航空發動機排氣系統紅外輻射測量與數值計算比較研究

趙會妮，熊兵，周兵，吉洪湖

(1.中國航發四川燃氣渦輪研究院，四川江油621703；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

航空發動機排氣系統紅外輻射測量與數值計算比較研究

趙會妮1，熊兵1，周兵2，吉洪湖2

(1.中國航發四川燃氣渦輪研究院，四川江油621703；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016)

評估航空發動機紅外隱身性能，需獲取其排氣系統的紅外輻射強度。介紹了航空發動機排氣系統紅外輻射測量方法，通過試驗驗證得到了3～5 μm的紅外輻射特征。采用反向蒙特卡洛法對發動機排氣系統的紅外輻射特征進行數值計算，計算中將固體壁面的反射特性分別設為漫反射體和鏡面反射體，并將計算值與試驗值進行對比分析。結果表明：兩者分布規律一致，但將壁面的反射特性作為鏡面反射處理時，計算值與試驗值的誤差明顯減小。

航空發動機；排氣系統；紅外隱身；紅外光譜輻射計；探測角；紅外輻射特征；光譜輻射強度；積分輻射強度

1 引言

隨著紅外制導導彈的發展，現代戰斗機對紅外隱身性能的要求越來越高。根據斯蒂芬-波耳茲曼定律，輻射通量密度與絕對溫度的四次方成正比，極小的溫度改變都會引起輻射功率密度很大的變化[1]。發動機排氣系統(包括封閉腔和尾噴流)具有很高的溫度，極易成為紅外制導導彈探測的目標，嚴重威脅戰斗機的生存。因此，研究發動機紅外輻射強度對戰斗機的運行安全具有重大意義。鄧洪偉等[2-3]基于N-S方程建立了某型發動機噴管及其噴流流場的數值計算模型，利用輻射傳輸方程積分法編制了紅外輻射特征計算程序，得到了噴管在非加力狀態下工作時的紅外輻射特征分布。同時，還利用模型試驗測量得到噴管的紅外輻射特征分布，對比分析了3～5 μm的紅外輻射特征數值模擬結果和試驗測量結果，顯示兩個結果吻合良好。羅明東等[4]通過理論分析及使用傅立葉變換紅外光譜儀，提出一種有效測量紅外光譜輻射強度的方法。該方法能有效獲取排氣系統中的紅外光譜輻射強度，具有工程實用價值。

由于排氣系統紅外輻射測試耗時較長、過程復雜，需要的人員較多，且測量采用的紅外光譜輻射儀器價格昂貴，因此研究一種可靠的數值計算方法至關重要。本文利用BOMEM公司MR100型傅立葉變換紅外光譜儀，測量排氣系統的紅外輻射強度，并參考文獻[4]中關于對傅立葉變換紅外光譜儀的修正方法與測量方法進行了試驗驗證。同時，采用反向蒙特卡洛法對發動機排氣系統的紅外輻射進行了數值計算，計算中將固體壁面的反射特性分別設為漫反射體與鏡面反射體。最后，分別對比分析了試驗值與兩種計算值的誤差，確定出一種誤差較小的排氣系統紅外輻射強度數值計算方法。

2 排氣系統噴流紅外輻射特征計算方法

2.1 排氣系統流場計算方法[5]

排氣系統紅外輻射特征的計算在流場計算的基礎上進行，通過流場計算確定紅外輻射特征計算壁面網格的溫度、壓力及燃氣組分濃度等。

發動機排氣系統穩態流場、溫度場和組分濃度場計算的基本方程由雷諾時均方程控制，包括質量守恒方程、動量守恒方程、能量守恒方程和組分質量守恒方程。流場的計算域屬于三維問題，但存在對稱性，因此采用1/2實際模型作為計算域。試驗模型的計算域如圖1所示。排氣系統噴管出口直徑為Dout，計算域直徑為13Dout，噴管出口下游計算長度為24Dout。

內外涵均為定流量進口邊界條件，根據試驗狀態參數設置值確定內外涵進口流量、總溫，出口壓力、總溫；外流邊界為壓力出口邊界條件；腔體壁面均為流固耦合邊界條件，壁面發射率[6-7]測量值為0.7。

流場計算網格如圖2所示，在排氣系統內部區域及壁面附近進行加密處理，沿噴流下游方向網格逐漸變稀疏。

2.2 排氣系統紅外輻射特征計算方法[8-9]

首先，按照熱輻射傳輸方程的微分積分方程計算排氣系統紅外輻射特征值，采用反向蒙特卡羅法求解輻射亮度傳輸方程。該方程[10]描述了輻射能量在介質中沿著射線傳輸過程中能量的變化與吸收、發射和散射的相互關系，是一個射線傳輸方向上的能量平衡方程，其形式如下：

式中：Lλb為黑體的光譜輻射亮度，αλ、σsλ分別為吸收和散射系數，Φ(λ,ω,ωi)表示相函數。

其次，確定紅外輻射特征的計算域及壁面網格。計算域為圓柱體，長度根據探測器至發動機噴管出口的連線與發動機軸線的夾角α=90°時，探測器視場在目標處的最大直徑DFOV加上排氣系統模型的自身長度Lengine確定，見圖3。圓柱體直徑約為5Dout。尾噴管的軸向、周向和徑向三個方向的劃分數分別為200、100和60。紅外輻射計算的壁面網格如圖4所示，均為三角網格，總數為13 142。

最后，根據流場計算值及試驗測量值進行排氣系統紅外輻射特征計算。中心錐、支板、內外涵混合器、加力筒體和噴管等部件的壁面溫度可根據試驗測量值給定，其余部件的溫度按流場計算結果給定。各部件的發射率按照測量[6-7]結果給定。燃氣流的溫度場、組分濃度場和壓力場均按流場計算結果給定，見圖5～圖7。H2O和CO的分布規律與CO2的類似，最大值分別為CO2的40%和1%。發動機尾噴管距傅里葉紅外光譜儀為34.5 m，考慮到大氣吸收和衰減，大氣透過率采用計算值，見圖8。

3 排氣系統模擬試驗測試方法

試驗在南京航空航天大學的渦扇發動機排氣系統模擬試驗臺上進行。該試驗臺由發動機排氣模擬子系統、主流子系統、外涵子系統等組成，可對渦扇發動機排氣系統的結構和噴流流場進行模擬。

紅外輻射測量系統由傅立葉變換紅外光譜輻射計、采集電腦和標定黑體組成，見圖9。光譜輻射計為加拿大BOMEM公司的MR100型。標定黑體是上海福源光電研究所研制的HFY-301A型。試驗在夜晚、無風、晴朗天氣下進行。

為減小測量誤差、提高測量精度，試驗前使用高低溫黑體對傅立葉變換紅外光譜儀進行標定[3]，獲取修正系數。試驗數據測量過程中，由于光譜儀響應特性漂移及內部熱輻射變化，導致測量誤差不斷增加。再次使用中溫黑體進行實時標定，獲得實時修正系數。

探測器(傅里葉變換光譜輻射計)以噴管出口為圓心，沿半徑為R=34.5 m的1/4水平圓形為軌道移動，探測角度α隨著探測器的移動而變化。設定試驗狀態參數，當試驗狀態保持穩定時開始測量。沿預定軌道移動紅外測量系統，分別測量α=0°、5°、10°、15°、20°、30°、45°、60°、75°、90°共10個探測角度的紅外輻射強度，測點布置如圖10所示。

4 結果對比分析

針對基準排氣系統腔體模型的紅外輻射特征，進行光譜強度對比分析和積分輻射強度空間分布對比分析。

4.1 光譜輻射強度對比分析

圖11示出了部分基準排氣系統模型光譜輻射強度計算值與試驗值的對比。由圖可知：當將所有部件當成漫反射體時，光譜輻射強度計算值在α=0°、5°、10°、45°、60°和90°這6個探測角度與試驗值吻合較好，而在α=15°、20°和30°這3個角度上吻合較差；當將加力筒體當作鏡反射體、其他部件當作漫反射體時，光譜輻射強度計算值在所有角度上都與試驗值吻合較好。這表明了將試驗模型加力筒體處理為鏡反射體的必要性。

由圖還可知，3～5 μm波段內，除固體輻射外，影響最大的就是CO2在4.27 μm附近的吸收發射帶。計算得到的峰值分布位置與試驗結果基本一致，這說明吸收系數在光譜分布上合理。但在峰值高度和寬度上，計算值與試驗值還有一定差異，這可能是由于流場計算得到的噴流溫度分布及組分濃度分布與實際有一定差別所致，不過已基本可滿足目前的工程應用。

表1 基準模型積分輻射強度計算與試驗結果的對比及誤差Table 1 Comparison and error between the calculated and experimental results of the reference exhaust system model

4.2 積分輻射強度空間分布對比分析

圖12示出了基準排氣系統模型積分輻射強度空間分布計算值與試驗值的對比，從圖中可得到與光譜輻射強度類似的結論。

表1示出了基準排氣系統模型積分輻射強度計算與試驗結果的對比及誤差。由表可知：將各部件作為漫反射體時，誤差略大的兩個探測角度是20°和30°，誤差絕對值達到了30%以上，其他探測角度的誤差在±20%以內；將加力筒體作為鏡反射體、其他部件作為漫反射體時，除90°為12.42%外，其他探測角的誤差縮小到±10%以內。

5 結論

(1)壁面反射特性對紅外輻射強度計算結果有明顯影響。對于本文的發動機排氣系統試驗模型，加力筒體表面光亮，明顯不同于其他部件，將該部件作為漫反射體時，當探測角度為20°或者30°，紅外輻射強度的計算誤差絕對值達到30%以上，而將該部件處理為鏡反射體時上述兩個角度的計算誤差絕對值降低到10%以下。

(2)經過試驗驗證，計算得到的基準排氣系統模型的光譜輻射強度和積分輻射強度與試驗測量結果分布規律一致，吻合良好。本文的計算方法可較為準確地計算渦扇發動機排氣系統的紅外輻射特征。該數值計算方法對其他發動機排氣系統的紅外輻射特征的數值模擬提供了事實依據與技術支撐。

[1]周世椿.高級紅外光電工程導論[M].北京：科學出版社，2014.

[2]鄧洪偉，邵萬仁，周勝田，等.某型航空發動機噴管紅外輻射特征數值模擬和試驗研究[J].航空發動機，2010，36(1)：44—48.

[3]鄧洪偉，周勝田，邵萬仁，等.航空發動機排氣系統紅外輻射特征數值計算研究[J].航空發動機，2009，35(1)：26—28.

[4]羅明東，吉洪湖，黃偉，等.用FTIR光譜儀測量排氣系統中紅外光譜輻射強度的方法[J].航空動力學報，2007，22(9)：1423—1429.

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Comparative study on infrared radiation measurement and numerical calculation of aero-engine exhaust system

ZHAO Hui-ni1，XIONG Bing1，ZHOU Bing2，JI Hong-hu2
(1.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China；2.College of Energy and Power，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

It is required to obtain the infrared radiation intensity value to evaluate the stealth performance of the aero-engine exhaust system.Test method of infrared radiation measurement for aero-engine exhaust system was introduced,the infrared radiation characteristic distribution of 3～5 μm was obtained by the veri?fication.The infrared radiation characteristics were calculated by the reverse Monte Carlo method.The sol?id wall reflection characteristics were divided into diffuse reflection and mirror reflection when calculated. Finally,the numerical results and the experimental results were analyzed.The results show that the distribu?tion of the two values is consistent.But when the reflection property of the wall is used as the mirror reflec?tion,the error of the calculated value and the experimental value is obviously decreased.

aero-engine；exhaust system；FTIR；infrared spectrum radiometer；detection angle；infrared radiation characteristics；spectral radiant intensity；integral radiant intensity

V231.3

：A

：1672-2620(2017)01-0036-05

2016-02-26；

：2016-08-26

趙會妮(1984-)，女，陜西富平人，工程師，主要從事航空發動機特種測試工作。