面向飛/發(fā)一體化設計的高溫尾噴口流場分析

李書， 王黎， 吳爍， 申東， 黃瑞， 王強

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京　100083

2. 成都飛機設計研究所 結(jié)構(gòu)部， 成都　610031

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面向飛/發(fā)一體化設計的高溫尾噴口流場分析

李書1, *， 王黎1， 吳爍1， 申東1， 黃瑞2， 王強2

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京100083

2. 成都飛機設計研究所 結(jié)構(gòu)部， 成都610031

摘要:結(jié)合飛/發(fā)一體化設計理念，以提升紅外隱身性能為目的，引入橫向摻混技術(shù)進行尾噴管構(gòu)型設計。應用計算流體力學(CFD)數(shù)值仿真方法，分別分析了圓形噴管和矩形噴管流場溫度分布，并提取矩形噴管中心面，研究噴管帶小孔壁板偏折角對尾流冷卻效果的影響。研究結(jié)果表明：相對于入口熱流溫度，矩形噴口降溫率約為30%，尾氣流噴出后偏向兩側(cè)流動，高溫核心區(qū)體積快速衰減；圓形噴口降溫率約為10%，尾氣流噴出后沿軸向一直保持圓柱形，高溫核心區(qū)體積衰減緩慢。矩形噴口主動冷卻效果明顯高于圓形噴口，更有利于實現(xiàn)飛/發(fā)一體化的熱管理及紅外隱身。同時，中面帶小孔壁板偏折角的大小與主動冷卻效果也存在密切關(guān)系。

關(guān)鍵詞:飛/發(fā)一體化設計； 紅外隱身； 橫向摻混； 主動冷卻； 計算流體力學

自從渦扇發(fā)動機出現(xiàn)以來，飛/發(fā)一體化設計開始逐步成為一項重要技術(shù)，為提升飛機與發(fā)動機的綜合性能，需要將飛機和發(fā)動機作為一個整體來看待[1]，不少專家學者專門研究飛/發(fā)一體化技術(shù)問題。美國GE公司專門設立了發(fā)動機飛行器系統(tǒng)一體化課程[2]。國外飛/發(fā)一體化設計的評估方法主要有試驗和數(shù)值計算[3-5]，AEDC (Arnold Engineering Development Center)通過對比F-16和F-15戰(zhàn)斗機縮比試驗機分別用在自由射流條件和風洞條件下的試驗結(jié)果來評估進/發(fā)相容性，Hale等[6]使用TEACC計算工具評估前機身在一定攻角與側(cè)滑角下工作時進氣畸變對風扇的影響。在中國，后機身與發(fā)動機設計仍然還處于分開設計的階段，飛/發(fā)一體化設計雖然在數(shù)值仿真方面有一些研究，但是進展緩慢。發(fā)動機種類、安裝位置、進氣口、噴口構(gòu)型、安裝方式和冷卻系統(tǒng)都會影響飛機的升力、阻力、機體重量和發(fā)動機效率等[7]。有資料顯示，機身后體阻力占全機阻力的38%～50%[8]，出于一體化設計的思想，將傳統(tǒng)圓形噴管改為矩形噴管對于減小后機身阻力有重大意義。

另外，對于戰(zhàn)斗機來說，發(fā)動機的尾噴流是飛機的主要紅外輻射源之一[9]。為了提高戰(zhàn)機的生存率，必須降低尾噴流的紅外輻射強度[10]。國內(nèi)外開展紅外隱身研究時，一般都遵循3個原則：首先，設法減少輻射源的溫度，降低向外輻射的能量；其次，改變紅外輻射頻率，使其產(chǎn)生最大輻射強度的波長偏離紅外探測系統(tǒng)最敏感的工作區(qū)間；第三，降低目標或尾焰的黑度，使其具有較低的輻射能力[11-13]。根據(jù)物體輻射公式Mb=ε σ T4(式中：Mb為物體對外輻射強度；ε為物體黑度；σ為斯忒藩常數(shù)；T為物體溫度。)可以看出，降低物體的溫度是降低物體紅外輻射最有效的手段。

事實上，在噴口下游區(qū)，存在速度和溫度不變的核心區(qū)。研究表明，尾噴流紅外輻射能量的70%～80%來自于高溫核心區(qū)[14]。因而加強高溫射流與周圍冷空氣的摻混,減小高溫核心區(qū)的體積,是降低尾噴流紅外輻射的重要手段之一。橫向摻混技術(shù)主要包括加旋二元噴管、波瓣噴管、聲激勵和引射外界冷空氣[15-18]等。矩形噴管可以增加冷氣與熱氣的接觸面以達到強化摻混的效果，所以采用矩形噴口的渦輪風扇發(fā)動機對于提高尾噴管主動冷卻效率、實現(xiàn)飛/發(fā)一體化熱管理具有很大的潛力。

本文面向飛/發(fā)一體化設計，綜合考慮了尾噴管對飛機氣動性能的影響和一體化熱管理因素，設計了壁板帶小孔的矩形噴口，以使外涵道冷氣流與內(nèi)涵道熱氣流充分混合，并與傳統(tǒng)圓形噴口對比。然后提取了矩形噴管的中心面，分析尾噴管后段壁板偏折角對降溫效率的影響。

1三維噴管設計與流場計算模型

1.1總體設計要求

在總體設計過程中，對尾噴管主要有以下幾個要求：①保證尾噴氣流產(chǎn)生最有效的動能，以提升發(fā)動機推重比；②先進軍機生存力是總體設計中必須考慮的重要因素，所以應該設計抑制紅外輻射的排氣噴管；③噴管應具有抑制噪聲的能力；④考慮成本、重量、維護性、后體阻力和飛/發(fā)一體化性能。

噴管構(gòu)型對飛機總體性能影響很大，傳統(tǒng)圓形噴管雖然推力性能良好，但是其飛/發(fā)一體化性能差，會帶來很大的后體阻力。然而，矩形噴管卻可以有效減小后體阻力，并且矩形噴管可以增加噴管表面積，從而增強射流與引射冷氣流的混合，有效抑制紅外輻射。研究表明，采用大寬高比(寬高比為7左右)的矩形噴管紅外抑制效果最好，但是應考慮到飛/發(fā)一體化設計對噴管構(gòu)型作修型處理，本文設計了寬高比為1.5，內(nèi)外涵道比為2的矩形噴管。

1.2幾何模型

噴管幾何外形如圖1所示，其中矩形噴管為1/2模型，圓形噴管為1/12模型。為了達到降低中心氣流溫度的目的，采取了噴口處壁板開孔的措施。上下通道是從外涵道引入的冷氣流，中間通道是內(nèi)涵道噴出的熱氣流，冷氣流從小孔流出與熱氣流混合。矩形噴管上下偏板各有67個小孔，上下側(cè)邊板各有4個小孔，一共有142個小孔，矩形完整模型具有284個小孔。圓形完整模型具有312個小孔。小孔直徑?=5 mm。

圖1噴管幾何模型
Fig. 1Nozzle geometric model

1.3數(shù)值方法

本文使用FLUENT軟件進行計算流體力學(CFD)仿真，分析噴管出口處的流場和溫度場。以雷諾平均Navier-Stokes方程為控制方程，采用標準k-ε湍流模型和增強壁面函數(shù)。

標準k-ε湍流方程為

Gk+Gb-ρ ε-YM+Sk

(1)

(2)

式中：ρ為密度；t為時間；ui為時均速度；xi和xj為速度分量；μ為黏度；μt為湍動黏度；Gk為由平均速度梯度引起的湍動能k的產(chǎn)生項；Gb為由浮力引起的湍動能k的產(chǎn)生項；YM為可壓湍流中脈動擴張的貢獻；C1ε、C2ε和C3ε為經(jīng)驗常數(shù)；σk和σε分別為與湍動能k和耗散率ε對應的Prandtl數(shù)；Sk和Sε為用戶定義的源項。

1.4計算網(wǎng)格

網(wǎng)格生成是離散CFD偏微分控制方程的重要步驟。采用結(jié)構(gòu)良好的網(wǎng)格會對數(shù)值計算產(chǎn)生良好的影響，它不僅可以避免可能產(chǎn)生的計算不穩(wěn)定性或者不收斂問題，而且還可增加獲得CFD問題最終收斂解的可能性。

矩形噴管使用混合網(wǎng)格技術(shù)，由于噴管幾何不規(guī)則，所以在噴管附近用一個立方體將尾噴管包住，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。其余流域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，在交界面作合并節(jié)點處理。整個流場空間一共有351萬個網(wǎng)格，小孔處進行網(wǎng)格加密，壁面處生成六節(jié)點邊界層網(wǎng)格。流場計算域是11.5D×3.8D×7.6D的立方體，D為矩形噴管的高度。

圓形噴管幾何形狀規(guī)則，采取結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，小孔處進行網(wǎng)格加密。圓形尾噴管流場一共有540萬網(wǎng)格，為了提高楔形幾何圓心處尖角的網(wǎng)格質(zhì)量，在劃分網(wǎng)格時采用了Y-block處理。圓形噴管的流場計算域為圓柱形，半徑為8L、長度為13L，L為圓形噴管的長度。圖2為矩形噴管和圓形噴管網(wǎng)格劃分情況。

圖2網(wǎng)格劃分
Fig. 2Mesh generation

1.5邊界條件

內(nèi)外涵道入口都采用壓力入口邊界條件，出口為壓力出口，矩形噴管中心面處為對稱邊界條件，圓形噴管側(cè)邊采用周期性邊界條件。冷氣流通過小孔與中心熱氣流混合，通過控制入口壓力來控制氣體的流量。內(nèi)涵道熱氣總溫為800 K，外涵道冷氣總溫為300 K，內(nèi)外涵道總壓均為34 kPa。壁面邊界條件使用耦合(Coupled)無滑移壁面。選用基于壓力的耦合隱式求解方式，初始計算選用低階離散格式，后續(xù)改用高階QUICK離散格式。整個計算過程，操作壓強取為0 kPa。

2三維噴管流場計算結(jié)果與分析

2.1矩形噴管流場計算結(jié)果與分析

矩形噴管求解結(jié)果如圖3所示。由圖3可知，矩形尾噴管出口處最高溫度在570 K左右，這相比于熱氣進口處溫度降低了約30%，小孔結(jié)構(gòu)主動冷卻效果較明顯；另外，由于尾噴氣流速度較高，高溫氣體向后噴射較遠，兩側(cè)邊噴射范圍較小。沿尾噴管長度方向，從出口處到距離出口1倍尾噴管長度處,雖然最高溫度無明顯變化，但是高溫區(qū)體積明顯縮小。

圖3矩形噴管正交面內(nèi)溫度分布
Fig. 3Temperature distribution in orthogonal surface of rectangular nozzle

2.2圓形噴管流場計算結(jié)果與分析

圖4為圓形噴管流場溫度分布圖。從圖4可以看出，圓形噴管出口處氣體的溫度為690 K左右，相比熱氣入口處降低了大約10%，外涵道冷空氣的引入對于尾噴氣流主動冷卻效果不明顯。從噴管出口到噴管向后延伸的空間內(nèi)，尾噴氣流的高溫區(qū)橫截面積雖略有縮小，但沿噴射方向，高溫區(qū)幾乎一直存在，同時，膨脹波與激波相互交叉反射，局部溫度甚至大幅增加，激波后的高溫區(qū)在范圍和數(shù)量上，均會導致明顯的紅外特征。

圖4圓形噴管流場溫度分布
Fig. 4Temperature distribution of circular nozzle

2.3對比分析

在相同的入口條件下，矩形噴管主動冷卻效果比圓形噴管主動冷卻效果高20%。從圖5中可以看出，沿噴射方向，矩形噴管580 K的高溫核心區(qū)同時向兩邊擴散并且體積快速縮減，而圓形噴管580 K的高溫核心區(qū)沿噴射方向形成圓柱形，體積幾乎沒有縮減，一直延伸到流場邊界依然存在。由此可以得出結(jié)論:本研究中矩形噴管結(jié)構(gòu)更加有利于實現(xiàn)飛/發(fā)一體化熱管理和紅外抑制。

圖5噴管580 K等溫面
Fig. 5Nozzles 580 K isothermal surface

矩形噴管結(jié)構(gòu)冷卻效果之所以優(yōu)于圓形噴管結(jié)構(gòu)，在很大程度上取決于流場的非對稱性。首先，矩形上下帶孔壁板偏折角度、長度不一致且上下壁板開孔位置有偏差，使得上下壓力分布不均勻，從而促進了冷熱氣流充分混合，有效改善冷卻效果；另外，矩形噴管冷熱氣流混合處只有上下壁板卻沒有側(cè)邊壁板，因此出口處中心流場上下邊界壓力較大而側(cè)邊壓力很小，這迫使高溫核心區(qū)氣流向兩側(cè)流動，從而促使高溫核心區(qū)體積快速減小。圓形噴管為軸對稱結(jié)構(gòu)，高溫氣體流場邊界四周壓力均勻，冷氣流只能與中心圓柱形熱氣流外表面少量氣體混合，不能充分發(fā)揮冷卻效能，同時尾氣流幾乎一直保持圓柱形，高溫氣流向周圍環(huán)境散熱效率低，導致高溫核心區(qū)體積減小緩慢。

3后壁板偏折角對主動冷卻的影響

根據(jù)第2節(jié)的結(jié)論，矩形噴管主動冷卻效率高于圓形噴管，對提升飛機紅外隱身性能和實現(xiàn)飛/發(fā)一體化設計有著很大的作用，所以研究矩形噴管構(gòu)型參數(shù)對主動冷卻效率的影響意義重大。但是直接使用三維矩形噴管的CFD計算代價高、耗時長，這里提取矩形噴管中面進行二維問題分析，計算更加高效，同時具有一定參考意義。本文針對壁板偏折角對降溫效率的影響，提取矩形噴管鉛垂對稱面對尾噴口流場作進一步分析。

3.1二維噴管計算模型

建立1/2二維噴管模型，如圖6所示，其中內(nèi)外涵道比為2，帶小孔壁板偏折角θ為變量，以逆時針方向為正方向，出于對本文所設計噴管幾何形狀的考慮，分別對偏折角為-15°，-10°，-5°，0°，5°，10°，15°的二維計算模型進行流場和溫度場分析。初始條件和邊界條件與三維模型一致。

圖6二維噴管模型
Fig. 6Two-dimensional model of nozzle

3.2二維噴管計算結(jié)果與分析

引言中提到，高溫核心區(qū)紅外輻射強度占尾噴氣流紅外輻射強度的70%～80%，所以運用主動冷卻技術(shù)減小尾噴氣流高溫區(qū)的體積對于提升紅外隱身能力具有很大的意義。表1給出了不同偏折角時噴管出口處高溫核心區(qū)高度與低溫區(qū)高度的比值。從表1中可以看出隨著壁板偏折角從-15°增加到15°，核心高溫區(qū)與低溫區(qū)高度比不斷減小。

表1各偏折角下核心高溫區(qū)與低溫區(qū)高度比

Table 1Ratio of core jet flow height to cold flow height in different angles

Deflectionangle/(°)Ratioofcorejetflowheighttocoldflowheight-153.12-102.48-52.1201.9751.85101.72151.60

高溫核心區(qū)與低溫區(qū)高度比越小，說明對稱面內(nèi)冷熱氣體混合越充分，橫向摻混冷卻效果越好。從表1可以看出，帶小孔的壁板偏折角為正時噴管的冷卻效果優(yōu)于偏折角為負的情況。這是因為當偏折角為負時，中心熱流在垂直于帶小孔壁板的方向有速度分量，這對從小孔流出的冷氣流存在阻滯作用，阻撓了冷氣流與熱氣流更加充分地混合。負偏折角的絕對值越大，越不利于高溫氣體冷卻，而隨著正偏折角角度的增加，高溫區(qū)與低溫區(qū)高度比逐漸減小，呈線性下降趨勢。

4結(jié)論

1) 在入口邊界條件相同的情況下，矩形噴管出口處的溫度降低30%，氣流在噴出噴管后由于壓力的非對稱性，高溫核心氣流向兩側(cè)流動，使得高溫核心區(qū)體積迅速縮小，而圓形噴管出口處溫度僅降低了10%，并且高溫核心區(qū)體積減小不明顯。因此，矩形噴管的主動冷卻效果優(yōu)于圓形噴管的主動冷卻效果，更加有利于實現(xiàn)飛/發(fā)一體化熱管理和降低紅外特征。

2) 帶小孔的壁板偏折角對對稱面流場存在一定影響。當帶小孔壁板為負偏角時，尾噴氣流高溫核心區(qū)體積比較大，負偏角度越大高溫核心區(qū)體積比越大；當帶小孔壁板為正偏角時，高溫核心區(qū)體積比較小，并且隨著正偏角增加體積比呈線性降低，本文計算結(jié)果中當θ=15°時，高溫核心區(qū)體積比最小。為提升主動冷卻效果，降低紅外信號應采用一定的正偏角設計。

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李書男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 飛行器設計

Tel: 010-82314622

E-mail: lishu@buaa.edu.cn

王黎女， 碩士。主要研究方向： 飛行器設計

Tel: 010-82316579

E-mail: aewangli@163.com

Received： 2015-11-24; Revised: 2015-11-27; Accepted: 2015-12-04; Published online: 2015-12-08 16:37

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151208.1637.004.html

Foundation item： AVIC Special Project

Analysis of high temperature nozzle exhaust flow towards aircraft-engine integrated design

LI Shu1, *, WANG Li1, WU Shuo1, SHEN Dong1, HUANG Rui2, WANG Qiang2

1. School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing100083, China 2. Structure Department, Chengdu Airplane Design and Research Institution, Chengdu610031, China

Abstract:Combined with the aircraft-engine integration concept, transverse jet mixing technology is introduced to conduct the nozzle design in order to improve infrared stealth performance. The temperature field of circular and rectangular nozzle exhaust flow is analyzed by computational fluid dynamics (CFD) numerical simulation method, and we extract the central face of the rectangular nozzle to observe the cooling effect of transverse jet walls along with different angles. The results show that compared with the inlet temperature, the cooling ratio of rectangular nozzle reaches 30%approximately, the exhaust plume flows to both sides, and the volume of the core high temperature flow decreases obviously;circular nozzle cooling rate is about 10%,the exhaust plume keeps cylindrical along the central line, and the core jet volume attenuation is slow. Consequently, the rectangular nozzle cooling efficiency is significantly higher than that of the circular nozzle and is more advantageous to realize aircraft-engine integrated thermal management as well as infrared stealth. Additionally, active cooling effect also has close relationship with the deflection angle magnitude of the mid wall with transverse jet.

Key words:aircraft-engine integrated design; infrared stealth; transverse mixing; active cooling; CFD

*Corresponding author. Tel.： 010-82314622E-mail: lishu@buaa.edu.cn

作者簡介：

中圖分類號：V221

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0364-07

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0333

*通訊作者.Tel.： 010-82314622E-mail: lishu@buaa.edu.cn

基金項目：中航工業(yè)產(chǎn)學研專項項目

收稿日期：2015-11-24; 退修日期: 2015-11-27; 錄用日期: 2015-12-04; 網(wǎng)絡出版時間: 2015-12-0816:37

網(wǎng)絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151208.1637.004.html

引用格式： 李書， 王黎， 吳爍， 等． 面向飛/發(fā)一體化設計的高溫尾噴管流場分析[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 364-370. LI S, WANG L, WU S, et al. Analysis of high temperature nozzle exhaust flow towards aircraft-engine integrated design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 364-370.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn