舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

2021-10-21王霄程健慧沈天荣许保成孟轩

航空学报 2021年8期

王霄，程健慧，沈天荣，许保成，孟轩

1. 国防科技大学空天科学学院，长沙 410073

2. 航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035

舰载战斗机在舰面准备起飞时，若发动机产生的高温、高速尾喷流直接喷向后方，会对后方较大范围内的工作人员和设备造成极大的威胁，因此需要对发动机尾喷流进行有效控制。目前，航母舰载机对发动机尾喷流的控制措施主要是安装偏流板，将尾喷流引向空中，以起到保护其后方人员和设备的作用[1]。但偏流板的存在又会带来另外一个问题，高温尾喷流经偏流板反射后的部分高温气体会回流至舰载机机腹下方和两侧，当高温气体回流至舰载机进气道附近位置时，容易经进气道被吸入发动机内，造成发动机进口温度畸变严重，甚至诱发喘振，对舰载机的安全使用造成极大的威胁。

飞机尾喷流冲击偏流板既有超声速尾喷流的高速流动问题，又有喷流反射后回流的低速流动问题，同时还存在高速流与低速流之间的剪切流动问题。此外，高温尾喷流与偏流板作用后，存在复杂的湍流脉动和强涡旋流场，使得喷流流场具有复杂的激波和旋涡结构，增加了流场计算和分析研究的难度。

目前，国外对于相关问题的研究手段主要分为喷流场试验和仿真计算2个方面。针对偏流板的试验方面，能查到的公开资料仅有俄罗斯和美国的试验研究，俄罗斯为研究航母舰载机喷出的高温高压气流对甲板和周围飞机的影响做了大量试验。其曾经建造了一个围阱作为试验台，研究如何将热气流从一个栅状喷流偏流板沿着围阱引向旁处，试验中由于热气流非但无法被导走，反而反射回来作用在飞机上导致试验失败，因此俄罗斯转而对偏流板的位置、形状和耐高温覆盖层开展了进一步的研究。美国在舰载机偏流板方面能查到的公开资料是其使用的为水冷式喷流偏流板，完全升起后能承受40 824 kg的喷气推力，美国尼米兹级航母上有4组偏流板，其中有3组是MK7MODO型,每组6块板，偏流板尺寸为14 ft×6 ft (1 ft=0.304 8 m)，安装在第1～3号弹射器的后面，其他资料不详。国外针对喷流流场的仿真计算大多未考虑偏流板存在时的情况，主要研究的是喷流压力场和噪声场，以及射流冲击平板后的压力分布等[2-14]，针对带进气道的偏流板前回流温度场没有相关仿真结果。

国内针对发动机喷流流场的研究主要集中在射流压力场的模拟和偏流板后方温度场的求解上。马彩东等[15]通过流固耦合的传热算法研究了不同偏流板转角对偏流板周围流场的影响，获得了45°为相对理想的偏转角度的结论。何庆林等[16]以国外某型舰载机和喷气偏流板为研究对象，采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程、k-ε湍流模型和离散坐标模型对偏流板喷流流场进行了三维数值模拟，结果表明，偏流板对尾流场起到了很好的偏转作用，尾喷流对喷气偏流板背部区域的设备和人员几乎没有影响。赵留平[17]针对舰载机发动机喷管高温高压流动特性开展了仿真分析，得到了超声速流动下中度欠膨胀和高度欠膨胀的特征和气体射流场随马赫数的增加所产生的变化特性。郭凯和王强[18]针对喷管出口截面与偏流板不同距离、偏流板不同偏转角和不同折角情况，分析了偏流板表面热力学参数及其周围流场的分布,结果表明偏流板与喷管出口的水平距离越远，偏转角越小，偏流板上的压力与温度就越低。张群峰等[19]研究了偏流板不同倾角时喷流对进气道温升的影响，结果表明偏流板倾角越大，回流对进气道影响越小。Gao等[20]研究了舰载机发动机喷流冲击偏流板后的流场结构，比较了不同湍流模型对射流流场结构的求解结果，Shear Stress Transport (SST)k-ω模型能更好地对可压缩射流问题进行求解，通过仿真计算获得了偏流板后方舰面甲板上危险区域。

综上，目前各国针对舰载机起飞时超声速射流冲击偏流板问题的主要研究方向集中在射流压力场和噪声场上，针对双发尾喷流冲击偏流板后回流的流动机理和回流温度场特征的研究很少。因此，针对上述的问题开展相关的仿真计算分析是十分必要的。

本文首先通过数值仿真计算对某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征进行了分析，然后通过非定常计算获得了高温超声速尾喷流撞击偏流板后的动态流动特性，分析了高温回流的强涡流动结构以及流向，给出了进气道出口的温升率，最后针对发动机转速不对称、尾喷管到偏流板的距离、来流风速等参数对进气道出口温度畸变强度影响展开研究，为舰面环境机舰适配性分析提供参考。

1 建模背景及计算精度校核

1.1 数值计算模型

本文以某型舰载机起飞状态时舰面环境作为仿真计算的模型，左、右进气道按飞机顺航向区分，图1为计算模型的俯视图和右侧发动机对称面的剖视图，定义尾喷管入口直径为D，偏流板尺寸为10D×5D，右侧尾喷管到偏流板中心的距离大致为3D。偏流板相对地面抬起45°，相对于飞机对称面偏转5°。

图1 计算模型Fig.1 Simulation model

1.2 数值方法验证

为了验证偏流板干扰下的发动机喷流流场湍流模型和网格设置的精确度，考虑到仿真流场关键部分在于射流场和冲击场，因此选择了相似的射流冲击流场[21]进行数值仿真方法的校验。

选择射流冲击平板的计算模型如图2所示。喷口直径d=25.4 mm，冲击距离h/d=8，平板直径为2 m。

图2 校验计算模型Fig.2 Checking calculation model

来流总温与环境总温均为288.15 K，环境压力为1个标准大气压，喷管射流入口总压为253 315 Pa，落压比NPR=2.5。边界条件设置为压力出口。湍流模型分别采用了Spalart-Allmaras(S-A)、SSTk-ε、Realizablek-ε、Re-normalization Groupk-ε(RNGk-ε)模型。

为了检验网格无关性，保证射流区域网格长宽比基本不变的条件下，分别划分了数量为3.7 万(喷管径向网格数为10)、7.3 万(喷管径向网格数为16)、21 万(喷管径向网格数为24)、90 万(喷管径向网格数为44)的网格。图3展示了总网格数为90万的网格。

图3 校验计算网格Fig.3 Checking calculation grid

图4、图5为采用不同网格总量的网格计算时得到的流场压力分布对比，图中Cp为压力系数，r为径向，p为压力，下标“0”表示来流参数。可以看出网格量越大，射流的激波-膨胀波交替的流场结构计算得越精细。同时，对比平板表面的径向压力分布发现，网格量降低到3.7 万时，平板径向压力分布才相对试验结果出现明显的偏差。

图4 不同网格数量时平板表面径向压力分布Fig.4 Radial pressure distribution on flat plate surface with different number of grids

图5 不同网格数量时射流中心轴线压力分布Fig.5 Pressure distribution of jet central axis with different number of grids

图6展示了不同网格量时计算得到的子午面马赫数(Ma)分布对比，网格越稀疏，耗散越快，达到偏流板时速度越低。

图6 不同网格数量时子午面马赫数分布Fig.6 Mach distribution of meridian plane with different number of grids

图7、图8展示了采用总量90 万的网格时，不同湍流模型得到的流场压力分布对比，可以看出：S-A模型获得的平板表面径向压力分布结果与试验结果最接近。

图7 不同湍流模型下平板表面径向压力分布Fig.7 Radial pressure distribution on flat plate surface with different turbulence models

图8 不同湍流模型下射流中心轴线压力分布Fig.8 Pressure distribution of jet central axis with different turbulence models

不同湍流模型计算得到的子午面马赫数分布如图9所示，S-A湍流模型射流到达偏流板时速度低，但是射流的扩散角度较大。

图9 不同湍流模型下子午面马赫数分布Fig. 9 Mach distribution of meridian plane with different turbulence models

综上，由于S-A模型获得的平板表面径向压力分布结果与试验结果最接近，本文选择S-A湍流模型完成数值仿真计算，同时设置径向网格数为44。

1.3 湍流模型和边界设置

经过湍流模型的校验后，计算中采用理想气体模型，黏性系数采用Sutherland模型，湍流模型采用S-A模型。来流总温与环境总温均为288.15 K，环境压力为1个大气压(101 325 Pa)，计算远场大小为220 m×200 m×50 m，计算域边界设置为压力入口和压力出口边界条件，如图10 所示。通过设置进气道出口和喷管入口的边界条件，实现发动机不同状态时进气道和喷流的一体化模拟，进气道出口设置为质量流量边界，喷管入口设置为总温总压边界，发动机不同状态时对应具体参数见表1。求解软件采用Fluent。

图10 边界条件Fig.10 Boundary conditions

表1 发动机不同状态时的参数

1.4 计算网格设置

本文计算采用ICEM CFD软件进行网格划分，全模型使用六面体网格，根据对湍流模型的校验结果，设置喷管径向网格数为44，网格总量在2 000万左右。图11展示了计算域和模型喷管出口的面网格划分，在喷流的核心流位置进行了加密处理。

1.5 温度场数据处理说明

温度场数据处理按国军标定义。面平均温升为

ΔT2FAV=T2FAV-Tt∞

式中：T2FAV为进气道出口平面平均总温；Tt∞为来流总温。

温度畸变强度为

δT2FAV=(T2FAV-Tt∞)/Tt∞

温升率为

T=ΔTimax/Δτm

式中：ΔTimax为最大温升测量值；Δτm为从温度跃升到温升达到极值的时间。

2 尾喷流回流温度场的回流机理

2.1 稳态仿真计算结果分析

为了摸清飞机尾喷流回流温度场的回流机理，结合舰载机真实工作环境，针对飞机起飞滑跑前的发动机最大状态开展了稳态数值仿真计算分析，得到的进气道温度畸变强度计算结果见表2，进气道出口温升图谱见图12，仿真结果表明舰面状态两侧进气道均吸入了一定的高温气体，但左侧进气道吸入的高温气体明显高于右侧进气道。

图12 进气道出口温升(顺航向)Fig.12 Inlet outlet temperature rise(follow course)

表2 进气道出口稳态温度畸变强度

稳态计算得到的发动机喷流流线见图13，可以清晰地看出双发尾喷流相互碰撞后到达偏流板经反射后回流的整个过程：飞机地面静止状态、偏流板打开时，高温高压的尾喷流从喷管中射出以后，沿着周向具有一定的扩散角度，但双发尾喷流互相阻滞其沿偏流板侧向溢流，流态与单发射流的冲击流场明显不同，两股喷流中间的通道被高温气流堵死。

图13 两侧发动机喷流流线Fig.13 Jet flow streamlines of two engines

图14给出了总温等温面(500 K)的速度梯度分布情况，着色变量为速度，可以清晰看到喷流交汇处的速度与主喷流相比降低了很多，因此尾喷流撞击偏流板后，能量高的部分沿着偏流板向上逃逸，小部分由于撞击阻滞在偏流板前的低能流不断堆积，受偏流板向左后方的5°偏角影响，导致部分高温气流沿飞机左前方回弹。

图14 总温等温面速度梯度Fig.14 Velocity gradient of total temperature isothermal surface

结合图15给出的地面流线和温度分布图，并对比图16中左右两侧发动机对称面x方向速度分量，找到了左侧进气道相对右侧进气道温升严重的原因：与偏流板碰撞后的高温回流气体向飞机左前方运动，左侧发动机对称面的初始反射速度可达-140 m/s，随着距偏流板距离的增加，气流的回流速度逐渐降低，在进气口附近(L/D=15，L为距离偏流板的实际距离)，受到进气道的抽吸，气流改变方向。高温气体团左侧回流速度高，右侧回流速低，剪切力带来气团的右旋，同时受进气道抽吸作用的影响，在机头前卷起一个高温回流涡，导致左、右两侧进气道均吸入了一定的高温气体，由于高温气流沿飞机左侧回弹，左侧进气道的温升更严重。

图15 喷流反射地面流线图Fig.15 Diagram of jet ground streamlines

图16 喷管铅垂对称面回流速度Fig.16 Recirculation velocity of nozzle symmetry plane

2.2 动态仿真计算结果分析

考虑到发动机尾喷流与偏流板碰撞后的回流场的产生与发展具有典型的非定常流动特性，为了观察高温回流流场的生成和发展，以及获得进气道出口平面的温升率，在2.1节的基础上展开了非定常数值仿真计算研究，非定常计算采用了与定常计算同样的网格、来流条件和湍流模型，非定常时间步长为0.000 1 s，每个时间步内迭代次数为50 步。非定常计算的初始流场为发动机暖机状态对应的定常计算收敛流场，非定常计算时发动机喷管进口的总温和总压条件从暖机状态到发动机最大状态按阶跃形式给出。

动态仿真计算得到的进气道出口温度畸变强度随时间变化结果如图17所示，进气道出口温度畸变强度随时间先增加后降低，左右两侧进气道出口均会出现一个极值，左侧进气道非定常计算得到的出口温度畸变极值与定常计算结果基本一致，非定常计算得到了左侧进气道温度畸变强度在0.70 s左右开始上升，在1.73 s达到极值状态，温升率接近100 K/s。

图17 进气道出口温度畸变强度随时间变化Fig.17 Variation of total temperature distortion intensity of inlet outlet with time

为了观察0.70～6.00 s区间进气道吸入高温回流导致进气道出口的温度畸变逐渐增加到极值又降低趋于稳定这一过程，图18展示了总温350 K等值面的高温气团的回流运动轨迹，以及对应时刻进气道出口温升图谱，可以看到射流冲击偏流板后，回流场逐渐向来流方向移动和扩大，由于存在侧偏角，同时受到进气道抽吸影响，回流在发展过程中，具有明显的不对称性。回流越靠近进气口，受到抽吸作用的影响越大，在越过进气口时(t=1.70 s)时，进气道出口温度畸变达到了极值状态，对应进气道出口高温区的位置与稳态计算也基本一致，回流一方面继续前传，一方面被位于其一侧的进气口吸引，形成了卷吸涡，靠近回流中心的左侧进气道受影响更大，这与图18显示的左侧进气道出口温度高于右侧进气道的结果相吻合。

图18 回流高温气团随时间的运动及进气道出口温升Fig.18 Movement of return high temperature air mass with time and inlet outlet temperature rise

动态仿真计算得到的进气道温度畸变极值为35.5%，与定常计算36%的结果基本一致，进气道出口温度图谱也基本一致，右侧进气道在非定常计算中捕捉到了高于定常计算10%左右的温度畸变强度，但畸变强度极值仍低于左侧进气道的仿真结果，考虑到实际工作中，一般根据进气道出口的极值温度到发动机可抗极值温度之间的范围来评估发动机抗温度畸变的稳定工作裕度，定常计算捕捉到了非定常仿真的温度畸变极值，因此可采用稳态仿真计算开展后续偏流板反射回流场的分析。

3 参数影响分析

3.1 喷流不对称影响分析

舰载机在起飞过程中，由于发动机的差异性，左右两侧发动机的喷流状态往往不完美对称，相对于理论值会存在一定的偏差，针对第2节对基准流场的研究发现，左右两侧喷流的阻滞作用导致高温废气的堆积，考虑到舰载机的安全性，采用稳态仿真计算分析左右两侧喷流不对称状态时候，进气道吸入高温气体的风险，为飞行员的操纵提供一定的指导。仿真计算在2.1节的基础上开展，保持左侧发动机喷流流量不变，右侧发动机喷流流量降低了5%左右，计算结果见表3，与表2的计算结果相比，左侧进气道温升相对基准状态变化不大，右侧进气道温升提高。

表3 非对称喷流进气道出口稳态温度畸变强度

图19给出了非对称喷流状态的地面流线图，喷流回流流场初始高温区的大小和位置与图15基准流场对称喷流状态接近，不同的是，随着高温回流逐渐向机头方向流动，非对称喷流状态受进气道吸力影响更严重，高温气团回流到进气口，导致右侧进气道吸入了高温气体。结合图20中非对称喷流状态和对称喷流状态回流场不同剖面的总温云图发现，由于右发喷流流量降低，导致其对左发喷流的挤压作用变弱，高温回流气体团开始向上卷起，高温回流受进气道抽吸作用更明显，对进气道影响更大，导致右侧进气道也吸入了更多的高温气体。

图19 非对称状态喷流反射地面流线Fig.19 Ground streamlines of asymmetric jet

图20 回流场不同剖面总温对比(左:对称喷流，右:非对称喷流，顺航向)Fig.20 Comparison of total temperature on different sections of backflow field (left: symmetric jet, right: asymmetric jet, follow course)

3.2 尾喷口到偏流板距离影响分析

舰载机真实工作环境中，为了满足不同的起飞条件，一般配备相对飞机起飞站位不同距离的偏流板，因此，本文针对发动机喷口距离偏流板不同的起飞距离展开了定常数值仿真研究，两侧发动机均为最大状态。在2.1节的基础上，将偏流板沿飞机轴向前后分别移动了一定的距离，进气道出口温升的仿真计算结果见图21，仿真结果表明，随着尾喷口到偏流板距离的增加，左侧进气道出口温度畸变强度先增加再降低。

图21 进气道出口温度畸变强度随尾喷口到偏流板距离的变化Fig.21 Variation of temperature distortion intensity at inlet outlet with distance from nozzle tail to jet blast deflector

图22通过对比不同尾喷口到偏流板距离时同一总温等温面发现，2D站位与3D站位相比，尾喷流达到偏流板上后，由于两股喷流间距离较大，大部分喷流可沿着通道向板上逃逸，高温气体回流量明显减少。3D站位由于喷流距离更长，喷流经长距离膨胀，到达偏流板时两股喷流基本相连，导致喷流中心以下的高温气流被喷流主流封闭了向上的空间，形成大量喷流回流。当尾喷管到偏流板的距离进一步增加到6D时，折返射流的强度已经大大减弱，回流速度降低，从而很难到达进气口附近，并且其温度在回流至进气口的路径中由于掺混作用已经有很大下降，使得进气道出口的总温升明显下降。

图22 尾喷口到偏流板不同距离时的回流温度场Fig.22 Temperature field of backflow at different distances from nozzle tail to jet blast deflector

因此，偏流板的距离决定了回流场整体的强度与分布，以及进气口位置影响了回流的状态，从而决定了进气道抽吸流场与回流场的耦合特性。

3.3 风速影响分析

舰载机真实工作环境中，航母一般具有25～30 kn(1 kn=0.514 m/s)的行进速度，即相对飞机坐标系来流风速在15 m/s左右，为此，针对不同行进速度下发动机尾喷流对飞机周边流场的影响开展了定常仿真计算研究，尾喷流距离偏流板距离选择了3.2节中进气道受影响程度最大的3D距离，计算结果见图23，左右两侧进气道出口温度畸变强度均随着来流速度的增加先增加后减小，来流风速在20 m/s时，左右两侧进气道的温升均达到了极值。

图23 进气道出口温度畸变强度随来流风速变化Fig.23 Variation of temperature distortion intensity at inlet outlet with inflow wind speed

从图24可以看到，高温尾喷流经偏流板反射后沿着左侧进气道的左前方向前传播，受到来流压迫，高温回流形成上洗涡流，随着来流速度的增加，将这个涡不断地向后压缩，距离进气道进口越来越近，导致了更多的高温气流被吸入左右两侧进气道，当来流风速达到一定值时，刚好将这个高温回流涡压缩到进气道进口附近，导致左右侧进气道吸入了大量高温气体，此时如果风速继续增大，回流影响区继续向后收缩，将不会对进气道流场产生影响。