二元塞式矢量喷管塞锥尾缘冷却及红外辐射抑制效果

征建生，单勇,，张靖周,2

1.南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016 2.先进航空发动机协同创新中心，北京 100083

二元塞式矢量喷管塞锥尾缘冷却及红外辐射抑制效果

征建生1，单勇1,*，张靖周1,2

1.南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016 2.先进航空发动机协同创新中心，北京 100083

运用数值模拟方法，在主流总温920 K、冷却空气总温470 K的参数条件下，对比分析了塞锥尾缘气膜孔开孔率(1%～4%)、冷却空气用量(4.3%主流质量流量以内)和矢量偏转角(0°～20°)对二元塞式喷管塞锥尾缘冷却和红外辐射的影响。结果表明塞锥尾缘气膜冷却可以有效降低表面温度和喷管红外辐射强度，开孔率为2%的气膜孔阵列的表面降温效果相对较优；冷却空气质量流量比超过2.85%时，塞锥表面温度降低幅度随冷却质量流量比的变化趋于减缓，当冷却空气质量流量比为2.85%时，水平探测面±30°探测角内红外辐射强度相对无冷却喷管下降50%左右，铅垂探测面上气膜冷却表面降温对红外辐射强度的抑制效果更为显著；矢量角对于壁面温度分布影响很小，但对红外辐射强度空间分布具有重要的影响。

二元塞式喷管；塞锥冷却；红外辐射抑制；矢量偏转；数值模拟

推进系统排气喷管是飞行器3～5 μm波段主要的红外辐射源[1]，为了有效抑制其红外辐射强度，国内外研究人员针对喷管形状、表面冷却和低红外发射涂层应用等技术途径开展了系列的研究[2-8]。基于发动机排气系统内部高温壁面热辐射遮挡的原理，利用塞锥式喷管无疑也是一个值得研究的技术措施。

塞式喷管是一种典型的喷管结构，20世纪中期美国航空航天局便针对塞式喷管的气动性能和流动传热特征进行了系列的研究工作[9-11]。近年来，塞式喷管再次引起国内外研究人员的关注，在塞锥结构优化、塞式喷管底部减阻、推力矢量调节等方面取得了很大的研究进展，为改善塞式喷管气动性能、有效提升喷管推力水平提供了技术支持[12-16]。陈俊[17-18]和张靖周[19]等对轴对称塞式喷管和二元塞式矢量喷管的红外特性进行了研究，由于塞式喷管中的塞锥后体位于喷口截面下游，虽然能够形成对喷管腔体内部的遮挡，但必须对塞锥尾缘实施有效的壁面冷却，才能体现塞式喷管的红外抑制效果。

目前针对塞式矢量喷管红外辐射抑制效果的研究相对缺乏。本文通过数值方法对一种球面铰接的二元塞式矢量喷管塞锥尾缘冷却特性及其红外辐射特征进行了研究，重点研究塞锥尾缘阵列气膜孔排布、冷却流量以及矢量偏转角的影响。

1 物理模型和计算方法

1.1 物理模型

二元塞式喷管如图1(a)所示，由于塞锥尾缘阵列气膜孔冷却计算网格量巨大，因此在计算模型中未考虑喷管腔体内部混合器、涡轮后支板和火焰稳定器等真实的结构，而是以喷管上游内外涵充分混合后的某一截面为计算模型进口截面。在球面段后由连接段实现圆转矩形截面的过渡，并通过球面实现塞锥段整体偏转，如图1(b)，图中x为二元塞式喷管轴向坐标，y为喷管径向坐标。

图1 球面连接二元塞式矢量喷管简化模型
Fig.1Simplified model of spherical-link 2-D plug vectoring nozzle

图2 冷却塞锥结构示意图
Fig.2 Schematic of air-cooled plug structure

图2为气冷塞锥的剖面结构，壁面厚度为t=1 mm前缘锥角和尾缘锥角分别为64°和44°。塞锥采用隔板分为前后腔，本文仅考察塞锥尾缘的冷却，在后腔采用夹层结构，夹层通道高度为h=4 mm，对应于塞锥后体前端采用多排孔射流冲击，射流冲击后从塞锥后体后端的阵列气膜孔喷注进入主流。射流孔和气膜孔直径d均为1 mm。相邻冲击孔流向间距s和展向间距w分别为13.176 mm和5.961 mm，仅改变阵列气膜孔的开孔率或排布方式，见表1，列出了A、B、C、D 4种方式。所有气膜孔相对于表面的喷注倾角均为30°。

鉴于对塞锥进行全域计算所涉及的阵列气膜孔数量过大，因此选取对称面附近的一个区域作为计算域，如图3所示。由于喷管出口处的压力并不是外界大气压力，且出口截面流动并未充分发展，所以在喷管出口外选取选取一个足够大的区域作为外场，外场轴向长度为喷管直径的30倍，纵向为喷管直径的10倍。

计算域相应的边界条件如下：主流入口的质量流量为0.812 5 kg/s，总温为920 K；冷却气流入口设为质量流量进口，按照冷却空气质量流量比给定，同时假设冷却空气由外涵气流提取，总温设为470 K。外场边界压力值为外界大气压力，设为地面标准大气压力，其他变量按流向偏导数为零处理。固体壁面采用无滑移固壁边界条件，排气系统内部各部件设定为流-固耦合面。

表1 气膜孔参数Table 1 Parameters of film cooling

图3 计算域示意图
Fig.3 Schematic of computational region

1.2 计算方法

采用Fluent-CFD软件对流场进行计算。考虑燃气与固体壁面间的辐射换热，所有壁面的发射率ε均设为0.75。在计算时加入了组分输运模型以确定排气系统的气体组分分布，主要成分(氮气、二氧化碳和水蒸气)的质量百分比按照文献[19]确定。

计算网格划分采用Gambit软件，采用结构化网格，由于主要研究塞锥表面及气膜孔，所以在塞锥处进行局部加密。经网格独立性实验后采用800万左右网格。流动传热控制方程采用二阶迎风差分格式离散，压力与速度耦合采用SIMPLE算法，各变量的收敛精度均设为10-6。

红外辐射计算采用正反射线踪迹法[20]。本文红外辐射计算只针对3～5 μm波段。在喷管进行俯仰矢量作动时，需要从两个正交的方向放置探测点。如图5所示，探测点分布在喷管水平和垂直对称面内的圆弧上，探测距离为60 m。0°探测角正对排气系统轴线，在水平方向考虑到喷管的对称性，探测角度为0°～90°，而垂直方向则需要考虑-90°～90°的探测范围。红外传输过程不考虑大气的衰减作用。

图4 塞锥表面压比对比
Fig.4Comparison of pressure ratios on plug surface

图5 探测位置分布示意
Fig.5 Schematic of detection position distribution

2 计算结果与讨论

2.1 开孔率的影响

在冷却空气质量流量为2.85%主流流量的条件下，分析无矢量偏转下开孔率φ的影响。

图6 无矢量偏转气膜孔开孔率对喷流马赫数分布影响
Fig.6 Effect of perforated percentage of film holes without vector deflection on flow Mach number distribution

图6为塞锥尾缘下游的马赫数分布，可见在塞锥尾缘邻近顶点位置存在明显的斜激波，由于喷管出口为欠膨胀状态，气流在喷管出口下游继续加速，形成交替的膨胀压缩流动。与无气膜孔的情形(图6(a))相比，阵列气膜孔的射流喷注对塞锥尾缘激波及其发展存在一定的影响，邻近顶点位置高马赫数环面积缩减。在相同的冷却空气质量流量下，开孔率的改变导致射流喷注速度变化，从而影响喷注射流与激波的相干。比较图6(b)和图6(c)，较小的开孔率使得射流的喷吹速度更大，对激波形成的作用更为显著。

图7为气膜孔开孔率对塞锥后缘温度分布的影响。对于无气膜冷却情形，在塞锥后体表面的中后区域温度相对较低，这是由于缘于激波存在的主流静温降低。引入气膜冷却后，塞锥后缘气膜冷却后壁面温度与无冷却塞锥表面温度相比降低了16%～33%。在塞锥后体对应于激波入射点前方区域(轴向坐标x对应范围为1.17～1.45 m)，相对于1%开孔率而言，开孔率大于2%的表面温度逐渐降低，这是由于开孔率的增大，气膜孔阵列更为致密，同时有利于减小射流向主流的穿透深度，更易在高温流体与壁面之间形成气膜。而在激波入射点之后的区域，相比之下，小开孔率下的气膜孔壁面的温度更低，这是由于小开孔率下的射流喷注对激波的影响较大，同时，在激波入射点之后的近壁主流压力升高会阻碍气膜孔出流，在较大的开孔率下因射流喷注的速度较小反而不利于此区域气膜孔出流。开孔率为2%的阵列气膜孔排总体较优。

图7气膜孔开孔率对塞锥后体表面温度分布的 影响(冷却空气流量2.85%)
Fig.7 Effect of film-hole perforated percentage on temperature distribution on plug rear surface (Cooling air usage 2.85%)

2.2 冷却气体流量的影响

图8为塞锥尾缘下游的马赫数分布，与图6(a)和图6(b)结合起来分析，在相同的气膜孔开孔率下，随着冷却空气质量流量比的提高，射流喷注速度增大，邻近顶点位置高马赫数环面积逐渐趋于缩减。

图9为气膜冷却质量流量比对塞锥后缘温度分布的影响。随着冷却空气质量流量增大，塞锥表面明显降低，冷却空气质量流量比为1.42%时塞锥表面温度降低幅度为120 K左右；冷却空气质量流量比超过2.85%时塞锥表面温度降低幅度随冷却质量流量比的变化趋于减缓。

图8无矢量偏转冷却空气流量对喷流马赫数 分布的影响
Fig.8 Effect of cooling air usage without vector deflection on flow Mach number distribution

图9冷却空气量对塞锥后体表面温度分布影响 (开孔率2%)
Fig.9 Effect of cooling air usage on temperature distribution at rear surface of plug (Perforated percentage 2%)

图10为不同冷却空气质量流量比下的喷管相对红外辐射强度I/I0分布，I为喷管的红外辐射强度，对比基准红外辐射强度I0为无气膜冷却情形,θ为探测角度。在水平探测面上，冷却空气质量流量比为0.71%时，在后向探测角-30°～30°范围内红外辐射强度下降20%左右；冷却空气质量流量比为2.85%时，后向探测角-30°～30°范围内红外辐射强度下降50%左右，在更小的后向视角±5°范围可以降低60%左右。与水平探测面相比，在铅垂探测面上气膜冷却的表面降温对红外辐射强度的抑制效果更为显著，这是由于塞锥尾缘的壁面在铅垂面上的暴露面积更大的缘故。无论是在水平探测面还是铅垂探测面，当冷却空气质量流量比超过2.85%后，再增加冷却空气质量流量比所带来的红外辐射强度抑制效果趋于微弱。

图10冷却空气量对喷管红外辐射强度分布的影响 (开孔率2%)
Fig.10 Effect of cooling air usage on infrared radiation intensity of plug nozzle (Perforated percentage 2%)

2.3 矢量偏转的影响

在冷却空气质量流量比为2.85%和开孔率为2%的条件下，分析矢量偏转角α的影响。

图11为矢量偏转角20°时塞锥喷管尾流马赫数分布图。显然矢量偏转时塞锥上下通道马赫数分布呈现非对称性，由于在矢量偏转时，塞锥与来流方向的夹角也随着改变，塞锥尾缘顶点附近的高马赫数分布区域在塞锥上部相对较大。

图12塞锥上下表面相同位置温差随矢量偏转角的变化，可以看出矢量角对于壁面温度分布的影响很小。

图11 矢量偏转下喷流马赫数分布(α=20°)
Fig.11Flow Mach number distribution with vector deflection (α=20°)

图12 矢量偏转对塞锥后体表面温度分布影响
Fig.12 Effect of vector deflection on temperaturedistribution at plug rear surface

图13 矢量角对喷管红外辐射强度分布的影响
Fig.13Effect of vector angle on infrared radiation intensity of plug nozzle

图13为二元塞锥喷管在各个偏转矢量角下红外辐射强度分布，将红外辐射强度无量纲化，以无矢量偏转时无冷却塞锥喷管总红外辐射强度的最大值为基准分别定义总红外辐射强度相对比Ir。在水平探测面上，如图13(a)所示，由于塞锥偏转更多地遮挡了喷管内部腔体，使得喷管红外辐射在正对着塞锥的探测角方向出现了辐射强度下降的现象，且随着偏转矢量角的增大，红外辐射强度呈现逐渐下降的趋势；在铅垂探测面上，如图13(b)所示，矢量偏转与无矢量偏转喷管相比，峰值红外辐射的探测角发生了相应的变化，在矢量偏转后，上方探测的红外辐射强度相对无矢量偏转有明显的降低，但在下方探测的峰值却存在一定程度的增加，在矢量偏转角20°时峰值红外辐射强度增加约12%。同时注意到，在大的矢量偏转角下，铅垂面下方出现两个红外辐射峰值，在这两个探测角下，二元塞锥的上、下表面依次体现出较大的暴露区域，对这两个探测角下的红外辐射分别起到了主要贡献。

3 结 论

通过数值方法对二元塞式矢量喷管塞锥尾缘冷却特性及其红外辐射特征进行了研究。

1) 在塞锥尾缘邻近顶点位置存在明显的斜激波，对应于激波入射点前方区域，大开孔率阵列气膜的降温效果较优，而在激波入射点之后的区域，小开孔率下的气膜孔壁面的温度更低。开孔率为2%的阵列气膜孔排总体较优。

2) 冷却空气质量流量比的影响显著。冷却空气质量流量比超过2.85%时塞锥表面温度降低幅度随冷却质量流量比的变化趋于减缓。

3) 在水平探测面上，冷却空气质量流量比冷却空气质量流量比为2.85%时，后向探测角±30°内红外辐射强度下降50%左右，与水平探测面相比，在铅垂探测面上气膜冷却的表面降温对红外辐射强度的抑制效果更为显著。

4) 矢量角对于壁面温度分布的影响很小，在水平探测面上，随着偏转矢量角的增大，红外辐射强度呈现逐渐下降的趋势；但在铅垂探测面上，矢量偏转角20°时峰值红外辐射强度相对无矢量情形增加约12%。

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Coolingandinfraredradiationsuppressioneffectofplugtrailing-bodyoftwo-dimensionalvectorplugnozzle

ZHENGJiansheng1，SHANYong1,*，ZHANGJingzhou1, 2

1.JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem,CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.CollaborativeInnovationCenterforAdvancedAero-Engine,Beijing100083,China

Anumericalinvestigationisperformedtostudycoolingandinfraredradiationsuppressionoftheplugtrailing-bodyofatwo-dimensionalplugnozzleataprimaryflowtotaltemperatureof920Kandacoolingflowtemperatureof470K.Theeffectsofthemulti-holeperforatedpercentage(rangingfrom1%to4%),coolingairusage(limitedin4.3%oftheprimarymassflowrate)andvectorangle(rangingfrom0°to20°)oncoolingandinfraredradiationsuppressionoftheplugtrailing-bodyareanalyzed.Theresultsshowthattheplugtrailing-bodycoolinghasaneffectiveroleindecreasingthesurfacetemperatureandsuppressinginfraredradiationintensity.Themulti-holeperforatedpercentageof2%seemsmorereasonable.Oncecoolantusageisincreasedbeyond2.85%oftheprimarymassflowrate,theincreaseofcoolantusagehasaweakinfluenceonfurtherreductionofsurfacetemperature.Thecoolingactionontheplugtrailing-bodywithcoolantusageof2.85%oftheprimarymassflowrateiscapableofsuppressingtheinfraredradiationintensityabout50%relativetotheun-coolednozzleonthehorizontaldetectiveplane.Ontheverticaldetectiveplane,thecoolingactionontheplugtrailing-bodyshowsmoresignificantinfluenceoninfraredradiationsuppression.Thevectoranglehasaweakinfluenceonsurfacetemperaturedistribution.However,thedistributionofinfraredradiationisseriouslyaffectedbyvectordeflection.

two-dimensionalplugnozzle;plugcooling;infraredradiationsuppression;vectordeflection;numericalsimulation

2017-05-03；

2017-06-13；

2017-07-17；Publishedonline2017-07-181427

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171209.html

s：NationalNatureScienceFoundationofChina(U1508212,51306088)

.E-mailnuaasy@nuaa.edu.cn

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121384

2017-05-03；退修日期2017-06-13；录用日期2017-07-17；网络出版时间2017-07-181427

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171209.html

国家自然科学基金(U1508212，51306088)

.E-mailnuaasy@nuaa.edu.cn

征建生，单勇，张靖周.二元塞式矢量喷管塞锥尾缘冷却及红外辐射抑制效果J. 航空学报，2017,38(12):121384.ZHENGJS，SHANY，ZHANGJZ.Coolingandinfraredradiationsuppressioneffectofplugtrailing-bodyoftwo-dimensionalvectorplugnozzleJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121384.

V231

A

1000-6893(2017)12-121384-08

张晗)