不同构型航母偏流板对发动机进口温度畸变的影响

田晓平，李 密

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

0 引言

航空母舰上的飞机在起飞之前需要事先起动发动机，然后发动机在大状态进行暖机、起飞。航空发动机喷出的高温、高速气流会对其后的人员、设备和舰载机产生损害，因此航母上飞机后面会升起一块偏流板(Jet Blast Deflector，JBD)，来将飞机发动机产生的高温、高速尾气导流至上空，达到保护机后人员、设备的目的[1-8]，如图1所示。

在进行科研试飞时，某型舰载机在起飞过程中，发动机油门从慢车状态推至起飞加力状态时，多次出现发动机喘振现象，该问题引起了科研人员的高度关注。经过分析，初步认为，起飞前发动机慢车状态时，发动机吸入的尾气较少，进口温度较低。起飞时，发动机油门杆在较短的时间内由慢车推至最大状态，大量高温高速尾气经偏流板发射，向上的部分排向高空，向下的部分尾气沿着甲板被吸入发动机，导致发动机进口温度畸变和温升率大幅增加，从而导致发动机不稳定工作，甚至喘振。

为了验证上述分析是否合理，本文通过数值模拟研究，针对该型舰载机在起飞前的状态进行了建模，分析了偏流板升起后，发动机尾喷口燃气回流，吸入进气道，引气发动机入口温度畸变[9-13]。该温度畸变可能导致发动机工作不稳定，甚至引起发动机喘振，因此在原有的直型偏流板的基础上提出了偏流板改进方案，将原有的单个直板，改为有多个小直板组成的类圆弧型偏流板。这种类圆弧型偏流板通过铰链链接，升起时，小直板组成类似于圆弧的型面，放下时可以完全铺开，不影响航母甲板的平整性。数值模拟结果显示该方案既可以有效的利用航母的有限空间，又可以最大化的降低发动机进口总温畸变和温升率，可为后续舰载机偏流板改进提供参考。

1 温度畸变及其理论说明

畸变指数是用来定量地衡量畸变程度的一组参数，它提供了一个发动机进口畸变和发动机性能定量相关并进行信息交流的手段。目前国际上尚没有得出一个通用的畸变指数。畸变指数的定义涉及面较宽，有相当的复杂性，但从实际使用上看，不希望过于繁琐，对测试和数据处理方面则要求简单实用。畸变指数的确定一般需通过大量的试验和分析，还需要有一定的经验和数据积累，国外各航空先进国家均已发展了一系列的畸变指数定义。由于发展的历史过程以及设计和试验的经历不同，因而各国、各公司的畸变指数定义各不相同，即使对于同一个公司来说，随着研制过程的发展，相容性评定工作的深入，其畸变指数也在不断地改进和完善。

有关进气道/发动机相容性评定中畸变指数的统一问题，需建立公认的标准，这一点对于畸变指数来说更为重要，是统一标准的出发点。我国相关标准中提出了相应的定义规定，该规定采用的是俄罗斯定义的温度畸变指数。本文即采用这种类型的温度畸变指数，它是由温度畸变强度和温升率来描述温度畸变。

1.1 温度畸变强度

温度畸变强度是温度畸变幅值的数值表征，用面平均相对温升来表示：

(1)

式中：ΔTFAV为面平均温升，(K)；T0为0时刻面平均温度。

1.2 温升率

表示单位时间内高温区最高温度的变化值，其表示式为：

(2)

式中：(ΔTimax)max为高温区内最高温度的最大变化值；Δtm为由温度扰动开始到高温区最高温度达到最大值的时间。

2 舰载机建模

根据舰载机、偏流板和偏流板后设备的相对位置，建立了如图2所示的模型。计算模型中尾喷管与偏流板之间的水平距离为600 mm，偏流板与里面之间的夹角为50°，两个尾喷管之间的距离为1500 mm，尾喷管的偏角为5°。

为了简化模型和节省计算资源，将上述模型进行对称处理，简化后的网格如图3所示。网格数为820万，两尾喷管之间的平面为对称面，外围为压力远场，尾喷管设置为压力进口，进气道出口设置为压力出口。

3 数值计算结果

分别进行了发动机慢车和全加力状态下的数值模拟，图4和图5分别为发动机慢车状态和全加力状态下的计算流场内部总温分布图。

机身对称面温度分布云图和流线图如图6所示，从图中可以看出机身下部区域的气流温度较高，而且有较多的尾气被吸入进气道，很有可能导致进气道入口和发动机入口温度上升较多，进而产生了较大的温度畸变和较高的温升率。

图7为发动机慢车状态下的进气道进、出口总温云图，图8为发动机全加力状态下，进气道进、出口总温云图。

从数值模拟结果可以看出，进气道和发动机入口气流的温度较高，总温畸变较为明显，关于进气道进、出口的总压畸变和温升率详见表1。由表1可以看出，进气道出口温度畸变强度达到了27.6%，局部最大温升率达到了267.2 ℃/s。

表1 平面偏流板数值模拟结果

根据相关文献研究，当温升率较小时，发动机进口温升随时间的变化较缓慢地上升，而燃油控制系统有足够的时间改变对发动机的供油，所以换算转速沿工作线向下移动。当温升率较大时，压气机工作线偏离稳态工作线向喘振边界移动。这是由于发动机供油和转子转速变化跟不上温度上升的变化速率;空气密度和换算转速的下降，涡轮前温度迅速上升，涡轮前形成“热”阻塞，若温升率更高时，燃烧室热节流效应的压力瞬时值增加，使压气机气流流动受阻，喘振边界线瞬时下移，由于进口温度急剧上升，压气机气动参数不协调(如导向叶片可调机构、转差、涵道比等)。这时压气机相当于不可调的压气机，从而加剧了压气机工作点向喘振边界移动。

据统计，武器发射时发动机进口面平均温升5%～30%。如果发动机进口相对温升为10%，假设发动机温度畸变敏感系数3%，这时导致发动机稳定裕度损失为30%。但压气机在设计时可用稳定裕度一般为20%左右。显然发动机温度畸变一项降稳因子都足以使发动机喘振。

4 优化设计

针对以上问题，我们对航母上的偏流板进行了改进，将平面偏流板改为由5个平面组成的类圆弧形的曲面偏流板，最终气流沿曲面偏流板流出的角度和改进前的一致，为50°，如图9所示。该偏流板升起时为类圆弧型曲面，放下时为平面，不会影响航母上甲板的平整度。

对改进后的偏流板进行数值模拟，计算结果如下，图10为安装曲面偏流板时的流场计算全貌。图11为安装曲面偏流板时的进气道入口和出口总温云图。

从图11中可以看出，安装改进的偏流板后，进气道入口和出口的总温明显降低，进气道入口的最高温度下降了152.3 ℃，平均温度下降了112.6 ℃。进气道出口的最高温度下降了131.2 ℃，平均温度下降了89.8 ℃。

表2 类圆弧型偏流板数值模拟结果

进气道出口温度畸变由25.3%减小为4.7%，温升率由267.2 ℃/s减小为51.4 ℃/s。可见优化后的偏流板对发动机入口的气流温度场品质明显改善。

图12给出了改进偏流板后的对称面温度云图和流线图，相比改进前，改进后机身下部区域的总温明显降低，吸入进气道的尾气也明显减少。

图13对比了偏流板改进前后，偏流板和地面温度分布云图，从图中可以看出，改进后偏流板上的温度和机身下部地面温度降低了很多，而且偏流板后面物体表面的温度也降低了，由原来的344 ℃减低为311 ℃，这可能是曲面偏流板的倒流效果比平面偏流板的效果好，导致绝大部分气流顺着偏流板流向上空，而不是绕过偏流板到达后方物体。

为了评估优化后偏流板的效果，在原来平面偏流板的模型上，将飞机前移，即增加飞机尾喷口与平面偏流板之间的距离L(如图14所示，正常情况下该距离为0.6 m左右)，计算不同前移距离下，发动机进口处的总温畸变强度、温升率等参数。计算结果如图15和图16所示。

为了简化模型和节省计算资源，将上述模型进行对称。

从图15中可以看出，随着舰载机与偏流板之间距离的增加，平均温升率和局部最大温升率都有所下降。舰载机在距离类圆弧型偏流板0.6 m处时的温升率与平面偏流板4.7 m处的温升率相当。即，相对于类圆弧型偏流板，应用平面偏流板时，舰载机的位置得向前再移动4 m多，得浪费较大的空间。因此，应用类圆弧型偏流板不但可以降低发动机喘振的可能，也可以使得航空母舰的空间利用更加高效。

5 结论

1)类圆弧型偏流板可以有效地降低进气道入口和出口的气流温度，避免发动机吸入较多的尾气，能有效减小周向温度畸变和温升率，从而最大可能的避免温度畸变引起的发动机喘振现象。

2)类圆弧型偏流板可以很好地将发动机尾气导入空中，减少尾气在偏流板后的扰流，从而降低偏流板后的温度，达到更好地保护偏流板后物体的作用。

3)在不引起发动机大状态喘振的情况下，类圆弧型偏流板可以节省空间，使得航空母舰的甲板利用更加高效。