一體化紅外抑制器后機(jī)身狹縫進(jìn)口布置對(duì)氣流組織和紅外輻射特性的影響

楊宗耀，張靖周，單勇

南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

武裝直升機(jī)是具有良好機(jī)動(dòng)性能、以反坦克為主并兼顧對(duì)地火力支援和空戰(zhàn)的武器平臺(tái)，在現(xiàn)代高科技戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境中，它受到來自聲、光、雷達(dá)和紅外等多個(gè)頻譜目標(biāo)探測(cè)器的監(jiān)視，尤其是來自地面和空中紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈的威脅[1-3]，為了提升武裝直升機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)生存力及對(duì)敵攻擊的突然性，必須發(fā)展先進(jìn)的紅外隱身技術(shù)。

武裝直升機(jī)主要紅外輻射源來自發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)外露的高溫部件和排出的高溫燃?xì)?，為此，?guó)外自20世紀(jì)70年代便開展了針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的引射式紅外抑制器技術(shù)研究，其采用冷氣引射摻混排氣噴流、壁面冷卻或遮擋等技術(shù)原理，降低排氣系統(tǒng)外高溫部件和噴流的紅外輻射強(qiáng)度，并相繼發(fā)展出多種形式的紅外抑制器裝配應(yīng)用于多種型號(hào)的武裝直升機(jī)[4-7]。針對(duì)紅外抑制器中涉及的流動(dòng)傳熱[8-11]、高效引射摻混[12-15]以及紅外輻射特征分析[16-19]等基礎(chǔ)問題，國(guó)內(nèi)外研究人員一直進(jìn)行著不懈的研究，以不斷提高其紅外抑制效能。

從未來武裝直升機(jī)的隱身化發(fā)展趨勢(shì)分析，美國(guó)波音和西科斯基公司聯(lián)合研發(fā)的科曼奇RAH-66直升機(jī)排氣系統(tǒng)與機(jī)身一體化紅外抑制技術(shù)代表了先進(jìn)紅外抑制技術(shù)的發(fā)展方向，由于發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)埋入后機(jī)身，不僅有效遮擋了高溫部件的紅外輻射，同時(shí)也有利于構(gòu)建低雷達(dá)散射的機(jī)身外形[20]。在與直升機(jī)后機(jī)身一體化設(shè)計(jì)的紅外抑制器中，排氣混合管的過渡型面更加復(fù)雜，它需要將發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪出口的圓形排氣截面過渡為機(jī)身側(cè)面的狹長(zhǎng)排氣口，同時(shí)還需要利用后機(jī)身頂部進(jìn)氣狹縫將旋翼下洗氣流引入后機(jī)身內(nèi)部對(duì)高溫排氣混合管壁面進(jìn)行冷卻，并與排氣混合從機(jī)身側(cè)面狹長(zhǎng)排氣口排出。針對(duì)這種排氣系統(tǒng)與機(jī)身一體化紅外抑制結(jié)構(gòu)形式，唐正府等[21-22]開展了波瓣噴管-狹長(zhǎng)出口彎曲混合管引射混合特性以及紅外輻射特性的初步研究；任利鋒等[23]通過數(shù)值模擬分析了狹長(zhǎng)排氣出口形狀對(duì)紅外輻射特征的影響；Pan等[24-25]基于旋翼下洗簡(jiǎn)化模型，進(jìn)行了直升機(jī)內(nèi)外流耦合流動(dòng)和傳熱的數(shù)值模擬，剖析了發(fā)動(dòng)機(jī)排氣參數(shù)和機(jī)身表面輻射特性對(duì)直升機(jī)紅外輻射特性的影響；蔣坤宏等[26]著重研究了一體化紅外抑制器內(nèi)部遮擋和排氣狹長(zhǎng)出口修型對(duì)后機(jī)身表面溫度和紅外輻射特性的影響；Zhou等[27]通過數(shù)值研究了安裝一體化紅外抑制器的直升機(jī)雷達(dá)/紅外綜合隱身特性。

對(duì)于排氣系統(tǒng)與后機(jī)身一體化設(shè)計(jì)的紅外抑制器，旋翼下洗氣流在機(jī)身內(nèi)部的組織方式是一個(gè)重要的問題，它與機(jī)身頂部進(jìn)氣口布置和面積密切相關(guān)；同時(shí)由于旋翼誘導(dǎo)的氣流流動(dòng)存在切向誘導(dǎo)速度，以及尾槳?dú)饬鞯淖饔?，因此機(jī)身左右兩側(cè)的內(nèi)部流動(dòng)和排氣流動(dòng)存在特定的差異。對(duì)此，本文基于旋翼下洗氣流和尾槳?dú)饬鞯暮?jiǎn)化模型，通過數(shù)值模擬研究下洗氣流進(jìn)氣口對(duì)后機(jī)身內(nèi)部氣流流動(dòng)和紅外輻射特性的影響。

1 物理模型

圖1(a)為配裝雙發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣系統(tǒng)與后機(jī)身一體化設(shè)計(jì)的紅外抑制器結(jié)構(gòu)示意圖，圖1(b)為后機(jī)身內(nèi)部縱向中截面的旋翼下洗氣流組織示意圖。發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪后的高溫燃?xì)鈴闹鲊姽芘湃牖旌瞎苤校弥鲊姽艿呐艢鈩?dòng)能抽吸環(huán)境空氣進(jìn)入混合管與排氣進(jìn)行摻混，在排氣系統(tǒng)與后機(jī)身一體化設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)中，混合管的過渡型面與后機(jī)身內(nèi)部空間相匹配，從圓形進(jìn)口過渡為機(jī)身側(cè)面的狹長(zhǎng)排氣口，機(jī)身頂部布置進(jìn)氣狹縫，引導(dǎo)旋翼下洗氣流進(jìn)入后機(jī)身內(nèi)部對(duì)混合管進(jìn)行冷卻，并隨混合管排氣一同從機(jī)身側(cè)面狹長(zhǎng)排氣口排出，混合管相對(duì)于機(jī)身的排氣氣流角為60°。

圖1 直升機(jī)一體化紅外抑制器示意圖

排氣系統(tǒng)如圖2所示，本文采取一個(gè)縮尺的結(jié)構(gòu)模型，動(dòng)力渦輪出口后的主噴管直徑為80 mm；主噴管采用波瓣噴管，它是一種高效引射噴管形式[12-15]，12個(gè)波瓣沿周向均勻布置，波瓣的擴(kuò)張角為24.5°；混合管進(jìn)口直徑為144 mm，具有大曲率過渡型面，排氣噴口的長(zhǎng)度為630 mm、寬度為33 mm，它具有大形狀比的狹長(zhǎng)特征，排氣口面積與進(jìn)口面積比為1.28，混合管軸向長(zhǎng)度約為1 100 mm。

圖2 排氣系統(tǒng)示意圖

旋翼長(zhǎng)度或旋翼旋轉(zhuǎn)面半徑R為2 085 mm，從上方觀測(cè)其旋轉(zhuǎn)方向?yàn)轫槙r(shí)針方向；尾槳平面直徑Φ為 435 mm，尾槳?dú)饬鞣较蚺c當(dāng)?shù)匦須饬鞣较蛳嗄?，如圖3(a)所示。鑒于本文重點(diǎn)關(guān)注后機(jī)身頂部下洗氣流進(jìn)氣口布置方式對(duì)于旋翼下洗氣流在機(jī)身內(nèi)部的流動(dòng)組織影響，如圖3(b)所示，在機(jī)身縱向上，對(duì)應(yīng)于每個(gè)排氣噴管分別開設(shè)前、后2個(gè)旋翼下洗氣流進(jìn)氣口，即前進(jìn)氣口和后進(jìn)氣口。對(duì)于前進(jìn)氣口條縫，依據(jù)其相對(duì)于機(jī)身對(duì)稱面的距離分別定義為A、B和C這3種布置位置，同樣地，對(duì)于后進(jìn)氣口條縫，設(shè)計(jì)a、b和c這3種布置位置。在后文所涉及的進(jìn)氣口布置敘述中，以“大寫字母-小寫字母”這種方式表示“前-后”進(jìn)氣口的位置。

圖3 后機(jī)身進(jìn)氣口布置方式示意圖

本文所研究的下洗氣流進(jìn)氣口布置方式如表1 所示，其中，0-0表示后機(jī)身沒有下洗氣流進(jìn)口的情形。在A-a、B-b和C-c方案中，前進(jìn)氣口的長(zhǎng)度和寬度分別為190 mm和22.5 mm，后進(jìn)氣狹縫的長(zhǎng)度和寬度分別為630 mm和22.5 mm，它們的進(jìn)氣面積相同，但進(jìn)氣口位置不同；進(jìn)一步地，以B-b方式為基準(zhǔn)，增加進(jìn)氣狹縫寬度，即B′-b′方案，對(duì)比分析進(jìn)氣口面積的影響。

表1 后機(jī)身進(jìn)氣口布置參數(shù)

2 計(jì)算方法

針對(duì)排氣系統(tǒng)與后機(jī)身一體化設(shè)計(jì)的紅外抑制器，本文基于旋翼下洗氣流和尾槳?dú)饬鞯暮?jiǎn)化模型，將排氣系統(tǒng)內(nèi)流和機(jī)身外流耦合求解。考慮到旋翼誘導(dǎo)的氣流流動(dòng)存在切向誘導(dǎo)速度，以及尾槳?dú)饬鞯淖饔?，機(jī)身左右兩側(cè)的內(nèi)部流動(dòng)和排氣流動(dòng)存在特定的差異，因此為減少計(jì)算網(wǎng)格數(shù)，在計(jì)算域中僅截取后機(jī)身部分進(jìn)行計(jì)算，如圖3(a)所示；計(jì)算域包含混合管和后機(jī)身內(nèi)的內(nèi)流域以及后機(jī)身外部的外流域。直升機(jī)懸停時(shí)，外流域主要受旋翼下洗氣流、尾槳?dú)饬鞯淖饔茫x取直徑為旋翼直徑2倍、高為旋翼直徑3倍的圓柱形空間作為外流域，旋翼直徑D0為4 170 mm，如圖4所示。外流域邊界大氣壓力設(shè)為環(huán)境大氣壓101 325 Pa，溫度為293 K。

圖4 計(jì)算域示意圖

相應(yīng)的邊界條件設(shè)置為：對(duì)于排氣系統(tǒng)內(nèi)流，主噴管進(jìn)口定義為流量進(jìn)口邊界，按照發(fā)動(dòng)機(jī)排氣速度約100 m/s的實(shí)際狀況，每個(gè)噴管的進(jìn)口質(zhì)量流量設(shè)為0.342 kg/s，進(jìn)口總溫為840 K，進(jìn)口氣流湍流度為5%；假設(shè)進(jìn)口熱流氣體為航空煤油燃燒后得到的燃?xì)?，根?jù)化學(xué)反應(yīng)方程式求出其主要組分氮?dú)?、二氧化碳和水蒸氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)依次為0.706、0.209和0.085[24]。混合管進(jìn)口處的引射通道設(shè)為壓力入口，總壓為環(huán)境大氣壓力、溫度為293 K，氣流組分主要為氮?dú)夂脱鯕猓|(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為0.756和0.244。

旋翼下洗氣流按照激勵(lì)盤模型建立[19,24]，即將其簡(jiǎn)化為一個(gè)旋轉(zhuǎn)平面，下洗氣流速度最大值為20 m/s，位于旋轉(zhuǎn)平面的0.8倍半徑處，從旋轉(zhuǎn)中心至該位置以及自該位置至旋翼葉尖的速度分布按照線性變化，假設(shè)旋翼安裝角為φ=10°，如圖5所示，則旋翼下洗氣流的垂直速度和切向速度分別為vi,ver=vicosφ和vi,tan=visinφ，vi為旋翼上某點(diǎn)位置處的氣流速度。尾槳?dú)饬鲝臋C(jī)身左側(cè)往右側(cè)流動(dòng)，尾槳平面通流速度取為12 m/s。

圖5 旋翼下洗氣流速度示意圖

計(jì)算域外場(chǎng)設(shè)為壓力邊界；所有固體壁面均采用無滑移固壁邊界條件并按照流-固耦合面進(jìn)行傳熱計(jì)算。

網(wǎng)格劃分中，鑒于后機(jī)身及其內(nèi)部結(jié)構(gòu)均不規(guī)則，采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。波瓣和混合管壁面上的網(wǎng)格尺寸約為2 mm，機(jī)身壁面上的網(wǎng)格尺寸約為6 mm。在波瓣噴管、混合管和機(jī)身等固體壁面附近以及排氣噴口出口處等區(qū)域進(jìn)行局部網(wǎng)格加密處理。為了驗(yàn)證網(wǎng)格獨(dú)立性，通過改變壁面近壁區(qū)和混合管出口處的網(wǎng)格加密區(qū)大小及加密區(qū)內(nèi)網(wǎng)格尺寸，共設(shè)計(jì)了4套網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)分別為950萬、1 300萬、1 700萬和2 050萬。表2給出了直升機(jī)左側(cè)引射-混合管在不同網(wǎng)格數(shù)下的引射系數(shù)值，計(jì)算結(jié)果表明，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)達(dá)到1 700萬時(shí)，引射-混合管的引射系數(shù)達(dá)成了網(wǎng)格無關(guān)，同時(shí)混合管出口壓力和溫度分布也不再隨網(wǎng)格數(shù)增加而改變。

表2 不同網(wǎng)格數(shù)下引射-混合管引射系數(shù)計(jì)算結(jié)果

內(nèi)外流耦合的流場(chǎng)計(jì)算采用CFD計(jì)算軟件，根據(jù)已有研究[23-26]，湍流模型選用SST(Shear Stress Transport)k-ω雙方程模型，可壓縮的雷諾時(shí)均Navier-Stokes(RANS)方程離散格式選用二階迎風(fēng)格式，選取離散坐標(biāo)輻射模型(DO模型)計(jì)算燃?xì)馀c壁面、壁面與壁面間的輻射換熱，根據(jù)燃?xì)獾闹饕煞謽?gòu)成，氣體吸收系數(shù)取為0.1[18-19]，鑒于機(jī)身表面的發(fā)射率選擇范圍較大，且考慮本文主要目的在于對(duì)比分析不同進(jìn)氣口布置方式對(duì)紅外輻射的影響，因此表面發(fā)射率簡(jiǎn)單取為0.8。計(jì)算收斂判據(jù)設(shè)置為各項(xiàng)殘差均小于10-5。

紅外輻射計(jì)算采用正反射線追蹤法[25-27]，為了獲得目標(biāo)自身的紅外輻射特征，不計(jì)入大氣傳輸過程中的紅外輻射能量損失。選取后機(jī)身縱向截面作為探測(cè)平面，以對(duì)比分析不同進(jìn)氣方式下的后機(jī)身紅外輻射差異，如圖6所示，探測(cè)距離設(shè)為600 m，周向每隔10°設(shè)置一個(gè)探測(cè)點(diǎn)，共計(jì)36個(gè)探測(cè)點(diǎn)。

圖6 紅外探測(cè)點(diǎn)位置分布

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 流場(chǎng)分析

圖7為后機(jī)身2個(gè)典型截面上的氣流溫度(T)分布云圖和速度分布圖，其中YZ平面為對(duì)應(yīng)于混合管排氣口前緣的鉛垂面，XY平面為鄰近機(jī)身排氣口下游的水平面。如圖7(a)所示，旋翼下洗氣流對(duì)于機(jī)身兩側(cè)排出的熱噴流摻混作用存在較大的差異，左、右兩側(cè)的熱噴流在下游的發(fā)展呈現(xiàn)明顯的不對(duì)稱性，右側(cè)熱噴流在機(jī)身下方的發(fā)展向內(nèi)偏轉(zhuǎn)程度強(qiáng)于左側(cè)噴流，鄰近排氣口的排氣更貼近機(jī)身，高溫核心區(qū)的長(zhǎng)度雖有微弱的縮減，但與外流的摻混作用區(qū)更長(zhǎng)，這是受到旋翼下洗氣流中的橫向流動(dòng)影響所致。圖7(b)和圖7(c)分別為不考慮尾槳通流和考慮尾槳通流時(shí)的XY平面速度矢量圖，與不考慮尾槳通流的情形相比，尾槳通流的存在影響排氣噴口附近的流場(chǎng)，它對(duì)于左側(cè)排氣熱噴流流動(dòng)具有一定的“抽吸”效應(yīng)，對(duì)于右側(cè)的排氣，則阻隔其向機(jī)身后向的流動(dòng)。比較圖7(d)和圖7(e)、圖7(f)和圖7(g)，從排氣噴口附近的氣流溫度分布云圖上可以更清晰地看到，考慮尾槳通流的作用時(shí)，熱噴流對(duì)排氣噴口附近機(jī)身壁面的影響更顯著。

圖7 2個(gè)典型截面上的溫度和速度分布圖

圖8顯示了不同進(jìn)氣口分布位置對(duì)后機(jī)身內(nèi)部氣流流動(dòng)的影響，圖中選取的截面為后機(jī)身縱向中截面。當(dāng)進(jìn)氣口布置在后機(jī)身頂部外側(cè)時(shí)，如圖8(a)所示，下洗氣流進(jìn)入機(jī)身內(nèi)部后的流動(dòng)靠近機(jī)身蒙皮，從機(jī)身兩側(cè)排氣出口流出，它可以在高溫混合管壁面和機(jī)身壁面之間形成較好的冷卻空氣層，但是由于旋翼下洗氣流在機(jī)身中央空間的流動(dòng)受到制約，對(duì)混合管內(nèi)側(cè)壁面的冷卻作用很弱；當(dāng)進(jìn)氣口布置在后機(jī)身頂部?jī)?nèi)側(cè)時(shí)，如圖8(c)所示，旋翼下洗氣流主要從后機(jī)身中央空間流通，對(duì)混合管內(nèi)側(cè)形成較好的冷卻作用，但在混合管與機(jī)身壁面之間的流動(dòng)較弱，使得該區(qū)域的氣流溫度較高；因此，就進(jìn)氣口的布置而言，B-b方案的機(jī)身內(nèi)部下洗氣流流動(dòng)組織更為合理，如圖8(b)所示。同時(shí)，也可以看出，由于旋翼下洗氣流具有切向速度分量，相對(duì)于后機(jī)身左右兩側(cè)的進(jìn)氣口而言，形成不同的進(jìn)氣角度，因而也導(dǎo)致后機(jī)身左右腔室內(nèi)的流場(chǎng)分布呈現(xiàn)明顯的不對(duì)稱性。

圖8 后機(jī)身內(nèi)部空間的流場(chǎng)

圖9和圖10分別給出了上述3種不同進(jìn)氣口分布位置下的混合管外側(cè)(面向機(jī)身表面一側(cè))和內(nèi)側(cè)(左右混合管相對(duì)一側(cè))壁面溫度分布，可以直觀地看出機(jī)身頂部進(jìn)氣口布置的影響，可見，B-b方案的機(jī)身內(nèi)部下洗氣流流動(dòng)組織對(duì)混合管外側(cè)的冷卻最好，因此有利于降低混合管壁面與機(jī)身表面之間的熱量傳遞。

圖9 混合管外側(cè)壁面溫度分布

圖10 混合管內(nèi)側(cè)壁面溫度分布

表3給出了后機(jī)身不同進(jìn)氣口布置方案下的各進(jìn)氣口單位面積的進(jìn)氣質(zhì)量流量。對(duì)比A-a、B-b和C-c這3種方案，雖然進(jìn)口面積相同，但由于它們的位置不同，造成各進(jìn)氣口的進(jìn)氣流量變化，總體而言，當(dāng)進(jìn)氣口布置在后機(jī)身頂部外側(cè)時(shí)，旋翼下洗氣流進(jìn)入機(jī)身內(nèi)部的質(zhì)量流量相較其他2種方案有較大的下降；相對(duì)于B-b方案，B′-b′方案的進(jìn)氣面積是前者的2倍，雖然進(jìn)口質(zhì)量流量增大，但單位面積進(jìn)氣質(zhì)量流量卻相對(duì)降低。表明旋翼下洗氣流通入機(jī)身內(nèi)部的流動(dòng)受進(jìn)氣口布局的影響很大，它取決于旋翼下洗氣流與后機(jī)身相干、下洗氣流侵入機(jī)身內(nèi)部相對(duì)攻角以及氣流在機(jī)身內(nèi)部流動(dòng)等諸多復(fù)雜因素。

表3 各進(jìn)氣口單位面積進(jìn)氣質(zhì)量流量

3.2 后機(jī)身表面溫度分布

圖11為后機(jī)身頂部未開設(shè)進(jìn)氣口后機(jī)身右側(cè)、頂部和左側(cè)表面的溫度分布，由于機(jī)身內(nèi)部沒有旋翼下洗氣流冷卻、只有機(jī)身外部的旋翼下洗氣流對(duì)流冷卻，因此高溫混合管對(duì)機(jī)身壁面的輻射換熱導(dǎo)致機(jī)身側(cè)面和頂部的局部溫度較高，局部最高溫度高于環(huán)境溫度近60 ℃，同時(shí)機(jī)身腹部的排氣也在旋翼下洗氣流和尾槳?dú)饬鞯膲浩然驙恳?，?duì)后機(jī)身排氣口下方表面和尾槳附近表面形成局部加熱。同時(shí)對(duì)比分析有/無尾槳通流的后機(jī)身表面溫度可見，尾槳通流在機(jī)身左側(cè)對(duì)排氣噴口熱噴流形成抽吸、在機(jī)身右側(cè)則壓迫排氣的后向發(fā)展，較不考慮尾槳通流的情形，后機(jī)身兩側(cè)的局部高溫區(qū)有一定的增加。

圖11 后機(jī)身表面溫度分布(0-0方案)

圖12為基于不同進(jìn)氣口方案下的后機(jī)身表面溫度分布。下洗氣流進(jìn)入后機(jī)身內(nèi)部不僅可以冷卻高溫混合管壁面，而且可以形成對(duì)機(jī)身表面的隔熱防護(hù)，因此可以降低后機(jī)身表面溫度。從圖12可以看出，A-a和B-b進(jìn)氣口布置方案對(duì)于后機(jī)身壁面的熱防護(hù)效果要明顯優(yōu)于C-c方案，但同時(shí)也注意到，在前2種方案中，從進(jìn)氣口上方的位置可以窺視到混合管的局部高溫區(qū)域，而C-c方案則對(duì)應(yīng)溫度相對(duì)較低的壁面；相對(duì)于B-b方案，B′-b′方案的后機(jī)身壁面溫度分布進(jìn)一步改善，局部熱點(diǎn)區(qū)域減少，但同時(shí)也導(dǎo)致從上方窺視的機(jī)身內(nèi)部高溫壁面區(qū)域增大。

圖12 不同進(jìn)氣方案下后機(jī)身表面溫度分布

3.3 紅外輻射特性空間分布

圖13顯示了探測(cè)面上不同進(jìn)氣口方案的后機(jī)身在3～5 μm波段的紅外輻射強(qiáng)度(I)分布，為了清晰地分析各紅外輻射源的貢獻(xiàn)，將氣體輻射、后機(jī)身表面輻射和內(nèi)部可視壁面輻射加以分解。對(duì)于排氣噴流，如圖13(a)所示，由于從后機(jī)身狹長(zhǎng)噴口排出的尾焰厚度薄，在旋翼下洗外流作用下迅速摻混，因此排氣噴流的紅外輻射即使在0-0方案下也很小，峰值輻射方位基本對(duì)應(yīng)噴口排氣方向，尤其是右側(cè)排氣口方向，采用后機(jī)身進(jìn)氣方式，機(jī)身內(nèi)部的冷卻與外流冷卻摻混的綜合作用使得排氣噴流3～5 μm波段的峰值紅外輻射強(qiáng)度相對(duì)于0-0方案大約有7.7%～10%的降低；對(duì)于3～5 μm波段的紅外輻射，機(jī)身表面的貢獻(xiàn)與排氣噴流基本相當(dāng)，如圖13(b)所示，紅外輻射強(qiáng)度較高的方位在機(jī)身側(cè)上方，相對(duì)于0-0方案，旋翼下洗氣流的內(nèi)部冷卻作用可以使得后機(jī)身表面3～5 μm波段的峰值紅外輻射強(qiáng)度降低35%左右(C-c方案除外)；對(duì)于后機(jī)身內(nèi)部的高溫部件而言，通過排氣口下方可探測(cè)的3～5 μm 波段紅外輻射強(qiáng)度高于排氣噴流和后機(jī)身表面一個(gè)量級(jí)，它具有更強(qiáng)的方向指向，后機(jī)身上方的進(jìn)氣口引氣冷卻可以有效降低下方峰值紅外輻射強(qiáng)度，B-b和B′-b′方案的降低幅度達(dá)33%，但同時(shí)卻導(dǎo)致上方的紅外輻射有一定的增加，尤其是進(jìn)口面積較大的B′-b′方案，如圖13(c)所示；因此從總的3～5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度分布看，B-b的進(jìn)氣口布局較優(yōu)，如圖13(d)所示，總體而言，對(duì)于排氣系統(tǒng)與后機(jī)身一體化紅外抑制器，降低排氣噴口下方的紅外輻射依然是需要關(guān)注的一個(gè)重要問題。

圖13 3～5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度分布

圖14顯示了探測(cè)面上不同進(jìn)氣口方案的后機(jī)身在8～14 μm波段的紅外輻射強(qiáng)度分布。對(duì)于8～14 μm波段的紅外輻射，排氣噴流的貢獻(xiàn)非常微弱，如圖14(a)所示；后機(jī)身表面對(duì)8～14 μm 波段的紅外輻射貢獻(xiàn)最大，輻射強(qiáng)度較高的方位在機(jī)身兩側(cè)和上方，相對(duì)于0-0方案，旋翼下洗氣流的內(nèi)部冷卻作用可以使得后機(jī)身表面8～14 μm 波段的峰值紅外輻射強(qiáng)度降低10%左右(C-c方案除外)，如圖14(b)所示；后機(jī)身內(nèi)部的高溫部件在下方的8～14 μm波段紅外輻射強(qiáng)度也較高，后機(jī)身上方的進(jìn)氣口引氣冷卻可以降低峰值紅外輻射達(dá)10%左右，同樣地，與3～5 μm 波段紅外輻射強(qiáng)度的分布特征一致，上方的8～14 μm波段紅外輻射強(qiáng)度在進(jìn)口面積較大的B′-b′方案中也有明顯的增強(qiáng)，如圖14(c)所示；從總的紅外輻射強(qiáng)度分布看，如圖14(d)所示，機(jī)身頂部的進(jìn)口方案對(duì)后機(jī)身8～14 μm波段側(cè)向和下方的紅外輻射強(qiáng)度分布影響不是很顯著，但開口面積較大的B′-b′方案對(duì)后機(jī)身上方的紅外輻射強(qiáng)度分布影響較大，相對(duì)而言B-b方案較優(yōu)。

圖14 8～14 μm波段紅外輻射強(qiáng)度分布

4 結(jié) 論

1)旋翼下洗氣流對(duì)于機(jī)身兩側(cè)排出的熱噴流摻混作用存在較大的差異，左右兩側(cè)熱噴流的發(fā)展呈現(xiàn)明顯的不對(duì)稱性；與不考慮尾槳?dú)饬鞯那樾蜗啾龋紤]尾槳?dú)饬鞯淖饔脮r(shí)，排氣熱噴流對(duì)噴口附近機(jī)身壁面的局部加熱效應(yīng)更顯著。

2)后機(jī)身頂部的下洗氣流進(jìn)口位置對(duì)機(jī)身內(nèi)部的氣流組織有明顯影響，當(dāng)進(jìn)氣口布置在后機(jī)身頂部外側(cè)時(shí)，旋翼下洗氣流進(jìn)入機(jī)身內(nèi)部的質(zhì)量流量相對(duì)較??；當(dāng)進(jìn)氣口布置在后機(jī)身頂部?jī)?nèi)側(cè)時(shí)，旋翼下洗氣流在混合管與機(jī)身壁面之間的流動(dòng)較弱，使得該區(qū)域的氣流溫度較高。

3)對(duì)于一體化紅外抑制器后機(jī)身，機(jī)身表面3～5 μm波段的紅外輻射強(qiáng)度與排氣噴流基本相當(dāng)，后機(jī)身內(nèi)部的高溫部件在下方3～5 μm波段紅外輻射強(qiáng)度高于排氣噴流和后機(jī)身表面一個(gè)量級(jí)，它具有更強(qiáng)的方向指向；后機(jī)身表面對(duì)8～14 μm 波段的紅外輻射貢獻(xiàn)最大，機(jī)身頂部進(jìn)口面積增大雖有利于減小表面局部熱點(diǎn)區(qū)域，但卻導(dǎo)致后機(jī)身上方紅外輻射強(qiáng)度有較大的增強(qiáng)。

4)進(jìn)氣口的位置和面積是重要的設(shè)計(jì)參數(shù)，通過后機(jī)身頂部進(jìn)氣口多個(gè)布局方案對(duì)比，確定了一個(gè)較為合理的進(jìn)氣狹縫布局方案，不僅可以對(duì)混合管進(jìn)行有效的冷卻，而且對(duì)后機(jī)身壁面形成有效的熱防護(hù)，其3～5 μm波段和8～14 μm波段的峰值紅外輻射強(qiáng)度相對(duì)較低。

本文在一體化紅外抑制器后機(jī)身進(jìn)氣口布局方案中考慮的結(jié)構(gòu)形式尚不充分，針對(duì)其多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)及其與內(nèi)部混合管構(gòu)型、排氣口布局的協(xié)同設(shè)計(jì)依然值得進(jìn)一步研究。