某戰(zhàn)斗機(jī)尾噴管外壁面溫度場(chǎng)仿真建模研究

王杏濤 祁鳴 張二磊

摘要： 戰(zhàn)斗機(jī)在飛行過(guò)程中， 由于高溫尾焰熱輻射及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的傳熱作用， 在尾噴管外壁面接近噴管出口位置會(huì)形成一個(gè)溫度較高的區(qū)域， 進(jìn)一步增強(qiáng)戰(zhàn)斗機(jī)的紅外輻射信號(hào)， 進(jìn)而降低其紅外隱身性能。 本文在飛行條件下某戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身外流場(chǎng)和噴管流場(chǎng)建模仿真基礎(chǔ)上， 對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)尾噴管外壁面溫度場(chǎng)分布進(jìn)行數(shù)值計(jì)算， 得出了尾噴管外壁面溫度場(chǎng)的分布規(guī)律及其內(nèi)部熱傳導(dǎo)的分布特點(diǎn)， 并與試驗(yàn)測(cè)試的尾噴管溫度分布圖像進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。

關(guān)鍵詞： 尾噴管外壁面； 建模仿真； 內(nèi)部導(dǎo)熱； 溫度分布； 試驗(yàn)驗(yàn)證

中圖分類(lèi)號(hào)： V271.4+1； E926.31文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 1673-5048（2018）02-0060-05

0引言

隨著紅外探測(cè)及制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展， 現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中的紅外精確制導(dǎo)武器已經(jīng)成為作戰(zhàn)飛機(jī)所面臨的主要戰(zhàn)場(chǎng)威脅之一。 通過(guò)采用紅外隱身技術(shù)降低自身的紅外輻射信號(hào)， 能夠有效降低紅外制導(dǎo)武器的作用距離， 使得作戰(zhàn)飛機(jī)的生存能力大大提高。 因此， 紅外輻射特征的抑制對(duì)于提升作戰(zhàn)飛機(jī)的紅外隱身性能具有重要作用。

戰(zhàn)斗機(jī)的紅外輻射信號(hào)主要來(lái)自機(jī)身外蒙皮、 尾焰高溫氣體、 高溫的發(fā)動(dòng)機(jī)可視部件三個(gè)部分， 傳統(tǒng)的第三代噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)的特點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)身是非一體化設(shè)計(jì)， 發(fā)動(dòng)機(jī)在安裝時(shí)將尾噴管部件裸露在機(jī)身尾部， 沒(méi)有采取遮擋措施。 由于高溫尾焰的輻射加熱和發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部傳熱作用， 在尾噴管外壁面接近噴管出口位置會(huì)形成一個(gè)溫度較高的區(qū)域，對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)紅外目標(biāo)特性產(chǎn)生重要影響[1-3]。

盡管對(duì)于飛行器內(nèi)流場(chǎng)和外流場(chǎng)的耦合問(wèn)題已經(jīng)開(kāi)展了一些研究， 但對(duì)飛行器后機(jī)身靠近噴管出口的外壁面加熱問(wèn)題的研究相對(duì)缺乏。 為了準(zhǔn)確模擬該處的溫度分布規(guī)律， 本文建立了某戰(zhàn)斗機(jī)的整機(jī)模型， 對(duì)其外流場(chǎng)、 尾噴管流場(chǎng)以及尾噴管外壁面的溫度場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值仿真， 分析外流場(chǎng)、 尾焰對(duì)噴管外壁面?zhèn)鳠嵝?yīng)， 揭示尾噴管外壁面的溫度分布規(guī)律， 并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。

1物理模型

1.1幾何模型

以某戰(zhàn)斗機(jī)為基礎(chǔ)建立簡(jiǎn)化的整機(jī)計(jì)算仿真模型， 見(jiàn)圖1。 機(jī)身長(zhǎng)度為21 m， 翼展寬度為14 m， 外流計(jì)算域?yàn)橐粋€(gè)長(zhǎng)195 m、 寬120 m、 高度100 m的長(zhǎng)方體外場(chǎng)； 在戰(zhàn)斗機(jī)模型的進(jìn)氣道入口位置設(shè)置壓力出口， 作為進(jìn)氣道耦合邊界， 仿真過(guò)程中調(diào)整出口壓力， 保證該處流量在合理范圍之內(nèi)； 在后機(jī)身建立發(fā)動(dòng)機(jī)噴管模型， 作為尾焰耦合邊界， 噴管外側(cè)為后機(jī)身外壁面， 二者之間簡(jiǎn)化為固體導(dǎo)熱。

對(duì)熱傳導(dǎo)區(qū)域采用不同的導(dǎo)熱性能材料分別進(jìn)行計(jì)算仿真， 研究不同材料下后機(jī)身尾噴管外

收稿日期： 2017-10-16

基金項(xiàng)目： 航空科學(xué)基金項(xiàng)目（20160112003）

作者簡(jiǎn)介： 王杏濤（1987-）， 男， 河南洛陽(yáng)人， 工程師， 主要從事紅外目標(biāo)與環(huán)境特性仿真研究。

引用格式： 王杏濤， 祁鳴， 張二磊 . 某戰(zhàn)斗機(jī)尾噴管外壁面溫度場(chǎng)仿真建模研究[ J]. 航空兵器， 2018（ 2）： 60-64.

Wang Xingtao， Qi Ming， Zhang Erlei.Simulation Modeling Study of the Nozzle Outer Wall Temperature Distribution of Fighter[ J]. Aero Weaponry， 2018（ 2）： 60-64.（ in Chinese）圖1戰(zhàn)斗機(jī)的幾何模型

Fig.1Geometric model of fighter

壁面的溫度分布特點(diǎn)和規(guī)律， 本文主要選用的幾種材料如表1所示。

表1導(dǎo)熱材料的物理參數(shù)表

Table 1List of physical parameters of thermal

conductivity material材料密度/（kg/m3）比熱容/

（J/（kg·K））導(dǎo)熱系數(shù)/

（W/（m·K））Al（鋁）2 719871202.4Ni（鎳）8 900460.691.74Steel（鋼）8 030502.4816.27Ti（鈦）4 850544.257.44

根據(jù)該戰(zhàn)斗機(jī)尾噴管的結(jié)構(gòu)， 在尾噴管模型的外壁面進(jìn)行了結(jié)構(gòu)調(diào)整， 如圖2所示。 圖2（a）是噴管壁面只有熱傳導(dǎo)區(qū)域， 噴管主流通過(guò)壁面向尾噴管外壁面進(jìn)行導(dǎo)熱； 圖2（b）是在尾噴管外壁面進(jìn)行結(jié)構(gòu)微調(diào)， 該處針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)尾噴管外壁面的氣流漏氣進(jìn)行設(shè)計(jì)， 在尾噴管外壁面前端加了一個(gè)環(huán)形次流出口， 有一定流量和溫度的次流， 對(duì)尾噴管外壁面進(jìn)行加熱， 同時(shí)還受到內(nèi)部主流的熱傳導(dǎo)作用。

圖2尾噴管外壁面流場(chǎng)邊界

Fig.2Flow field boundary of the nozzle outer wall

1.2數(shù)學(xué)模型

航空兵器2018年第2期王杏濤， 等： 某戰(zhàn)斗機(jī)尾噴管外壁面溫度場(chǎng)仿真建模研究1.2.1網(wǎng)格離散模型

采用離散化的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行機(jī)身溫度場(chǎng)的計(jì)算仿真， 首先對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)幾何模型和外場(chǎng)模型進(jìn)行網(wǎng)格離散化， 圖3為戰(zhàn)斗機(jī)和外場(chǎng)幾何模型的離散化網(wǎng)格。 在進(jìn)行網(wǎng)格劃分過(guò)程中， 通過(guò)局部網(wǎng)格加密和優(yōu)化手段， 在流場(chǎng)變換均勻的區(qū)域， 網(wǎng)格相對(duì)稀疏， 而流場(chǎng)變化比較劇烈的區(qū)域， 網(wǎng)格相對(duì)稠密。 這樣的網(wǎng)格疏密布置更加合理， 既保證網(wǎng)格劃分?jǐn)?shù)量不至于過(guò)大， 又能夠捕捉到關(guān)鍵的紅外隱身結(jié)構(gòu)特征。

圖3戰(zhàn)斗機(jī)網(wǎng)格模型

Fig.3Grid model of the fighter

1.2.2流場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算

在離散化的網(wǎng)格模型基礎(chǔ)上， 綜合考慮機(jī)身外流場(chǎng)的蒙皮氣動(dòng)加熱、 噴管尾焰對(duì)后機(jī)身的加熱以及環(huán)境來(lái)流耦合傳熱問(wèn)題， 采用流場(chǎng)計(jì)算軟件Fluent對(duì)整個(gè)流場(chǎng)進(jìn)行求解。 其理論基礎(chǔ)為求解代表質(zhì)量守恒定律、 動(dòng)量守恒定律和能量守恒定律的離散化流動(dòng)控制方程。

本文針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)穩(wěn)定飛行狀態(tài)進(jìn)行仿真， 外場(chǎng)為三維穩(wěn)態(tài)可壓縮流動(dòng)， 因此流動(dòng)控制方程中的時(shí)間項(xiàng)都為0， 其中質(zhì)量守恒方程為

（ρu）x+（ρv）y+（ρw）z=0

式中： u， v， w分別為流場(chǎng)中x， y， z方向的速度。

動(dòng)量守恒方程為

ρ（v·Δ ）v=-Δp+ρg+Δ·（τ）

式中： p為靜壓； τ為應(yīng)力張量； ρg為重力所引起的體積力。

能量守恒方程為

Δ·[v（ρE+p）]=Δ·[κeffΔT-∑jhjJj]

式中： E為總能； κeff為有效的導(dǎo)熱系數(shù)； T為溫度； hj為熱焓； Jj為質(zhì)量的擴(kuò)散流率。

在計(jì)算方法上采用雙精度壓力耦合求解， 湍流模型采用k-ω SST模型， 輻射模型采用離散坐標(biāo)輻射模型， 氣體設(shè)定為理想氣體， 固體壁面邊界條件采用無(wú)滑移速度邊界， 在尾噴管位置涉及內(nèi)外耦合的傳熱壁面設(shè)置為流-固耦合壁面， 戰(zhàn)斗機(jī)其他表面內(nèi)側(cè)均為絕熱邊界。

2仿真計(jì)算結(jié)果

2.1整機(jī)溫度場(chǎng)

圖4為高空11 km、 馬赫數(shù)0.85飛行條件下整機(jī)蒙皮溫度場(chǎng)， 機(jī)身溫度場(chǎng)是由氣動(dòng)加熱和噴管內(nèi)部傳熱作用共同形成的。 由圖可以看到， 機(jī)身其他部位迎風(fēng)面區(qū)域溫度略高， 最高溫度231 K， 比環(huán)境溫度高了14 K， 由于飛行馬赫數(shù)較低， 因此機(jī)身上的氣動(dòng)加熱效果并不明顯， 機(jī)身表面的氣動(dòng)溫升并不顯著； 機(jī)身的主要高溫區(qū)在后機(jī)身靠近噴管出口的發(fā)動(dòng)機(jī)外壁面位置， 此處的溫度整體較高。

圖5為噴管尾焰流場(chǎng)的壓力、 溫度、 速度分布， 從圖中可以看到， 尾焰流場(chǎng)在周?chē)h(huán)境馬赫數(shù)0.85的自由來(lái)流耦合作用下， 其溫度、 速度的尾焰核心區(qū)依然很明顯， 其中出口的尾焰核心區(qū)溫度達(dá)到560 K， 流場(chǎng)在噴管出口附近形成一個(gè)低壓區(qū)， 在這個(gè)低壓區(qū)附近， 尾焰溫度降低， 速度最高達(dá)到800 m/s， 馬赫數(shù)最高達(dá)到1.7， 可見(jiàn)噴管主流形成了超聲速的流場(chǎng)分布。 經(jīng)過(guò)與相關(guān)文獻(xiàn)[4-9]的對(duì)比， 戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身蒙皮溫度分布和尾焰流場(chǎng)分布的計(jì)算結(jié)果具有一定的合理性。

圖4整機(jī)外蒙皮溫度分布

Fig.4Fuselage temperature distribution

圖5噴管尾焰的流場(chǎng)分布

Fig.5Flow field distribution of nozzle flame

2.2噴管外壁面溫度

圖6為后機(jī)身尾噴管外壁面和導(dǎo)熱區(qū)的溫度分布， 可以看到， 鋁噴管的外壁面溫度較其他材料噴管同一部位溫度高， 鈦噴管溫度分布最低， 總體溫度分布趨勢(shì)都是靠近噴管出口溫度最高， 從噴管出口向后溫度逐漸降低； 其中圖6（d）中噴管兩端溫度較高， 中間溫度較低， 這是因?yàn)榍岸藢?dǎo)熱區(qū)域較薄， 內(nèi)部導(dǎo)熱的效果高于從噴管出口的導(dǎo)熱效果導(dǎo)致的。

圖7為導(dǎo)熱區(qū)域?yàn)橛写瘟骷訜岬拟伈牧衔矅姽芡獗诿鏈囟确植己蛯?dǎo)熱區(qū)溫度分布， 可以看到次流出口位置的噴管壁面溫度明顯較高， 然后溫度逐漸降低， 在接近噴管出口位置溫度逐漸升高， 這種溫度先降低再上升的趨勢(shì)更加明顯。

圖8為尾噴管外壁面沿軸向的溫度分布曲線， 從圖中可以看到， 四種導(dǎo)熱材料的溫度變化趨勢(shì)基本一致， 從前到后逐漸升高， 其中鈦的溫度曲線最低； 次流存在下的尾噴管壁溫相對(duì)不加次流的要圖6尾噴管外壁面溫度分布

Fig.6Temperature distribution of the nozzle outer wall

圖7次流存在的尾噴管外壁面和導(dǎo)熱區(qū)域溫度分布

Fig.7Temperature distribution of nozzle outer wall and

thermal conduction area with sub flow existence

低， 這是因?yàn)榇瘟餮匚矅姽芡獗诘竭_(dá)噴管出口位置時(shí)， 次流與周?chē)髿庖呀?jīng)摻混， 具有冷卻作用， 導(dǎo)致在噴管出口端位置溫度降低。

3驗(yàn)證

針對(duì)某雙發(fā)試驗(yàn)飛機(jī)進(jìn)行了尾噴管紅外圖像采集試驗(yàn)， 由于條件限制， 試驗(yàn)中測(cè)試飛機(jī)在地面進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)， 當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到巡航狀態(tài)穩(wěn)定時(shí)， 采用中波紅外熱像儀對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管進(jìn)行紅外圖像數(shù)據(jù)采集。

圖9為紅外熱像儀采集的尾噴管外壁面紅外亮度圖像， 從圖中可以看到， 尾噴管外壁面前端的紅外輻射亮度較高， 靠近噴管出口， 紅外輻射亮度逐漸降低， 紅外輻射亮度即反映其位置的溫度分布， 說(shuō)明噴管前端溫度較高， 靠近出口溫度逐漸降低， 到達(dá)出口溫度又有所回升， 這與仿真的尾噴管外壁面溫度分布趨勢(shì)基本一致。

圖8噴管外壁面沿軸向的溫度分布

Fig.8Axial temperature distribution of the nozzle outer wall

圖9尾噴管外壁面溫度仿真結(jié)果與試驗(yàn)的對(duì)比

Fig.9Comparison between simulation results and

experimental results of nozzle outer wall

temperature distribution

4結(jié)論

（1） 通過(guò)對(duì)某戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身和尾噴管的建模仿真， 得到了進(jìn)氣道、 尾噴管、 外流耦合作用下的戰(zhàn)斗機(jī)整機(jī)溫度場(chǎng)和尾焰流場(chǎng)， 由于受到噴管內(nèi)部傳熱的影響， 尾噴管壁面溫度相比于機(jī)身其他部位明顯偏高。

（2） 僅有內(nèi)部導(dǎo)熱作用的尾噴管壁面溫度分布呈現(xiàn)從前到后逐漸升高的趨勢(shì)， 在噴管出口位置溫度最高。

（3） 由于內(nèi)部導(dǎo)熱和次流加熱的同時(shí)作用， 尾噴管壁面前端和后端溫度較高， 中間部位溫度較低， 與測(cè)試中的尾噴管外壁面溫度分布趨勢(shì)基本一致。

參考文獻(xiàn)：

[1] Rao A G. Infrared Signature Modeling and Analysis of Aircraft Plume[J]. International Journal of Turbo and Jet Engines， 2011， 28（3）： 187-197.

[2] Mcglynn J， Auerbach S P. IR Signature Prediction Errors for SkinHeated Aerial Targets[J]. Proceedings of SPIE， 1997， 3062： 22-30.

[3] Mahulikar S P， Sonawane H R， Rao A G. Infrared Signature Studies of Aerospace Vehicles[J]. Progress in Aerospace Sciences， 2007， 43（7）： 218-245.

[4] 單勇， 張靖周， 郭榮偉. 導(dǎo)彈蒙皮紅外輻射特性的數(shù)值計(jì)算與分析[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2008， 23（2）： 251-255.

Shan Yong， Zhang Jingzhou， Guo Rongwei. Numerical Computation and Analysis of the Infrared Radiation Characteristic of Missile Scarfskin[J]. Journal of Aerospace Power， 2008， 23（2）： 251-255.（in Chinese）

[5] 夏新林， 艾青， 任德鵬.飛機(jī)蒙皮紅外輻射的瞬態(tài)溫度場(chǎng)分析[J].紅外與毫米波學(xué)報(bào)， 2007， 26（3）： 174-178.

Xia Xinlin， Ai Qing， Ren Depeng. Analysis on the Transient TemperatureFields for Infrared Radiation of Aircraft Skin[J]. Journal of Infrared and Milimeter Waves， 2007， 26（3）： 174-178.（in Chinese）

[6] Xu Dingguo， Feng Weilin， Sang Jianhua. IR Characteristics of Aircraft Fuselage Skin[J]. Infrared and Laser Engineering， 2013， 42（1）： 7-13.

[7] 潘丞雄， 張靖周， 單勇. 直升機(jī)機(jī)身表面溫度場(chǎng)建模與數(shù)值分析[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2011， 32（2）： 249-256.

Pan Chengxiong， Zhang Jingzhou， Shan Yong. Modeling and Analysis of Helicopter Skin Temperature Distribution[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2011， 32（2）： 249-256.（in Chinese）

[8] 呂建偉， 王強(qiáng). 飛行器表面溫度和發(fā)射率分布對(duì)紅外輻射特征的影響[J]. 光電工程， 2009， 36（2）： 50-54.

Lü Jianwei， Wang Qiang. Effect of Temperature and Emissivity of Aircraft Skin on Infrared Radiation Characteristics[J]. OptoElectronic Engineering. 2009， 36（2）： 50-54.（in Chinese）

[9] 劉友宏， 邵萬(wàn)仁， 張錦繡.發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)及尾噴流的流場(chǎng)和紅外特征數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2008， 23（4）： 591-597.

Liu Youhong， Shao Wanren， Zhang Jinxiu. Numerical Simulation of FlowField and Infrared Characteristics of an Aeroengine Exhaust System and Its Plume[J]. Journal of Aerospace Power， 2008， 23（4）： 591-597.（in Chinese）

Simulation Modeling Study of the Nozzle Outer Wall

Temperature Distribution of Fighter

Wang Xingtao， Qi Ming， Zhang Erlei

（China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China）

Abstract： In the flight of the fighter， a hot area forms near the nozzle exit position because of the thermal radiation of the high temperature tail flame and the engine internal heat transfer. As a result， the fighters infrared radiation signal will be enhanced and the infrared stealth performance will be reduced. Based on the simulation modeling of fuselage external flow field and nozzle internal flow field in fighter flight condition， the nozzle outer wall temperature distribution rule and the characteristics of internal thermal conduction are obtained by numerical calculation. The results are verified by comparing with the experimental results.

Key words： nozzle outer wall； simulation modeling； internal thermal conduction； temperature distribution； experimental verification1Oppressive jamming will incapacitate its normal function for phased array radar。 for this problem， the basic of polarization mismatch will be used， and isolate the interference source at the receiver， improve the ability of antiinterference. In this paper， a joint beamforming technique for polarization and spatial domain is first proposed， which is derive， which is a problem of secondorder cone programs， to obtain the polarized beam with a null and polarization constraint in desired sidelobe region. Numerical examples are provided to demonstrate the usefulness and effectiveness of the proposed approaches.Polarization； interference rejection； phased array radar