復(fù)雜變截面S形噴管氣動(dòng)設(shè)計(jì)與紅外輻射特性研究

余 斌，李 翔，楊青真，萬(wàn) 芩

（1.中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西 西安710072）

0 引言

隱身性能是第四代戰(zhàn)斗機(jī)所應(yīng)具備的主要特征之一。 在現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)中,為了提高軍用飛機(jī)的生存力和戰(zhàn)斗力,保證在超視距空戰(zhàn)中先敵發(fā)現(xiàn)、先敵發(fā)射的優(yōu)勢(shì),世界各國(guó)都在大力研究和開發(fā)目標(biāo)特征信號(hào)減縮技術(shù)或稱“低可探測(cè)性技術(shù)”,即隱身技術(shù)。隱身技術(shù)的實(shí)質(zhì)是降低飛機(jī)的雷達(dá)、紅外、激光、可見光、聲等信號(hào)特征，使敵方的各種探測(cè)設(shè)備難以發(fā)現(xiàn)、探測(cè)和跟蹤，從而使敵方的武器系統(tǒng)不能或很難發(fā)揮作用[1]。

對(duì)于軍用飛機(jī)的隱身而言， 在前向半球探測(cè)空間內(nèi)以雷達(dá)隱身為主， 紅外隱身則在后半球探測(cè)空間內(nèi)占據(jù)主導(dǎo)地位。 從80年代中期以來(lái)，紅外隱身的重要性日益突出，主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一個(gè)是在目前采用的探測(cè)器中。 紅外占30%左右，紅外信號(hào)不可忽視；另一個(gè)是在對(duì)空作戰(zhàn)中，紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈是飛機(jī)的主要威脅， 自從1948年第一枚紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈——美國(guó)響尾蛇導(dǎo)彈（Sidewinder）問(wèn)世以來(lái)，紅外制導(dǎo)技術(shù)獲得了大量應(yīng)用并推動(dòng)其迅速發(fā)展[2]。 紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈已經(jīng)從20世紀(jì)60年代的單探測(cè)器點(diǎn)源制導(dǎo)發(fā)展到當(dāng)今采用大規(guī)模紅外焦平面探測(cè)器的成像制導(dǎo)，對(duì)飛機(jī)的威脅方位也從尾向發(fā)展到了全向。 在80年代的幾次空戰(zhàn)中， 紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈擊落的飛機(jī)占被導(dǎo)彈擊落的飛機(jī)總數(shù)的70%～80%[3,4]。 隨著紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈和機(jī)載紅外搜索跟蹤系統(tǒng)（IRST）的發(fā)展，飛機(jī)受到的紅外威脅日益嚴(yán)重， 對(duì)紅外隱身的要求也越來(lái)越高。

噴氣式飛機(jī)的紅外輻射特征主要由機(jī)身蒙皮、航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)高溫固體壁面和尾噴流的紅外輻射決定[4,5~9]，其中，飛機(jī)蒙皮的紅外輻射包括蒙皮由于氣動(dòng)加熱而產(chǎn)生的紅外輻射和它對(duì)空間環(huán)境等輻射源入射輻射的反射， 排氣噴管高溫固體壁面和尾噴流的紅外輻射合稱為排氣系統(tǒng)的紅外輻射。 在飛行馬赫數(shù)小于1.5的情況下， 排氣系統(tǒng)的紅外輻射是飛機(jī)在3μm～5μm波段的主要輻射源， 其對(duì)飛機(jī)紅外輻射的貢獻(xiàn)達(dá)到90%以上。

1 國(guó)內(nèi)外研究動(dòng)態(tài)

美國(guó)早在上世紀(jì)70年代就開始針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)開展了大量研究， 并將其研究成果陸續(xù)應(yīng)用于F-117、B-2、F/A-22等飛機(jī)型號(hào)。目前發(fā)展成熟的、 得到實(shí)際應(yīng)用的航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)主要包括以下幾點(diǎn)[10,11]：

1）采用排氣溫度更低的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)代替渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的動(dòng)力裝置；

2）非軸對(duì)稱噴管的采用；

3）壁面冷卻措施的應(yīng)用；

4）遮擋技術(shù)和遮擋結(jié)構(gòu)的應(yīng)用。

發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝是常用的飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)紅外隱身綜合設(shè)計(jì)技術(shù)之一。 背負(fù)式安裝的含義是將動(dòng)力裝置安裝在飛機(jī)機(jī)身上方， 利用機(jī)身機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的有效遮擋， 降低其在下半球的紅外輻射強(qiáng)度[10]。發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝通常與彎曲流道安裝技術(shù)組合使用，發(fā)動(dòng)機(jī)的彎曲流道安裝技術(shù)包括S形進(jìn)氣道和S形噴管的運(yùn)用。 采用S形噴管可以利用彎道的遮擋作用實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部高溫部件的完全遮擋，有效降低噴流的紅外輻射。 當(dāng)采用二元噴管方案時(shí)，S形二元噴管將使尾噴流變平， 強(qiáng)化熱噴流與外界冷空氣的摻混， 較快地降低尾噴流的紅外輻射信號(hào)，大角度下的紅外隱身性能大大提高。

S形噴管可應(yīng)用于遠(yuǎn)程隱身轟炸機(jī)、大型運(yùn)輸機(jī)和無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)等平臺(tái)， 通過(guò)在內(nèi)埋式噴管設(shè)計(jì)方案中引入S彎管道設(shè)計(jì)技術(shù)，可以充分利用遮擋技術(shù)實(shí)現(xiàn)隱身性能的提高。 目前這類飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)多采用固定式的收斂或收斂——擴(kuò)張直噴管， 其突出的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕。 對(duì)于隱身性能要求較高的作戰(zhàn)飛機(jī)而言， 采用直噴管雖然可以獲得較佳的氣動(dòng)性能，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流溫度較高，在較大的探測(cè)角度下高溫部件的可探測(cè)面積仍然相當(dāng)可觀， 直接導(dǎo)致直噴管的紅外隱身性能較差。 采用S形彎曲流道可以利用彎道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪導(dǎo)向器等內(nèi)部高溫部件進(jìn)行有效的遮擋，降低其紅外輻射。

公開的資料表明，“捕食者”C無(wú)人機(jī)使用了S形噴管。隱身轟炸機(jī)B-2和X-45都采用了發(fā)動(dòng)機(jī)彎曲流道安裝技術(shù)[10,11]，這項(xiàng)技術(shù)一般是和發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝組合使用的。 B-2所采用的F-118發(fā)動(dòng)機(jī)隱埋于機(jī)翼之中，排氣噴管設(shè)計(jì)成扁平狹長(zhǎng)的曲面，并利用了流體力學(xué)上著名的孔達(dá)效應(yīng)。 在外形設(shè)計(jì)上，B-2發(fā)動(dòng)機(jī)配置與機(jī)身外側(cè)的機(jī)翼上方， 發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴外側(cè)呈現(xiàn)唇溝狀，造型既寬且扁，即使從機(jī)尾方向也看不到噴口，紅外信號(hào)非常微弱。 由于排氣噴管呈現(xiàn)狹長(zhǎng)且平置于機(jī)翼的外形， 也可以使周圍的氣流在發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流排出的瞬間迅速冷卻。 排氣噴管的曲面設(shè)計(jì)還可以使發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流在排出時(shí)與周圍的氣流產(chǎn)生渦流加速燃?xì)獾睦鋮s， 上述的設(shè)計(jì)都可以有效抑制紅外信號(hào)[12]。

在國(guó)外，Johansson和Dallenbring[13]設(shè)計(jì)了一種采用雙折轉(zhuǎn)流路設(shè)計(jì)、 噴管出口帶有下遮擋結(jié)構(gòu)的特殊構(gòu)型的二元S彎噴管， 計(jì)算了常規(guī)圓噴管和二元S彎低紅外輻射噴管的紅外輻射特征，其研究表明：在上方、下方、側(cè)向探測(cè)面內(nèi)的紅外輻射強(qiáng)度均大大降低。 Thomas M.Berens和Norbert C.Bissinger[14]設(shè)計(jì)了一種具有S彎流道的二元矢量噴管， 對(duì)其在海平面高度下、 外流馬赫數(shù)介于0.6~0.8之間時(shí)的氣動(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算分析并對(duì)其與飛機(jī)后體的一體化做了探討。

在國(guó)內(nèi)，楊承宇[15]將單邊膨脹噴管排氣通道設(shè)計(jì)為S彎形狀， 并對(duì)其紅外輻射特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。劉常春、吉洪湖[16]等在某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管的基礎(chǔ)之上設(shè)計(jì)了寬高比為4.0的二元S彎噴管, 并用數(shù)值計(jì)算的方法分析了其紅外輻射特性。 目前還沒(méi)有資料顯示S形噴管在國(guó)內(nèi)的相關(guān)飛機(jī)設(shè)計(jì)中得到了實(shí)際應(yīng)用。

本文基于曲率控制法自主發(fā)展了復(fù)雜變截面尾噴管的幾何型面設(shè)計(jì)方法和程序[17]，設(shè)計(jì)了一系列S形噴管。 利用商用CFD軟件對(duì)不同中心線形式、噴管出口形式的S形噴管的氣動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算和優(yōu)選； 利用自主開發(fā)的軟件對(duì)優(yōu)選出的噴管在后半球空間內(nèi)的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行數(shù)值計(jì)算， 研究了噴管出口形狀和中偏心距對(duì)于S形噴管紅外輻射強(qiáng)度分布的影響規(guī)律。

2 理論方程與數(shù)值方法

為了研究噴管出口形式對(duì)于噴管的氣動(dòng)性能和紅外性能的影響， 本文分別設(shè)計(jì)了出口為圓形、橢圓、矩形、梯形的S形噴管，具體設(shè)計(jì)方法見文獻(xiàn)[17]。噴管內(nèi)外流場(chǎng)計(jì)算采用商用CFD軟件。紅外輻射特性計(jì)算采用自主開發(fā)的計(jì)算軟件。 以下分別簡(jiǎn)要介紹。

2.1 復(fù)雜變截面S形噴管型面的曲率控制設(shè)計(jì)方法

通用于任意出口截面的噴管型面設(shè)計(jì)的曲率控制方法的數(shù)學(xué)原理是， 任意曲線都可以由弧長(zhǎng)和曲率來(lái)近似表示， 亦即一個(gè)封閉的幾何圖線與某一沿弧長(zhǎng)的曲率分布一一對(duì)應(yīng)。 具體原理、思路和設(shè)計(jì)計(jì)算步驟包括[17]：

1)進(jìn)出口截面型線斜率與弧長(zhǎng)的計(jì)算;

2)沿程各過(guò)渡截面曲率分布的獲得;

3)反求沿程各過(guò)渡截面的幾何型線;

4)對(duì)各中間截面型線進(jìn)行縮放;

5)曲面外形生成。

2.2 S形噴管內(nèi)外流場(chǎng)計(jì)算

在S形噴管流場(chǎng)和傳熱計(jì)算中涉及到噴管內(nèi)的燃?xì)饬髋c固體壁面之間的耦合換熱，主要包括：高溫燃?xì)饬骱蛧姽芄腆w壁面之間的對(duì)流換熱、 燃?xì)饬髦g的熱交換和金屬固體壁面內(nèi)的熱傳導(dǎo)。 隨著溫度的升高， 流體介質(zhì)和固體壁面之間的輻射換熱量增加，輻射換熱將對(duì)溫度場(chǎng)的分布產(chǎn)生重要影響。 紅外輻射特性的計(jì)算需要參與性介質(zhì)的空間分布， 不僅需要燃?xì)饬鲌?chǎng)的溫度、 壓強(qiáng)， 還需獲得流場(chǎng)中CO2，H2O， CO等組分的濃度場(chǎng)空間分布， 因此必須在求解流場(chǎng)和溫度場(chǎng)的同時(shí)對(duì)燃?xì)獾慕M分輸運(yùn)方程進(jìn)行求解。

本文中流場(chǎng)、 溫度場(chǎng)和組分濃度分布的計(jì)算均采用商用CFD軟件求解雷諾時(shí)均形式的質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量方程和能量方程組。 根據(jù)S形噴管的流動(dòng)特點(diǎn)和湍流模型的適用范圍， 選取RNG 湍流模型對(duì)方程式方程組封閉。 具體方法和步驟不再贅述。

2.3 紅外輻射特征數(shù)值模擬方法

經(jīng)過(guò)課題組多年改進(jìn)和發(fā)展的紅外輻射特征計(jì)算軟件， 計(jì)算精度和速度不斷提高， 通過(guò)與某實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膶?shí)驗(yàn)校核， 在各個(gè)探測(cè)角度上計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的誤差不超過(guò)15%。 該軟件采用改進(jìn)的離散傳遞法[18]作為紅外輻射計(jì)算方法，該方法將探測(cè)點(diǎn)的入射區(qū)域的立體角離散為許多小立體角， 輻射在小立體角的傳輸， 可以從三維空間積分的介質(zhì)輻射傳輸問(wèn)題轉(zhuǎn)化為一維多層介質(zhì)內(nèi)輻射傳輸問(wèn)題。

2.3.1 紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算基本方程

航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算的基本方程主要包括參與性介質(zhì)內(nèi)的輻射亮度傳輸方程、輻射照度計(jì)算方程、 輻射邊界條件和輻射強(qiáng)度計(jì)算方程。

1）輻射亮度傳輸方程

輻射亮度傳輸方程描述輻射能量在介質(zhì)中沿著射線傳輸?shù)倪^(guò)程中能量的變化與吸收、 發(fā)射和散射的相互關(guān)系， 是一個(gè)射線傳輸方向上的能量平衡方程[10]。 參與性介質(zhì)內(nèi)含有微分、積分項(xiàng)的熱輻射傳輸方程如下:

式中：s為光路微元位置，Lλ即為光譜輻射亮度，ds為光路上的微元長(zhǎng)度，Lbλ為黑體輻射亮度，αλ即為光譜吸收系數(shù)，σsλ表示散射項(xiàng)系數(shù)，是描述方向上入射輻射亮度引起的s方向上的光譜能量增加的相函數(shù)。 方程（1）中各項(xiàng)的含義如圖1所示。

圖1 介質(zhì)內(nèi)輻射亮度傳輸模型示意圖

假設(shè)加力燃燒室不工作， 且燃燒室內(nèi)燃料完全燃燒， 則燃?xì)鈨?nèi)不存在碳黑粒子以及液體顆粒。 因此， 傳輸過(guò)程中自身的散射項(xiàng)可以忽略， 由于散射導(dǎo)致的光譜能量增加同樣可以忽略， 則(1) 式可以簡(jiǎn)化為：

2）輻射照度計(jì)算方程

輻射照度計(jì)算方程描述了輻射亮度和輻射照度之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系。 輻射照度計(jì)算方程的光譜形式如下：

式中Hλ代表輻射照度， 即單位面積所接收到的輻射功率。 光譜輻射照度的單位為W/(μm·cm2)。

3）輻射邊界條件方程

輻射邊界條件與界面的輻射性質(zhì)密切相關(guān)，并且由于輻射吸收、發(fā)射和散射的遠(yuǎn)程性，輻射邊界條件中常含有遠(yuǎn)程項(xiàng)[10]。 對(duì)于灰體表面而言，輻射邊界條件可以寫為：

式中右端第一項(xiàng)為壁面的自身輻射的光譜輻射亮度，εm為壁面的黑度，Tm為固體壁面溫度，Lλb(Tm)為對(duì)應(yīng)于壁面溫度Tm的黑體光譜輻射亮度；右端第二項(xiàng)表示壁面對(duì)入射輻射反射所形成的光譜輻射亮度增益，其中為壁面的入射光譜輻射亮度。

4）輻射強(qiáng)度計(jì)算方程

輻射強(qiáng)度代表輻射點(diǎn)源向單位立體角所發(fā)射的功率，單位為W/Sr。 相對(duì)應(yīng)的光譜輻射強(qiáng)度的單位為W/(μm·Sr)。 光譜輻射強(qiáng)度的計(jì)算方程為：

2.3.2 射線行程追蹤方法

為提高計(jì)算效率和模擬精度， 我們提出并應(yīng)用了一種射線行程追蹤方法實(shí)現(xiàn)了流場(chǎng)數(shù)據(jù)與紅外數(shù)據(jù)的無(wú)縫對(duì)接， 避免了對(duì)流場(chǎng)數(shù)據(jù)的全場(chǎng)搜索和插值計(jì)算。 其基本思路是：追蹤從發(fā)射微元面到接收微元面之間的射線行程，從發(fā)射微元面開始，依次尋找射線傳輸方向上穿越的流體計(jì)算單元， 如果在到達(dá)接收微元面之間穿越的所有流體計(jì)算單元邊界都為透明邊界，說(shuō)明兩面元之間有照射關(guān)系。 如果在射線傳輸路徑上，射線穿越了遮擋性質(zhì)面元邊界，說(shuō)明發(fā)射與接收微元面之間沒(méi)有照射關(guān)系， 則此時(shí)不對(duì)射線進(jìn)行離散。 示意圖如圖2所示。

圖2 射線離散示意圖

通過(guò)射線行程追蹤方法，將射線離散成線段，可將方程(2)離散為：

式中γλ(i)為第i段離散射線段介質(zhì)的光譜透過(guò)率。若輻射線的出發(fā)點(diǎn)是固體壁面，則Lλ(0)對(duì)應(yīng)固體壁面的有效光譜輻射亮度；若輻射線的出發(fā)點(diǎn)是燃?xì)猓瑒tLλ=0。

利用射線追蹤法在完成射線的追蹤過(guò)程中就可以判斷出兩面元間的照射關(guān)系， 計(jì)算過(guò)程中將面元間照射關(guān)系判斷獨(dú)立于紅外輻射計(jì)算之外； 可在介質(zhì)區(qū)域內(nèi)生成較粗體網(wǎng)格以加速射線行程的追蹤。射線追蹤法需要與傳統(tǒng)的面元照射關(guān)系判斷法結(jié)合使用，因此分兩步：

1)首先判斷兩面元A，B之間法向相互指向，即兩面元若可能相互照射，則必須滿足：

如果不滿足條件1) 則說(shuō)明兩面元間不存在照射關(guān)系；如果滿足條件1)，則進(jìn)行第2)步遮擋關(guān)系判斷：

2) 在兩面元間進(jìn)行一次射線追蹤， 如果在射線行程上遇到遮擋性質(zhì)邊界面， 說(shuō)明兩面元間不存在照射關(guān)系，否則兩面元間存在照射關(guān)系，此時(shí)計(jì)算面元間角系數(shù)。

3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果及分析討論

軸對(duì)稱S形噴管的設(shè)計(jì)中存在三個(gè)設(shè)計(jì)變量：收斂段中心線變化規(guī)律、 收斂段面積變化規(guī)律和擴(kuò)張段面積變化規(guī)律。 本文設(shè)計(jì)了不同變化規(guī)律的噴管，并進(jìn)行了流場(chǎng)計(jì)算了紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算。

3.1 S形噴管流場(chǎng)與氣動(dòng)數(shù)值計(jì)算

流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域包括噴管內(nèi)外流場(chǎng)兩部分： 將外場(chǎng)計(jì)算區(qū)域設(shè)計(jì)為一個(gè)足夠大的圓柱體。 外場(chǎng)尺寸設(shè)定為：軸向長(zhǎng)度取為噴管出口半徑的30倍，徑向尺寸取為噴管出口直徑的20倍。 采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)噴管計(jì)算域內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對(duì)近壁面處、幾何形狀不規(guī)則的部分區(qū)域和流場(chǎng)中流動(dòng)參數(shù)梯度較大、變化劇烈的噴管喉部截面附近區(qū)域、噴管出口附近的射流區(qū)域等進(jìn)行網(wǎng)格局部加密， 以提高數(shù)值模擬的精度，而其他區(qū)域的網(wǎng)格劃分則相對(duì)稀疏。

所計(jì)算的噴管尺寸參數(shù)和計(jì)算狀態(tài)分別為：噴管進(jìn)口面積0.66476m2，喉部面積0.2224m2，噴管出口面積0.3025m2，噴管長(zhǎng)度720mm，擴(kuò)張段長(zhǎng)度318.796 mm，擴(kuò)張角7.9977°；噴管壓比NPR取為4.7，為噴管背壓取飛行高度大氣壓強(qiáng)。 飛行高度0km，遠(yuǎn)場(chǎng)靜壓為本地大氣壓，即P0=101325Pa，外流馬赫數(shù)為0，靜溫288.15K。

3.1.1 中心線形式對(duì)噴管氣動(dòng)性能的影響分析

將收斂段、擴(kuò)張段面積變化規(guī)律分別凍結(jié)為前急后緩和前緩后急，對(duì)中心線形式進(jìn)行調(diào)整，分別設(shè)計(jì)方案。 這里將中心線形式分別選取為前后均勻和前緩后急而設(shè)計(jì)得到的兩型噴管分別命名為Model1和Model2，針對(duì)其分別進(jìn)行了網(wǎng)格劃分和流場(chǎng)計(jì)算。為了得出中心線形式對(duì)于軸對(duì)稱S形噴管氣動(dòng)性能的影響規(guī)律并排除擴(kuò)張段設(shè)計(jì)的影響，將Model1、Model2所采用的擴(kuò)張段設(shè)計(jì)規(guī)律均改為線性形式，保持收斂段面積變化規(guī)律為前急后緩，將據(jù)此設(shè)計(jì)得到的兩型噴管分別命名為Model3和Model4，分別對(duì)上述噴管進(jìn)行了網(wǎng)格劃分和流場(chǎng)計(jì)算。 圖3給出了兩型噴管對(duì)稱面上的馬赫數(shù)分布云圖。 可以看出，氣流在噴管收斂段逐漸膨脹加速，由于彎管壁面的曲率作用，氣流在噴管喉部截面之前已經(jīng)達(dá)到音速，噴管下部氣流的速度高于同樣軸向位置處的上部氣流。

圖3 軸對(duì)稱S 形噴管對(duì)稱面馬赫數(shù)分布云圖

表1 噴管出口馬赫數(shù)和主要性能參數(shù)對(duì)比

表1 給出了上述兩噴管的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，可見對(duì)單S 彎噴管來(lái)說(shuō)， 流量系數(shù)和軸向推力系數(shù)變化較大，規(guī)律如下：

1）中心線曲率前后均勻變化、 緩急相當(dāng)?shù)腟 形噴管氣動(dòng)性能較好；

2）前緩后急的中心線形式會(huì)導(dǎo)致喉道截面附近的高速氣流轉(zhuǎn)彎過(guò)急，降低噴管的氣動(dòng)性能。

3.1.2 二元S 形噴管寬高比對(duì)氣動(dòng)性能的影響

國(guó)外隱身飛機(jī)大多數(shù)選取了矩形出口形式的排氣噴管， 二元噴管是一種有效抑制飛機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的手段， 在二元噴管設(shè)計(jì)方案中引入S形彎曲流道， 可以充分利用遮擋技術(shù)提高隱身性能[18]。根據(jù)上面的分析比較， 本文設(shè)計(jì)了中心線形式和收斂段面積變化前后均勻、 擴(kuò)張段面積變化前緩后急的形式二元S 形噴管， 出口寬高比AR 分別為2，3，4，5，6，8 的二元S 形噴管，并進(jìn)行了流場(chǎng)和氣動(dòng)性能的數(shù)值計(jì)算和分析比較。 內(nèi)外流場(chǎng)溫度分布云如圖4 所示。

圖4 S 形二元噴管內(nèi)外流場(chǎng)靜溫分布云圖

從圖4中可以看出，S形二元噴管的射流摻混效果隨著噴管AR的增加有所提高。 隨著AR的增大，熱噴流變得扁平，射流高溫核心區(qū)的長(zhǎng)度顯著縮短。 在寬邊方向上，隨著AR的增加，熱噴流變得扁平，射流高溫核心區(qū)長(zhǎng)度有所縮短。 根據(jù)計(jì)算結(jié)果得到的S形二元噴管氣動(dòng)特性隨AR的變化曲線如圖5所示，顯然AR=4時(shí)的綜合性能較高。

除了二元噴口之外，還計(jì)算了橢圓、梯形出口的S形噴管的內(nèi)外流場(chǎng)和氣動(dòng)性能， 由于篇幅關(guān)系，此處不再贅述，下面只討論其紅外輻射特性。

3.2 S形噴管紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算與分析

本文中紅外輻射計(jì)算域與流場(chǎng)計(jì)算域完全相同并直接采用了流場(chǎng)計(jì)算的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分， 而紅外計(jì)算邊界網(wǎng)格則直接利用了流場(chǎng)計(jì)算域的邊界網(wǎng)格，并在邊界附加上紅外計(jì)算所需紅外發(fā)射率信息。

圖5 S形二元噴管性能參數(shù)隨出口AR的變化曲線

3.2.1 邊界條件及方位角設(shè)置

紅外計(jì)算條件為：計(jì)算譜帶區(qū)間3~5μm，光譜分辨率0.25μm。 噴管壁面網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的溫度直接由流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果給定，將噴管壁面發(fā)射率假設(shè)為0.8，考慮到渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管入口前為高速旋轉(zhuǎn)的渦輪葉片， 在將噴管入口簡(jiǎn)化為各向同性灰體端壁面的過(guò)程中將其發(fā)射率假定為0.85；在實(shí)際情況中飛機(jī)后體溫度較低，對(duì)排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的貢獻(xiàn)較小，在計(jì)算中將其發(fā)射率假定為0.1。

對(duì)于具有非對(duì)稱結(jié)構(gòu)的噴管(如二元噴管)，一條曲線無(wú)法全面反應(yīng)紅外輻射強(qiáng)度在空間的分布情況。 在對(duì)二元噴管進(jìn)行紅外輻射特征數(shù)值計(jì)算時(shí)，目前應(yīng)用較為廣泛的做法是將探測(cè)中心設(shè)定為噴管出口截面的形心， 根據(jù)對(duì)稱性選取寬邊對(duì)稱平面和窄邊對(duì)稱平面作為典型探測(cè)方向， 并在其上等角度分布探測(cè)點(diǎn)。

3.2.2 紅外計(jì)算結(jié)果及分析

在計(jì)算時(shí)本初子午線均勻分布的19個(gè)探測(cè)點(diǎn)構(gòu)成了噴管后半球空間內(nèi)的寬邊方向探測(cè)面； 因?yàn)槠矫鎸?duì)稱， 所以在經(jīng)度線上均勻分布的10個(gè)探測(cè)點(diǎn)構(gòu)成噴管后半球空間內(nèi)的窄邊方向探測(cè)面（如圖6）。

圖7給出了包括橢圓和梯形噴口的不同出口形式S形噴管紅外輻射強(qiáng)度空間分布。 從寬邊探測(cè)平面上積分輻射強(qiáng)度的分布圖上可以看出，S形噴管后半球空間內(nèi)的積分輻射強(qiáng)度分布有異于常規(guī)的直噴管， 上方探測(cè)平面和下方探測(cè)平面的輻射強(qiáng)度分布呈現(xiàn)出不對(duì)稱性，這一點(diǎn)對(duì)于軸對(duì)稱S形噴管表現(xiàn)得尤為明顯。 圖7還顯示出，不論寬邊還是窄邊方向，梯形出口S形噴管的紅外輻射都是最低的，其余由小到大依次是二元、橢圓和圓形出口S形噴管。

圖6 S形二元噴管探測(cè)角度設(shè)置示意

圖8給出了紅外輻射計(jì)算得到的上方幾個(gè)不同探測(cè)角度方向的紅外成像圖， 圖中編號(hào)A、B、C、D分別對(duì)應(yīng)軸對(duì)稱噴管、橢圓形出口噴管、二元噴管和梯形出口噴管。 可見橢圓和矩形出口S形噴管的紅外輻射亮度相對(duì)較小。

圖9給出了本文紅外輻射計(jì)算得到的側(cè)向幾個(gè)不同探測(cè)角度方向的紅外成像圖，從圖中可見，橢梯形和二元噴口S形噴管的燃?xì)馕擦鞯募t外輻射高亮度區(qū)域相對(duì)較小。

圖7 不同出口形式S形噴管寬邊探測(cè)平面輻射強(qiáng)度分布

圖8 上方不同方向輻射成像效果

圖9 側(cè)向輻射亮度成像效果

4 結(jié)論

本文在單S彎噴管的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)之上通過(guò)氣動(dòng)計(jì)算、分析，得到主要幾何設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)不同出口S彎噴管氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。 選取氣動(dòng)性能最優(yōu)的S彎噴管進(jìn)行了紅外輻射特征計(jì)算， 并與基準(zhǔn)圓噴管、橢圓、二元、梯形出口S形噴管進(jìn)行了對(duì)比分析。 研究結(jié)果表明：

1）矩形和梯形出口形式與S彎流道組合可使其紅外輻射得到較好抑制， 可在窄邊方向峰值方位紅外輻射強(qiáng)度縮減57%-60%， 在寬邊方向峰值方位紅外輻射強(qiáng)度縮減56%。

2）S彎噴管的紅外輻射峰值沒(méi)有出現(xiàn)在零度方位，而是在窄邊方向20度至30度方位，寬邊方向10-20度方位，且上下不對(duì)稱。

3）四種不同噴口形式的S形噴管中， 紅外輻射強(qiáng)度由小到大依次是梯形、二元、橢圓和圓形噴口形式。

4）噴管中心線曲率前后均勻變化、緩急相當(dāng)?shù)腟形噴管氣動(dòng)性能較好，在所研究S形噴管軸向推力系數(shù)在93.06%至95.8%之間， 流量系數(shù)在94.81%至97.29%之間；與常規(guī)噴管相比雖有所下降，但與紅外輻射縮減幅度相比這點(diǎn)代價(jià)是值得的。

[1]張考,馬東立等. 軍用飛機(jī)生存力與隱身設(shè)計(jì)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2002:54-168.

[2]趙超，楊號(hào). 紅外制導(dǎo)的發(fā)展趨勢(shì)及其關(guān)鍵技術(shù).電光與控制，2008,15（5）：48-53

[3]J.C.D.Behm,K.Kidd,K.Young.F/A-22 IR Signature Flight Test Model Validation.Aircraft Survivability,2003,2003 fall:9-11.

[4]G.A.Rao,S.P.Mahulikar.Aircraft Powerplant and Plume Infrared Signature Modelling and Analysis.AIAA 2005-221,2005

[5]徐南榮，卞南華. 紅外輻射與制導(dǎo)[M]. 北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1997.

[6]徐南榮，瞿榮貞. 飛行器的紅外特性[J]. 紅外與激光工程，1999，28(1)：8-14.

[7]張建奇，方小平.紅外物理[M]. 西安:西安電子科技大學(xué)出版社，2004.

[8]S.P.Mahulikar,H.R.Sonawane,G.A.Rao.Infrared Signature Studies of Aerospace Vehicles [J].Progress in Aerospace Sciences,2007,43(1):218-245.

[9]羅明東,吉洪湖,黃偉.非加力渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度的數(shù)值計(jì)算[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2007,22(10):609-616.

[10]羅明東.無(wú)人機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)研究,博士學(xué)位論文.南京：南京航空航天大學(xué)，2006.

[11]黃偉.渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外特征計(jì)算與抑制技術(shù)研究,博士學(xué)位論文.南京：南京航空航天大學(xué)，2010.

[12]董長(zhǎng)軍,胡凌云等.聚焦隱身戰(zhàn)機(jī)[M]. 北京：藍(lán)天出版社，2005.

[13]M.Johansson,M.Dalenbring.Calculation of IR signatures from airborne vehicles.Proc.of SPIE 6228,2006.

[14]Thomas M.berens,Norbert C.Bissinger.Thrust Vector Behavior of Highly Integrated Asymmetric Nozzles for Advanced Fighter Aircraft.AIAA-98-0948.

[15]楊承宇,張靖周,單勇.單邊膨脹噴管紅外輻射特性的數(shù)值模擬[J].航空學(xué)報(bào),2010,10.Vol.31,No.10

[16]劉常春，吉洪湖，李娜，林蘭之. 一種二元S彎噴管的紅外輻射特性數(shù)值研究[J].工程熱物理學(xué)報(bào)，2010，31(9)：1567-1570.

[17]李翔. 異形截面S彎通道噴管氣動(dòng)及紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算研究[D]. 西安:西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文,2013.

[18]陳立海.航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)目標(biāo)紅外/RCS特性計(jì)算研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué)博士學(xué)位論文,2013.