李洪雷　张帅　孙家超　满达

摘要：蒸汽弹射装置是现代重要的航空支援设备之一，可大幅减少舰载机起飞的跑道长度，提高起飞的安全性。目前国内急需开展蒸汽弹射装置的研制。为摸清航空发动机吸入高温蒸汽对发动机影响的机理，确定国产航空发动机能否满足弹射起飞要求，开展了蒸汽环境模拟试验器的设计。

关键词：蒸汽弹射，舰载机，航空发动机，蒸汽环境

引言

蒸汽弹射器以它应用的可靠性高、维护性好、持续工作能力强的特点被国外主要航母大国普遍装备，但在使用蒸汽弹射器过程中，舰载机弹射起飞影响最大的要属发动机吸入高温蒸汽对性能及稳定性的影响。舰载机弹射过程中发动机吸入高温蒸汽对其稳定性有重要影响，但国内缺少弹射器泄漏蒸汽对发动机稳定性影响的技术基础。因此，急需开展航空发动机吸入高温蒸汽对其影响的理论分析与试验验证研究，摸清高温蒸汽对发动机影响的机理，确定国产发动机是否满足弹射起飞要求，同时为提升发动机吸入蒸汽能力方案改进提供技术支持。为此，设计了一种蒸汽弹射环境模拟试验器。

1.项目主要内容

本项目开展的温度畸变环境模拟试验器设计，真实的模拟了舰载机在航母上弹射起飞时甲板泄露槽的位置和高温蒸汽的流量以及压力条件。本试验器是国内首次在地面试车台进行的高温蒸汽吸入试验设备，克服了相关参考资料少，技术积累薄弱的难题，填补了国内技术空白。

2.项目特点

国内首次进行大推力涡轮风扇发动机吸入高温蒸汽的环境模拟试验器平台搭建，该平台采用了模拟真实环境及强制吸入高温蒸汽的两种方式开展在高温蒸汽吸入情况下的发动机气动稳定性评定试验。该平台目前已经满足了两种型号国产发动机的高温蒸汽吸入要求，进一步完善了我所的发动机稳定性试验验证手段，并同时为发动机后期性能优化提供了重要借鉴性参考。

本试验器已投入使用，取得的成果应用于配装弹射用舰载机的发动机在弹射过程中的气动稳定性及性能评定，为提升舰载机安全性提供技术支持，取得了良好效果。

3.总体思路

为验证发动机吸入高温蒸汽后对稳定性的影响，充分参考国内外的计算结果、类似试验、相关文献等，并通过蒸汽物性、流动特异性及在掺混过程中两项变化的情况，进行了温度畸变环境模拟试验器的结构设计，试验器模型建成以后，用fluent软件对高温蒸汽进行仿真计算，并在考虑发动机各状态下进气流场的不同，对试车间内空气和高温蒸汽掺混后的温度和压力畸变进行仿真计算。另外，由于蒸汽流量较大，压力温度较高（流量是4kg/s，压力1.6MPa，温度204℃），蒸汽对台架冲击力很大，需对试车台架和试验器支撑架做仿真计算，避免试验时出现强度不够的现象。另外，试车台架台是吊式台架，有升降平台机构。由于环境模拟试验器泄露槽较长，部分试验器是以升降平台为基础安装的，所以试车时升降平台不能下落，而升降平台的液压自锁结构不能保证平台的绝对稳定，需要在现场对平台进行支撑，此处由于工作空间极其狭小，难度极大。

4.选用设备以及试验供气原理

试验系统选用飞机进气道.试验前，锅炉产生蒸汽，输入蓄热器中，蓄热器是利用水的蓄热功能，将热能以饱和水的形式储存起来。试验过程中，高温、高压饱和液态水以闪蒸形式提供饱和蒸汽，蓄热器提供大于锅炉能力的蒸汽流量。蒸汽通过保温管道输送到泄漏槽中，由泄漏槽模拟弹射器的缝隙中泄漏出，被发动机吸入。

5.泄露试验器设计与仿真

5.1 泄露试验器的设计

温度畸变环境模拟试验器是模拟舰载机弹射起飞过程中蒸汽泄漏的真实情况的试验装置。本次试验需设计两型可调的蒸汽模拟泄露环境，其中1型泄露环境泄露槽长度为4100mm，模拟真实环境泄漏试验时将蒸汽泄漏槽分别固定在1、2、3种位置，位置1与弹射真实位置一致，位置2和位置3为考虑侧风的影响，减少了泄漏槽与进气道的距离;2型泄露槽长度为2000mm，试验时将蒸汽泄露槽固定在第4种位置。

5.1.1  1型泄露槽长度为4100mm，此型泄露槽用了以下三个工位进行试验验证：

1）真实的舰载机甲板泄露槽距离发动机中心的距离，泄露槽中心距离发动机中心1102mm，泄露槽侧向距进气道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距进气道下端面950mm;

2）考虑到甲板侧风的影响，选用泄露槽中心距离发动机中心551mm（水平距离为真实的舰载机甲板泄露槽距离发动机中心距离的一半），泄露槽侧向距进气道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距进气道下端面950mm;

3）考虑到甲板侧风的影响，泄露槽中心与发动机中心在水平方向齐平，泄露槽侧向距进气道唇口下沿前方2359mm，泄露槽垂直方向距进气道下端面950mm。

5.1.2   2型泄露槽长度为2000mm，此型泄露槽用了以下一个工位进行试验验证：

泄露槽垂直方向距离进气道下端面100mm，侧向位于进气道中心截面处，泄漏槽起始位置为进气道唇口前方2359mm，泄露槽长度2000mm。

5.2 泄露试验器的仿真

试验器需在发动机试验时应用，以下对发动机在位置1（真实的舰载机甲板泄露槽距离发动机中心的距离）、位置3（1型泄露槽在发动机正下方）进行了流场仿真计算，计算仿真涵盖温度、流速、压力三个参数进行。

5.2.1  1型泄露槽位于位置1

（1）飞机进气道内进气压力95kPa（绝对压力）对温度、压力、流速进行仿真计算;

（2）飛机进气道内进气压力90kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算;

（3）飞机进气道内进气压力85kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算。

5.2.2  1型泄露槽位于位置2

（1）飛机进气道内进气压力95kPa（绝对压力）对温度、压力、流速进行仿真计算;

（2）飞机进气道内进气压力90kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算;

（3）飞机进气道内进气压力85kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算。

5.2.3  1型泄露槽位于位置3

（1）飞机进气道内进气压力95kPa（绝对压力）对温度、压力、流速进行仿真计算;

（2）飞机进气道内进气压力90kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算;

（3）飞机进气道内进气压力85kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算。

5.2.4  2型泄露槽位于位置4

（1）飞机进气道内进气压力95kPa（绝对压力）对温度、压力、流速进行仿真计算;

（2）飞机进气道内进气压力90kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算;

（3）飞机进气道内进气压力85kPa（绝对压力）仿真参数温度、压力、流速进行仿真计算。

5.2.5仿真计算结论

从仿真结果可以看出，泄露槽在某一位置固定时，随着发动机状态的变化，蒸汽可稳定进入发动机，而流场（温度、压力、速度）不会发生太大的变化。发动机试验时可按正常试验进行，不需考虑温度畸变模拟试验器的状态。

发动机试验后与仿真记过进行验证，发现效果基本一致，说明仿真参数以及方法符合发动机试验的真实情况。

6.项目实施效果

本项目研究成果可应用于温度畸变环境试验中，环境模拟试验器真实的模拟了舰载机弹射起飞时发动机吸入高温蒸汽的环境，发动机吸入蒸汽后无失稳征兆，能稳定工作。本项目突破的关键技术可为其它型号的发动机试验提供技术支持，设计中进行的大量计算和仿真为后续空气温度流场计算积累了宝贵的数据财富，为舰载机研制进程奠定了坚实的基础。

7.项目的主要创新点

1）本试验器是国内首次独立设计完成、可供模拟弹射真实环境的试验用蒸汽发生装置，该蒸汽发生装置集成流量控制、压力控制、温度控制于一身，能够满足发动机高温蒸汽吸入的试验条件;

2）本试验器是国内首次设计的真实模拟蒸汽吸入环境的试验装置，为国内首次开展大推力涡轮风扇发动机在进气掺混高温蒸汽条件下的整机性能、稳定性适应性研究提供了设施保障;

3）本试验器设计过程中，首次对地面试车台内部空气与蒸汽掺混流场做出仿真计算，对今后试车台内部设施研究设计工作有重要指导意义;

4）以本试验器为依托的蒸汽吸入试验，是国内首次开展的大推力涡轮风扇发动机在进气掺混高温蒸汽条件下的整机性能、稳定性适应性影响的试验研究。

8.项目的应用情况及发展前景

该试验器主要应用于模拟舰载机在弹射过程中吸入蒸汽的真实环境，可以评定舰载机发动机吸入蒸汽后的稳定性和性能变化，为发动机后续优化提供必要的技术支持。

本项目可应用于模拟蒸汽弹射舰载机用发动机吸入高温蒸汽的性能及稳定性变化，为进一步优化改弹射发动机的性能，提升发动机的研制能力奠定实用性基础。

参考文献：

[1]张雷，冯蕴雯，薛小锋，冯元生. 舰载机蒸汽弹射动力学仿真计算. 2012年

[2]郑怀亮. 蒸汽弹射过程仿真与故障特性分析. 2014年

[3]甄子洋，江驹，王新华，朱熠. 舰载机不用弹射系统的弹射过程. 2012年

作者简介：李洪雷，男，1984年5月生，汉族，山东省平度市人，硕士研究生，工程师，研究方向：航空发动机试验设备设计。