與飛機(jī)融合的單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)氣動和紅外輻射特征數(shù)值計算

單 勇，陳 著，尚守堂，邵萬仁，鄧洪偉

（1.江蘇省航空動力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京 210016；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110015）

0 引言

超聲速巡航、超機(jī)動、隱身性是第4代戰(zhàn)斗機(jī)必須具備的性能。為第4代戰(zhàn)斗機(jī)提供動力的航空發(fā)動機(jī)的先進(jìn)性不僅體現(xiàn)在高推重比方面，還要具備矢量推力和紅外隱身能力。與這2種能力的發(fā)展最密不可分的關(guān)鍵部件就是發(fā)動機(jī)排氣噴管[1]。目前，中國現(xiàn)役發(fā)動機(jī)普遍采用軸對稱收擴(kuò)噴管。其紅外輻射一部分源于排氣系統(tǒng)可被探測到的熱壁面，另一部分源于流經(jīng)噴管排出的熱尾噴流。前者主要來自排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體，包括末級渦輪葉片、渦輪后支板、中心錐體、加力筒體、加力燃燒室部件和收擴(kuò)噴管內(nèi)壁面等固體壁面的紅外輻射；熱噴流的溫度在采用內(nèi)外涵強(qiáng)化混合技術(shù)后可以降低到一定程度。排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體由于直接與高溫?zé)崤艢庵苯咏佑|，不易降低其表面溫度，故其紅外輻射強(qiáng)[2]。最為突出的問題是:內(nèi)腔體的紅外輻射可以通過收擴(kuò)噴管向尾后方傳遞，收擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)上的局限性決定了其對排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體不具備良好的紅外抑制能力。隨著發(fā)動機(jī)涵道比的減小，用于摻混發(fā)動機(jī)熱排氣和冷卻噴管熱壁面的外涵冷氣量大大減少，這更加削弱了軸對稱發(fā)動機(jī)噴管的紅外隱身能力。此外，軸對稱收擴(kuò)噴管雖然與發(fā)動機(jī)本體是相容的，但是對于飛機(jī)來講在其尾部配合上直徑達(dá)1m的圓柱體就難以相容，帶來很大的后體阻力，不利于超聲速巡航。新一代發(fā)動機(jī)排氣噴管的紅外抑制必須從其結(jié)構(gòu)和對其施加冷卻技術(shù)共同入手，將噴管壁面冷卻、壁面遮擋、引入二次流降低排氣尾焰溫度等技術(shù)措施綜合利用[3-12]。例如，美國阿帕奇直升機(jī)采用多股排氣引射式噴管利用引射的外界環(huán)境冷氣有效降低了排氣尾焰的溫度，冷卻了噴管壁面；Y F-2 3 A戰(zhàn)斗機(jī)利用機(jī)身和雙垂尾翼從正面和側(cè)面遮擋噴管的紅外輻射等；美國隱身轟炸機(jī)F-1 1 7 A將這些技術(shù)綜合應(yīng)用，其噴管紅外輻射比常規(guī)收擴(kuò)噴管的降低9 0%以上，但是狹長矩形噴口這種結(jié)構(gòu)設(shè)計對發(fā)動機(jī)的推力性能和質(zhì)量都有較大的負(fù)面影響，不太適合于對機(jī)動性能要求高的現(xiàn)代高速戰(zhàn)斗機(jī)。

排氣系統(tǒng)與飛機(jī)后機(jī)身融合的單邊膨脹噴管(S E R N)不僅滿足超聲速巡航等要求[13-15]，同時具備低紅外輻射和提供矢量推力滿足機(jī)動性能的潛力。其特殊的幾何外形(較長的膨脹邊)遮擋某些重要方位的高溫噴口和熱噴流紅外輻射，彎曲的內(nèi)流排氣通道降低噴管內(nèi)部高溫部件的紅外輻射，引入二次流可對噴管排氣通道和單膨脹邊進(jìn)行冷卻，單膨脹邊在一定范圍內(nèi)的轉(zhuǎn)動可提供矢量推力等。單邊膨脹噴管與飛機(jī)的后機(jī)身可以完全融合,飛機(jī)后機(jī)身后延構(gòu)成單膨脹邊，后體阻力降低，為飛機(jī)不開加力達(dá)到超聲速提供有利條件。為了適應(yīng)戰(zhàn)斗機(jī)飛行狀態(tài)和渦扇發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)，單邊膨脹噴管可設(shè)計為噴口形狀可調(diào)的矢量形式。噴管上下擴(kuò)張段以轉(zhuǎn)軸為中心在一定范圍內(nèi)旋轉(zhuǎn)可獲得巡航狀態(tài)、加力狀態(tài)、矢量推力狀態(tài)。

本文試圖將單邊膨脹噴管與飛機(jī)后機(jī)身融合，利用數(shù)值的手段計算軸對稱噴管、單邊膨脹噴管和開縫冷卻單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的紅外輻射空間分布和大小，以軸對稱噴管的排氣系統(tǒng)為基準(zhǔn)，定量分析單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的紅外抑制能力。

1 計算物理模型和計算方法

用U G軟件將渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)與飛機(jī)一體化建模如圖1所示。在該視圖中可以通過噴口直接觀察到中心錐體和部分的火焰穩(wěn)定器。發(fā)動機(jī)排氣噴管內(nèi)部的高溫部件所產(chǎn)生的紅外輻射不僅相當(dāng)可觀，而且能夠通過噴口向飛機(jī)尾向傳播。雖然這些輻射能量是定向傳播的（在后向±1 5°范圍內(nèi)），但是其值非常大，可被紅外探測導(dǎo)彈發(fā)現(xiàn)、跟蹤與捕獲。因此，提出將單邊膨脹噴管與飛機(jī)后體融合，將降低飛機(jī)尾向紅外輻射峰值作為研究重點(diǎn)之一。

圖1 軸對稱渦扇排氣系統(tǒng)與飛機(jī)一體建模

裝配單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的一體化計算模型如圖2所示。選用的是結(jié)構(gòu)簡單的彎折通道的單邊膨脹噴管，其喉道的下沿與噴管中心線同高，因此，從后向不能觀察到發(fā)動機(jī)噴管內(nèi)部的高溫物體，也就是利用單邊膨脹噴管的彎折通道完全遮擋了發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)內(nèi)部的高溫壁面向尾向的定向輻射。但是，在獲得如此重要收益的同時，與熱噴流直接接觸的單膨脹邊不可避免地增加了噴管的紅外輻射，不過增加的輻射只是在某些方向上。因此，將開縫冷卻的單邊膨脹噴管與S u 2 7融合是另1個嘗試的研究方向。

圖2 裝配單邊膨脹噴管的飛機(jī)模型

開縫冷卻單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的飛機(jī)模型如圖3所示。與圖2的不同之處就是單膨脹邊開有冷卻通道，噴流在單膨脹上自由膨脹形成低壓區(qū)域，在內(nèi)、外壓差的作用下，部分外界冷氣從冷卻通道流過單邊膨脹邊，降低單膨脹邊的表面溫度。

圖3 裝配開縫冷卻單邊膨脹噴管的飛機(jī)模型

用G a m b i t軟件對飛機(jī)蒙皮和流場等區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。計算域包括2部分：飛行器表面的外流流動區(qū)域和發(fā)動機(jī)排氣噴管內(nèi)、外流場區(qū)域。將飛機(jī)放在1個有限區(qū)域的外流場中，外流場的邊界模擬了外界環(huán)境，設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場邊界，給定來流馬赫數(shù)、來流溫度、外界環(huán)境的輻射率等條件。按照特定的飛行速度和飛行高度確定環(huán)境溫度和壓力，從而確定飛機(jī)外流場邊界為壓力遠(yuǎn)場邊界參數(shù)的具體值。在氣動加熱過程中，高速氣流在飛機(jī)表面的黏性滯止并與飛機(jī)表面進(jìn)行對流換熱，同時還與環(huán)境之間形成輻射換熱來平衡飛機(jī)蒙皮的表面熱流量。在氣動加熱過程中對流和輻射換熱的耦合計算可以通過在飛機(jī)流場數(shù)值模擬過程中加入自定義的輻射換熱計算模塊，采用離散坐標(biāo)輻射模型（D i s c r e t e O r d i n a t e s）求解飛機(jī)蒙皮向外界空間環(huán)境輻射換熱問題。發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)的入口為流量入口邊界：內(nèi)涵入口流量為2 6k g/s，總溫為9 7 0K；外涵入口流量為1 2k g/s，總溫為3 7 8K。選用標(biāo)準(zhǔn)湍流模型，標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。

2 計算結(jié)果分析

不同截面上的尾焰溫度分布如圖4所示。從圖中可見2股高溫尾噴流在與環(huán)境冷氣的混合、合并過程，尾焰的核心區(qū)長度大概是飛機(jī)長度的1.2倍。

圖4 尾焰溫度場分布

安裝軸對稱噴管的飛機(jī)尾焰在3～5μm波段紅外輻射強(qiáng)度分布如圖5所示。0°表示飛機(jī)尾向，1 8 0°表示飛機(jī)迎頭方向。由于在水平面上，輻射對稱分布（下同）。在水平平面，尾焰的紅外輻射在后向1 0°最大，尾焰可以向飛機(jī)前向傳播。隨著飛行馬赫數(shù)增大，尾焰與外界環(huán)境冷氣混合增強(qiáng)，從圖中可見尾焰與外界冷氣的剪切層明顯增厚，尾焰溫度降低，所以反映在鉛垂面上紅外輻射強(qiáng)度呈減小趨勢。

圖5 尾焰紅外輻射強(qiáng)度空間分布(軸對稱噴管)

安裝軸對稱噴管的飛機(jī)排氣系統(tǒng)在3～5μm波段總體紅外輻射強(qiáng)度分布如圖6所示。這里的總體不僅包括噴管壁面和噴管內(nèi)部高溫部件，還包括尾焰輻射。在水平面上，尾向0°方向輻射最強(qiáng)，達(dá)到2 4 0 0 W/S r，峰值隨馬赫數(shù)變化很小。在前向1 2 0°～1 8 0°范圍內(nèi)，隨著馬赫數(shù)的增大，輻射增強(qiáng)的原因在于尾焰紅外輻射在這些方向的增加，但是其值相對于排氣系統(tǒng)總體輻射最大值是很小的。在鉛垂面上，輻射強(qiáng)度表現(xiàn)出上下的不對稱分布。

圖6 排氣系統(tǒng)總體紅外輻射強(qiáng)度空間分布(軸對稱噴管)

尾焰紅外輻射強(qiáng)度空間分布對比如圖7所示。圖中對比了軸對稱、單邊膨脹、單膨脹邊冷卻這3種噴管的飛機(jī)尾焰輻射。無論單邊膨脹噴管是否冷卻，其尾焰紅外輻射在任何探測方向都小于軸對稱噴管尾焰輻射。

圖7 尾焰紅外輻射強(qiáng)度空間分布對比

排氣系統(tǒng)總體紅外輻射強(qiáng)度空間分布對比如圖8所示，圖中對比了3種噴管的排氣系統(tǒng)總體輻射。在水平平面，0°～1 0°范圍內(nèi)，單邊膨脹噴管的總體輻射小于軸對稱噴管的，僅在2 0°～60°范圍內(nèi)有微弱的增強(qiáng)。在鉛垂平面，3 0°～150°范圍內(nèi)都有所增加；單膨脹邊冷卻結(jié)構(gòu)要優(yōu)于無冷卻的單邊膨脹噴管，增強(qiáng)的幅度有所減緩，這主要是單膨脹邊冷卻降溫的結(jié)果。

圖8 排氣系統(tǒng)總體紅外輻射強(qiáng)度空間分布對比

3 結(jié)論

本文將排氣系統(tǒng)與機(jī)身一體化建模，開展了幾種不同結(jié)構(gòu)排氣系統(tǒng)的紅外輻射特性數(shù)值模擬。以安裝軸對稱噴管排氣系統(tǒng)為基準(zhǔn)，比較了無冷卻結(jié)構(gòu)的單邊膨脹噴管和開縫冷卻的單邊膨脹噴管在裝機(jī)飛行狀態(tài)下的輻射特性。尾焰的容積輻射可以向飛機(jī)前向傳播。對于軸對稱噴管的排氣系統(tǒng)，其紅外輻射的峰值出現(xiàn)在尾向0°方向，達(dá)到2 4 0 0 W/S r。單邊膨脹噴管大幅度降低排氣系統(tǒng)尾向紅外輻射峰值，其降幅達(dá)到6 0%以上，說明單邊膨脹噴管與后機(jī)身融合、遮擋內(nèi)部高溫部件，降低了尾向紅外輻射的卓越紅外抑制效果。

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