甲板风及偏流板角度对舰载机尾流的影响

摘 要：为了解甲板风及偏流板偏转角对航空母舰舰载机发动机尾流分布的影响，以国外舰载机发动机尾喷口和航空母舰偏流板为研究对象，采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型，借助计算流体力学技术对该舰载机发动机尾流场进行了数值模拟研究。结果表明：尾流场中的高温高速气流主要分布在偏流板与尾喷口之间的区域，随着偏流板偏转角由50°减小为40°，尾流向上偏转的效果随之减弱，且流线的展向分布范围减小，偏流板两侧的非安全区域由31.9 m减小为20.2 m，而偏流板后方的非安全区域则由13.5 m增大为19.4 m;随着甲板风速由0 m/s增大为15 m/s，偏流板后方的非安全区域由17.5 m增大为53.1 m，偏流板两侧的非安全区域由32.4 m减小为17.8 m。数值仿真结果可以用来指导航空母舰飞行甲板上工作人员的安全作业以及舰面设备布局的优化。

关键词：舰载机;偏流板;尾喷流;尾流场;安全区域;航空母舰;数值仿真

中图分类号：TJ760; E925.671

文献标识码：A

文章编号：1673-5048（2022）04-0110-09

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0061

0 引 言

航空母舰是以舰载机为主要作战武器的大型水面战斗舰艇。航空母舰的发展是多种科学技术交叉应用并与基础工业相结合的产物，体现了一个国家的军事发展水平。

舰载机能否在航空母舰甲板上安全可靠地起降将会影响航空母舰的作战效能，进而影响作战任务的完成程度及效率。舰载机起飞时，尾喷管喷出的高速、高温燃气将影响飞行器本身的气动力性能，还包括尾喷管附近很大区域内的人员和设备^[1]。因此，在航空母舰甲板上通常用偏流板来改变燃气方向，使高速、高温气流沿偏流板向上进入大气环境中，从而保护相关人员及设备^[2]。

目前，国内外学者已经针对偏流板开展了大量研究工作。Wadley等^[3]探索研究了偏流板隔热层的结构。Worden等^[4]对不同距离和偏转角下偏流板周围的噪声进行了研究。马彩东等^[5]研究了不同偏转角对偏流板周围流场的影响。高扬^[6]采用数值模拟方法研究了偏流板与尾喷管出口距离、偏流板偏转角对尾喷流场的影响。何庆林等^[7]采用数值模拟方法研究了舰载机尾喷流被偏流板偏转后的流场分布状况。李昶等^[8]对新型偏流板装置及其拓扑优化进行了总结研究。张群峰等^[9]、崔金辉等^[10]分析了偏流板回流对舰载机进气道温升的影响。赵留平^[11]研究了随马赫数增加的发动机尾喷流对偏流板的冲击特性。郭凯等^[12]研究了带折角偏流板对超声速尾喷流的影响。黄丹青等^[13]研究了不同偏流板侧转角对回流的影响规律。要保证偏流板装置发挥最大效用，必须了解尾喷管高速、高温气流在不同外部风速及偏流板偏转角下的分布状况，但目前国内外研究机构关于这方面的研究鲜有报道，大多数研究仍然只针对不考虑偏流板时的发动机射流尾流场^[14-20]。

本文的研究对象为国外航空母舰固定翼舰载机起飞时的尾喷气流，采用计算流体力学方法进行数值仿真，数值离散方法为有限体积法，控制方程为三维雷诺平均Navier-Stokes 方程，湍流模型采用k-ε模型。开展甲板风及偏流板角度对舰载机尾流的影响，可以得到舰载机尾喷流在偏流板周围的温度、速度分布，从而明确飞行甲板上人员和设备的安全作业区域。同时，还可以得到不同状态下的偏流板表面温度分布，不仅可以帮助作业人员制定科学合理的偏流板升降操作规程，还可以为偏流板设计提供可靠的理论依据。

1 数值仿真

1.1 物理模型

本文所研究的物理模型如图 1所示，包括舰载机发动机尾喷口、航空母舰飞行甲板和偏流板，发动机尾喷口正对偏流板。真实航空母舰的舰面环境比较复杂，本文在保证对数值仿真结果影响不大的前提下，将航空母舰飞行甲板简化为一个矩形平面，并将偏流板简化为一块整体均匀的矩形平板。

发动机尾喷管为收缩扩张型圆口喷管，喷管入口直径为720 mm，喉道直径为600 mm，出口直径为630 mm，收缩段长度为250 mm，扩张段长度为400 mm。偏流板尺寸为8 500 mm×4 800 mm×190 mm。偏流板和飞行甲板的交线与尾喷管出口的流向距离为10 m。两个尾喷管中心线的间距为1 200 mm。尾喷管出口中心与飞行甲板的距离为1 800 mm。

1.2 仿真模型

舰载机两个发动机的展向对称面并不与偏流板的展向中心面重合，数值模拟采用全模计算。外部来流入口边界设定为压力远场边界，压强为1个标准大气压，温度为288 K，来流速度的大小与方向给定;其他外边界均设定为压力出口边界，压强为1个标准大气压，温度为288 K;飞行甲板面、偏流板表面、发动机尾喷管表面均设定为绝热无滑移固壁边界;发动机处于最大工作状态，尾喷管入口边界设定为压力入口边界，总压为200 kPa，总温为2 050 K。

采用ICEM CFD软件对仿真模型进行结构化网格划分，计算域长度为90 m，宽度为50 m，高度为15 m。发动机尾喷管内部流动单独生成O型计算网格，外部自由流另外生成计算网格，两套网格合并，发动机尾喷管出口面定义为交界面，生成的计算网格如图2所示。飞行甲板、偏流板、发动机尾喷管壁面附近网格设置边界层，第一层网格高度为0.1 mm，边界层网格尺寸呈指数增长，增长率为1.2。发动机尾喷管下游和上游逐渐由细网格过渡到外场的粗网格，尾喷管内壁面向尾喷管中心逐渐由细网格过渡到较粗网格，整体网格数目约为1 400万。

1.3 控制方程

舰载机发动机尾流场存在喷流与自由流的掺混过程，其气体成分比较复杂。对该流动问题进行简化假设：（1）燃料完全燃烧，喷管内为纯气相流动，且尾气为理想气体;（2）忽略高温尾气对喷管壁面的传热作用;（3）不

1.4 湍流模型

在尾喷管内流场和尾流场中，流动具有很强的湍流特征。应力张量式（3）中的粘性系数涉及到湍流粘性系数，需要通过湍流模型求得。本文采用k-ε湍流模型。

在直角坐标系下，标准k-ε湍流模型的通用控制方程如下：

这些系数来自于实验结果，并在剪切流动、边界层流动、混合层流动的各向同性网格湍流的模拟中得到验证，已经被广泛应用在各种壁面和自由剪切流的数值模拟中。

1.5 数值方法

本文数值计算采用的是ANSYS公司开发的大型商业Fluent软件。该软件采用有限体积法将非线性偏微分方程组变为网格上的线性代数方程组，然后求解线性方程组得到流场的解。Fluent软件的求解器分为两种：一种是基于压力的求解器，通常针对低速、不可压缩流动，将动量方程与压力方程分离求解;另一种是基于密度的求解器，通常针对高速、可压缩流动，直接求解耦合的方程组。舰载机发动机尾喷流是高温、高速、可压缩气体，故本文采用基于密度的求解器，控制方程的空间离散采用Roe-FDS通量分裂方法^[21]，离散格式为二阶迎风格式，时间离散采用Gauss-Seidel隐式格式^[22]。

2 舰载机尾喷流的数值仿真

当发动机尾喷流被偏流板遮挡后，高温、高速气流会流向偏流板上方及两侧。本文依据舰载机发动机尾喷管和航空母舰偏流板的实物构造物理模型，结合发动机最大工作状态的尾喷管条件，进行数值仿真研究，关注偏流板偏转角度和甲板风两个影响因素。

为了验证数值方法的有效性，将发动机自由喷流情况下的数值仿真结果与实验结果进行对比验证，图3所示为尾喷管轴线上的速度分布。从图中可以看出，数值计算的速度与实验结果变化趋势一致，大部分区域吻合良好，最大误差不超过10%，证明了数值方法的有效性与准确性。

在数值仿真中，当网格数目达到一定数量时，计算结果将不再随网格数目的增加而变化，这就是网格无关性。本研究的数值仿真网格数量约为1 400万，为进行网格无关性验证，另外生成了一套加密网格，网格数量约为2 400万。图4为某一工况下用两套网格计算得到的发动机尾流的总温沿尾喷管中心线的分布，可以看出，两条曲线几乎重合，尤其是尾喷管出口到偏流板之间的部分曲线，说明1 400万的网格已经满足仿真需求。

2.1 偏流板偏转角的影响

当前，国外多型航空母舰的偏流板偏转角为50°。为考察偏流板偏转角对舰载机发动机尾喷流的影响，这里考虑将偏流板偏转角减小至45°和40°，设定外部风速为0 m/s，数值模拟偏流板偏转角分别为50°，45°和40°三种情况下的发动机尾喷流场，图5～6分别给出了三种偏流板偏转角下发动机尾流流线的流向分布和展向分布。由图5可知，舰载机发动机尾喷管的高速气流离开喷管出口后速度逐渐降低，冲击偏流板后气流向上偏转，在偏流板剪切作用下，气流几乎是沿着与板面平行的方向

前进。因此，随着偏流板偏转角由50°减小为40°，发动机尾流在流向上所受的阻挡作用变小，气流向上偏转的效果随之减弱。在固定的发动机尾喷管入口条件下，尾流的总流量是固定的，当气流在流向受到限制后，展向流动就会得到发展。由图6可知，两个尾喷管的流线分布基本上是平面对称的，当偏流板偏转角为50°时，流线的展向分布在距甲板15 m高度处可达对称面两侧16 m;当偏流板偏转角为45°时，这个距离减小为14 m;当偏流板偏转角为40°时，这个距离进一步减小为12 m。因此，随着偏流板偏转角的减小，流线的展向分布范围随之变小，说明高速尾流经偏流板作用后的展向影响区域减小。

图7给出了三种偏流板偏转角下发动机尾流作用在偏流板上的总温分布，总温的最大值分布在两个喷口所对应的板面位置，而且高温区域分布面很广，从板面区域一直延伸到了板面上缘。因此，在偏流板工作过程中，一定要做好防高温处理和散热工作。当偏流板偏转角为50°时，偏流板表面温度均大于400 K。随着偏转角的减小，低温区逐渐出现在偏流板下缘，当偏流板偏转角为40°时，偏流板下缘小部分区域的温度可以低于300 K。

图8为三种偏流板偏转角下发动机尾喷管后50 m范围内中心轴线上的总温和速度分布。从图中可以发现，两个发动机产生的尾喷流是一致的，总温和速度均自喷口后2～3 m开始沿轴线显著下降，在靠近板面区域下降变得平缓。在偏流板背部，温度和速度均与外界环境保持一致，说明尾喷流对偏流板背部的喷管轴线区域几乎没有影响。总温和速度的分布曲线仅在偏流板前方约3 m范围内的小部分区域上存在差异，表明尾喷口与偏流板之间的高温高速气流只在该小部分区域受到偏流板偏转角的影响。

由于图8中发动机尾喷流物理量自喷口后2～3 m开始沿轴线显著下降，直到靠近距离喷口约10 m的板面区域下降变得平缓，所以取与尾喷口中心轴线处于同一水平面内、距喷口距离为2 m， 5 m和10 m的三条横向直线，这三条直线上尾喷流的总温和速度分布如图9所示。由图可见，总温和速度分布呈现两个峰值，对应喷口中心轴线位置，随着距喷口距离的增大，峰值逐渐减小，这符合圆射流物理特性的分布规律。距喷口距离为2 m和5 m时，不同偏流板偏转角下的总温和速度分布曲线近乎重合;而距喷口距离为10 m时，在偏流板偏转角为50°条件下，总温和速度在距两个喷口中心距离为12～15 m左右时接近于周围环境的总温和速度。当偏流板偏转角减小为45°时，这个距离减小为8～10 m;当偏流板偏转角进一步减小为40°时，这个距离减小为5 m。再次说明高速尾流经偏流板作用后的展向影响区域随着偏流板偏转角的减小而减小。