不同構型航母偏流板對發動機進口溫度畸變的影響

田曉平，李 密

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引言

航空母艦上的飛機在起飛之前需要事先起動發動機，然后發動機在大狀態進行暖機、起飛。航空發動機噴出的高溫、高速氣流會對其后的人員、設備和艦載機產生損害，因此航母上飛機后面會升起一塊偏流板(Jet Blast Deflector，JBD)，來將飛機發動機產生的高溫、高速尾氣導流至上空，達到保護機后人員、設備的目的[1-8]，如圖1所示。

在進行科研試飛時，某型艦載機在起飛過程中，發動機油門從慢車狀態推至起飛加力狀態時，多次出現發動機喘振現象，該問題引起了科研人員的高度關注。經過分析，初步認為，起飛前發動機慢車狀態時，發動機吸入的尾氣較少，進口溫度較低。起飛時，發動機油門桿在較短的時間內由慢車推至最大狀態，大量高溫高速尾氣經偏流板發射，向上的部分排向高空，向下的部分尾氣沿著甲板被吸入發動機，導致發動機進口溫度畸變和溫升率大幅增加，從而導致發動機不穩定工作，甚至喘振。

為了驗證上述分析是否合理，本文通過數值模擬研究，針對該型艦載機在起飛前的狀態進行了建模，分析了偏流板升起后，發動機尾噴口燃氣回流，吸入進氣道，引氣發動機入口溫度畸變[9-13]。該溫度畸變可能導致發動機工作不穩定，甚至引起發動機喘振，因此在原有的直型偏流板的基礎上提出了偏流板改進方案，將原有的單個直板，改為有多個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，小直板組成類似于圓弧的型面，放下時可以完全鋪開，不影響航母甲板的平整性。數值模擬結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動機進口總溫畸變和溫升率，可為后續艦載機偏流板改進提供參考。

1 溫度畸變及其理論說明

畸變指數是用來定量地衡量畸變程度的一組參數，它提供了一個發動機進口畸變和發動機性能定量相關并進行信息交流的手段。目前國際上尚沒有得出一個通用的畸變指數?；冎笖档亩x涉及面較寬，有相當的復雜性，但從實際使用上看，不希望過于繁瑣，對測試和數據處理方面則要求簡單實用?；冎笖档拇_定一般需通過大量的試驗和分析，還需要有一定的經驗和數據積累，國外各航空先進國家均已發展了一系列的畸變指數定義。由于發展的歷史過程以及設計和試驗的經歷不同，因而各國、各公司的畸變指數定義各不相同，即使對于同一個公司來說，隨著研制過程的發展，相容性評定工作的深入，其畸變指數也在不斷地改進和完善。

有關進氣道/發動機相容性評定中畸變指數的統一問題，需建立公認的標準，這一點對于畸變指數來說更為重要，是統一標準的出發點。我國相關標準中提出了相應的定義規定，該規定采用的是俄羅斯定義的溫度畸變指數。本文即采用這種類型的溫度畸變指數，它是由溫度畸變強度和溫升率來描述溫度畸變。

1.1 溫度畸變強度

溫度畸變強度是溫度畸變幅值的數值表征，用面平均相對溫升來表示：

(1)

式中：ΔTFAV為面平均溫升，(K)；T0為0時刻面平均溫度。

1.2 溫升率

表示單位時間內高溫區最高溫度的變化值，其表示式為：

(2)

式中：(ΔTimax)max為高溫區內最高溫度的最大變化值；Δtm為由溫度擾動開始到高溫區最高溫度達到最大值的時間。

2 艦載機建模

根據艦載機、偏流板和偏流板后設備的相對位置，建立了如圖2所示的模型。計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°，兩個尾噴管之間的距離為1500 mm，尾噴管的偏角為5°。

為了簡化模型和節省計算資源，將上述模型進行對稱處理，簡化后的網格如圖3所示。網格數為820萬，兩尾噴管之間的平面為對稱面，外圍為壓力遠場，尾噴管設置為壓力進口，進氣道出口設置為壓力出口。

3 數值計算結果

分別進行了發動機慢車和全加力狀態下的數值模擬，圖4和圖5分別為發動機慢車狀態和全加力狀態下的計算流場內部總溫分布圖。

機身對稱面溫度分布云圖和流線圖如圖6所示，從圖中可以看出機身下部區域的氣流溫度較高，而且有較多的尾氣被吸入進氣道，很有可能導致進氣道入口和發動機入口溫度上升較多，進而產生了較大的溫度畸變和較高的溫升率。

圖7為發動機慢車狀態下的進氣道進、出口總溫云圖，圖8為發動機全加力狀態下，進氣道進、出口總溫云圖。

從數值模擬結果可以看出，進氣道和發動機入口氣流的溫度較高，總溫畸變較為明顯，關于進氣道進、出口的總壓畸變和溫升率詳見表1。由表1可以看出，進氣道出口溫度畸變強度達到了27.6%，局部最大溫升率達到了267.2 ℃/s。

表1 平面偏流板數值模擬結果

根據相關文獻研究，當溫升率較小時，發動機進口溫升隨時間的變化較緩慢地上升，而燃油控制系統有足夠的時間改變對發動機的供油，所以換算轉速沿工作線向下移動。當溫升率較大時，壓氣機工作線偏離穩態工作線向喘振邊界移動。這是由于發動機供油和轉子轉速變化跟不上溫度上升的變化速率;空氣密度和換算轉速的下降，渦輪前溫度迅速上升，渦輪前形成“熱”阻塞，若溫升率更高時，燃燒室熱節流效應的壓力瞬時值增加，使壓氣機氣流流動受阻，喘振邊界線瞬時下移，由于進口溫度急劇上升，壓氣機氣動參數不協調(如導向葉片可調機構、轉差、涵道比等)。這時壓氣機相當于不可調的壓氣機，從而加劇了壓氣機工作點向喘振邊界移動。

據統計，武器發射時發動機進口面平均溫升5%～30%。如果發動機進口相對溫升為10%，假設發動機溫度畸變敏感系數3%，這時導致發動機穩定裕度損失為30%。但壓氣機在設計時可用穩定裕度一般為20%左右。顯然發動機溫度畸變一項降穩因子都足以使發動機喘振。

4 優化設計

針對以上問題，我們對航母上的偏流板進行了改進，將平面偏流板改為由5個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前的一致，為50°，如圖9所示。該偏流板升起時為類圓弧型曲面，放下時為平面，不會影響航母上甲板的平整度。

對改進后的偏流板進行數值模擬，計算結果如下，圖10為安裝曲面偏流板時的流場計算全貌。圖11為安裝曲面偏流板時的進氣道入口和出口總溫云圖。

從圖11中可以看出，安裝改進的偏流板后，進氣道入口和出口的總溫明顯降低，進氣道入口的最高溫度下降了152.3 ℃，平均溫度下降了112.6 ℃。進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 類圓弧型偏流板數值模擬結果

進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。可見優化后的偏流板對發動機入口的氣流溫度場品質明顯改善。

圖12給出了改進偏流板后的對稱面溫度云圖和流線圖，相比改進前，改進后機身下部區域的總溫明顯降低，吸入進氣道的尾氣也明顯減少。

圖13對比了偏流板改進前后，偏流板和地面溫度分布云圖，從圖中可以看出，改進后偏流板上的溫度和機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后方物體。

為了評估優化后偏流板的效果，在原來平面偏流板的模型上，將飛機前移，即增加飛機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)，計算不同前移距離下，發動機進口處的總溫畸變強度、溫升率等參數。計算結果如圖15和圖16所示。

為了簡化模型和節省計算資源，將上述模型進行對稱。

從圖15中可以看出，隨著艦載機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。艦載機在距離類圓弧型偏流板0.6 m處時的溫升率與平面偏流板4.7 m處的溫升率相當。即，相對于類圓弧型偏流板，應用平面偏流板時，艦載機的位置得向前再移動4 m多，得浪費較大的空間。因此，應用類圓弧型偏流板不但可以降低發動機喘振的可能，也可以使得航空母艦的空間利用更加高效。

5 結論

1)類圓弧型偏流板可以有效地降低進氣道入口和出口的氣流溫度，避免發動機吸入較多的尾氣，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動機喘振現象。

2)類圓弧型偏流板可以很好地將發動機尾氣導入空中，減少尾氣在偏流板后的擾流，從而降低偏流板后的溫度，達到更好地保護偏流板后物體的作用。

3)在不引起發動機大狀態喘振的情況下，類圓弧型偏流板可以節省空間，使得航空母艦的甲板利用更加高效。