幾何對稱橫向射流入射對尾噴流紅外輻射特征抑制的數值研究

王 飛，張 勃，吉洪湖，李 偉，張宗斌，羅明東

（1.南京航空航天大學，江蘇省航空動力系統重點實驗室，南京210016；2.中航工業成都飛機設計研究所，成都610041）

0 引言

隨著紅外探測技術的發展，為了提高戰場生存力，對飛行器的紅外隱身要求逐漸提高[1]。航空發動機高溫尾噴流是飛行器3～5um波段上紅外輻射的主要來源之一。研究者對尾噴流的紅外抑制技術開展了大量研究，張勃等[2]發現隨著矩形噴管寬高比增大,紅外抑制作用逐漸增強；張靖周等[3-4]對波瓣混合器的摻混與紅外抑制特性進行了研究；劉友宏等[5-6]對波瓣混合器的影響參數進行了深入研究；黃勇等[7-8]對小突片結構對噴流紅外輻射特性的影響進行了研究；鄧洪偉等[9]研究了某型發動機噴管及其噴流流場的紅外輻射特征分布。上述研究主要集中于射流被動摻混技術，而對射流主動摻混技術的研究開展較少。

文獻[10-13]表明，在噴管出口下游的剪切層內注入橫向射流，能夠有效加強尾噴流與環境流體的摻混效果，抑制噪聲；尚守堂等[14-15]研究表明，降低發動機熱噴流氣體輻射較為有效的手段是降低其溫度（如加強冷熱氣流摻混）；朱希娟等[16]發現在亞聲速條件下，少量橫向射流射入尾噴流后與環境流體混合，高溫核心區長度及紅外輻射強度均有大幅衰減；美國Flint計劃研究表明，當橫向射流流量占主流3%時，可以縮小尾噴流高溫區50%以上。

本文研究了橫向射流流量與噴射頻率的變化對尾噴流強化摻混與紅外抑制特征的影響規律，以增強尾噴流摻混與紅外抑制效果。

1 物理模型

以某軸對稱收斂噴管為基礎，在出口下游設置2股橫向射流，其中橫向射流與尾噴流流動方向夾角為90°，射流噴射結構的物理模型如圖1所示。

由于計算模型具有對稱性，計算時采用1/2模型，其2維結構如圖2所示。

圖1 物理模型

圖2 計算模型2維結構

2 計算域、網格及邊界條件

設定計算模型噴管出口直徑為D，整個計算域長、寬分別為30D、8D。模型計算域對稱面網格分布如圖3所示。從圖中可見，在噴管內流域、射流核心區以及壁面附近，氣流速度、溫度梯度較大的區域內網格劃分比較密集，其中氣流內、外流域向貼近壁面處逐漸加密，氣流外流場下游網格間距沿程逐漸增大。整體網格數為180萬，經過網格獨立性驗證，滿足設計要求。

圖3 計算域對稱面網格

本文模擬某型航空發動機地面工作狀態，在噴管出口引入橫向射流，研究其對尾噴流氣動與紅外輻射特性的影響。邊界參數條件見表1。CO2、CO、H2O的質量分數分別為6%、0.05%、3%，紅外輻射計算在3~5μm波長范圍內展開。

橫向射流以質量流量進口為條件，隨著時間變化呈正弦分布，上下2股橫向射流出口截面上流量峰值均為0.16kg/s（約占尾噴流流量的3%）。隨著時間的變化，上下橫向射流流量之和保持恒定，均為0.16kg/s，如圖4所示。

射流流量為

表1 邊界條件

圖4 橫向射流流量隨時間變化分布

3 計算方法

本文利用FLUENT軟件對流場與溫度場進行模擬，采用耦合隱式求解器分別計算連續、動量和能量方程。利用2階迎風差分格式進行離散，湍流模型運用SST2方程模型，采用組分輸運模型計算各組分質量分數，采用DO模型計算輻射換熱的影響。

紅外輻射特征計算采用本文自主研發的基于離散傳遞法的NUAA-IR軟件進行。

紅外輻射特征探測面如圖5所示。從圖中可見次流入射噴口形狀與入射位置，XOZ、XOY 探測面分別與橫向射流入射方向垂直、平行。其中探測角為0°、90°分別在噴管正后方和垂直于噴管軸線的位置。

圖5 探測面

4 計算結果及分析

由式（1）可知，橫向射流流量隨時間呈周期性變化，1個循環周期T=4s。根據氣流量變化規律，在1個循環周期內，選取t=0.25T、0.50T 以及0.75T 3個典型時間點分別進行分析，見表2。

為便于比較，本文定義無橫向射流的狀態為基準模型，有噴流的狀態根據其噴射時間分別 以 0.25T、0.50T 和0.75T 模型命名。

不同時刻尾噴流流場對稱面（XOY 面）溫度分布如圖6所示。圖中橫坐標為無量綱長度（x/D）。在不同時刻，尾噴流高溫區均呈錐形分布。當t=0.25T 時，上、下橫向射流流量均達到峰值，高溫區長度為4.4D；當t=0.50T 時，上、下橫向射流流量均為峰值的一半，高溫區長度為5.05D；當t=0.75T 時，上、下橫向射流流量均為0，高溫區長度增大為7.8D，高溫區寬度也明顯增大?？梢姍M向射流單側射入時，摻混效果最好；兩側等流量射入時，摻混效果明顯下降。

表2 橫向射流流量分布

圖6 不同時刻尾噴流流場對稱面（XOY 平面）溫度分布

不同時刻XOZ 平面溫度分布如圖7所示。圖中橫坐標為無量綱長度（x/D）。該平面上高溫區長度與XOY 平面上所示相同，但形狀發生了明顯改變。當t=0.25T 和t=0.50T 時，射流高溫區橫向擴張增強，呈多峰現象，其射流結構類似于矩形噴管射流結構。射流的橫向擴張強化了其與外流摻混效果，縮短了高溫區長度。

4.1 模型光譜強度分布

在t=0.25T 時刻光譜輻射強度分布如圖8所示。圖中給出了t=0.25T 時刻、3~5μm波段上的光譜輻射強度隨波長的變化規律。其中，橫、縱坐標分別為波長和光譜輻射強度Iλ，單位分別為μm、W/（sr·μm）。

圖7 不同時刻XOZ 平面溫度分布

圖8 在t=0.25T 時刻光譜輻射強度分布

基于XOY 與XOZ 探測面，給出了探測角度為0°、10°、30°、60°、90°時的光譜曲線。以XOY 探測面上0°探測結果為例，在3~4.16μm和4.6~5μm波長范圍內，由于高溫固體壁面的光譜輻射導致輻射強度較大；而在4.16~4.6μm范圍內，由于對應波段上CO2與CO氣體的吸收與放射，導致輻射強度出現波峰、波谷分布。結果表明，XOY 與XOZ 探測面的光譜輻射強度分布規律相同，但是在4.16~4.6μm范圍內CO2與CO氣體的吸收與放射較少。

在不同探測角度下，紅外光譜輻射強度曲線規律相同，但是在3~4.16μm和4.6~5μm波長范圍內的輻射隨著探測角度的增大而減小，而在4.16~4.6μm范圍內則逐漸增大，這是由于固體壁面與氣體輻射的不同特征導致的。

4.2 積分輻射強度分布

對光譜紅外輻射強度進行積分，得到紅外輻射強度分布為

式中：I、Iλ分別為紅外、光譜輻射強度；λ1，λ2為本文研究波段的下限與上限，取值分別為3、5μm。

在不同時刻、探測面上，尾噴流輻射強度分布如圖9所示。從圖9（a）中可見，加入次流前，基準模型中尾噴流積分輻射強度總體上隨著探測角度的增大而增大；加入次流后，其隨探測角度變化規律與基準模型相似，但是量值減小，且隨著探測角度增大，減小值逐漸增大。在t=0.25T、0.50T、0.75T 時刻得到的紅外輻射強度分布規律相同，但是在0.25T 與0.75T 時刻的結果相近，而在0.25T 時的紅外輻射強度最小，這與圖6中所示尾噴流溫度場變化是吻合的。在該探測平面內，射入橫向射流以后，加強了尾噴流與環境流體的摻混能力，引起高溫區長度大幅度衰減，導致各探測角度上積分輻射強度均有一定程度的減小。隨著探測角度的增大，尾噴流輻射強度衰減愈加明顯。在0.25T 時刻尾噴流積分輻射強度降幅達48%，而在0.50T 時刻降幅則為41%。

圖9 不同探側面、時刻上尾噴流積分輻射強度分布

從圖9（b）中可見，隨角度分布規律與XOY 面上的相同，但是不同時刻積分輻射強度變化較大。以90°探測結果為例，相比基準噴管，采用橫向射流時，0.25T 時刻尾噴流積分輻射強度降幅達48%，0.50T時刻降幅則為41%。這是由于在此探測平面測到的尾噴流受到兩側橫向射流“擠壓”，引起高溫區長度縮短而導致的。

5 結論

本文對橫向射流入射對發動機尾噴流溫度場以及紅外輻射特性的影響進行了數值模擬。在保持入射流量和噴射規律一定的情況下，比較研究不同時刻尾噴流摻混與紅外抑制特性隨時間的變化特征。

（1）采用橫向射流入射，能夠顯著強化尾噴流摻混效果。當橫向射流流量為主流3%時，尾噴流高溫區長度明顯縮短，與橫向射流流動方向垂直的探測面上尾噴流輻射強度降低可達48%。

（2）在對稱橫向射流入射時，尾噴流摻混效果隨時間變化較大。當2股射流噴射相同流量時，強化摻混效果最強，紅外抑制效果最佳；而隨著兩側噴射流流量差別增大，尾噴流強化摻混效果逐漸減弱。

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