0 引言
舰载机起飞作业时，燃气射流冲击喷气偏流板后扩散的高温、高压和高速气流不仅会造成发动机喘振、舰员和设备灼伤，还会影响待飞舰载机的停放面积及作业安全。为提高舰机适配性及舰载机出动效率，航母采用喷气偏流板将舰载机燃气射流向上引导。在喷气偏流板的应用中主要有三个关键问题。第一，当偏流板隔热涂层发生损坏，其底板框架温度达210 ℃时，射流冲击会造成框架不可逆的塑性变形，从而无法承受发动机尾焰的推力载荷和待飞舰载机的滑行载荷，因此，在进行喷气偏流板设计时，需确定其所能承受的推力和高温，这就需要准确掌握舰载机发动机燃气射流的速度、压力和温度等流场参数。第二，从舰载机在偏流板前开启全加力到滑跃或弹射离去的3.5 s内，射流场特性将发生巨大变化，环境温度和来流速度的变化给待飞舰载机和甲板人员带来巨大威胁。由于甲板空间有限，因此在保证舰载机及甲板人员安全的前提下，舰载机与喷气偏流板的距离应遵循最小化原则进行布局，以保证飞行甲板具有较高的空间利用率。第三，舰载机滑跃或弹射起飞时，在舰载机与喷气偏流板距离固定的前提下，为防止极端声振和燃气射流折回损伤舰载机尾部，还要对喷气偏流板的倾斜角度进行布局控制。对于发动机尾喷口与喷气偏流板表面距离，美国设计为5.7 m，俄罗斯设计为3.1 m；对于喷气偏流板工作时升起角度，美国设计为50°，俄罗斯设计为45°。我国航母喷气偏流板的工况比美国和俄罗斯均严酷许多，如发动机射流温度、速度、冲击力等数值更高，因此，为获得喷气偏流板的最佳布局，需要深入研究燃气射流的冲击特性和规律。
对于各型号舰载机和不同倾斜方式的偏流板，最佳机板距离也不尽相同，因此，在进行喷气偏流板布局设计时，应基于大量的舰载机燃气射流数值计算与实测结果，不宜直接参考美国、俄罗斯等国现有的布局设计。目前，国内外学者主要采用实验方法、解析方法和数值分析方法开展燃气射流的冲击效应研究。实验方法主要是基于粒子图像测速法(PIV)和激光多普勒测速法(LDV)等测试技术，利用相似性原理，以小比例尺寸模型作为实验对象进行实验，但实验过程周期长，成本高，易受尺度效应、外界干扰等因素的影响。对于几何形状相对复杂的物理模型，当几何相似和动力相似矛盾时，通常难以获得准确数据，且较难直观和准确地反映冲击射流的真实情况[1-2]。解析法是通过简化和假设固体边界的限制影响对发动机尾喷管射流建立数学模型的方法，该方法忽略了冲击射流的湍流效应、流动黏性和壁面干扰等因素，使得计算结果与实验数据有较大偏差[3-5]。相比之下，采用基于雷诺时均纳维斯托克斯(RANS)方程的数值计算方法求解燃气射流的冲击效应更为有效，且可获得更加详尽的流场信息。
由于超声速冲击射流具有高温、高压和高速的特点，因此数值计算主要存在两个难点：一是超音速冲击射流具有复杂的几何模型和流动特性，数值计算对初场敏感，对偏离实际物理场的初始场会造成计算难以收敛，甚至计算之初就出现发散现象的情况；二是要捕获含有激波和膨胀波的精细流场信息，需要采用高精度离散格式，选取合适的湍流模型和边界条件，计算耗时长，占用内存大。因此，国内外学者通常采用二维数值计算模型开展研究[6-8]，但二维数值计算结果流场信息有限，无法分析发动机射流对喷气偏流板各向异性的冲击效应。部分学者采用三维数值模型对发动机燃气射流的冲击过程进行了模拟，但均未考虑射流的热冲击效应[9-10]。国内外相关研究主要集中在火箭发动机燃气射流的冲击效应研究领域[11-12]，而关于舰载机起飞过程中发动机燃气射流冲击效应的研究甚少，少数这方面研究仅是探索喷气偏流板抗冲击性能的数值计算方法，而未能全面分析喷气偏流板布局对周围环境、发动机进气道温升和传热特性的影响[13-14]。本文运用有限体积法，采用分区混合网格方案，结合RANS方程和SST(shear-stress transport)k-ω湍流模型对喷气偏流板不同布局下燃气射流的冲击效应进行三维数值模拟,并基于喷气偏流板布局对燃气射流冲击效应的影响分析，确定燃气射流的流场特性、喷气偏流板的最佳布局以及甲板人员和设备的活动危险区域。
1 数值计算方法
1.1 数值计算模型
本文采用某型舰载机双涡扇发动机尾喷管作为燃气射流的来源，该舰载机具有推力大、耗油率低、噪声小及使用寿命长的特点，其结构尺寸如图1所示[15]。
图1 舰载机双发动机结构尺寸
Fig.1 Structural dimensions of twin engines for air vehicle
采用我国某型海水冷却式喷气偏流板作为舰载机燃气射流的偏流装置，其偏流板组件由一系列冷却面板和底板组件组成，如图2所示[16-17]。发动机尾喷管距离地面高度1 957 mm，双发动机尾喷管之间距离为2 400 mm。发动机全加力状态下，其尾喷管入口处压力为270 100 Pa，温度为2 200 K。
图2 喷气偏流板装置计算模型
Fig.2 Computational model of a jet blast deflector device
采用可压缩流体RANS方程组作为求解燃气射流冲击效应的控制方程。其中，质量方程为
(1)
动量方程为
(2)
能量方程为
Sa+ρfiui
(3)
式中，xi、xj、xl为位移分量；ui、uj、ul为速度分量；i、j、l取值
为雷诺应力；u′i、u′j分别为ui、uj的脉动速度；μ为流体动力黏度；p为静压；δij为克罗内克算子；hi为静焓；H为总焓；Jij为扩散质量通量；Sa为因表面反应、辐射等引起的外热源；τij为黏性力张量；fi为单位质量的质量力；ρ为流体密度；qj为热通量。
MENTER[18]建立的SST k-ω湍流模型将k-ω模型在近壁区的鲁棒性、精确性与k-ε模型在远场自由流动的无依赖性相结合，用于表示RANS方程中的雷诺应力。SST k-ω模型从近壁边界层的标准k-ω模型逐渐转变为外部边界层的高雷诺k-ε模型，与标准k-ω模型相比，除了使用的湍流常数有所不同外，还增加了横向耗散导数项，且在湍流黏度定义中考虑了湍流剪切应力的输运过程[19-21]，因此，SST k-ω湍流模型适用于带逆压梯度的流动计算、翼型计算、跨音速激波计算等。根据Boussinesq假设，SST k-ω湍流模型输运方程为
(4)
Gω-Yω+Dω
(5)
其中，k为湍动能;ω为比耗散率；Γk、Γω分别为k和ω的有效扩散项；Gk、Gω分别为由平均速度梯度所产生的湍动能和涡量脉动强度；Yk、Yω分别为由湍流所引起的k和ω的湍流耗散项；Dω为ω的交错扩散项。具体表达式为
(6)
Gk=min(μtS2,10ρβ*kω)
(7)
(8)
Yk=ρβ*kω
(9)
Yω=ρβiω2
(10)
(11)
式中，α为常数；νt为运动黏度；σk、σω分别为k和ω的湍流普朗特数；μt为湍流黏度系数；S为表面张力系数；F1为混合函数；β*、βi、σω,2为常数。
计算域大小为25 m×15.540 m×35.992 m，坐标系定义如下：X轴指向下游，Y轴垂直向上，Z轴符合右手系指向左舷，坐标原点位于喷管出口截面、甲板面和计算域右舷侧面的交点。偏流板在甲板上的坐标位置为(X，Z)=(5 m，13.497～22.495 m)。计算域边界设定为压力入口、压力出口和壁面边界等，如图3所示。
图3 舰载机发动机燃气射流流场计算域
Fig.3 Computational domain of gas jet flow field of air vehicle engine
(1)压力入口。双发动机喷管的入口设定为压力入口，基于伯努利方程给出总压371 425 Pa和总温2 200 K；喷管出口处的外围截面也设置为压力入口，给定环境压力101 325 Pa和环境温度300 K。
(2)压力出口。在计算域径向截面及距离发动机喷管出口25 m的轴向截面处，赋予静压分布101 325 Pa和环境温度300 K。
(3)壁面边界。考虑黏性影响，双发动机喷管和喷气偏流板的表面以及甲板面定义为不可滑移壁面，并根据材料属性给定传热系数。
1.2 数值求解方法
根据发动机和喷气偏流板的结构特点以及燃气射流的冲击效应，计算域采用分区混合网格划分方案，将整个计算域分为三个流域：舰载机发动机内部流域、喷气偏流板外部流域和剩余其他流域。除喷气偏流板外部流域采用非结构网格外，其他两个流域采用结构网格，整个计算域采用尺寸函数控制网格疏密程度[22-23]，这样既可增强计算网格对发动机和喷气偏流板复杂外形的适应性，又能在保证计算精度的情况下减少网格数量。
针对燃气射流冲击流场的一系列非线性偏微分控制方程，首先应用有限体积法在计算网格中进行离散，流动方程、湍动能方程以及湍流耗散率均采用二阶迎风格式进行离散，离散过程中采用基于密度的可压缩流耦合隐式算法，同时求解连续方程、动量方程和能量方程。离散的代数方程组使用Gauss-Seidel法和代数多重网格法(AMG)进行联合迭代求解。根据线性稳定性理论，库朗数随迭代步数从0.5不断调整至4，收敛判据设定为0.000 1。在计算过程中基于总压梯度值对网格进行两次自适应优化。该数值方法在单发动机射流速度计算值与试验数据的对比中得到了较好的验证，最大误差为5.55%[24]，试验装置如图4所示。由于耦合隐式算法占用内存大，且模型计算域尺寸大，计算域网格数量多达2 255 664个，故申请应用国防科技大学天河超级计算机的9个计算节点72核对12个计算模型分别进行数值计算，每个计算模型耗时10 h成功收敛。
图4 单发动机射流试验测试装置
Fig.4 Testing device for single-engine gas jet
舰载机发动机主要有全加力状态、过渡状态、额定状态和慢车状态，其中全加力状态时尾喷管处的速度、压力以及温度等都处于最大值，此状态最为危险，计算工况也最为复杂，因此，本文以全加力状态进行数值计算研究，针对发动机与偏流板不同距离d(3 m，5 m，7 m)以及偏流板不同倾角θ(30°，45°，60°，75°)的12种工况布局开展射流冲击效应的三维数值模拟。
2 数值计算结果与分析
2.1 喷气偏流板抗冲击性能的对比与分析
舰载机燃气射流经转折后的扩散和冲击强度与偏流板的倾斜角度、偏流板距发动机的距离等因素有关。偏流板组件表面所承受的射流温度、速度和压力对偏流板装置的热辐射范围、气流动力冲击和局部弹性力学特性有较大影响，高温回流经过舰载机底部向前流动致使进气道附近区域温度升高，高温气体被进气道吸入会对发动机造成不良影响，甚至导致发动机喘振。通过对偏流板12种布局下数值计算后的温度场、速度场、压力场和尾喷管周围截面温升进行分析，可以得到射流冲击不同布局偏流板的作用规律。
图5～图7列举了偏流板与航母甲板不同倾角情况下，偏流板与舰载机发动机不同距离时的总温分布云图、速度分布云图和总压分布云图，从中可以看出：
(a)d=3 m时各倾角状态
(b)d=5 m时各倾角状态
(c)d=7 m时各倾角状态
图5 喷气偏流板不同布局下的温度分布
Fig.5 Temperature distribution of jet blast deflector at different layouts
(a)d=3 m时各倾角状态
(b)d=5 m时各倾角状态
(c)d=7 m时各倾角状态
图6 喷气偏流板不同布局下的速度分布
Fig.6 Velocity distribution of jet blast deflector at different layouts
(1)偏流板的高温、高速和高压核心区域主要集中在舰载机燃气射流正对位置的周围区域，且整个偏流板都承受了高温、高速和高压，这是由于偏流板对射流的转折引射作用以及两股射流在偏流板上的对流，在偏流板上形成两个圆形和一个条状的局部滞止区域，该区域是偏流板上承受燃气冲击最严重的部位。
(2)随着偏流板与舰载机发动机距离的增大，偏流板的高温、高速和高压核心区域逐渐扩大，温度有所降低；随着偏流板与航母甲板倾斜角度的增大，偏流板的高温、高速和高压核心区域逐渐下移，总温、速度和总压有所增大。
(3)由于偏流板对舰载机燃气射流的偏流和阻滞作用，偏流板前方和两侧的总温、速度和总压也比较高，这会对舰员和设备造成一定的威胁。
(a)d=3 m时各倾角状态
(b)d=5 m时各倾角状态
(c)d=7 m时各倾角状态
图7 喷气偏流板不同布局下的压力分布
Fig.7 Pressure distribution of jet blast deflector at different layouts
图8 双发动机尾喷管出口温升及最大热流密度曲线
Fig.8 Temperature rise and maximum heat flux density curve at the exit of twin-engine tail nozzle
利用发动机尾喷管周围截面温升畸变指数中的面积加权平均温升ΔTav(ΔTav=Tav-T0)来描述高温回流的影响，其中，T0为环境初始温度，Tav为发动机出口周围截面的平均温度。图8显示了喷气偏流板在不同布局下双发动机尾喷管周围截面平均温升值，截面大小等于喷气偏流板面积。总体上而言，随着偏流板倾角θ和偏流板距发动机距离d的增大，平均温升值不断增大，这是因为反射回流的流量增多，回流速度增大，回流所携带的总热量增多。其中，距离为5 m时平均温升值增大比较平缓；距离为3 m时，偏流板倾角由60°增大至75°的过程中，结合图5～图7的流场特性分布可见，因偏流板的折射作用，其平均温升发生突增。
图8还给出了偏流板不同布局下的最大热流密度值，热流分布在偏流板的射流冲击区域，这是换热最为强烈的区域，图中数值表示偏流板吸收燃气射流的热量。随着距离的减小，射流对偏流板的冲击作用增大，换热表面的速度梯度增大，边界层变薄，导致射流与偏流板间的换热作用加强，每2 m平均增大值为3 588 W/m2。随着倾角的减小，射流冲击滞止点上移，偏流板对射流的阻碍作用减弱，导致射流与偏流板间的换热有所减弱，每15° 平均减小值为2 817 W/m2。可以看出，偏流板倾角可引起偏流板上的热流密度分布改变，是影响燃气射流与偏流板传热特性的主要因素。
从偏流板不同布局下的流场特性看，在偏流板与发动机距离为5 m、倾角为45°时，偏流板的温度、速度和压力分布最均匀，偏流板在这个布局时的流线图趋于完美，发动机尾喷管周围截面温升小，几乎没有任何回流，有利于偏流板将燃气射流向上方和向舷外引流，如图9所示。此时高温、高速和高压核心区集中在偏流板的中上部，即偏流板背面的连杆支点区域，这有利于偏流板将燃气射流向上引流，且能够有效降低偏流板相对于连杆支点的转矩。若偏流板倾角减小，偏流板上的高温、高速和高压核心区会超出偏流板上沿，既不利于偏流板后方舰载机的安全，也会出现偏流板所受冲击力和力矩不断增大的现象，如表1所示。若偏流板倾角增大，偏流板高温、高速和高压核心区位于偏流板中心，会导致偏流板温度、速度和压力增大并向四周扩散，造成偏流板热辐射区域增加且前方回流现象严重。虽然偏流板在同一倾角下所受的冲击力和冲击力矩变化不大，但偏流板与发动机距离减小，偏流板表面核心区承受的温度、速度和压力过高，局部冲击较大，有可能导致冷却面板的热烧蚀和结构损伤；若偏流板与发动机距离增大，发动机燃气射流在偏流板上的高温、高速和高压核心区过大，增大了射流冲击的热辐射区域，不利于甲板空间的充分利用。
图9 喷气偏流板最优布局射流流线
Fig.9 Streamline of jet blast deflector’s optimal distribution
表1 喷气偏流板不同布局下所受的冲击力和力矩系数
Tab.1 The impact force and moment coefficient of jet blast deflector in different layouts
倾角(°)d=3mX轴向力(kN)-Y轴向力(kN)阻力系数力矩系数d=5mX轴向力(kN)-Y轴向力(kN)阻力系数力矩系数d=7mX轴向力(kN)-Y轴向力(kN)阻力系数力矩系数3085.60521.188.6112.7686.17523.528.6513.0789.89531.218.7813.6245153.24415.827.228.88146.08411.967.129.17144.48410.987.109.6360209.05336.286.457.39211.54338.716.517.57212.46340.186.547.8375275.42267.796.266.57266.93266.756.156.58270.27268.366.216.84
2.2 喷气偏流板危险区域的对比与分析
喷气偏流板在不同布局下受到燃气射流冲击后的周围环境危险区域差异较大，为便于航母甲板上设备的安全存放和舰员的安全活动，有必要对燃气射流冲击中的温度场和速度场的危险区域进行对比分析，以进一步选择最优布局提高航母飞行甲板的利用率。同时，根据喷气偏流板危险区域的分布规律，可以对喷气偏流板进行优化设计，以减小或消除燃气射流对喷气偏流板周围环境的影响。
2.2.1 燃气射流冲击下舰载机的危险区域
舰载机发动机的高温、高速燃气射流在冲击偏流板后对甲板上的其他舰载机来说存在两种风险，一是高温、高速燃气射流受到偏流板的反射会吹动或烧损准备起飞的舰载机，导致舰载机起飞失败；二是高温、高速燃气射流越过偏流板会吹动或烧损后方待起飞的舰载机，严重影响舰载机的停放安全性。舰载机通常最高可承受150 ℃的温度，图10显示了喷气偏流板在12种不同布局下，舰载机发动机全加力时整个计算域内150 ℃的静温等值面。从图10中可看出，在偏流板倾角θ=30°时，偏流板后方停放的舰载机会被严重烧损；在θ=60°和θ=75°时，偏流板前方准备起飞的舰载机机尾会被烧损；而在 θ=45°时，偏流板周围的温度环境较好，高温燃气射流主要被偏流板向上引射。对比θ=45°时三种不同距离下的流场环境可以看出，在d=5 m时，高温燃气射流辐射范围最小，不会损伤前方或后方的舰载机。
(a)d=3 m,θ=30° (b)d=5 m,θ=30° (c)d=7 m,θ=30°
(d)d=3 m,θ=45° (e)d=5 m,θ=45° (f)d=7 m,θ=45°
(g)d=3 m,θ=60° (h)d=5 m,θ=60° (i)d=7 m,θ=60°
(j)d=3 m,θ=75° (k)d=5 m,θ=75° (l)d=7 m,θ=75°
图10 喷气偏流板不同布局下150 ℃静温等值面
Fig.10 Isothermal surface of 150 ℃ in jet blast deflector’s different layouts
舰载机通常最高可承受16级台风，16级台风风速为51 m/s。图11显示了喷气偏流板在12种不同布局下，舰载机发动机全加力时整个计算域内51 m/s的速度等值面。可以看出，在θ为30°、60°和75°时，偏流板前方或后方的舰载机会被高速燃气射流吹动；而在θ为45°时，偏流板周围的速度环境较好，高速燃气射流主要被偏流板向上引射，其中在d=5 m、θ=45°时，高速燃气射流辐射范围最小，不会吹动偏流板前方或后方的舰载机。
2.2.2 燃气射流冲击下甲板人员的危险区域
基于上述对燃气射流冲击中舰载机危险区域的对比分析，重点对偏流板倾角为45°时的布局情况开展人员危险区域的对比分析。舰载机发动机燃气射流在偏流板转折引射后所辐射的高温燃气容易使航母甲板上人员烫伤。根据医学实验，人类在温度超过116 ℃时难以呼吸和忍受[25]。图12显示了喷气偏流板在45°倾角下、不同距离时，舰载机发动机全加力时整个计算域内116 ℃的静温等值面。从图12中可看出，偏流板两侧、前侧和后侧均存在高温危险区域。相比较而言，在d=5 m、θ=45°时，高温燃气射流辐射所形成的人员危险区域最小。此时，偏流板正后方相对比较安全，后方两侧的高温危险区域是由于涡流的存在所形成的。根据计算结果，航母甲板人员的高温燃气危险区域如下：偏流板与发动机之间及偏流板后方11.2 m(X轴：0～16.2 m)，偏流板两侧各11.2 m(Z轴：6.8～29.2 m)。
(a)d=3 m,θ=30° (b)d=5 m,θ=30° (c)d=7 m,θ=30°
(d)d=3 m,θ=45° (e)d=5 m,θ=45° (f)d=7 m,θ=45°
(g)d=3 m,θ=60° (h)d=5 m,θ=60° (i)d=7 m,θ=60°
(j)d=3 m,θ=75° (k)d=5 m,θ=75° (l)d=7 m,θ=75°
图11 喷气偏流板不同布局下51 m/s速度等值面
Fig.11 Isovelocity surface of 51 m/s in jet blast deflector’s different layouts
舰载机发动机的冲击射流在偏流板转折引射后所辐射的高速燃气也容易吹走航母甲板上的人员，从而造成非战斗减员。根据气象数据，人类在9级以上风速下会被吹走，9级风速为20.8 m/s[26]。图13显示了喷气偏流板在45°倾角下、不同距离时，舰载机发动机全加力时整个计算域内20.8 m/s的速度等值面。从图13中可以看出，偏流板的两侧、前侧和后侧均存在高速危险区域。相比较而言，在d=5 m、θ=45°时，高速燃气射流辐射所形成的人员危险区域最小。此时，偏流板正后方由于高速涡流的存在形成了人员危险区域，但对于舰载机来说是安全的。根据计算结果，航母甲板人员的高速燃气危险区域如下：偏流板与发动机之间及偏流板后方13.9 m(X轴：0～18.9 m)，偏流板两侧各12.5 m(Z轴：4.6～29.6 m)。
综上所述，偏流板在d=5 m、θ=45°时，能够较好地将发动机的高速、高压和高温燃气射流进行引导，较大地削弱发动机燃气射流的冲击效应对甲板上人员和设备的危害。表2显示了喷气偏流板在不同布局下燃气射流的危险区域，结果表明在保证甲板上舰载机安全的情况下，只有偏流板距离发动机5 m、倾角45°的布局具有最小的危险区域，能够提高甲板利用率并确保甲板上人员和设备的安全。
综合发动机燃气射流高温和高速燃气危险区域的计算结果，基于5%的安全系数考虑，确定发动机燃气射流冲击偏流板过程中的危险区域如下：偏流板与发动机之间及偏流板后方14.8 m(X轴：0～19.8 m)，偏流板两侧各13.1 m(Z轴：4.0～30.2 m)。这个矩形区域之外可以确保航母甲板上人员和设备不被舰载机发动机燃气射流的冲击辐射所伤害。同时应注意，偏流板倾角减小，偏流板表面温度会降低、速度和压力均会减小，燃气射流冲击过程中两侧的危险区域也会缩小，因此，在保证偏流板后方设备安全的条件下，应尽量减小偏流板的倾角以达到最佳的偏流效果。
(a)d=3 m,θ=45° (b)d=5 m,θ=45° (c)d=7 m,θ=45°
图12 燃气射流冲击后116 ℃静温等值面
Fig.12 Isothermal surface of 116 ℃ under gas jet impingement
(a)d=3 m,θ=45° (b)d=5 m,θ=45° (c)d=7 m,θ=45°
图13 燃气射流冲击后20.8 m/s速度等值面
Fig.13 Isovelocity surface of 20.8 m/s under gas jet impingement
表2 喷气偏流板不同布局下燃气射流的危险区域
Tab.2 The dangerous zone of gas jet in jet blast deflector’s different layouts
倾角(°)X轴高温禁区(m)X轴高速禁区(m)Z轴高温禁区(m)Z轴高速禁区(m)舰载机温度环境舰载机速度环境300～+∞0～+∞11.7～24.211.2～24.4板后禁区板后禁区450～16.20～18.96.8～29.24.6～29.6安全安全600～6.50～6.01.8～34.3-∞～+∞板前禁区安全750～6.90～7.4-∞～+∞-∞～+∞板前禁区板前禁区
3 喷气偏流板装置优化设计
基于减小偏流板倾角可有效缩小危险区域的原则，利用二次导流原理设计了一种被动隔热式喷气偏流板装置，如图14所示。气流冲刷面具有两层结构且与车辆通过面分离设计，其上层为百叶窗式栅板，下层为纵向弧形曲面板，百叶窗式栅板焊接在纵向弧形曲面板两端的侧平面板上，从而实现整个气流冲刷面对燃气射流核心区无侧喷小角度二次导流。由于气流冲刷面均不再经受舰载机和车辆的轮压，其表面可喷涂应用纳米陶瓷技术的高温隔热涂料，这样涂层可拥有90%的热反射率，能反射掉绝大部分辐射热，从而使喷气偏流板具有较好的导流隔热性能。同时，舰载机全加力起飞时，连杆和旋转臂由原来的受压状态转换为受拉状态，既消除了连杆与旋转臂需过“死点”位置的限制，也避免了液压缸需克服燃气射流的巨大冲击力，这使得动力执行机构简单且工作稳定性高。
(a)喷气偏流板装置升起状态
(b)喷气偏流板装置放下状态
图14 被动隔热式喷气偏流板装置
Fig.14 Passive heat-insulated jet blast deflector device
图15 新型喷气偏流板116 ℃静温等值面
Fig.15 116 ℃ isothermal surface of new jet blast deflector
图16 新型喷气偏流板20.8 m/s速度等值面
Fig.16 20.8 m/s isovelocity surface of new jet blast deflector
由于气流冲刷面具有防侧偏的二次导流特性，可有效防止偏流板后方形成大尺度涡旋，因此，缩小舰载机发动机与偏流板的距离，这样既可减少燃气射流的扩散辐射，又可节约航母甲板空间，本文以3 m距离设计值进行对比研究。与待起飞舰载机相比，舰员的安全范围要求更高，图15、图16所示为被动隔热式喷气偏流板在舰载机全加力时的116 ℃静温等值面和20.8 m/s速度等值面。此时，发动机进气道不受回流温升影响，偏流板正后方完全安全，两侧由于涡流作用形成较小的高温燃气危险区域(Z轴：-5.5～5.5 m，即偏流板两侧5.5 m)和高速燃气危险区域(Z轴：-5.2～5.2 m，即偏流板两侧5.2 m)，考虑5%的安全系数，确定偏流板与发动机之间及偏流板两侧5.8 m的矩形范围为危险区域。计算结果表明，优化设计后的被动隔热式喷气偏流板与现型喷气偏流板相比，具有更好的导流隔热性能。
4 结论
(1)考虑舰载机发动机燃气射流的冲击特性以及物理模型的复杂几何形状，采用基于分区混合网格的RANS方程结合SST k-ω湍流模型预报了偏流板不同布局下的燃气射流冲击特性，数值计算方法经单发动机实验数据有效验证，结果表明该数值计算方法适合研究射流冲击下舰机适配性。
(2)偏流板不同布局下，燃气射流的流场参数、传热特性、进气道温升、冲击力和力矩等的计算结果对比分析表明，偏流板与舰载机发动机距离为5 m、偏流板倾角为45°时，更有利于偏流板将燃气射流向舷外或向上引导，流场具有最小的危险区域，能够在确保人员和设备安全的前提下有效提高甲板利用率。
(3)在保证偏流板后方设备安全的前提下，应尽量减小偏流板的倾角以达到最佳的偏流效果。基于偏流板不同布局下燃气射流温度场和速度场危险区域5%的安全系数，我国现型喷气偏流板装置的危险区域确定为：偏流板与发动机之间及偏流板后方14.8 m、偏流板两侧13.1 m的矩形区域。
(4)通过分析喷气偏流板不同布局下热流密度的分布和最大数据，得到偏流板倾角是影响燃气射流与喷气偏流板传热特性主要因素的结论。基于最小化偏流板倾角的原则，利用二次导流原理设计了一种被动隔热式喷气偏流板装置，达到了增强导流隔热性能、减小航母甲板危险区域的目的。下一步将针对被动隔热式喷气偏流板装置的热流固耦合机理和动力学特性开展进一步研究。
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