心臟的奧秘之航空發(fā)動機尾噴管的進化史（三）

航空發(fā)動機的噴管中，還包含一個我們經(jīng)常忽略的部分，那就是排氣混合器。航空愛好者都會知道，我們現(xiàn)在最常用的渦輪風扇發(fā)動機有內(nèi)外涵道之分——內(nèi)涵道進入高壓壓氣機，經(jīng)過燃燒室，然后推動渦輪；外涵道的氣體則被風扇加速之后直接向后流動。渦輪風扇發(fā)動機內(nèi)外涵道的設(shè)計大大提高了航空用燃氣輪機的推進效率，而其最關(guān)鍵的因素——涵道比——則與飛機的飛行包線密切相關(guān)。對于民用的渦扇發(fā)動機，涵道比較大，一般采用內(nèi)外涵道分開排氣，對于軍用小涵道比發(fā)動機，則采用內(nèi)外涵道混合排氣。為了協(xié)調(diào)好內(nèi)外涵道氣流的關(guān)系，在發(fā)動機的設(shè)計階段需要專門設(shè)計排氣混合器來處理這個問題。

對于軍用的小涵道比渦扇發(fā)動機，設(shè)計良好的混合排氣結(jié)構(gòu)能夠使得發(fā)動機相比較于分開排氣結(jié)構(gòu)獲得推力增益、降低排氣噪聲、并使帶加力燃燒室的渦扇發(fā)動機增大加力比。英國和俄羅斯的相關(guān)廠商曾經(jīng)做過分開排氣和混合排氣的實驗，并公布了斯貝MK511和HK8-4兩款發(fā)動機分別使用混合排氣和分開排氣時的性能測算。經(jīng)過實驗對比，斯貝MK511發(fā)動機采用了混合排氣方案后，地面起飛狀態(tài)的耗油率相比較于分開排氣下降了2%；而俄羅斯的HK8-4發(fā)動機采用混合排氣之后，高空巡航狀態(tài)的耗油率相比較于分開排氣方案下降了3.7%。我們可以通過一張表征進排氣速度的圖示來理解以上排氣速度變化產(chǎn)生的主要原因。

排氣速度的變化也將導(dǎo)致另外一個我們非常關(guān)心的問題，即排氣噪音的變化。對于分開排氣的渦扇發(fā)動機，其主要噪聲來源分為兩部分——過高的內(nèi)涵排氣速度和內(nèi)外涵道排氣速度差。而混合排氣恰恰同時優(yōu)化了這兩個問題——混合后的氣體排氣平均速度降低，排氣速度均勻度大大提高，從而改善了其噪聲特征。JT8D-209發(fā)動機采用了良好設(shè)計的波瓣混合器后，排氣噪音比分開排氣的JT8D-9降低了3～5dB。

然而我們需要注意的是，所謂的混合排氣的優(yōu)勢，其實是建立在“設(shè)計良好的混合排氣結(jié)構(gòu)”這一前提下的。上期中我們就提到，“任何流動過程都將造成流動損失”這一問題是我們在設(shè)計飛機發(fā)動機、特別是設(shè)計噴管時面臨的大敵。在常規(guī)的設(shè)計中，我們一般采用兩類混合器——非強迫式混合器和強迫式混合器。

顧名思義，非強迫式混合器即在內(nèi)外涵道氣流之間放置一個簡單的環(huán)形筒體，內(nèi)外涵道兩股氣流分別經(jīng)過環(huán)形筒體和兩側(cè)，在涵道的出口處由于靜壓差和速度差而進行自由射流式的相互摻混，這類摻混器又稱為環(huán)形混合器或者是匯流混合器。其結(jié)構(gòu)非常簡單，流動過程相對簡單，因此流動損失小；但也正是由于簡化了流動過程，使其混合效果并不理想，往往使用在帶加力燃燒室的發(fā)動機或者是航程較短的運輸機用的低工況要求發(fā)動機上。

另一類混合器稱之為強迫式混合器。“強迫”意味著其對兩個氣流加入了外部的干涉力以促使其更快速的混合，常見的是在內(nèi)外涵道氣流之間加入一個較為復(fù)雜的三維環(huán)形筒體，在筒體上設(shè)置漏斗、多瓣結(jié)構(gòu)、或其他能夠強化氣流混合的結(jié)構(gòu)。顯然，相比較于非強迫式混合器，強迫式混合器利用其特有的氣動結(jié)構(gòu)大大促進了內(nèi)外涵道氣流的混合，得到了很高的混合效率，但是也大大增加了結(jié)構(gòu)設(shè)計的難度，其復(fù)雜的流動過程也增加了其流動損失。并且有與整個氣動結(jié)構(gòu)在內(nèi)涵到高溫氣流和外涵道低溫氣流之間工作，工況變化很大，也給材料的強度要求和結(jié)構(gòu)設(shè)計時的熱應(yīng)力校核提出了更高的要求。目前使用最廣泛的強迫式混合器是波瓣筒體式混合器，簡稱波瓣混合器，如上文提到的俄羅斯HK8-4渦輪風扇發(fā)動機。

波瓣混合器之所以能夠有如此好的混合強化效果，是由波瓣結(jié)構(gòu)所決定的。一方面由于采用了波瓣結(jié)構(gòu)，冷熱氣流的交互面相比于簡單的環(huán)形混合器在同等半徑的情況下幾乎增加一倍；另一方面是，由于波瓣特有的收縮形狀，其出口下游將誘導(dǎo)出很強的大尺度流向渦旋。這個渦旋將同時發(fā)動生于外涵道冷氣流和內(nèi)涵到熱氣流內(nèi)，且兩者交錯發(fā)生，冷熱氣流渦旋之間的相互影響是波瓣式混合器擁有如此良好的混合性能的主要原因。不過凡事有利有弊，如果想獲得更好的混合效果，勢必要增加波瓣渦旋的能量，這樣更多的氣體壓力能將被渦旋吸收，從而造成了相比于非強迫混合器更大的流動損失。

在當前的發(fā)動機混合器設(shè)計中，前人大量的設(shè)計經(jīng)驗積累與計算流體力學(xué)（CFD）的發(fā)展使得我們擁有越來越多的設(shè)計手段去優(yōu)化混合器的形狀，這也使得當前我們發(fā)動機混合器的形狀越來越精巧復(fù)雜，而其中的道理也很難用幾句話可以闡述清楚。隨著發(fā)動機的發(fā)展，這種簡單的混合器分類方式也許在將來的某一天會不再適用。

早在上世紀70年代，洛克希德？馬丁公司對新一代戰(zhàn)斗機做概念設(shè)計時，提出了4S的設(shè)計理念，其中有一條便是“超低可探測”，也就我們通常意義上所說的隱身。對于航空發(fā)動機的設(shè)計，隱身準則會對我們提出兩個明確的要求——壓氣機葉片的遮蔽，紅外特征的削減。其中紅外隱身的要求對發(fā)動機噴管的設(shè)計造成了巨大的挑戰(zhàn)。

尾噴管是發(fā)動機乃至整個飛機的最強紅外輻射源，其紅外輻射的影響范圍主集中在尾部。這一特性被用于早期格斗空空導(dǎo)彈的設(shè)計，由于當年技術(shù)所限，格斗導(dǎo)彈只能利用飛機尾部的熱輻射來追蹤目標。

當對常規(guī)發(fā)動機噴口尾部的紅外輻射光譜特征進行測量時，在2.5～5.5微米波段范圍內(nèi)的紅外輻射基本上呈現(xiàn)連續(xù)光譜特性，這主要是由于噴管內(nèi)壁面熱腔體的紅外輻射所決定的。測量表明，與尾噴管排氣的紅外特性相比，噴管暴露在空氣中的熱壁面的紅外輻射起到了決定性的主導(dǎo)作用。

對于噴管本體紅外特性的抑制，目前已經(jīng)有以下的成熟技術(shù)：

·壁面冷卻技術(shù)。其一般利用發(fā)動機的風扇或者壓氣機的駕齡空氣來冷卻壁面，這種技術(shù)很到程度上借鑒了燃燒室、渦輪等高溫部件的期末冷卻技術(shù)。美國AH-64阿帕奇武裝直升機與當年ATF計劃中的YF-23驗證機都采用了這種技術(shù)以消弭紅外特性。

·壁面涂層技術(shù)。這種技術(shù)是針對發(fā)動機尾噴管外壁使用的。由于發(fā)動機尾噴管是耐熱合金制造，擁有很高的熱發(fā)射率，因此常采用在其表面涂覆低發(fā)射率涂料以降低其紅外輻射特性。目前實現(xiàn)低發(fā)射率涂的途徑基本上是采用低發(fā)射率的粘合劑、高導(dǎo)電性的金屬顏料和增加涂料底層的紅外反輻射三者結(jié)合的圖層。但是，目前擁有的涂料大多對于某一特定頻率有較好的的效果，其寬頻特性較差。

·壁面遮擋技術(shù)。這也是最直接的方法，采用物理介質(zhì)直接對噴管進行幾何遮蔽，壁面紅外信號的外穿。例如高速飛機的紅外隱身設(shè)計中，基本上都利用機身和雙垂直尾翼從正面和側(cè)面遮擋尾噴管的紅外輻射；在噴管設(shè)計中，易于與后機身匹配的二元噴管，尤其是較為寬大的二元噴管（如F-22）、單邊膨脹的二元噴管以及二元塞式噴管都可以在不同程度上遮擋噴管內(nèi)腔體的紅外輻射。