李洪雷 张 帅 陈 雷

（中国航发沈阳发动机研究所，辽宁 沈阳 110015）

1 研究目的

蒸汽弹射器以它应用的可靠性高、维护性好和持续工作能强的特点成为了国外主要大国的普遍装备。航母飞行甲板下的大容腔里沿滑轨方向布置有2个高压汽缸，用以填充高压蒸汽，并带动舰载机。当下达起飞指令时，蒸汽开始填充气缸并伴随气缸泄露，飞机弹出。此时，高温蒸汽会被发动机吸入，在发动机进口产生温度畸变，影响发动机的性能和稳定性。舰载机弹射过程中，发动机吸入高温蒸汽会对其稳定性有重要影响。目前国内缺少降低弹射器泄漏蒸汽对发动机稳定性影响的技术基础。因此急需进行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，为提升发动机吸入蒸汽能力的方案改进提供技术支持。该文研究目的如下：掌握包括高温蒸汽、水、空气的多相数值计算方法，探究发动机进口截面特定时序、空间高温蒸汽分布的产生方法；完善现有试验设备，使其具备产生特定时序、空间高温蒸汽分布的能力；完成吞高温蒸汽对发动机影响规律的研究，完善及建立航空发动机吞高温蒸汽进气条件模拟试验方法和规范体系[1]。

2 研究内容

该文研究内容主要包括以下2个方面：1）吸入高温蒸汽的进气流场模拟方法和技术研究[2]。基于典型发动机高温蒸汽发生装置结构特点，进行高温蒸汽吸入条件下的空气-水蒸气-水三相流体数值仿真，掌握不同高温蒸汽注入方式对典型截面温度分布的影响规律。2）吸入高温蒸汽试验设备设计。以仿真方案为目标，进行2种高温蒸汽吸入试验设备的设计。第一种是真实模拟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及压力条件。第二种是使舰载机发动机强制吸入所有高温蒸汽。本次2种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设计，提出航空发动机吞高温蒸汽进气条件模拟试验方法，建立规范体系。到目前为止，已经满足了3种型号国产发动机的高温蒸汽吸入要求，为发动机后期性能优化提供了重要参考。

3 第一种吸入方式试验设备设计

3.1 航母上蒸汽弹射使用环境

第1种蒸汽吸入方式是真实模拟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及压力条件。通过与舰船、飞机协调，舰载飞机弹射起飞弹射历程全长94.5 m，泄漏蒸汽滑轨缝隙宽度为37.7 mm，飞机弹射前，起落架距滑轨起始端距离约2.4 m。泄漏槽起始位置轴向距进气道唇口2 400 mm，侧向距进气道中心1102mm，位于进气道下方950 mm。蒸汽泄漏起始点在飞机起落架接地点后160 mm（以下简称泄漏起始点）。弹射开始后，泄漏蒸汽滑轨缝隙长度为滑轨起始端至泄漏起始点。地面台架无法真实模拟97 m弹射器长度，且真实弹射过程中发动机每个时刻（弹射到不同位置时）仅能吸入部分长度泄漏的高温蒸汽。为确定弹射过程中可能被进气道吸入泄漏蒸汽的缝隙长度，该文进行了以进气道、滑轨缝隙为对象的数值计算[3]。

3.2 蒸汽泄漏槽设计

当高温、高压蒸汽从来流管道注入泄漏槽时，为避免泄漏槽中蒸汽泄漏轴向分布不均匀、气流速度过大，并尽可能接近实际情况，该文以数值计算进行分析，确定在蒸汽泄漏槽中以管道模拟汽缸，管道直径为200 mm，外加腔体模拟弹射槽，腔体截面为500 mm×500 mm，腔体长度为4 100 mm。中心管道上开长条孔模拟密封带泄漏，长条孔流通有效面积大于中心管道截面，周向分布7个孔，每个长条孔宽为10 mm，孔总长500 mm。结构及速度场如图1所示。

3.3 试验器方案设计

高温蒸汽由蒸汽锅炉产生。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，由泄漏槽模拟从弹射器的缝隙中泄漏出，被发动机吸入。

第一种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。本次试验需要设计2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，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2 000 mm，试验时将蒸汽泄露槽固定在发动机进气道正下方。模型图如图2所示。

3.4 试验器泄露仿真计算

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）进行了流场仿真计算，计算仿真涵盖温度、压力2个参数（因篇幅有限，该文未展示出其余状态流场分布图）。经计算，起飞状态时飞机进气道压力约为95 kPa（绝对压力），其温度、压力流场如图3所示。

由以上仿真结果可以看出，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。

4 第二种吸入方式试验设备设计

4.1 试验喷嘴设计

第2种试验方案是使舰载机发动机强制吸入所有高温蒸汽。在发动机进气道出口前1 400 mm位置处布置高温蒸汽喷口管道，其中管道由周向6个方向均匀布置，每个方向管道由5个高温蒸汽喷口，沿管道方向间隔80 mm。为通过控制不同位置喷嘴来控制该喷嘴的出口蒸汽流量，进而在发动机进气道内部形成不同的温度分布畸变区，需要对每个不同位置的喷嘴进行命名，以表区分，具体命名规则如下：沿发动机进气方向看过去，将竖直向上方向的管道记为A，顺时针方向分别给每根管子命名为B、C、D、E和F，每根管子上从发动机中心位置到发动机内壁面处的喷嘴分别记为1、2、3、4和5。其喷嘴如图4所示。

4.2 喷嘴强度计算

4.2.1 振动特性分析

将喷管简化为一端固支一端简支梁[4]，对固有频率进行分析。固有频率的计算如公式（1）所示。

式中：E为弹性模量，ρl为单位长度的质量，Ia截面惯性矩，l为杆梁的长度。an为振型常数。固有频率计算过程及结果见表1。

表1 固有频率计算过程及结果

4.2.2 静强度计算

静强度考虑喷口反冲载荷，并考虑流量稳定段，取进入发动机的蒸汽流量1.1 kg/s，并利用冲量公式，如公式（2）所示。

其流量，如公式（3）所示。

可得反冲力载荷公式，如公式（4）所示。

式中：ρ为流体密度，6.9kg/m3，A为流道总面积，0.0000739m2。带入数据可得6根喷管总载荷为2373N，单个喷管载荷仅为79N，不存在断裂风险。

4.2.3 结论

喷管1阶固有频率为924Hz远超发动机基频，发生共振断裂的风险较小；喷管承受的反冲载荷仅为79N，远远低于金属结构承载能力，不存在发生静力断裂的可能性。

4.3 试验仿真计算

发动机强制吸入高温蒸汽试验在进气道AIP截面的仿真结果（2种吸入蒸汽温度，分别为200 ℃和150 ℃）如图5和图6所示。

可以看到随着温度降低，AIP界面温度整体都有所降低，但降低并不多。分析原因如下：进气道流场中的局部高温畸变是由高温蒸汽与空气之间的换热引起的，其中由温差导致的换热和导热热量并不高，绝大多数都是由蒸汽液化而释放的大量热量，占总换热量的90%左右，因此出口蒸汽的温度下降时AIP界面温度有所下降，但没有改变截面温度总体高、低温区的分布规律，其结果仍主要与喷嘴出口蒸汽流量分配有关[5]。

5 结语

该文的2种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试验装置和强制吸入高温蒸汽的试验装置。该蒸汽发生装置集流量控制、压力控制和温度控制于一身，能够满足发动机高温蒸汽吸入的试验条件。为国内首次进行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。以该试验器为依托的蒸汽吸入试验是国内首次进行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，为国产舰载机用发动机的研制提供了数据支撑。