不同形式喷管流动与红外抑制特性数值分析

廖华琳，张 勃，邓庆晃，吉洪湖



不同形式喷管流动与红外抑制特性数值分析

廖华琳1,2，张 勃1，邓庆晃2，吉洪湖1

（1. 江苏省航空动力系统重点实验室，南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016；2. 成都燃气涡轮研究院 总体室，四川 成都 601500）

本文针对涡扇发动机，设计了等进口、出口面积，等长度的轴对称、矩形与S弯收敛喷管（出口宽高比/＝4），在相同的内、外涵进口、出口参数下，数值分析了其流动、换热与红外辐射强度分布特性。比较得出，S弯喷管在矩形喷管基础上，进一步强化了二次流流动，增强了掺混，使得热喷流温度衰减增强；S弯壁面对进口高温部件形成有效遮挡，有效降低了红外辐射强度。水平探测面上，不同喷管红外辐射强度分布相似，S喷管量值最小，而在垂直探测面上，S弯喷管最大值出现高度角为20°时，这是由于尾喷流的向上偏转导致的。相比轴对称喷管，在喷管正后方，矩形喷管红外辐射强度降低23.1%，S弯喷管降低89.7%。

红外抑制；轴对称喷管；矩形喷管；S弯喷管；强化掺混

0 引言

对于现代高性能飞行器而言，提高战场生存力是其主要目标之一。提高其红外抑制特性是强化红外隐身的必要手段[1-2]，可以减少被红外寻的武器击中的概率。研究发现，飞行器在中波波段（3～5mm）上的红外辐射主要来自航空发动机，包含高温尾喷流和高温壁面两方面的贡献，针对此两方面，目前主要的红外抑制措施包括：异形喷管、强化冷却以及低发射率涂层技术[3-6]。

矩形喷管能够强化热喷流与环境大气的掺混，缩小尾喷流高温区面积，并利用其形状特征缩小可视面积，实现对高温部件的遮挡，从而降低尾喷流与高温部件的辐射特征[7-8]，这种抑制作用在宽高比较大的情况下比较明显，但是宽高比的增大会降低喷管气动特性，从而局限其实际应用。如果采用强化冷却技术，可以大幅降低高温部件的温度和红外辐射强度，但是需要消耗较大流量的冷气，将会对发动机性能带来一定影响[9]。对于尾喷流的红外抑制而言，采用小突片可以起到有效的强化掺混作用，李伟[9]、王强[10]、黄勇[11]针对轴对称喷管与矩形喷管，开展了小突片和锯齿结构对尾喷流红外抑制效果的影响研究，何哲旺，王飞等[12-13]数值分析了横向射流入射对尾喷流红外辐射强度的抑制效果，采用该措施的推力损失小于传统的异型喷管。

在发动机正后向探测时，其尾部高温部件的红外辐射占其整体的90%左右，为了降低高温部件的红外辐射特征，研究者发展了一种S弯形喷管，通过对喷管气流通道的弯曲设计，对喷管内部高温部件形成有效遮挡，大幅降低红外辐射强度[14]。但是，流道的弯曲会带来额外的流动阻力。为了减少阻力，必须对喷管S弯型面的优化设计，使流动阻力控制在允许范围内[15]。

在几何结构上，S弯喷管不具有轴对称喷管的圆周对称性，且在垂直方向上不具有矩形喷管的对称性。国内、外学者数值分析了S弯喷管的红外辐射特征[14-15]，但是其与轴对称喷管、矩形喷管红外辐射特征的区别未见文献报道。

本文以轴对称喷管M1为原型，设计了圆转矩形喷管M2，进一步设计得到S弯喷管M3，对3种喷管在不同探测平面上的红外辐射强度进行了数值比较研究，得到了不同形式喷管不同探测平面上，红外辐射强度特性的抑制规律。

1 物理模型

本文首先设计了轴对称收敛喷管，其外涵进口为半径214mm的圆，内涵半径为174mm，内涵出口即为混合段，喷管出口半径129mm，喷管长1270mm。在此基础上，保持面积不变，将出口改为宽高比/为4的矩形，沿程截面曲线通过超椭圆方程设计得到。进一步在矩形喷管基础上设计了S弯喷管，其偏距比为0.5，型面中心线方程如式(1)所示，其余参数与矩形喷管相同。图1(a)、(b)、(c)中分别给出了模型M1，M2，M3的结构图。图1(a)中以轴对称喷管M1为例，给出了喷管内涵与外涵结构图。

Fig.1 Sketches of different nozzle models

2 计算域、计算网格

本文所取计算域为半径8、长为30（为喷管出口的当量直径），如图2以模型M3为例，给出了计算域的对称面的网格。在喷管内部区域，采用了密集分布的网格。在喷管中速度、温度梯度较大的喷管壁面、出口区域均采用局部加密的网格。而外场区域根据压力、温度的变化梯度，采用变间距的结构化网格。本文通过网格数分别为110万、150万、180万，200万不同算例进行独立性验证，发现网格大于180万后，壁面温度变化小于2%，最终选择网格数为180万的算例进行计算，其满足网格独立性要求。

图2 M3计算域对称面网格

3 边界条件与湍流模型

本文模拟涡扇发动机进行计算，计算条件如表1所示。

表1 各模型边界条件

考虑到实际发动机中，内涵气体为燃气，为了准确模拟燃气辐射对温度的影响，计算中按照发动机实际工作状态参数，设定喷管进口不同气体组分质量分数为：CO2为4.4%，CO为0.18%，H2O为0.1%；外涵气流O2为0.232%，喷管出口与尾喷流的气体组分浓度分布由计算得到。红外辐射计算在3～5mm波段上展开。计算中喷管固体壁面及进口截面（模拟喷管进口前部高温部件的辐射）均设为发射率为0.9的灰体壁面。

流场模拟采用SST（shear stress transport）-模型进行，各方程均采用二阶迎风差分格式离散，耦合求解并实施亚松弛。

流场计算采用SST-模型进行模拟，对应的输运方程如式(2)和(3)：

式中：表示湍动能的有效扩散系数；G表示湍动能；Y表示湍动能损失；S表示辐射热源。

式中：表示湍流频率有效扩散系数；表示湍流频率损失；表示湍流频率损失；表示交叉扩散项；表示辐射热源。

各方程均采用二阶迎风差分格式进行离散，耦合求解并实施亚松弛。

红外辐射场计算则采用离散传递法进行，将微元面的入射辐射区域对应的立体角划分为多个小立体角，从而将计算壁面或者探测点的入射辐射照度的三维空间积分问题转换为一维多层介质内辐射亮度传输问题。

首先通过方程(4)解目标的光谱辐射亮度：

最后通过公式(6)与(7)分别求取光谱辐射强度与辐射强度：

式中：1与2分别为计算波段的上限与下限，本文中分别取3mm，5mm。

在红外辐射计算中，准确的温度分布是红外计算的基础。本文中采用了对流、导热与辐射传热耦合的方法进行温度计算，考虑了燃气辐射对壁面温度的影响，利用Do（discrete ordinates）模型计算辐射换热，有效提高了温度计算精度。

本文中红外辐射特性研究针对喷管高温部件与尾喷流同时展开，图3以模型M3为基准，给出了垂直探测面（包括上方、下方探测面）、水平探测面上探测角度示意图，在不同测量平面上，测量点之间的角度间隔均取为10°。研究中，针对模型的对称性特点，轴对称喷管只分析水平探测面，矩形喷管选取水平探测面和上方探测面进行分析，而S弯喷管则同时对图3中3个探测面均进行分析。

图3 不同探测平面方位角示意图

4 结果分析

本章中对不同形式喷管的流动与红外辐射特性进行比较分析，主要从速度、温度分布逐步展开分析，最后对红外辐射强度特征的分布进行分析。

4.1 尾喷流温度分析

图4(a)、(b)、(c)分别给出了喷管M1，M2，M3窄边对称面上的温度分布。图4(a)中所示为轴对称喷管M1的温度分布，在喷管出口，尾喷流高温区形成锥形分布，在与外流掺混过程中，气流温度沿程逐渐下降；图4(b)中所示的矩形喷管中，尾喷流高温区温度低于M1，且长度、宽度均缩小，图4(c)所示S弯喷管中，高温区长度小于矩形射流，在喷管出口附近，在外涵气流的压制下，尾喷流径向扩张较小，沿轴向向下游流动，而在下游较远处，外涵影响减弱，射流向上方偏移，径向扩张显著增强，强化了尾喷流的掺混。

图4 不同喷管窄边对称面温度分布

4.2 轴向截面速度矢量分布

喷管形式的变化对喷管内部截面流动参数产生显著影响，为了研究其内部流动情况变化，本节将喷管沿轴向等距分为10段，对截面上二次流流动进行分析。图5中以模型M2为例对截面进行说明，进口、出口截面分别为0，10截面，中间等距划分为10个部分。文中选择典型截面0，2，4，6，10进行分析。

图5 喷管内部轴向截面位置图

图6(a)、(b)、(c)对不同喷管沿程典型截面上二次流速度分布进行比较分析，图中给出了流线分布。从图6(a)可以看出，在轴对称收敛喷管M1中，二次流方向均沿径向向内流动。

从图6(b)所示可以看出，在模型M2中，沿轴向流动过程中，受到喷管圆转矩形型面在对应方向上的挤压，气流二次流方向由沿径向向内流动逐渐发生偏转，在喷管的上半部与下半部分别呈现逆时针与顺时针流动趋势。

图6(c)中所示为模型M3不同截面上的二次流速度矢量分布。可以看出，二次流方向受喷管型面影响较大，在沿程流动过程中，受到喷管中心线和型面弯曲的影响，二次流速度逐渐由向下转为向上流动，在截面6上，二次流表现出显著的上、下掺混状态，复杂的流动混合使得气流掺混增强。在喷管出口截面上，喷管流动呈现向上流动趋势。

比较看出，模型M1的二次流速度较小，采用圆转矩形和S弯喷管，二次流速度逐渐增大，强化了流体掺混，使得尾喷流温度衰减加快。

4.3 轴向截面温度分布

不同喷管内部流动的区别最终影响出口截面10上温度分布，如图7所示。从图7(a)看出，模型M1等温线依然呈现轴对称分布，中心区温度降为850K。图7(b)中，模型M2出口处温度分布为近矩形分布，中心区温度降为750K。图7(c)中模型M3受外涵气流的压制，出口温度场分隔为左右两个对称等温区，中心区出现350K的低温区，且高温区范围进一步减薄，有利于与周围流体的掺混。

图6 喷管内部二次流轴向分布图

图7 喷管出口气流温度分布图

4.4 红外辐射强度分布

研究指明，矩形喷管能够降低轴对称喷管的红外辐射强度特征，S弯喷管能够进一步强化红外抑制效果，本节对不同喷管的红外辐射强度特征的变化进行比较分析。

1）喷管尾喷流红外辐射强度

图8中给出了模型M1，M2，M3尾喷流在水平探测面上的红外辐射强度分布。模型M1的尾喷流红外辐射在正后方较大，在0°～15°范围内，其值逐渐减小；而在15°～90°范围内，其随方位角增大而提高。模型M2尾喷流的红外辐射分布规律与模型M1相同，但是矩形喷管较强的掺混能力导致相同角度下的尾喷流红外辐射强度小于M1。模型M3尾喷流的红外辐射强度随方位角缓慢增大。

图8 水平探测面上红外辐射强度

图9中则对模型M1，M2，M3尾喷流在垂直探测面上的红外辐射强度分布进行对比分析。由于喷管的轴对称特性，模型M1与图9中的水平面分布相同。模型M2尾喷流的红外辐射分布规律也与图8中其水平面探测结果相似。模型M3由于其结构特征，使得红外辐射强度分布出现不对称性。在下方探测（270°～360°）时，尾喷流的红外辐射强度随方位角增大逐渐减小；在上方探测（0°～90°）时，尾喷流的红外辐射强度在20°时出现一个峰值，这是由于尾喷流向上偏移，使得对应方向红外辐射增强引起的。

2）喷管整体红外辐射强度

在评价一个喷管红外辐射特征时，主要以其整体特性而定。在喷管红外特性计算中，由于其进口面积可以等效为喷管前高温部件的探测面积，文中为了分析方便，采用前者代替后者进行分析。图10(a)给出了水平探测面上，模型M1，M2，M3的喷管整体红外辐射强度（包括壁面与尾喷流的辐射）随探测角度的分布，图10(b)则对小角度范围内的分布放大图。可以看出，在模型正后方（方位角为0°）探测，轴对称喷管M1的红外辐射强度较大，随着方位角度增大，红外辐射强度逐渐减小；采用矩形出口后，喷管正后方探测面积减小，且尾喷流掺混增强，使得红外辐射强度减小；S弯喷管对喷管进口高温部件的辐射形成了有效遮挡，且壁面受到外涵气流的冷却，温度较低，使得S弯喷管壁面红外辐射强度较小；同时，S弯流道强化了尾喷流与外流的掺混，削减了尾喷流的红外辐射，使得喷管整体红外辐射强度进一步56.9减小。比较看出，不同喷管在喷管正后方小角度范围内（0°～20°）之间的红外辐射强度区别较大，在0°方向喷管进口红外辐射量值较大，S弯喷管的遮挡作用使得其红外辐射强度降低幅度最大，降至轴对称喷管的10.3%。而在20°～90°范围内，则增大为轴对称喷管的29.3%。

图9 垂直探测面上红外辐射强度

图10 水平探测面上红外辐射强度

图11中对不同模型喷管进口面积随探测角度的变化规律进行了比较。

图中纵坐标为/M1，即不同模型的喷管进口探测面积与模型M1喷管进口探测面积的比值，横坐标为方位角（0°～90°）。模型M2喷管进口面积在0°～10°范围内略小于M1，而在0°～20°范围内，其值明显减小，使得对应角度下红外辐射强度减小（图10）。模型M3进口由于受到S弯壁面遮挡，探测面积较小，使得对应角度范围内红外辐射强度最低。3种喷管的进口面积在0°～20°范围内发生较大变化，导致了图11中对应角度下的红外辐射强度量值的变化。

图11 进口面积随方位角变化

图12(a)、(b)中分别给出了不同模型垂直探测面上的红外辐射强度随探测角度变化。在0°～90°范围内（上方探测），模型M1红外辐射强度随探测角度增大而逐渐减小，M2变化规律与M1相同，但是量值较小；对于M3，其红外辐射强度在0°～30°范围内，受到尾喷流红外辐射强度分布的影响，在20°附近出现辐射峰值，使得红外辐射强度呈现先增大后减小的趋势，总体上小于M2；在270°～360°间探测，红外辐射强度先增大后减小。

相比轴对称喷管，在喷管正后方，矩形喷管红外辐射强度降低23.1%，S弯喷管在喷管正后方，整体红外辐射强度最大降低89.7%。

5 结论

本文针对涡扇发动机，在考虑内外涵混合影响时，对3种典型形式喷管的气动与红外辐射强度特性进行了数值分析，从流动、传热以及红外辐射强度几方面进行了初步分析，在本文气动与几何结构条件下，得到结论如下：

1）相比轴对称喷管，采用矩形喷管强化了二次流掺混，S弯喷管中，型面的变化使得二次流的流动复杂程度增加，进一步强化了热喷流与外流的掺混，导致热喷流温度的降低。

2）相比轴对称喷管，在喷管正后方，矩形喷管红外辐射强度降低23.1%，S弯喷管由于其特殊的弯道结构对喷管前高温部件形成有效遮挡，以及掺混特性增强引起的尾喷流强化掺混，导致了整体红外辐射强度降低89.7%。

3）S弯喷管由于结构特殊性，红外辐射强度在垂直方向上存在非对称性，其最大值出现在高度角为20°时，这是由于尾喷流的向上偏移导致的，也说明了在巡航状态下，采用S弯喷管的飞行器最大红外探测威胁来自上方探测。

图12 垂直探测面上红外辐射强度

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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.

廖华琳（1973-），女，研究员/硕士，主要研究方向，航空发动机排气系统设计等，E-mail：752899020@qq.com。