè)計(jì)

針對(duì)以上問題，我們對(duì)航母上的偏流板進(jìn)行了改進(jìn)，將平面偏流板改為由5個(gè)平面組成的類圓弧形的曲面偏流板，最終氣流沿曲面偏流板流出的角度和改進(jìn)前的一致，為50°，如圖9所示。該偏流板升起時(shí)為類圓弧型曲面，放下時(shí)為平面，不會(huì)影響航母上甲板的平整度。

對(duì)改進(jìn)后的偏流板進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算結(jié)果如下，圖10為安裝曲面偏流板時(shí)的流場(chǎng)計(jì)算全貌。圖11為安裝曲面偏流板時(shí)的進(jìn)氣道入口和出口總溫云圖。

從圖11中可以看出，安裝改進(jìn)的偏流板后，進(jìn)氣道入口和出口的總溫明顯降低，進(jìn)氣道入口的最高溫度下降了152.3 ℃，平均溫度下降了112.6 ℃。進(jìn)氣道出口的最高溫度下降了131.2 ℃，平均溫度下降了89.8 ℃。

表2 類圓弧型偏流板數(shù)值模擬結(jié)果

進(jìn)氣道出口溫度畸變由25.3%減小為4.7%，溫升率由267.2 ℃/s減小為51.4 ℃/s?？梢妰?yōu)化后的偏流板對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)入口的氣流溫度場(chǎng)品質(zhì)明顯改善。

圖12給出了改進(jìn)偏流板后的對(duì)稱面溫度云圖和流線圖，相比改進(jìn)前，改進(jìn)后機(jī)身下部區(qū)域的總溫明顯降低，吸入進(jìn)氣道的尾氣也明顯減少。

圖13對(duì)比了偏流板改進(jìn)前后，偏流板和地面溫度分布云圖，從圖中可以看出，改進(jìn)后偏流板上的溫度和機(jī)身下部地面溫度降低了很多，而且偏流板后面物體表面的溫度也降低了，由原來的344 ℃減低為311 ℃，這可能是曲面偏流板的倒流效果比平面偏流板的效果好，導(dǎo)致絕大部分氣流順著偏流板流向上空，而不是繞過偏流板到達(dá)后方物體。

為了評(píng)估優(yōu)化后偏流板的效果，在原來平面偏流板的模型上，將飛機(jī)前移，即增加飛機(jī)尾噴口與平面偏流板之間的距離L(如圖14所示，正常情況下該距離為0.6 m左右)，計(jì)算不同前移距離下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處的總溫畸變強(qiáng)度、溫升率等參數(shù)。計(jì)算結(jié)果如圖15和圖16所示。

為了簡(jiǎn)化模型和節(jié)省計(jì)算資源，將上述模型進(jìn)行對(duì)稱。

從圖15中可以看出，隨著艦載機(jī)與偏流板之間距離的增加，平均溫升率和局部最大溫升率都有所下降。艦載機(jī)在距離類圓弧型偏流板0.6 m處時(shí)的溫升率與平面偏流板4.7 m處的溫升率相當(dāng)。即，相對(duì)于類圓弧型偏流板，應(yīng)用平面偏流板時(shí)，艦載機(jī)的位置得向前再移動(dòng)4 m多，得浪費(fèi)較大的空間。因此，應(yīng)用類圓弧型偏流板不但可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的可能，也可以使得航空母艦的空間利用更加高效。

5 結(jié)論

1)類圓弧型偏流板可以有效地降低進(jìn)氣道入口和出口的氣流溫度，避免發(fā)動(dòng)機(jī)吸入較多的尾氣，能有效減小周向溫度畸變和溫升率，從而最大可能的避免溫度畸變引起的發(fā)動(dòng)機(jī)喘振現(xiàn)象。

2)類圓弧型偏流板可以很好地將發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣導(dǎo)入空中，減少尾氣在偏流板后的擾流，從而降低偏流板后的溫度，達(dá)到更好地保護(hù)偏流板后物體的作用。

3)在不引起發(fā)動(dòng)機(jī)大狀態(tài)喘振的情況下，類圓弧型偏流板可以節(jié)省空間，使得航空母艦的甲板利用更加高效。