甲板風及偏流板角度對艦載機尾流的影響

鮑敬源，錢 超，李仁府，張園園

(1.海裝武漢局駐武漢地區某代表室，武漢 430064； 2.海軍工程大學 艦船與海洋學院，武漢 430033； 3.華中科技大學 航空航天學院，武漢 430074)

0 引 言

航空母艦是以艦載機為主要作戰武器的大型水面戰斗艦艇。航空母艦的發展是多種科學技術交叉應用并與基礎工業相結合的產物，體現了一個國家的軍事發展水平。

艦載機能否在航空母艦甲板上安全可靠地起降將會影響航空母艦的作戰效能，進而影響作戰任務的完成程度及效率。艦載機起飛時，尾噴管噴出的高速、 高溫燃氣將影響飛行器本身的氣動力性能，還包括尾噴管附近很大區域內的人員和設備。因此，在航空母艦甲板上通常用偏流板來改變燃氣方向，使高速、 高溫氣流沿偏流板向上進入大氣環境中，從而保護相關人員及設備。

目前，國內外學者已經針對偏流板開展了大量研究工作。Wadley等探索研究了偏流板隔熱層的結構。Worden等對不同距離和偏轉角下偏流板周圍的噪聲進行了研究。馬彩東等研究了不同偏轉角對偏流板周圍流場的影響。高揚采用數值模擬方法研究了偏流板與尾噴管出口距離、 偏流板偏轉角對尾噴流場的影響。何慶林等采用數值模擬方法研究了艦載機尾噴流被偏流板偏轉后的流場分布狀況。李昶等對新型偏流板裝置及其拓撲優化進行了總結研究。張群峰等、 崔金輝等分析了偏流板回流對艦載機進氣道溫升的影響。趙留平研究了隨馬赫數增加的發動機尾噴流對偏流板的沖擊特性。郭凱等研究了帶折角偏流板對超聲速尾噴流的影響。黃丹青等研究了不同偏流板側轉角對回流的影響規律。要保證偏流板裝置發揮最大效用，必須了解尾噴管高速、 高溫氣流在不同外部風速及偏流板偏轉角下的分布狀況，但目前國內外研究機構關于這方面的研究鮮有報道，大多數研究仍然只針對不考慮偏流板時的發動機射流尾流場。

本文的研究對象為國外航空母艦固定翼艦載機起飛時的尾噴氣流，采用計算流體力學方法進行數值仿真，數值離散方法為有限體積法，控制方程為三維雷諾平均Navier-Stokes 方程，湍流模型采用-模型。開展甲板風及偏流板角度對艦載機尾流的影響，可以得到艦載機尾噴流在偏流板周圍的溫度、 速度分布，從而明確飛行甲板上人員和設備的安全作業區域。同時，還可以得到不同狀態下的偏流板表面溫度分布，不僅可以幫助作業人員制定科學合理的偏流板升降操作規程，還可以為偏流板設計提供可靠的理論依據。

1 數值仿真

1.1 物理模型

本文所研究的物理模型如圖 1所示，包括艦載機發動機尾噴口、 航空母艦飛行甲板和偏流板，發動機尾噴口正對偏流板。真實航空母艦的艦面環境比較復雜，本文在保證對數值仿真結果影響不大的前提下，將航空母艦飛行甲板簡化為一個矩形平面，并將偏流板簡化為一塊整體均勻的矩形平板。

圖1 物理模型

發動機尾噴管為收縮擴張型圓口噴管，噴管入口直徑為720 mm，喉道直徑為600 mm，出口直徑為630 mm，收縮段長度為250 mm，擴張段長度為400 mm。偏流板尺寸為8 500 mm×4 800 mm×190 mm。偏流板和飛行甲板的交線與尾噴管出口的流向距離為10 m。兩個尾噴管中心線的間距為1 200 mm。尾噴管出口中心與飛行甲板的距離為1 800 mm。

1.2 仿真模型

艦載機兩個發動機的展向對稱面并不與偏流板的展向中心面重合，數值模擬采用全模計算。外部來流入口邊界設定為壓力遠場邊界，壓強為1個標準大氣壓，溫度為288 K，來流速度的大小與方向給定； 其他外邊界均設定為壓力出口邊界，壓強為1個標準大氣壓，溫度為288 K； 飛行甲板面、 偏流板表面、 發動機尾噴管表面均設定為絕熱無滑移固壁邊界； 發動機處于最大工作狀態，尾噴管入口邊界設定為壓力入口邊界，總壓為200 kPa，總溫為2 050 K。

采用ICEM CFD軟件對仿真模型進行結構化網格劃分，計算域長度為90 m，寬度為50 m，高度為15 m。發動機尾噴管內部流動單獨生成O型計算網格，外部自由流另外生成計算網格，兩套網格合并，發動機尾噴管出口面定義為交界面，生成的計算網格如圖2所示。飛行甲板、 偏流板、 發動機尾噴管壁面附近網格設置邊界層，第一層網格高度為0.1 mm，邊界層網格尺寸呈指數增長，增長率為1.2。發動機尾噴管下游和上游逐漸由細網格過渡到外場的粗網格，尾噴管內壁面向尾噴管中心逐漸由細網格過渡到較粗網格，整體網格數目約為1 400萬。

1.3 控制方程

艦載機發動機尾流場存在噴流與自由流的摻混過程，其氣體成分比較復雜。對該流動問題進行簡化假設： (1)燃料完全燃燒，噴管內為純氣相流動，且尾氣為理想氣體； (2)忽略高溫尾氣對噴管壁面的傳熱作用； (3)不

圖2 計算網格

考慮輻射作用，忽略重力影響?；谶@些假設，在連續介質力學范疇，流動的控制方程如下：

(1) 質量守恒方程

(1)

式中：為密度；為方向上的速度。

(2) 動量守恒方程

(2)

式中：為靜壓；為粘性應力張量。

粘性應力張量由式(3)給出：

(3)

式中：為動力學粘性系數。

(3) 能量守恒方程

(4)

式中：為質量總能；為溫度；為傳熱系數。

1.4 湍流模型

在尾噴管內流場和尾流場中，流動具有很強的湍流特征。應力張量式(3)中的粘性系數涉及到湍流粘性系數，需要通過湍流模型求得。本文采用-湍流模型。

在直角坐標系下，標準-湍流模型的通用控制方程如下：

(5)

(6)

=

(7)

式中：為湍動能；為湍流耗散率；為湍流動力學黏性系數； 系數1=1.44，2=1.92，=0.09，=1.0，=1.3。

這些系數來自于實驗結果，并在剪切流動、 邊界層流動、 混合層流動的各向同性網格湍流的模擬中得到驗證，已經被廣泛應用在各種壁面和自由剪切流的數值模擬中。

1.5 數值方法

本文數值計算采用的是ANSYS公司開發的大型商業Fluent軟件。該軟件采用有限體積法將非線性偏微分方程組變為網格上的線性代數方程組，然后求解線性方程組得到流場的解。Fluent軟件的求解器分為兩種： 一種是基于壓力的求解器，通常針對低速、 不可壓縮流動，將動量方程與壓力方程分離求解； 另一種是基于密度的求解器，通常針對高速、 可壓縮流動，直接求解耦合的方程組。艦載機發動機尾噴流是高溫、 高速、 可壓縮氣體，故本文采用基于密度的求解器，控制方程的空間離散采用Roe-FDS通量分裂方法，離散格式為二階迎風格式，時間離散采用Gauss-Seidel隱式格式。

2 艦載機尾噴流的數值仿真

當發動機尾噴流被偏流板遮擋后，高溫、 高速氣流會流向偏流板上方及兩側。本文依據艦載機發動機尾噴管和航空母艦偏流板的實物構造物理模型，結合發動機最大工作狀態的尾噴管條件，進行數值仿真研究，關注偏流板偏轉角度和甲板風兩個影響因素。

為了驗證數值方法的有效性，將發動機自由噴流情況下的數值仿真結果與實驗結果進行對比驗證，圖3所示為尾噴管軸線上的速度分布。從圖中可以看出，數值計算的速度與實驗結果變化趨勢一致，大部分區域吻合良好，最大誤差不超過10%，證明了數值方法的有效性與準確性。

圖3 自由噴流狀態尾噴管軸線上的速度分布

在數值仿真中，當網格數目達到一定數量時，計算結果將不再隨網格數目的增加而變化，這就是網格無關性。本研究的數值仿真網格數量約為1 400萬，為進行網格無關性驗證，另外生成了一套加密網格，網格數量約為2 400萬。圖4為某一工況下用兩套網格計算得到的發動機尾流的總溫沿尾噴管中心線的分布，可以看出，兩條曲線幾乎重合，尤其是尾噴管出口到偏流板之間的部分曲線，說明1 400萬的網格已經滿足仿真需求。

圖4 網格無關性驗證

2.1 偏流板偏轉角的影響

當前，國外多型航空母艦的偏流板偏轉角為50°。為考察偏流板偏轉角對艦載機發動機尾噴流的影響，這里考慮將偏流板偏轉角減小至45°和40°，設定外部風速為0 m/s，數值模擬偏流板偏轉角分別為50°，45°和40°三種情況下的發動機尾噴流場，圖5～6分別給出了三種偏流板偏轉角下發動機尾流流線的流向分布和展向分布。由圖5可知，艦載機發動機尾噴管的高速氣流離開噴管出口后速度逐漸降低，沖擊偏流板后氣流向上偏轉，在偏流板剪切作用下，氣流幾乎是沿著與板面平行的方向前進。因此，隨著偏流板偏轉角由50°減小為40°，發動機尾流在流向上所受的阻擋作用變小，氣流向上偏轉的效果隨之減弱。在固定的發動機尾噴管入口條件下，尾流的總流量是固定的，當氣流在流向受到限制后，展向流動就會得到發展。由圖6可知，兩個尾噴管的流線分布基本上是平面對稱的，當偏流板偏轉角為50°時，流線的展向分布在距甲板15 m高度處可達對稱面兩側16 m； 當偏流板偏轉角為45°時，這個距離減小為14 m； 當偏流板偏轉角為40°時，這個距離進一步減小為12 m。因此，隨著偏流板偏轉角的減小，流線的展向分布范圍隨之變小，說明高速尾流經偏流板作用后的展向影響區域減小。

圖5 三種偏流板偏轉角下發動機尾流的流線(側視)

圖6 三種偏流板偏轉角下發動機尾流的流線(右視)

圖7給出了三種偏流板偏轉角下發動機尾流作用在偏流板上的總溫分布，總溫的最大值分布在兩個噴口所對應的板面位置，而且高溫區域分布面很廣，從板面區域一直延伸到了板面上緣。因此，在偏流板工作過程中，一定要做好防高溫處理和散熱工作。當偏流板偏轉角為50°時，偏流板表面溫度均大于400 K。隨著偏轉角的減小，低溫區逐漸出現在偏流板下緣，當偏流板偏轉角為40°時，偏流板下緣小部分區域的溫度可以低于300 K。

圖8為三種偏流板偏轉角下發動機尾噴管后50 m范圍內中心軸線上的總溫和速度分布。從圖中可以發現，兩個發動機產生的尾噴流是一致的，總溫和速度均自噴口后2～3 m開始沿軸線顯著下降，在靠近板面區域下降變得平緩。在偏流板背部，溫度和速度均與外界環境保持一致，說明尾噴流對偏流板背部的噴管軸線區域幾乎沒有影響?？倻睾退俣鹊姆植记€僅在偏流板前方約3 m范圍內的小部分區域上存在差異，表明尾噴口與偏流板之間的高溫高速氣流只在該小部分區域受到偏流板偏轉角的影響。

圖7 三種偏流板偏轉角下發動機尾流作用在偏流板上的總溫分布

圖8 三種偏流板偏轉角下兩發動機尾噴口中心軸線上物理特性沿軸線變化曲線

由于圖8中發動機尾噴流物理量自噴口后2～3 m開始沿軸線顯著下降，直到靠近距離噴口約10 m的板面區域下降變得平緩，所以取與尾噴口中心軸線處于同一水平面內、 距噴口距離為2 m, 5 m和10 m的三條橫向直線，這三條直線上尾噴流的總溫和速度分布如圖9所示。由圖可見，總溫和速度分布呈現兩個峰值，對應噴口中心軸線位置，隨著距噴口距離的增大，峰值逐漸減小，這符合圓射流物理特性的分布規律。距噴口距離為2 m和5 m時，不同偏流板偏轉角下的總溫和速度分布曲線近乎重合； 而距噴口距離為10 m時，在偏流板偏轉角為50°條件下，總溫和速度在距兩個噴口中心距離為12～15 m左右時接近于周圍環境的總溫和速度。當偏流板偏轉角減小為45°時，這個距離減小為8～10 m； 當偏流板偏轉角進一步減小為40°時，這個距離減小為5 m。再次說明高速尾流經偏流板作用后的展向影響區域隨著偏流板偏轉角的減小而減小。

圖9 三種偏流板偏轉角下與偏流板平行的水平直線上物理特性變化曲線

通常認為，60 ℃(333 K)溫度是航空母艦甲板作業人員工作的極限溫度，圖10～11給出了三種偏流板偏轉角下發動機尾流的總溫333 K等值面，該等值面內部為大于333 K的高溫非安全作業區域，而外部為小于333 K的可作業區域。從圖10可以看出，尾噴流遇到偏流板后迅速沿著板面向上偏轉，在偏流板剪切作用下，氣流幾乎是沿著與板面平行的方向前進，隨著偏流板偏轉角由50°減小至40°，高溫氣流向上偏折的效果減弱。此外，因為氣流在流向上所受的阻擋作用變小，沖擊偏流板后的尾噴管下方的返流作用也在減弱。當偏流板偏轉角為50°時，返流可達到偏流板前方8.2 m位置處； 當偏流板偏轉角為45°時，該距離減小至7.4 m； 當偏流板偏轉角為40°時，該距離進一步減小至6.1 m。需要說明的是，如果高溫返流達到發動機進氣口附近，就可能被重新吸入發動機，降低發動機的功效，這可能是發動機喘振效應的誘導原因之一。從圖11可以看出，總溫333 K等值面分布在偏流板兩側和后方區域，兩個尾噴管的等值面分布基本上是平面對稱的。從模擬結果來看，隨著偏流板偏轉角的減小，偏流板后方的非安全區域有所增大，而兩側的非安全區域隨之減小。當偏流板偏轉角為50°時，偏流板后方的非安全區域為13.5 m，兩側的非安全區域為31.9 m； 當偏流板偏轉角為45°時，偏流板后方的非安全區域增大為16.3 m，兩側的非安全區域減小為31.3 m； 當偏流板偏轉角為40°時，偏流板后方的非安全區域進一步增大為19.4 m，而兩側的非安全區域則進一步減小為20.2 m。綜上，發動機尾流在偏流板剪切作用下沿著板面向上偏轉，當流向上的流動受到阻擋時，沿偏流板展向的流動就會得到發展。在較大的偏流板偏轉角下，尾流在流向上的流動受到的阻擋作用更大，同時沿偏流板展向的流動發展更充分； 在較小的偏流板偏轉角下，尾流在流向上的流動受到的阻擋作用較小，因此，隨著偏流板偏轉角的減小，偏流板兩側的非安全區域減小，而偏流板后方的非安全區域增大。

圖10 三種偏流板偏轉角下發動機尾流的總溫333 K等值面(側視)

依據以上數值仿真的結果，綜合考慮艦載機發動機尾流在偏流板兩側及后方的分布特性，偏流板的偏轉角取45°為宜。

圖11 三種偏流板偏轉角下發動機尾流的總溫333 K等值面(俯視)

2.2 甲板風的影響

國外航空母艦偏流板的偏轉角多為50°，因此，考察偏流板偏轉角固定為50°，甲板風的風速分別為0 m/s，5 m/s，10 m/s和15 m/s四種情況下的發動機尾噴流場，圖12分別給出了相應工況下發動機尾流流線的展向分布。從圖中可以看出，兩個尾噴管的流線分布基本上是平面對稱的。當存在甲板風時，發動機尾流與甲板風形成混合層，不同速度氣流的交界處存在剪切作用，發動機尾流流線在這種剪切作用下發生卷曲，形成渦，如圖12(b)所示。隨著甲板風的風速增大，發動機尾流流線更明顯地卷向兩個尾噴管內部區域，流線的展向分布范圍逐漸減小。

圖13～14分別為四種甲板風下兩個發動機尾噴口中心軸線上、 與偏流板平行的水平直線上的總溫和速度分布圖，單一工況下的物理特性分布規律與前文結論一致。從圖13可以看出，甲板風對尾噴口中心軸線上物理特性的影響同樣只限制在偏流板前方很小一部分區域。從圖14可以看出，不同甲板風對距噴口距離為10 m的偏流板前方總溫分布有一定影響，而對偏流板前方的速度分布影響很小。

甲板風的改變會影響整個流場的速度分布，一般認為8～9級大風(對應風速為17.2 ～24.4 m/s)條件下，航空母艦甲板作業人員將難以正常工作。以20 m/s的發動機尾流速度作為安全作業的指標，圖15給出了四種甲板風下發動機尾流的速度20 m/s等值面，等值面內部風速大于20 m/s，而外部風速小于該值。從圖中可以看出，速度20 m/s等值面同樣分布在偏流板兩側和后方區域，兩個尾噴管的等值面分布基本上是平面對稱的。隨著甲板風由0 m/s增大至15 m/s，偏流板后方的非安全區域分別為17.5 m，22.4 m，30.1 m和53.1 m，而兩側的非安全區域分別為32.4 m，19.4 m，18.3 m和17.8 m。這是因為隨著甲板風風速的增大，發動機尾流受到更強的甲板風剪切作用，因而沿偏流板展向的流動受到制約，發動機尾流在增強渦的作用下更充分地沿著流向發展，表現出來的就是上述偏流板后方的非安全區域逐漸增大，且偏流板兩側的非安全區域逐漸減小。

圖12 四種甲板風下發動機尾流的流線(右視)

以上針對0 m/s, 5 m/s, 10 m/s, 15 m/s四個甲板風典型風速值進行了流場仿真計算和分析。當甲板風進一

圖13 四種甲板風下兩個發動機尾噴口中心軸線上物理特性沿軸線變化曲線

圖14 四種甲板風下與偏流板平行的水平直線上物理特性變化曲線

步增大時(超過8～9級大風)，甲板作業人員難以正常工作，艦載機將停止起降作業。實際上，艦載機起飛一般是逆風、 高速航行的動態過程，對偏流板的沖擊距離會在短時間內急劇增大，而沖擊距離的增大會使尾噴流對偏流板后方及兩側的影響減弱。因此，艦載機起飛這一動態過程中尾噴流在最初始時刻對偏流板后方及兩側的影響較大，此時沖擊距離較短。

圖15 四種甲板風下發動機尾流的速度20 m/s等值面(俯視)

3 結 論

本文針對國外艦載機發動機尾噴管和航空母艦偏流板進行了數值仿真，采用三維雷諾平均Navier-Stokes方程和-湍流模型，研究了甲板風及偏流板偏轉角對發動機尾流分布的影響規律。數值仿真結果表明，尾流場中的高溫、 高速氣流主要分布在偏流板與尾噴口之間的區域，偏流板偏轉角及甲板風對這部分流場物理特性的影響集中在偏流板前方的很小區域內。發動機尾流在偏流板剪切作用下沿著板面向上偏轉，當流向上的流動受到阻擋時，沿偏流板展向的流動就會得到發展。隨著偏流板偏轉角由50°減小到40°，尾流在流向上受到的阻擋作用變小，其向上偏轉的效果隨之減弱，且流線的展向分布范圍減小，偏流板兩側的非安全區域由31.9 m減小為20.2 m，而偏流板后方的非安全區域則由13.5 m增大為19.4 m，偏流板表面的低溫區域逐漸增大，綜合考慮發動機尾流在偏流板兩側以及后方的分布特性，偏流板的偏轉角取45°為宜； 隨著甲板風速度由0 m/s增大為15 m/s，發動機尾流受到更強的甲板風剪切作用，因而沿偏流板展向的流動受到制約，沿流向的流動發展更充分，因此偏流板后方的非安全區域由17.5 m增大為53.1 m，偏流板兩側的非安全區域由32.4 m減小為17.8 m。研究成果對艦面人員的安全作業及設備布局的優化具有指導意義，可以促進艦載機發動機與航空母艦偏流板的適配性研究。同時，偏流板前方的高溫返流分布特征可以指導科研人員改善艦載機發動機的喘振效應，從而提高艦載機起飛的安全性。