涵道比对二元俯仰矢量排气系统红外特征影响的实验研究

卢浩浩，吉洪湖，刘 健，王 浩，王 丁

涵道比对二元俯仰矢量排气系统红外特征影响的实验研究

卢浩浩，吉洪湖，刘 健，王 浩，王 丁

（南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016）

通过改变外涵流量，实验研究了涵道比0.3和1时，相同结构的二元俯仰矢量排气系统几何偏转0°、10°、20°三种模型下壁面温度与红外辐射特征分布。结果表明：涵道比1相对涵道比0.3时，排气系统火焰稳定器下游壁面温度具有较大降幅，隔热屏、收敛段、侧壁、扩张段壁面温度分别降低170K、317K、227K和153K；涵道比0.3时，随着几何偏角增大，排气系统红外辐射强度增大，最大增幅70.2%；但涵道比1时，正好相反，随着几何偏角增大，排气系统红外辐射强度下降，最大降幅65%。涵道比增大，排气系统红外辐射特征下降，几何偏转0°、10°、20°时，正尾向分别降低33.3%、42.1%、60.9%。

二元俯仰喷管；涵道比；矢量偏转；红外隐身

0 引言

近些年来，红外探测和制导技术受到各军事强国的重视，相关技术得到了迅猛的发展，如机载红外搜索跟踪器探测距离已达200km[1]，与雷达探测距离相当，飞行器受到的红外威胁急剧增大，为此急需发展带隐身能力的飞行器。国外早已有此类飞行器，如F117、B2、F22等等，但相关的红外隐身技术研究却未公开，为此国内也有众多学者对飞行器及其排气系统展开了研究。

对于飞行器蒙皮辐射，主要是8～14mm波段辐射，林杰[2]、黄伟[3]、冯云松[4]等研究了发射率、环境背景等因素对飞行器蒙皮表面红外辐射特征的影响。对于3～5mm中波波段主要是排气系统的辐射。采用异型喷管如二元喷管[5]、带遮挡的二元喷管[6]、S型喷管[7]、塞式喷管[8]等可以有效地遮挡排气系统内部高温部件，降低红外辐射。王殿磊[9]、张勃[10]、周兵[11]、单勇[12]等研究了中心锥冷却对排气系统红外辐射特征的抑制规律，发现中心锥冷却可以有效降低尾向红外辐射特征。斯仁[13]、额日其太[14]等研究了喷管段冷却对排气系统的红外抑制影响。陈俊[15]通过实验研究了低发射率涂层的红外抑制作用。此外采用引射喷管[16]可以加强冷热气流混合，降低喷流温度。以上这些排气系统的红外抑制技术主要应用于现有发动机改型设计阶段，若能在发动机最初发动机参数设计阶段考虑红外隐身，将具有重要意义。Decher[17]等研究了发动机总体设计参数对红外辐射的影响，王丰[18]等通过实验手段研究了涵道比变化对轴对称喷管红外特征影响。

本文针对目前二元俯仰矢量排气系统，研究了2种涵道比下排气系统固体壁面温度以及红外特征分布，涵道比增大可以有效降低壁面温度以及红外特征。

1 实验系统与实验模型

1.1 实验系统介绍

如图1给出了本次实验所采用的涡扇发动机模拟实验系统。该实验系统主要由内涵风机，燃油控制台，燃烧室，外涵风机，试验段组成。实验过程中主流由内涵风机提供常温气流，燃油控制台提供燃油，经燃烧室燃烧产生高温燃气，次流由外涵风机提供气流，经由四根外涵管路进入次流通道混合，最后两股气流流经试验段，形成混合燃气流排出。

图1 实验系统图

1.2 实验件介绍

本文研究模型为二元俯仰矢量排气系统，如图2所示，该排气系统主要由中心锥，支板，混合器，加力筒，隔热屏以及二元俯仰矢量喷管。加力筒段采用具有较优的流动性能的超椭圆设计[19]，二元俯仰矢量喷管由收敛段、扩张段、旋转轴以及侧壁段组成。围绕该旋转轴喷管扩张段可以实现上下±20°偏转，图中虚线给出了矢量偏转10°，20°的示意图。喷管收敛角40°，扩张角3.6°（非矢量状态），喉道宽高比3.906。

图2 二元俯仰矢量排气系统模型

2 实验状态及测量方法

2.1 实验状态

实验研究了两种涵道比状态分别为涵道比0.3和涵道比1。实验过程中控制两次实验内涵流量0.9kg/s不变，外涵流量从0.27kg/s增加至0.9kg/s。内涵进口温度830K，外涵进口温度由环境温度决定，两次实验状态接近。

2.2 温度测量

实验过程中采用热电偶对排气系统以及燃气流温度进行监测和测量，如图3所示给出了二元俯仰矢量排气系统热电偶布置位置，图中矩形的表示是内外涵总温热电偶，其他圆点表示固体壁面温度热电偶，热电偶布置于相互垂直的两个平面内，对于偏转的扩张段，上下表面均布置了热电偶。

图3 排气系统热电偶布置

2.3 红外辐射测试

实验过程中采用傅里叶变换红外光谱辐射仪测量二元俯仰矢量排气系统红外辐射强度。如图4所示，该系统包含傅里叶变换红外光谱辐射仪，可见光视频监视系统，黑体炉，采集电脑等。为减小实验台其他部件红外辐射对测量的影响，实验过程中对喷管外的其他部件采用黑色背景板进行遮挡。实验测试了排气系统三个探测面，根据二元俯仰矢量喷管特性，分为窄边探测面，宽边探测面-上方，宽边探测面-下方，如图5所示。实验测量距离35m，测量角度为0°、5°、10°、15°、20°、30°、45°、60°、75°和90°，其中0°表示尾喷管正后方，90°表示与燃气流垂直的方向。实验中的具体测量方法以及实验数据处理过程参见参考文献[20]。

图4 红外辐射特征探测系统

图5 探测位置示意图

3 计算结果与分析

3.1 排气系统固体壁面温度分布

实验测量了两种涵道比情况下二元俯仰矢量排气系统固体壁面温度。图6给出了非矢量状态下，宽边一侧壁面温度，图7给出了非矢量状态下，窄边一侧壁面温度。图中横坐标表示热电偶位置，纵坐标表示温度。

图中可以看出，中心锥壁面温度，沿着气流方向有微弱下降，两次实验状态，内涵进口温度和流量不变，中心锥温度也基本保持不变。隔热屏宽边（图6中隔热屏）一侧壁面温度沿着气流方向逐渐上升，这是由于宽边一侧越靠近下游型面收敛越厉害，燃气冲刷所致；而隔热屏窄边（图7中隔热屏）一侧则沿着气流方向温度逐渐下降，这是因为窄边一侧，型面变化较弱，隔热屏和加力筒之间的那股低温外涵气流对隔热屏具有较好降温作用。两种状态下，大涵道比时温度降低较多，隔热屏宽边平均温度下降190K，隔热屏窄边平均温度下降150K，外涵气流的增加，能够在隔热屏壁面上形成较厚的低温冷却层，起到很好的保护作用。喷管收敛段受热燃气冲刷作用，沿着气流方向温度上升。小涵道比时由于贴壁的外涵冷气流已经很少，故喷管扩张段和侧壁段壁面温度沿气流方向基本保持不变，而大涵道比时在扩张段和侧壁上游仍然具有一定得外涵冷气流，壁面温度相对较低，故沿着气流方向，温度呈现上升趋势。由于加力筒和隔热屏之间通道内的外涵气流流出之后，主要贴壁在喷管收敛段和侧壁段上游部分，上游冷却效果较佳，故两种涵道比下喷管收敛段下降最多，平均温降317K，侧壁平均温降227K，而扩张段平均温降仅153K。

图6 两种涵道比下，中心锥、隔热屏、收敛段、扩张段温度

图7 两种涵道比下，中心锥、隔热屏、侧壁段壁面温度

3.2 排气系统红外辐射特征分布

实验测试了两种状态下排气系统红外辐射特征。图8和图9分别给出了二元俯仰矢量排气系统窄边探测面和宽边探测面结果。图中实线，虚线，点划线分别表示排气系统几何偏转0°、10°、20°状态，曲线上带有符号的表示涵道比0.3，没有符号的代表涵道比1。

图8中可以看出，涵道比0.3时，对于排气系统尾向0～5°和75°～90°范围内，3种几何偏角下，积分辐射强度基本保持不变，方位角5°～75°方向，随着几何偏角的增大，红外辐射强度增大。这是由于几何偏转虽然会导致中心锥、火焰稳定器、隔热屏等高温部件尾向投影面积变小，红外辐射减小，但偏转同时会增加喷管扩张段的投影面积，进而红外辐射强度增大，小涵道比时，喷管扩张段温度较高，红外辐射强度较大，故小角度时排气系统红外特征保持不变，大角度方向排气系统红外辐射强度增大。75°～90°方向主要是尾喷流辐射，几何偏转虽然改变了喷流方向但对喷流红外辐射影响较小。在45°方向，几何偏转20°后相对几何偏转0°时，红外辐射特征增大70.2%。涵道比1时，0～90°范围内，随着几何偏转角度的增大，红外辐射强度下降，与上文以下，几何偏转会导致高温部件投影面积增大，喷管扩张段投影面积增强，与上文不同的是，涵道比1时，喷管扩张段壁面温度较低，红外辐射较小，故而导致随着几何偏角的增大，排气系统红外辐射特征下降。在尾向0°方向，降幅34.8%，最大降幅在45°方向，降幅达65%。综合对比两种涵道比下，随着涵道比增大，排气系统红外辐射特征下降。

图9中可以看出，涵道比0.3时，尾向小角度±5°、45°～90°和－60°～－90°范围内，随着几何偏角的增大，红外特征变化较小。5°～45°和－5°～－60°范围内，随着几何偏角的增大，红外特征增大。具体的原因与上文类似，对于－90～90°范围内几何偏转会导致内部高温部件投影面积减小，但喷管扩张段投影面积增大，红外特征在某些角度增大，－15°方向增幅最大，相对0°偏转，偏转20°时，红外特征增大59%。涵道比1时，随着几何偏角增大，红外特征整体下降，且红外特征最大方向随着几何偏转而同向偏转。综合对比两种涵道比，随着涵道比增大，排气系统红外辐射强度下降，几何偏转0°、10°、20°时，尾向0°时红外特性分别下降33.3%，42.1%，60.9%。大角度－10°～－60°以及10°～60°范围内，涵道比较小时，喷管扩张段壁面温度较高，排气系统红外特征随探测角度变化较小，而涵道比较大时，喷管扩张段温度较低，红外辐射较小，可以看出探测角度增大后，排气系统内部高温部件被遮挡之后，红外辐射特征迅速下降。

图8 窄边探测面上，两种涵道比下排气系统积分辐射强度

图9 宽边探测面上，两种涵道比下排气系统积分辐射强度

4 结论

本文通过实验测试手段，研究了涵道比0.3和涵道比1时，二元俯仰矢量排气系统，几何偏转0°、10°、20°三种状态下壁面温度分布及红外特征，主要结论如下：

1）两种涵道比下，中心锥温度保持不变，涵道比1相对涵道比0.3时，隔热屏壁面温降170K，喷管收敛段温降317K，侧壁温降227K，扩张段温降153K。

2）涵道比0.3时，随着几何偏角的增大，排气系统红外辐射强度增大，最大增幅70.2%；涵道比1时，随着几何偏角增大，排气系统红外辐射强度减小，最大降幅65%。

3）涵道比增大时，排气系统红外辐射特征下降，几何偏转0°、10°、20°时，正尾向分别降低33.3%，42.1%，60.9%。

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Experimental Investigation of Infrared Radiation Characteristics of Two-Dimensional Convergent-Divergent Vectoring Nozzle Exhaust System on Different Bypass Ratio States

LU HaoHao，JI Honghu，LIU Jian，WANG Hao，WANG Ding

(,,210016,)

By changing bypass mass flow, the wall temperature distribution and infrared radiation characteristics of two dimensional convergent-divergent (2D-CD) vectoring nozzle exhaust system with geometric deflection angles of 0, 10, 20 are numerically studied, at bypass ratio(BPR) 0.3 and 1.0. The results show that the wall temperatures downstream of the flame holder decrease significantly at BPR 1.0, which decrease by 170K, 317K, 227K and 153K, respectively, at heat shield, convergent section, side wall section and divergent section than those at BPR 0.3; at BPR 0.3, the infrared radiation intensity of exhaust system increases as the geometric deflected angle increases, reaching a maximum amplification of 70.2%, while at BPR 1.0, the infrared intensity behaves in the opposite way, with a maximum drop of 65%; the increase of BPR decreases the infrared radiation of exhaust system, especially in the tail direction where the drop is 33.3%, 42.1% and 60.9%, respectively, at geometric deflection angles of 0°, 10°, 20°.

2D-CD nozzle，bypass ratio，vector deflection，infrared stealth

V231.1

A

1001-8891(2017)07-0648-05

2016-10-25；

2016-12-29.

卢浩浩（1987-），男，江苏南通人，博士研究生，主要从事飞行器红外隐身技术研究。