李洪雷 張 帥 陳 雷

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，遼寧 沈陽(yáng) 110015）

1 研究目的

蒸汽彈射器以它應(yīng)用的可靠性高、維護(hù)性好和持續(xù)工作能強(qiáng)的特點(diǎn)成為了國(guó)外主要大國(guó)的普遍裝備。航母飛行甲板下的大容腔里沿滑軌方向布置有2個(gè)高壓汽缸，用以填充高壓蒸汽，并帶動(dòng)艦載機(jī)。當(dāng)下達(dá)起飛指令時(shí)，蒸汽開(kāi)始填充氣缸并伴隨氣缸泄露，飛機(jī)彈出。此時(shí)，高溫蒸汽會(huì)被發(fā)動(dòng)機(jī)吸入，在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生溫度畸變，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和穩(wěn)定性。艦載機(jī)彈射過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽會(huì)對(duì)其穩(wěn)定性有重要影響。目前國(guó)內(nèi)缺少降低彈射器泄漏蒸汽對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性影響的技術(shù)基礎(chǔ)。因此急需進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)吸入高溫蒸汽對(duì)其影響的理論分析與試驗(yàn)驗(yàn)證研究，為提升發(fā)動(dòng)機(jī)吸入蒸汽能力的方案改進(jìn)提供技術(shù)支持。該文研究目的如下：掌握包括高溫蒸汽、水、空氣的多相數(shù)值計(jì)算方法，探究發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面特定時(shí)序、空間高溫蒸汽分布的產(chǎn)生方法；完善現(xiàn)有試驗(yàn)設(shè)備，使其具備產(chǎn)生特定時(shí)序、空間高溫蒸汽分布的能力；完成吞高溫蒸汽對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)影響規(guī)律的研究，完善及建立航空發(fā)動(dòng)機(jī)吞高溫蒸汽進(jìn)氣條件模擬試驗(yàn)方法和規(guī)范體系[1]。

2 研究?jī)?nèi)容

該文研究?jī)?nèi)容主要包括以下2個(gè)方面：1）吸入高溫蒸汽的進(jìn)氣流場(chǎng)模擬方法和技術(shù)研究[2]?；诘湫桶l(fā)動(dòng)機(jī)高溫蒸汽發(fā)生裝置結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，進(jìn)行高溫蒸汽吸入條件下的空氣-水蒸氣-水三相流體數(shù)值仿真，掌握不同高溫蒸汽注入方式對(duì)典型截面溫度分布的影響規(guī)律。2）吸入高溫蒸汽試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)。以仿真方案為目標(biāo)，進(jìn)行2種高溫蒸汽吸入試驗(yàn)設(shè)備的設(shè)計(jì)。第一種是真實(shí)模擬艦載機(jī)在航母上彈射起飛時(shí)，甲板泄露槽的位置和高溫蒸汽的流量及壓力條件。第二種是使艦載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)制吸入所有高溫蒸汽。本次2種試驗(yàn)器是國(guó)內(nèi)首次在地面試車(chē)臺(tái)進(jìn)行的高溫蒸汽吸入試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)，提出航空發(fā)動(dòng)機(jī)吞高溫蒸汽進(jìn)氣條件模擬試驗(yàn)方法，建立規(guī)范體系。到目前為止，已經(jīng)滿(mǎn)足了3種型號(hào)國(guó)產(chǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫蒸汽吸入要求，為發(fā)動(dòng)機(jī)后期性能優(yōu)化提供了重要參考。

3 第一種吸入方式試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)

3.1 航母上蒸汽彈射使用環(huán)境

第1種蒸汽吸入方式是真實(shí)模擬艦載機(jī)在航母上彈射起飛時(shí)甲板泄露槽的位置和高溫蒸汽的流量及壓力條件。通過(guò)與艦船、飛機(jī)協(xié)調(diào)，艦載飛機(jī)彈射起飛彈射歷程全長(zhǎng)94.5 m，泄漏蒸汽滑軌縫隙寬度為37.7 mm，飛機(jī)彈射前，起落架距滑軌起始端距離約2.4 m。泄漏槽起始位置軸向距進(jìn)氣道唇口2 400 mm，側(cè)向距進(jìn)氣道中心1102mm，位于進(jìn)氣道下方950 mm。蒸汽泄漏起始點(diǎn)在飛機(jī)起落架接地點(diǎn)后160 mm（以下簡(jiǎn)稱(chēng)泄漏起始點(diǎn)）。彈射開(kāi)始后，泄漏蒸汽滑軌縫隙長(zhǎng)度為滑軌起始端至泄漏起始點(diǎn)。地面臺(tái)架無(wú)法真實(shí)模擬97 m彈射器長(zhǎng)度，且真實(shí)彈射過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)每個(gè)時(shí)刻（彈射到不同位置時(shí)）僅能吸入部分長(zhǎng)度泄漏的高溫蒸汽。為確定彈射過(guò)程中可能被進(jìn)氣道吸入泄漏蒸汽的縫隙長(zhǎng)度，該文進(jìn)行了以進(jìn)氣道、滑軌縫隙為對(duì)象的數(shù)值計(jì)算[3]。

3.2 蒸汽泄漏槽設(shè)計(jì)

當(dāng)高溫、高壓蒸汽從來(lái)流管道注入泄漏槽時(shí)，為避免泄漏槽中蒸汽泄漏軸向分布不均勻、氣流速度過(guò)大，并盡可能接近實(shí)際情況，該文以數(shù)值計(jì)算進(jìn)行分析，確定在蒸汽泄漏槽中以管道模擬汽缸，管道直徑為200 mm，外加腔體模擬彈射槽，腔體截面為500 mm×500 mm，腔體長(zhǎng)度為4 100 mm。中心管道上開(kāi)長(zhǎng)條孔模擬密封帶泄漏，長(zhǎng)條孔流通有效面積大于中心管道截面，周向分布7個(gè)孔，每個(gè)長(zhǎng)條孔寬為10 mm，孔總長(zhǎng)500 mm。結(jié)構(gòu)及速度場(chǎng)如圖1所示。

3.3 試驗(yàn)器方案設(shè)計(jì)

高溫蒸汽由蒸汽鍋爐產(chǎn)生。試驗(yàn)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(chǔ)存起來(lái)。試驗(yàn)過(guò)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(guò)保溫管道輸送到泄漏槽中，由泄漏槽模擬從彈射器的縫隙中泄漏出，被發(fā)動(dòng)機(jī)吸入。

第一種試驗(yàn)器是模擬艦載機(jī)彈射起飛過(guò)程中蒸汽泄漏的真實(shí)情況的試驗(yàn)裝置。本次試驗(yàn)需要設(shè)計(jì)2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(zhǎng)度為4100mm，位置1與彈射真實(shí)位置一致，位置2和位置3為考慮側(cè)風(fēng)的影響，減少了泄漏槽與進(jìn)氣道的距離；2型泄露槽長(zhǎng)度為2 000 mm，試驗(yàn)時(shí)將蒸汽泄露槽固定在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道正下方。模型圖如圖2所示。

3.4 試驗(yàn)器泄露仿真計(jì)算

以下對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在位置1（真實(shí)的艦載機(jī)甲板泄露槽距離發(fā)動(dòng)機(jī)中心的距離）進(jìn)行了流場(chǎng)仿真計(jì)算，計(jì)算仿真涵蓋溫度、壓力2個(gè)參數(shù)（因篇幅有限，該文未展示出其余狀態(tài)流場(chǎng)分布圖）。經(jīng)計(jì)算，起飛狀態(tài)時(shí)飛機(jī)進(jìn)氣道壓力約為95 kPa（絕對(duì)壓力），其溫度、壓力流場(chǎng)如圖3所示。

由以上仿真結(jié)果可以看出，泄露槽在某一位置固定時(shí)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的變化，蒸汽可穩(wěn)定進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)。

4 第二種吸入方式試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)

4.1 試驗(yàn)噴嘴設(shè)計(jì)

第2種試驗(yàn)方案是使艦載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)制吸入所有高溫蒸汽。在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口前1 400 mm位置處布置高溫蒸汽噴口管道，其中管道由周向6個(gè)方向均勻布置，每個(gè)方向管道由5個(gè)高溫蒸汽噴口，沿管道方向間隔80 mm。為通過(guò)控制不同位置噴嘴來(lái)控制該噴嘴的出口蒸汽流量，進(jìn)而在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)部形成不同的溫度分布畸變區(qū)，需要對(duì)每個(gè)不同位置的噴嘴進(jìn)行命名，以表區(qū)分，具體命名規(guī)則如下：沿發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣方向看過(guò)去，將豎直向上方向的管道記為A，順時(shí)針?lè)较蚍謩e給每根管子命名為B、C、D、E和F，每根管子上從發(fā)動(dòng)機(jī)中心位置到發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壁面處的噴嘴分別記為1、2、3、4和5。其噴嘴如圖4所示。

4.2 噴嘴強(qiáng)度計(jì)算

4.2.1 振動(dòng)特性分析

將噴管簡(jiǎn)化為一端固支一端簡(jiǎn)支梁[4]，對(duì)固有頻率進(jìn)行分析。固有頻率的計(jì)算如公式（1）所示。

式中：E為彈性模量，ρl為單位長(zhǎng)度的質(zhì)量，Ia截面慣性矩，l為桿梁的長(zhǎng)度。an為振型常數(shù)。固有頻率計(jì)算過(guò)程及結(jié)果見(jiàn)表1。

表1 固有頻率計(jì)算過(guò)程及結(jié)果

4.2.2 靜強(qiáng)度計(jì)算

靜強(qiáng)度考慮噴口反沖載荷，并考慮流量穩(wěn)定段，取進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的蒸汽流量1.1 kg/s，并利用沖量公式，如公式（2）所示。

其流量，如公式（3）所示。

可得反沖力載荷公式，如公式（4）所示。

式中：ρ為流體密度，6.9kg/m3，A為流道總面積，0.0000739m2。帶入數(shù)據(jù)可得6根噴管總載荷為2373N，單個(gè)噴管載荷僅為79N，不存在斷裂風(fēng)險(xiǎn)。

4.2.3 結(jié)論

噴管1階固有頻率為924Hz遠(yuǎn)超發(fā)動(dòng)機(jī)基頻，發(fā)生共振斷裂的風(fēng)險(xiǎn)較??；噴管承受的反沖載荷僅為79N，遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于金屬結(jié)構(gòu)承載能力，不存在發(fā)生靜力斷裂的可能性。

4.3 試驗(yàn)仿真計(jì)算

發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)制吸入高溫蒸汽試驗(yàn)在進(jìn)氣道AIP截面的仿真結(jié)果（2種吸入蒸汽溫度，分別為200 ℃和150 ℃）如圖5和圖6所示。

可以看到隨著溫度降低，AIP界面溫度整體都有所降低，但降低并不多。分析原因如下：進(jìn)氣道流場(chǎng)中的局部高溫畸變是由高溫蒸汽與空氣之間的換熱引起的，其中由溫差導(dǎo)致的換熱和導(dǎo)熱熱量并不高，絕大多數(shù)都是由蒸汽液化而釋放的大量熱量，占總換熱量的90%左右，因此出口蒸汽的溫度下降時(shí)AIP界面溫度有所下降，但沒(méi)有改變截面溫度總體高、低溫區(qū)的分布規(guī)律，其結(jié)果仍主要與噴嘴出口蒸汽流量分配有關(guān)[5]。

5 結(jié)語(yǔ)

該文的2種試驗(yàn)器是國(guó)內(nèi)首次獨(dú)立設(shè)計(jì)完成、可供模擬彈射真實(shí)環(huán)境的試驗(yàn)用試驗(yàn)裝置和強(qiáng)制吸入高溫蒸汽的試驗(yàn)裝置。該蒸汽發(fā)生裝置集流量控制、壓力控制和溫度控制于一身，能夠滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)高溫蒸汽吸入的試驗(yàn)條件。為國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)氣摻混高溫蒸汽條件下的整機(jī)性能、穩(wěn)定性適應(yīng)性研究提供了設(shè)施保障。以該試驗(yàn)器為依托的蒸汽吸入試驗(yàn)是國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行的大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)氣摻混高溫蒸汽條件下的整機(jī)性能、穩(wěn)定性適應(yīng)性影響的試驗(yàn)研究，為國(guó)產(chǎn)艦載機(jī)用發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供了數(shù)據(jù)支撐。