李洪雷　張帥　孫家超　滿達

摘要：蒸汽彈射裝置是現(xiàn)代重要的航空支援設備之一，可大幅減少艦載機起飛的跑道長度，提高起飛的安全性。目前國內(nèi)急需開展蒸汽彈射裝置的研制。為摸清航空發(fā)動機吸入高溫蒸汽對發(fā)動機影響的機理，確定國產(chǎn)航空發(fā)動機能否滿足彈射起飛要求，開展了蒸汽環(huán)境模擬試驗器的設計。

關鍵詞：蒸汽彈射，艦載機，航空發(fā)動機，蒸汽環(huán)境

引言

蒸汽彈射器以它應用的可靠性高、維護性好、持續(xù)工作能力強的特點被國外主要航母大國普遍裝備，但在使用蒸汽彈射器過程中，艦載機彈射起飛影響最大的要屬發(fā)動機吸入高溫蒸汽對性能及穩(wěn)定性的影響。艦載機彈射過程中發(fā)動機吸入高溫蒸汽對其穩(wěn)定性有重要影響，但國內(nèi)缺少彈射器泄漏蒸汽對發(fā)動機穩(wěn)定性影響的技術基礎。因此，急需開展航空發(fā)動機吸入高溫蒸汽對其影響的理論分析與試驗驗證研究，摸清高溫蒸汽對發(fā)動機影響的機理，確定國產(chǎn)發(fā)動機是否滿足彈射起飛要求，同時為提升發(fā)動機吸入蒸汽能力方案改進提供技術支持。為此，設計了一種蒸汽彈射環(huán)境模擬試驗器。

1.項目主要內(nèi)容

本項目開展的溫度畸變環(huán)境模擬試驗器設計，真實的模擬了艦載機在航母上彈射起飛時甲板泄露槽的位置和高溫蒸汽的流量以及壓力條件。本試驗器是國內(nèi)首次在地面試車臺進行的高溫蒸汽吸入試驗設備，克服了相關參考資料少，技術積累薄弱的難題，填補了國內(nèi)技術空白。

2.項目特點

國內(nèi)首次進行大推力渦輪風扇發(fā)動機吸入高溫蒸汽的環(huán)境模擬試驗器平臺搭建，該平臺采用了模擬真實環(huán)境及強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)動機氣動穩(wěn)定性評定試驗。該平臺目前已經(jīng)滿足了兩種型號國產(chǎn)發(fā)動機的高溫蒸汽吸入要求，進一步完善了我所的發(fā)動機穩(wěn)定性試驗驗證手段，并同時為發(fā)動機后期性能優(yōu)化提供了重要借鑒性參考。

本試驗器已投入使用，取得的成果應用于配裝彈射用艦載機的發(fā)動機在彈射過程中的氣動穩(wěn)定性及性能評定，為提升艦載機安全性提供技術支持，取得了良好效果。

3.總體思路

為驗證發(fā)動機吸入高溫蒸汽后對穩(wěn)定性的影響，充分參考國內(nèi)外的計算結果、類似試驗、相關文獻等，并通過蒸汽物性、流動特異性及在摻混過程中兩項變化的情況，進行了溫度畸變環(huán)境模擬試驗器的結構設計，試驗器模型建成以后，用fluent軟件對高溫蒸汽進行仿真計算，并在考慮發(fā)動機各狀態(tài)下進氣流場的不同，對試車間內(nèi)空氣和高溫蒸汽摻混后的溫度和壓力畸變進行仿真計算。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℃），蒸汽對臺架沖擊力很大，需對試車臺架和試驗器支撐架做仿真計算，避免試驗時出現(xiàn)強度不夠的現(xiàn)象。另外，試車臺架臺是吊式臺架，有升降平臺機構。由于環(huán)境模擬試驗器泄露槽較長，部分試驗器是以升降平臺為基礎安裝的，所以試車時升降平臺不能下落，而升降平臺的液壓自鎖結構不能保證平臺的絕對穩(wěn)定，需要在現(xiàn)場對平臺進行支撐，此處由于工作空間極其狹小，難度極大。

4.選用設備以及試驗供氣原理

試驗系統(tǒng)選用飛機進氣道.試驗前，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存起來。試驗過程中，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)動機吸入。

5.泄露試驗器設計與仿真

5.1 泄露試驗器的設計

溫度畸變環(huán)境模擬試驗器是模擬艦載機彈射起飛過程中蒸汽泄漏的真實情況的試驗裝置。本次試驗需設計兩型可調(diào)的蒸汽模擬泄露環(huán)境，其中1型泄露環(huán)境泄露槽長度為4100mm，模擬真實環(huán)境泄漏試驗時將蒸汽泄漏槽分別固定在1、2、3種位置，位置1與彈射真實位置一致，位置2和位置3為考慮側風的影響，減少了泄漏槽與進氣道的距離;2型泄露槽長度為2000mm，試驗時將蒸汽泄露槽固定在第4種位置。

5.1.1? 1型泄露槽長度為4100mm，此型泄露槽用了以下三個工位進行試驗驗證：

1）真實的艦載機甲板泄露槽距離發(fā)動機中心的距離，泄露槽中心距離發(fā)動機中心1102mm，泄露槽側向距進氣道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距進氣道下端面950mm;

2）考慮到甲板側風的影響，選用泄露槽中心距離發(fā)動機中心551mm（水平距離為真實的艦載機甲板泄露槽距離發(fā)動機中心距離的一半），泄露槽側向距進氣道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距進氣道下端面950mm;

3）考慮到甲板側風的影響，泄露槽中心與發(fā)動機中心在水平方向齊平，泄露槽側向距進氣道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距進氣道下端面950mm。

5.1.2?? 2型泄露槽長度為2000mm，此型泄露槽用了以下一個工位進行試驗驗證：

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

5.2 泄露試驗器的仿真

試驗器需在發(fā)動機試驗時應用，以下對發(fā)動機在位置1（真實的艦載機甲板泄露槽距離發(fā)動機中心的距離）、位置3（1型泄露槽在發(fā)動機正下方）進行了流場仿真計算，計算仿真涵蓋溫度、流速、壓力三個參數(shù)進行。

5.2.1? 1型泄露槽位于位置1

（1）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力95kPa（絕對壓力）對溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（2）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力90kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（3）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力85kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算。

5.2.2? 1型泄露槽位于位置2

（1）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力95kPa（絕對壓力）對溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（2）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力90kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（3）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力85kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算。

5.2.3? 1型泄露槽位于位置3

（1）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力95kPa（絕對壓力）對溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（2）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力90kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（3）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力85kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算。

5.2.4? 2型泄露槽位于位置4

（1）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力95kPa（絕對壓力）對溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（2）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力90kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算;

（3）飛機進氣道內(nèi)進氣壓力85kPa（絕對壓力）仿真參數(shù)溫度、壓力、流速進行仿真計算。

5.2.5仿真計算結論

從仿真結果可以看出，泄露槽在某一位置固定時，隨著發(fā)動機狀態(tài)的變化，蒸汽可穩(wěn)定進入發(fā)動機，而流場（溫度、壓力、速度）不會發(fā)生太大的變化。發(fā)動機試驗時可按正常試驗進行，不需考慮溫度畸變模擬試驗器的狀態(tài)。

發(fā)動機試驗后與仿真記過進行驗證，發(fā)現(xiàn)效果基本一致，說明仿真參數(shù)以及方法符合發(fā)動機試驗的真實情況。

6.項目實施效果

本項目研究成果可應用于溫度畸變環(huán)境試驗中，環(huán)境模擬試驗器真實的模擬了艦載機彈射起飛時發(fā)動機吸入高溫蒸汽的環(huán)境，發(fā)動機吸入蒸汽后無失穩(wěn)征兆，能穩(wěn)定工作。本項目突破的關鍵技術可為其它型號的發(fā)動機試驗提供技術支持，設計中進行的大量計算和仿真為后續(xù)空氣溫度流場計算積累了寶貴的數(shù)據(jù)財富，為艦載機研制進程奠定了堅實的基礎。

7.項目的主要創(chuàng)新點

1）本試驗器是國內(nèi)首次獨立設計完成、可供模擬彈射真實環(huán)境的試驗用蒸汽發(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)動機高溫蒸汽吸入的試驗條件;

2）本試驗器是國內(nèi)首次設計的真實模擬蒸汽吸入環(huán)境的試驗裝置，為國內(nèi)首次開展大推力渦輪風扇發(fā)動機在進氣摻混高溫蒸汽條件下的整機性能、穩(wěn)定性適應性研究提供了設施保障;

3）本試驗器設計過程中，首次對地面試車臺內(nèi)部空氣與蒸汽摻混流場做出仿真計算，對今后試車臺內(nèi)部設施研究設計工作有重要指導意義;

4）以本試驗器為依托的蒸汽吸入試驗，是國內(nèi)首次開展的大推力渦輪風扇發(fā)動機在進氣摻混高溫蒸汽條件下的整機性能、穩(wěn)定性適應性影響的試驗研究。

8.項目的應用情況及發(fā)展前景

該試驗器主要應用于模擬艦載機在彈射過程中吸入蒸汽的真實環(huán)境，可以評定艦載機發(fā)動機吸入蒸汽后的穩(wěn)定性和性能變化，為發(fā)動機后續(xù)優(yōu)化提供必要的技術支持。

本項目可應用于模擬蒸汽彈射艦載機用發(fā)動機吸入高溫蒸汽的性能及穩(wěn)定性變化，為進一步優(yōu)化改彈射發(fā)動機的性能，提升發(fā)動機的研制能力奠定實用性基礎。

參考文獻：

[1]張雷，馮蘊雯，薛小鋒，馮元生. 艦載機蒸汽彈射動力學仿真計算. 2012年

[2]鄭懷亮. 蒸汽彈射過程仿真與故障特性分析. 2014年

[3]甄子洋，江駒，王新華，朱熠. 艦載機不用彈射系統(tǒng)的彈射過程. 2012年

作者簡介：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)動機試驗設備設計。