不同形式噴管流動與紅外抑制特性數值分析

廖華琳，張 勃，鄧慶晃，吉洪湖

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不同形式噴管流動與紅外抑制特性數值分析

廖華琳1,2，張 勃1，鄧慶晃2，吉洪湖1

（1. 江蘇省航空動力系統重點實驗室，南京航空航天大學 能源與動力學院，江蘇 南京 210016；2. 成都燃氣渦輪研究院 總體室，四川 成都 601500）

本文針對渦扇發動機，設計了等進口、出口面積，等長度的軸對稱、矩形與S彎收斂噴管（出口寬高比/＝4），在相同的內、外涵進口、出口參數下，數值分析了其流動、換熱與紅外輻射強度分布特性。比較得出，S彎噴管在矩形噴管基礎上，進一步強化了二次流流動，增強了摻混，使得熱噴流溫度衰減增強；S彎壁面對進口高溫部件形成有效遮擋，有效降低了紅外輻射強度。水平探測面上，不同噴管紅外輻射強度分布相似，S噴管量值最小，而在垂直探測面上，S彎噴管最大值出現高度角為20°時，這是由于尾噴流的向上偏轉導致的。相比軸對稱噴管，在噴管正后方，矩形噴管紅外輻射強度降低23.1%，S彎噴管降低89.7%。

紅外抑制；軸對稱噴管；矩形噴管；S彎噴管；強化摻混

0 引言

對于現代高性能飛行器而言，提高戰場生存力是其主要目標之一。提高其紅外抑制特性是強化紅外隱身的必要手段[1-2]，可以減少被紅外尋的武器擊中的概率。研究發現，飛行器在中波波段（3～5mm）上的紅外輻射主要來自航空發動機，包含高溫尾噴流和高溫壁面兩方面的貢獻，針對此兩方面，目前主要的紅外抑制措施包括：異形噴管、強化冷卻以及低發射率涂層技術[3-6]。

矩形噴管能夠強化熱噴流與環境大氣的摻混，縮小尾噴流高溫區面積，并利用其形狀特征縮小可視面積，實現對高溫部件的遮擋，從而降低尾噴流與高溫部件的輻射特征[7-8]，這種抑制作用在寬高比較大的情況下比較明顯，但是寬高比的增大會降低噴管氣動特性，從而局限其實際應用。如果采用強化冷卻技術，可以大幅降低高溫部件的溫度和紅外輻射強度，但是需要消耗較大流量的冷氣，將會對發動機性能帶來一定影響[9]。對于尾噴流的紅外抑制而言，采用小突片可以起到有效的強化摻混作用，李偉[9]、王強[10]、黃勇[11]針對軸對稱噴管與矩形噴管，開展了小突片和鋸齒結構對尾噴流紅外抑制效果的影響研究，何哲旺，王飛等[12-13]數值分析了橫向射流入射對尾噴流紅外輻射強度的抑制效果，采用該措施的推力損失小于傳統的異型噴管。

在發動機正后向探測時，其尾部高溫部件的紅外輻射占其整體的90%左右，為了降低高溫部件的紅外輻射特征，研究者發展了一種S彎形噴管，通過對噴管氣流通道的彎曲設計，對噴管內部高溫部件形成有效遮擋，大幅降低紅外輻射強度[14]。但是，流道的彎曲會帶來額外的流動阻力。為了減少阻力，必須對噴管S彎型面的優化設計，使流動阻力控制在允許范圍內[15]。

在幾何結構上，S彎噴管不具有軸對稱噴管的圓周對稱性，且在垂直方向上不具有矩形噴管的對稱性。國內、外學者數值分析了S彎噴管的紅外輻射特征[14-15]，但是其與軸對稱噴管、矩形噴管紅外輻射特征的區別未見文獻報道。

本文以軸對稱噴管M1為原型，設計了圓轉矩形噴管M2，進一步設計得到S彎噴管M3，對3種噴管在不同探測平面上的紅外輻射強度進行了數值比較研究，得到了不同形式噴管不同探測平面上，紅外輻射強度特性的抑制規律。

1 物理模型

本文首先設計了軸對稱收斂噴管，其外涵進口為半徑214mm的圓，內涵半徑為174mm，內涵出口即為混合段，噴管出口半徑129mm，噴管長1270mm。在此基礎上，保持面積不變，將出口改為寬高比/為4的矩形，沿程截面曲線通過超橢圓方程設計得到。進一步在矩形噴管基礎上設計了S彎噴管，其偏距比為0.5，型面中心線方程如式(1)所示，其余參數與矩形噴管相同。圖1(a)、(b)、(c)中分別給出了模型M1，M2，M3的結構圖。圖1(a)中以軸對稱噴管M1為例，給出了噴管內涵與外涵結構圖。

Fig.1 Sketches of different nozzle models

2 計算域、計算網格

本文所取計算域為半徑8、長為30（為噴管出口的當量直徑），如圖2以模型M3為例，給出了計算域的對稱面的網格。在噴管內部區域，采用了密集分布的網格。在噴管中速度、溫度梯度較大的噴管壁面、出口區域均采用局部加密的網格。而外場區域根據壓力、溫度的變化梯度，采用變間距的結構化網格。本文通過網格數分別為110萬、150萬、180萬，200萬不同算例進行獨立性驗證，發現網格大于180萬后，壁面溫度變化小于2%，最終選擇網格數為180萬的算例進行計算，其滿足網格獨立性要求。

圖2 M3計算域對稱面網格

3 邊界條件與湍流模型

本文模擬渦扇發動機進行計算，計算條件如表1所示。

表1 各模型邊界條件

考慮到實際發動機中，內涵氣體為燃氣，為了準確模擬燃氣輻射對溫度的影響，計算中按照發動機實際工作狀態參數，設定噴管進口不同氣體組分質量分數為：CO2為4.4%，CO為0.18%，H2O為0.1%；外涵氣流O2為0.232%，噴管出口與尾噴流的氣體組分濃度分布由計算得到。紅外輻射計算在3～5mm波段上展開。計算中噴管固體壁面及進口截面（模擬噴管進口前部高溫部件的輻射）均設為發射率為0.9的灰體壁面。

流場模擬采用SST（shear stress transport）-模型進行，各方程均采用二階迎風差分格式離散，耦合求解并實施亞松弛。

流場計算采用SST-模型進行模擬，對應的輸運方程如式(2)和(3)：

式中：表示湍動能的有效擴散系數；G表示湍動能；Y表示湍動能損失；S表示輻射熱源。

式中：表示湍流頻率有效擴散系數；表示湍流頻率損失；表示湍流頻率損失；表示交叉擴散項；表示輻射熱源。

各方程均采用二階迎風差分格式進行離散，耦合求解并實施亞松弛。

紅外輻射場計算則采用離散傳遞法進行，將微元面的入射輻射區域對應的立體角劃分為多個小立體角，從而將計算壁面或者探測點的入射輻射照度的三維空間積分問題轉換為一維多層介質內輻射亮度傳輸問題。

首先通過方程(4)解目標的光譜輻射亮度：

最后通過公式(6)與(7)分別求取光譜輻射強度與輻射強度：

式中：1與2分別為計算波段的上限與下限，本文中分別取3mm，5mm。

在紅外輻射計算中，準確的溫度分布是紅外計算的基礎。本文中采用了對流、導熱與輻射傳熱耦合的方法進行溫度計算，考慮了燃氣輻射對壁面溫度的影響，利用Do（discrete ordinates）模型計算輻射換熱，有效提高了溫度計算精度。

本文中紅外輻射特性研究針對噴管高溫部件與尾噴流同時展開，圖3以模型M3為基準，給出了垂直探測面（包括上方、下方探測面）、水平探測面上探測角度示意圖，在不同測量平面上，測量點之間的角度間隔均取為10°。研究中，針對模型的對稱性特點，軸對稱噴管只分析水平探測面，矩形噴管選取水平探測面和上方探測面進行分析，而S彎噴管則同時對圖3中3個探測面均進行分析。

圖3 不同探測平面方位角示意圖

4 結果分析

本章中對不同形式噴管的流動與紅外輻射特性進行比較分析，主要從速度、溫度分布逐步展開分析，最后對紅外輻射強度特征的分布進行分析。

4.1 尾噴流溫度分析

圖4(a)、(b)、(c)分別給出了噴管M1，M2，M3窄邊對稱面上的溫度分布。圖4(a)中所示為軸對稱噴管M1的溫度分布，在噴管出口，尾噴流高溫區形成錐形分布，在與外流摻混過程中，氣流溫度沿程逐漸下降；圖4(b)中所示的矩形噴管中，尾噴流高溫區溫度低于M1，且長度、寬度均縮小，圖4(c)所示S彎噴管中，高溫區長度小于矩形射流，在噴管出口附近，在外涵氣流的壓制下，尾噴流徑向擴張較小，沿軸向向下游流動，而在下游較遠處，外涵影響減弱，射流向上方偏移，徑向擴張顯著增強，強化了尾噴流的摻混。

圖4 不同噴管窄邊對稱面溫度分布

4.2 軸向截面速度矢量分布

噴管形式的變化對噴管內部截面流動參數產生顯著影響，為了研究其內部流動情況變化，本節將噴管沿軸向等距分為10段，對截面上二次流流動進行分析。圖5中以模型M2為例對截面進行說明，進口、出口截面分別為0，10截面，中間等距劃分為10個部分。文中選擇典型截面0，2，4，6，10進行分析。

圖5 噴管內部軸向截面位置圖

圖6(a)、(b)、(c)對不同噴管沿程典型截面上二次流速度分布進行比較分析，圖中給出了流線分布。從圖6(a)可以看出，在軸對稱收斂噴管M1中，二次流方向均沿徑向向內流動。

從圖6(b)所示可以看出，在模型M2中，沿軸向流動過程中，受到噴管圓轉矩形型面在對應方向上的擠壓，氣流二次流方向由沿徑向向內流動逐漸發生偏轉，在噴管的上半部與下半部分別呈現逆時針與順時針流動趨勢。

圖6(c)中所示為模型M3不同截面上的二次流速度矢量分布。可以看出，二次流方向受噴管型面影響較大，在沿程流動過程中，受到噴管中心線和型面彎曲的影響，二次流速度逐漸由向下轉為向上流動，在截面6上，二次流表現出顯著的上、下摻混狀態，復雜的流動混合使得氣流摻混增強。在噴管出口截面上，噴管流動呈現向上流動趨勢。

比較看出，模型M1的二次流速度較小，采用圓轉矩形和S彎噴管，二次流速度逐漸增大，強化了流體摻混，使得尾噴流溫度衰減加快。

4.3 軸向截面溫度分布

不同噴管內部流動的區別最終影響出口截面10上溫度分布，如圖7所示。從圖7(a)看出，模型M1等溫線依然呈現軸對稱分布，中心區溫度降為850K。圖7(b)中，模型M2出口處溫度分布為近矩形分布，中心區溫度降為750K。圖7(c)中模型M3受外涵氣流的壓制，出口溫度場分隔為左右兩個對稱等溫區，中心區出現350K的低溫區，且高溫區范圍進一步減薄，有利于與周圍流體的摻混。

圖6 噴管內部二次流軸向分布圖

圖7 噴管出口氣流溫度分布圖

4.4 紅外輻射強度分布

研究指明，矩形噴管能夠降低軸對稱噴管的紅外輻射強度特征，S彎噴管能夠進一步強化紅外抑制效果，本節對不同噴管的紅外輻射強度特征的變化進行比較分析。

1）噴管尾噴流紅外輻射強度

圖8中給出了模型M1，M2，M3尾噴流在水平探測面上的紅外輻射強度分布。模型M1的尾噴流紅外輻射在正后方較大，在0°～15°范圍內，其值逐漸減小；而在15°～90°范圍內，其隨方位角增大而提高。模型M2尾噴流的紅外輻射分布規律與模型M1相同，但是矩形噴管較強的摻混能力導致相同角度下的尾噴流紅外輻射強度小于M1。模型M3尾噴流的紅外輻射強度隨方位角緩慢增大。

圖8 水平探測面上紅外輻射強度

圖9中則對模型M1，M2，M3尾噴流在垂直探測面上的紅外輻射強度分布進行對比分析。由于噴管的軸對稱特性，模型M1與圖9中的水平面分布相同。模型M2尾噴流的紅外輻射分布規律也與圖8中其水平面探測結果相似。模型M3由于其結構特征，使得紅外輻射強度分布出現不對稱性。在下方探測（270°～360°）時，尾噴流的紅外輻射強度隨方位角增大逐漸減小；在上方探測（0°～90°）時，尾噴流的紅外輻射強度在20°時出現一個峰值，這是由于尾噴流向上偏移，使得對應方向紅外輻射增強引起的。

2）噴管整體紅外輻射強度

在評價一個噴管紅外輻射特征時，主要以其整體特性而定。在噴管紅外特性計算中，由于其進口面積可以等效為噴管前高溫部件的探測面積，文中為了分析方便，采用前者代替后者進行分析。圖10(a)給出了水平探測面上，模型M1，M2，M3的噴管整體紅外輻射強度（包括壁面與尾噴流的輻射）隨探測角度的分布，圖10(b)則對小角度范圍內的分布放大圖。可以看出，在模型正后方（方位角為0°）探測，軸對稱噴管M1的紅外輻射強度較大，隨著方位角度增大，紅外輻射強度逐漸減小；采用矩形出口后，噴管正后方探測面積減小，且尾噴流摻混增強，使得紅外輻射強度減小；S彎噴管對噴管進口高溫部件的輻射形成了有效遮擋，且壁面受到外涵氣流的冷卻，溫度較低，使得S彎噴管壁面紅外輻射強度較小；同時，S彎流道強化了尾噴流與外流的摻混，削減了尾噴流的紅外輻射，使得噴管整體紅外輻射強度進一步56.9減小。比較看出，不同噴管在噴管正后方小角度范圍內（0°～20°）之間的紅外輻射強度區別較大，在0°方向噴管進口紅外輻射量值較大，S彎噴管的遮擋作用使得其紅外輻射強度降低幅度最大，降至軸對稱噴管的10.3%。而在20°～90°范圍內，則增大為軸對稱噴管的29.3%。

圖9 垂直探測面上紅外輻射強度

圖10 水平探測面上紅外輻射強度

圖11中對不同模型噴管進口面積隨探測角度的變化規律進行了比較。

圖中縱坐標為/M1，即不同模型的噴管進口探測面積與模型M1噴管進口探測面積的比值，橫坐標為方位角（0°～90°）。模型M2噴管進口面積在0°～10°范圍內略小于M1，而在0°～20°范圍內，其值明顯減小，使得對應角度下紅外輻射強度減小（圖10）。模型M3進口由于受到S彎壁面遮擋，探測面積較小，使得對應角度范圍內紅外輻射強度最低。3種噴管的進口面積在0°～20°范圍內發生較大變化，導致了圖11中對應角度下的紅外輻射強度量值的變化。

圖11 進口面積隨方位角變化

圖12(a)、(b)中分別給出了不同模型垂直探測面上的紅外輻射強度隨探測角度變化。在0°～90°范圍內（上方探測），模型M1紅外輻射強度隨探測角度增大而逐漸減小，M2變化規律與M1相同，但是量值較小；對于M3，其紅外輻射強度在0°～30°范圍內，受到尾噴流紅外輻射強度分布的影響，在20°附近出現輻射峰值，使得紅外輻射強度呈現先增大后減小的趨勢，總體上小于M2；在270°～360°間探測，紅外輻射強度先增大后減小。

相比軸對稱噴管，在噴管正后方，矩形噴管紅外輻射強度降低23.1%，S彎噴管在噴管正后方，整體紅外輻射強度最大降低89.7%。

5 結論

本文針對渦扇發動機，在考慮內外涵混合影響時，對3種典型形式噴管的氣動與紅外輻射強度特性進行了數值分析，從流動、傳熱以及紅外輻射強度幾方面進行了初步分析，在本文氣動與幾何結構條件下，得到結論如下：

1）相比軸對稱噴管，采用矩形噴管強化了二次流摻混，S彎噴管中，型面的變化使得二次流的流動復雜程度增加，進一步強化了熱噴流與外流的摻混，導致熱噴流溫度的降低。

2）相比軸對稱噴管，在噴管正后方，矩形噴管紅外輻射強度降低23.1%，S彎噴管由于其特殊的彎道結構對噴管前高溫部件形成有效遮擋，以及摻混特性增強引起的尾噴流強化摻混，導致了整體紅外輻射強度降低89.7%。

3）S彎噴管由于結構特殊性，紅外輻射強度在垂直方向上存在非對稱性，其最大值出現在高度角為20°時，這是由于尾噴流的向上偏移導致的，也說明了在巡航狀態下，采用S彎噴管的飛行器最大紅外探測威脅來自上方探測。

圖12 垂直探測面上紅外輻射強度

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Numerical Investigation of Flow and Infrared Suppressing Characteristics of Nozzles in Different Style

LIAO Hualing1,2，ZHANG Bo1，DENG Qinhuang2，JI Honghu1

(1. Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System, College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China;2. Department of Conceptual Design, China Gas Turbine Establishment, Aviation Industry Corporation of China, Chengdu601500, China)

Three different types of convergent nozzles were designed. They used the same inlet, exit area, and length including the same symmetric axis. They were rectangular and S curved nozzles with an exit aspect ratio of/＝4. The flow, heat transfer, and infrared suppressed characteristics were numerically investigated and analyzed. The secondary flow and mixing intensity were enhanced in the S curved nozzle which caused a faster decay of the hot plume. Meanwhile, the nozzle inlet and other hot components were shaded by an S curved wall. Due to the special construction, an asymmetric characteristic was observed in the vertical detecting plane and the maximum value of thermal radiation was 20° which was caused by the hot plume. Compared with an axisymmetric nozzle used for radiation intensity detected from behind, the rectangular nozzle reduced it by 23.1%. The S curved nozzle further lowered it by 89.7%.

infrared suppressing，axis nozzle，rectangular nozzle，S curved nozzle，mixing enhancement

V231.1

A

1001-8891(2017)10-0958-08

2016-05-31；

2016-09-22.

廖華琳（1973-），女，研究員/碩士，主要研究方向，航空發動機排氣系統設計等，E-mail：752899020@qq.com。