鮑敬源，錢 超，李仁府，張園園

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

0 引 言

航空母艦是以艦載機為主要作戰(zhàn)武器的大型水面戰(zhàn)斗艦艇。航空母艦的發(fā)展是多種科學(xué)技術(shù)交叉應(yīng)用并與基礎(chǔ)工業(yè)相結(jié)合的產(chǎn)物，體現(xiàn)了一個國家的軍事發(fā)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(zhàn)效能，進(jìn)而影響作戰(zhàn)任務(wù)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?xì)鈱⒂绊戯w行器本身的氣動力性能，還包括尾噴管附近很大區(qū)域內(nèi)的人員和設(shè)備。因此，在航空母艦甲板上通常用偏流板來改變?nèi)細(xì)夥较?，使高速?高溫氣流沿偏流板向上進(jìn)入大氣環(huán)境中，從而保護(hù)相關(guān)人員及設(shè)備。

目前，國內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)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(jié)構(gòu)。Worden等對不同距離和偏轉(zhuǎn)角下偏流板周圍的噪聲進(jìn)行了研究。馬彩東等研究了不同偏轉(zhuǎn)角對偏流板周圍流場的影響。高揚采用數(shù)值模擬方法研究了偏流板與尾噴管出口距離、 偏流板偏轉(zhuǎn)角對尾噴流場的影響。何慶林等采用數(shù)值模擬方法研究了艦載機尾噴流被偏流板偏轉(zhuǎn)后的流場分布狀況。李昶等對新型偏流板裝置及其拓?fù)鋬?yōu)化進(jìn)行了總結(jié)研究。張群峰等、 崔金輝等分析了偏流板回流對艦載機進(jìn)氣道溫升的影響。趙留平研究了隨馬赫數(shù)增加的發(fā)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(cè)轉(zhuǎn)角對回流的影響規(guī)律。要保證偏流板裝置發(fā)揮最大效用，必須了解尾噴管高速、 高溫氣流在不同外部風(fēng)速及偏流板偏轉(zhuǎn)角下的分布狀況，但目前國內(nèi)外研究機構(gòu)關(guān)于這方面的研究鮮有報道，大多數(shù)研究仍然只針對不考慮偏流板時的發(fā)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(xué)方法進(jìn)行數(shù)值仿真，數(shù)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(fēng)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(shè)備的安全作業(yè)區(qū)域。同時，還可以得到不同狀態(tài)下的偏流板表面溫度分布，不僅可以幫助作業(yè)人員制定科學(xué)合理的偏流板升降操作規(guī)程，還可以為偏流板設(shè)計提供可靠的理論依據(jù)。

1 數(shù)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(fā)動機尾噴口、 航空母艦飛行甲板和偏流板，發(fā)動機尾噴口正對偏流板。真實航空母艦的艦面環(huán)境比較復(fù)雜，本文在保證對數(shù)值仿真結(jié)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(fā)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(fā)動機的展向?qū)ΨQ面并不與偏流板的展向中心面重合，數(shù)值模擬采用全模計算。外部來流入口邊界設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場邊界，壓強為1個標(biāo)準(zhǔn)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(shè)定為壓力出口邊界，壓強為1個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，溫度為288 K； 飛行甲板面、 偏流板表面、 發(fā)動機尾噴管表面均設(shè)定為絕熱無滑移固壁邊界； 發(fā)動機處于最大工作狀態(tài)，尾噴管入口邊界設(shè)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(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，計算域長度為90 m，寬度為50 m，高度為15 m。發(fā)動機尾噴管內(nèi)部流動單獨生成O型計算網(wǎng)格，外部自由流另外生成計算網(wǎng)格，兩套網(wǎng)格合并，發(fā)動機尾噴管出口面定義為交界面，生成的計算網(wǎng)格如圖2所示。飛行甲板、 偏流板、 發(fā)動機尾噴管壁面附近網(wǎng)格設(shè)置邊界層，第一層網(wǎng)格高度為0.1 mm，邊界層網(wǎng)格尺寸呈指數(shù)增長，增長率為1.2。發(fā)動機尾噴管下游和上游逐漸由細(xì)網(wǎng)格過渡到外場的粗網(wǎng)格，尾噴管內(nèi)壁面向尾噴管中心逐漸由細(xì)網(wǎng)格過渡到較粗網(wǎng)格，整體網(wǎng)格數(shù)目約為1 400萬。

1.3 控制方程

艦載機發(fā)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(fù)雜。對該流動問題進(jìn)行簡化假設(shè)： (1)燃料完全燃燒，噴管內(nèi)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(wǎng)格

考慮輻射作用，忽略重力影響?；谶@些假設(shè)，在連續(xù)介質(zhì)力學(xué)范疇，流動的控制方程如下：

(1) 質(zhì)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(yīng)力張量。

粘性應(yīng)力張量由式(3)給出：

(3)

式中：為動力學(xué)粘性系數(shù)。

(3) 能量守恒方程

(4)

式中：為質(zhì)量總能；為溫度；為傳熱系數(shù)。

1.4 湍流模型

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

在直角坐標(biāo)系下，標(biāo)準(zhǔn)-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(xué)黏性系數(shù)； 系數(shù)1=1.44，2=1.92，=0.09，=1.0，=1.3。

這些系數(shù)來自于實驗結(jié)果，并在剪切流動、 邊界層流動、 混合層流動的各向同性網(wǎng)格湍流的模擬中得到驗證，已經(jīng)被廣泛應(yīng)用在各種壁面和自由剪切流的數(shù)值模擬中。

1.5 數(shù)值方法

本文數(shù)值計算采用的是ANSYS公司開發(fā)的大型商業(yè)Fluent軟件。該軟件采用有限體積法將非線性偏微分方程組變?yōu)榫W(wǎng)格上的線性代數(shù)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(fā)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(fēng)格式，時間離散采用Gauss-Seidel隱式格式。

2 艦載機尾噴流的數(shù)值仿真

當(dāng)發(fā)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(cè)。本文依據(jù)艦載機發(fā)動機尾噴管和航空母艦偏流板的實物構(gòu)造物理模型，結(jié)合發(fā)動機最大工作狀態(tài)的尾噴管條件，進(jìn)行數(shù)值仿真研究，關(guān)注偏流板偏轉(zhuǎn)角度和甲板風(fēng)兩個影響因素。

為了驗證數(shù)值方法的有效性，將發(fā)動機自由噴流情況下的數(shù)值仿真結(jié)果與實驗結(jié)果進(jìn)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(shù)值計算的速度與實驗結(jié)果變化趨勢一致，大部分區(qū)域吻合良好，最大誤差不超過10%，證明了數(shù)值方法的有效性與準(zhǔn)確性。

圖3 自由噴流狀態(tài)尾噴管軸線上的速度分布

在數(shù)值仿真中，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)目達(dá)到一定數(shù)量時，計算結(jié)果將不再隨網(wǎng)格數(shù)目的增加而變化，這就是網(wǎng)格無關(guān)性。本研究的數(shù)值仿真網(wǎng)格數(shù)量約為1 400萬，為進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗證，另外生成了一套加密網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量約為2 400萬。圖4為某一工況下用兩套網(wǎng)格計算得到的發(fā)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(wǎng)格已經(jīng)滿足仿真需求。

圖4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

2.1 偏流板偏轉(zhuǎn)角的影響

當(dāng)前，國外多型航空母艦的偏流板偏轉(zhuǎn)角為50°。為考察偏流板偏轉(zhuǎn)角對艦載機發(fā)動機尾噴流的影響，這里考慮將偏流板偏轉(zhuǎn)角減小至45°和40°，設(shè)定外部風(fēng)速為0 m/s，數(shù)值模擬偏流板偏轉(zhuǎn)角分別為50°，45°和40°三種情況下的發(fā)動機尾噴流場，圖5～6分別給出了三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)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(fā)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(zhuǎn)，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(jìn)。因此，隨著偏流板偏轉(zhuǎn)角由50°減小為40°，發(fā)動機尾流在流向上所受的阻擋作用變小，氣流向上偏轉(zhuǎn)的效果隨之減弱。在固定的發(fā)動機尾噴管入口條件下，尾流的總流量是固定的，當(dāng)氣流在流向受到限制后，展向流動就會得到發(fā)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(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為50°時，流線的展向分布在距甲板15 m高度處可達(dá)對稱面兩側(cè)16 m； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為45°時，這個距離減小為14 m； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為40°時，這個距離進(jìn)一步減小為12 m。因此，隨著偏流板偏轉(zhuǎn)角的減小，流線的展向分布范圍隨之變小，說明高速尾流經(jīng)偏流板作用后的展向影響區(qū)域減小。

圖5 三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)動機尾流的流線(側(cè)視)

圖6 三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)動機尾流的流線(右視)

圖7給出了三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)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(yīng)的板面位置，而且高溫區(qū)域分布面很廣，從板面區(qū)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(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為50°時，偏流板表面溫度均大于400 K。隨著偏轉(zhuǎn)角的減小，低溫區(qū)逐漸出現(xiàn)在偏流板下緣，當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為40°時，偏流板下緣小部分區(qū)域的溫度可以低于300 K。

圖8為三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)動機尾噴管后50 m范圍內(nèi)中心軸線上的總溫和速度分布。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，兩個發(fā)動機產(chǎn)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(qū)域下降變得平緩。在偏流板背部，溫度和速度均與外界環(huán)境保持一致，說明尾噴流對偏流板背部的噴管軸線區(qū)域幾乎沒有影響。總溫和速度的分布曲線僅在偏流板前方約3 m范圍內(nèi)的小部分區(qū)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(qū)域受到偏流板偏轉(zhuǎn)角的影響。

圖7 三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)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(zhuǎn)角下兩發(fā)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(fā)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(qū)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(nèi)、 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(xiàn)兩個峰值，對應(yīng)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(guī)律。距噴口距離為2 m和5 m時，不同偏流板偏轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(huán)境的總溫和速度。當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角減小為45°時，這個距離減小為8～10 m； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角進(jìn)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(jīng)偏流板作用后的展向影響區(qū)域隨著偏流板偏轉(zhuǎn)角的減小而減小。

圖9 三種偏流板偏轉(zhuǎn)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(rèn)為，60 ℃(333 K)溫度是航空母艦甲板作業(yè)人員工作的極限溫度，圖10～11給出了三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)動機尾流的總溫333 K等值面，該等值面內(nèi)部為大于333 K的高溫非安全作業(yè)區(qū)域，而外部為小于333 K的可作業(yè)區(qū)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(zhuǎn)，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(jìn)，隨著偏流板偏轉(zhuǎn)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(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為50°時，返流可達(dá)到偏流板前方8.2 m位置處； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為45°時，該距離減小至7.4 m； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為40°時，該距離進(jìn)一步減小至6.1 m。需要說明的是，如果高溫返流達(dá)到發(fā)動機進(jìn)氣口附近，就可能被重新吸入發(fā)動機，降低發(fā)動機的功效，這可能是發(fā)動機喘振效應(yīng)的誘導(dǎo)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(cè)和后方區(qū)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(jié)果來看，隨著偏流板偏轉(zhuǎn)角的減小，偏流板后方的非安全區(qū)域有所增大，而兩側(cè)的非安全區(qū)域隨之減小。當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為50°時，偏流板后方的非安全區(qū)域為13.5 m，兩側(cè)的非安全區(qū)域為31.9 m； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為45°時，偏流板后方的非安全區(qū)域增大為16.3 m，兩側(cè)的非安全區(qū)域減小為31.3 m； 當(dāng)偏流板偏轉(zhuǎn)角為40°時，偏流板后方的非安全區(qū)域進(jìn)一步增大為19.4 m，而兩側(cè)的非安全區(qū)域則進(jìn)一步減小為20.2 m。綜上，發(fā)動機尾流在偏流板剪切作用下沿著板面向上偏轉(zhuǎn)，當(dāng)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(fā)展。在較大的偏流板偏轉(zhuǎn)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(fā)展更充分； 在較小的偏流板偏轉(zhuǎn)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(zhuǎn)角的減小，偏流板兩側(cè)的非安全區(qū)域減小，而偏流板后方的非安全區(qū)域增大。

圖10 三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)動機尾流的總溫333 K等值面(側(cè)視)

依據(jù)以上數(shù)值仿真的結(jié)果，綜合考慮艦載機發(fā)動機尾流在偏流板兩側(cè)及后方的分布特性，偏流板的偏轉(zhuǎn)角取45°為宜。

圖11 三種偏流板偏轉(zhuǎn)角下發(fā)動機尾流的總溫333 K等值面(俯視)

2.2 甲板風(fēng)的影響

國外航空母艦偏流板的偏轉(zhuǎn)角多為50°，因此，考察偏流板偏轉(zhuǎn)角固定為50°，甲板風(fēng)的風(fēng)速分別為0 m/s，5 m/s，10 m/s和15 m/s四種情況下的發(fā)動機尾噴流場，圖12分別給出了相應(yīng)工況下發(fā)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(dāng)存在甲板風(fēng)時，發(fā)動機尾流與甲板風(fēng)形成混合層，不同速度氣流的交界處存在剪切作用，發(fā)動機尾流流線在這種剪切作用下發(fā)生卷曲，形成渦，如圖12(b)所示。隨著甲板風(fēng)的風(fēng)速增大，發(fā)動機尾流流線更明顯地卷向兩個尾噴管內(nèi)部區(qū)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(fēng)下兩個發(fā)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(guī)律與前文結(jié)論一致。從圖13可以看出，甲板風(fēng)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(qū)域。從圖14可以看出，不同甲板風(fēng)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(fēng)的改變會影響整個流場的速度分布，一般認(rèn)為8～9級大風(fēng)(對應(yīng)風(fēng)速為17.2 ～24.4 m/s)條件下，航空母艦甲板作業(yè)人員將難以正常工作。以20 m/s的發(fā)動機尾流速度作為安全作業(yè)的指標(biāo)，圖15給出了四種甲板風(fēng)下發(fā)動機尾流的速度20 m/s等值面，等值面內(nèi)部風(fēng)速大于20 m/s，而外部風(fēng)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(cè)和后方區(qū)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(fēng)由0 m/s增大至15 m/s，偏流板后方的非安全區(qū)域分別為17.5 m，22.4 m，30.1 m和53.1 m，而兩側(cè)的非安全區(qū)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(fēng)風(fēng)速的增大，發(fā)動機尾流受到更強的甲板風(fēng)剪切作用，因而沿偏流板展向的流動受到制約，發(fā)動機尾流在增強渦的作用下更充分地沿著流向發(fā)展，表現(xiàn)出來的就是上述偏流板后方的非安全區(qū)域逐漸增大，且偏流板兩側(cè)的非安全區(qū)域逐漸減小。

圖12 四種甲板風(fēng)下發(fā)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(fēng)典型風(fēng)速值進(jìn)行了流場仿真計算和分析。當(dāng)甲板風(fēng)進(jìn)一

圖13 四種甲板風(fēng)下兩個發(fā)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(fēng)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(fēng))，甲板作業(yè)人員難以正常工作，艦載機將停止起降作業(yè)。實際上，艦載機起飛一般是逆風(fēng)、 高速航行的動態(tài)過程，對偏流板的沖擊距離會在短時間內(nèi)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(cè)的影響減弱。因此，艦載機起飛這一動態(tài)過程中尾噴流在最初始時刻對偏流板后方及兩側(cè)的影響較大，此時沖擊距離較短。

圖15 四種甲板風(fēng)下發(fā)動機尾流的速度20 m/s等值面(俯視)

3 結(jié) 論

本文針對國外艦載機發(fā)動機尾噴管和航空母艦偏流板進(jìn)行了數(shù)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(fēng)及偏流板偏轉(zhuǎn)角對發(fā)動機尾流分布的影響規(guī)律。數(shù)值仿真結(jié)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(qū)域，偏流板偏轉(zhuǎn)角及甲板風(fēng)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(qū)域內(nèi)。發(fā)動機尾流在偏流板剪切作用下沿著板面向上偏轉(zhuǎn)，當(dāng)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(fā)展。隨著偏流板偏轉(zhuǎn)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(zhuǎn)的效果隨之減弱，且流線的展向分布范圍減小，偏流板兩側(cè)的非安全區(qū)域由31.9 m減小為20.2 m，而偏流板后方的非安全區(qū)域則由13.5 m增大為19.4 m，偏流板表面的低溫區(qū)域逐漸增大，綜合考慮發(fā)動機尾流在偏流板兩側(cè)以及后方的分布特性，偏流板的偏轉(zhuǎn)角取45°為宜； 隨著甲板風(fēng)速度由0 m/s增大為15 m/s，發(fā)動機尾流受到更強的甲板風(fēng)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(fā)展更充分，因此偏流板后方的非安全區(qū)域由17.5 m增大為53.1 m，偏流板兩側(cè)的非安全區(qū)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(yè)及設(shè)備布局的優(yōu)化具有指導(dǎo)意義，可以促進(jìn)艦載機發(fā)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(dǎo)科研人員改善艦載機發(fā)動機的喘振效應(yīng)，從而提高艦載機起飛的安全性。