李洪雷 張 帥 陳 雷

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，遼寧 沈陽 110015）

1 研究目的

蒸汽彈射器以它應(yīng)用的可靠性高、維護性好和持續(xù)工作能強的特點成為了國外主要大國的普遍裝備。航母飛行甲板下的大容腔里沿滑軌方向布置有2個高壓汽缸，用以填充高壓蒸汽，并帶動艦載機。當下達起飛指令時，蒸汽開始填充氣缸并伴隨氣缸泄露，飛機彈出。此時，高溫蒸汽會被發(fā)動機吸入，在發(fā)動機進口產(chǎn)生溫度畸變，影響發(fā)動機的性能和穩(wěn)定性。艦載機彈射過程中，發(fā)動機吸入高溫蒸汽會對其穩(wěn)定性有重要影響。目前國內(nèi)缺少降低彈射器泄漏蒸汽對發(fā)動機穩(wěn)定性影響的技術(shù)基礎(chǔ)。因此急需進行航空發(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，為提升發(fā)動機吸入蒸汽能力的方案改進提供技術(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)值計算方法，探究發(fā)動機進口截面特定時序、空間高溫蒸汽分布的產(chǎn)生方法；完善現(xiàn)有試驗設(shè)備，使其具備產(chǎn)生特定時序、空間高溫蒸汽分布的能力；完成吞高溫蒸汽對發(fā)動機影響規(guī)律的研究，完善及建立航空發(fā)動機吞高溫蒸汽進氣條件模擬試驗方法和規(guī)范體系[1]。

2 研究內(nèi)容

該文研究內(nèi)容主要包括以下2個方面：1）吸入高溫蒸汽的進氣流場模擬方法和技術(shù)研究[2]?；诘湫桶l(fā)動機高溫蒸汽發(fā)生裝置結(jié)構(gòu)特點，進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典型截面溫度分布的影響規(guī)律。2）吸入高溫蒸汽試驗設(shè)備設(shè)計。以仿真方案為目標，進行2種高溫蒸汽吸入試驗設(shè)備的設(shè)計。第一種是真實模擬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及壓力條件。第二種是使艦載機發(fā)動機強制吸入所有高溫蒸汽。本次2種試驗器是國內(nèi)首次在地面試車臺進行的高溫蒸汽吸入試驗設(shè)備設(shè)計，提出航空發(fā)動機吞高溫蒸汽進氣條件模擬試驗方法，建立規(guī)范體系。到目前為止，已經(jīng)滿足了3種型號國產(chǎn)發(fā)動機的高溫蒸汽吸入要求，為發(fā)動機后期性能優(yōu)化提供了重要參考。

3 第一種吸入方式試驗設(shè)備設(shè)計

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模擬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及壓力條件。通過與艦船、飛機協(xié)調(diào)，艦載飛機彈射起飛彈射歷程全長94.5 m，泄漏蒸汽滑軌縫隙寬度為37.7 mm，飛機彈射前，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氣道唇口2 400 mm，側(cè)向距進氣道中心1102mm，位于進氣道下方950 mm。蒸汽泄漏起始點在飛機起落架接地點后160 mm（以下簡稱泄漏起始點）。彈射開始后，泄漏蒸汽滑軌縫隙長度為滑軌起始端至泄漏起始點。地面臺架無法真實模擬97 m彈射器長度，且真實彈射過程中發(fā)動機每個時刻（彈射到不同位置時）僅能吸入部分長度泄漏的高溫蒸汽。為確定彈射過程中可能被進氣道吸入泄漏蒸汽的縫隙長度，該文進行了以進氣道、滑軌縫隙為對象的數(shù)值計算[3]。

3.2 蒸汽泄漏槽設(shè)計

當高溫、高壓蒸汽從來流管道注入泄漏槽時，為避免泄漏槽中蒸汽泄漏軸向分布不均勻、氣流速度過大，并盡可能接近實際情況，該文以數(shù)值計算進行分析，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，腔體長度為4 100 mm。中心管道上開長條孔模擬密封帶泄漏，長條孔流通有效面積大于中心管道截面，周向分布7個孔，每個長條孔寬為10 mm，孔總長500 mm。結(jié)構(gòu)及速度場如圖1所示。

3.3 試驗器方案設(shè)計

高溫蒸汽由蒸汽鍋爐產(chǎn)生。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，由泄漏槽模擬從彈射器的縫隙中泄漏出，被發(fā)動機吸入。

第一種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。本次試驗需要設(shè)計2型可調(diào)的蒸汽模擬泄露環(huán)境。其中1型泄露環(huán)境泄露槽長度為4100mm，位置1與彈射真實位置一致，位置2和位置3為考慮側(cè)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2 000 mm，試驗時將蒸汽泄露槽固定在發(fā)動機進氣道正下方。模型圖如圖2所示。

3.4 試驗器泄露仿真計算

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）進行了流場仿真計算，計算仿真涵蓋溫度、壓力2個參數(shù)（因篇幅有限，該文未展示出其余狀態(tài)流場分布圖）。經(jīng)計算，起飛狀態(tài)時飛機進氣道壓力約為95 kPa（絕對壓力），其溫度、壓力流場如圖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，隨著發(fā)動機狀態(tài)的變化，蒸汽可穩(wěn)定進入發(fā)動機。

4 第二種吸入方式試驗設(shè)備設(shè)計

4.1 試驗噴嘴設(shè)計

第2種試驗方案是使艦載機發(fā)動機強制吸入所有高溫蒸汽。在發(fā)動機進氣道出口前1 400 mm位置處布置高溫蒸汽噴口管道，其中管道由周向6個方向均勻布置，每個方向管道由5個高溫蒸汽噴口，沿管道方向間隔80 mm。為通過控制不同位置噴嘴來控制該噴嘴的出口蒸汽流量，進而在發(fā)動機進氣道內(nèi)部形成不同的溫度分布畸變區(qū)，需要對每個不同位置的噴嘴進行命名，以表區(qū)分，具體命名規(guī)則如下：沿發(fā)動機進氣方向看過去，將豎直向上方向的管道記為A，順時針方向分別給每根管子命名為B、C、D、E和F，每根管子上從發(fā)動機中心位置到發(fā)動機內(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 噴嘴強度計算

4.2.1 振動特性分析

將噴管簡化為一端固支一端簡支梁[4]，對固有頻率進行分析。固有頻率的計算如公式（1）所示。

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

表1 固有頻率計算過程及結(jié)果

4.2.2 靜強度計算

靜強度考慮噴口反沖載荷，并考慮流量穩(wěn)定段，取進入發(fā)動機的蒸汽流量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，單個噴管載荷僅為79N，不存在斷裂風險。

4.2.3 結(jié)論

噴管1階固有頻率為924Hz遠超發(fā)動機基頻，發(fā)生共振斷裂的風險較??；噴管承受的反沖載荷僅為79N，遠遠低于金屬結(jié)構(gòu)承載能力，不存在發(fā)生靜力斷裂的可能性。

4.3 試驗仿真計算

發(fā)動機強制吸入高溫蒸汽試驗在進氣道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：進氣道流場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，其中由溫差導致的換熱和導熱熱量并不高，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AIP界面溫度有所下降，但沒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

該文的2種試驗器是國內(nèi)首次獨立設(shè)計完成、可供模擬彈射真實環(huán)境的試驗用試驗裝置和強制吸入高溫蒸汽的試驗裝置。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，能夠滿足發(fā)動機高溫蒸汽吸入的試驗條件。為國內(nèi)首次進行大推力渦輪風扇發(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(yīng)性研究提供了設(shè)施保障。以該試驗器為依托的蒸汽吸入試驗是國內(nèi)首次進行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(yīng)性影響的試驗研究，為國產(chǎn)艦載機用發(fā)動機的研制提供了數(shù)據(jù)支撐。