红外抑制措施对战斗机辐射特性抑制效果分析

刘 健，林嘉轩，霍熠炜

(上海无线电设备研究所 电磁散射重点实验室，上海 200438)

0 引 言

随着红外探测技术的快速发展，红外制导导弹已成为现役战斗机最大的威胁之一。因为大气窗口的存在，战斗机在3～5 μm波段和8～14 μm波段内的红外辐射特性尤其受到关注[1]。为了提高战斗机战场生存能力，现役战斗机均采用了一定的红外抑制措施[2-3]。因此，分析红外抑制措施对战斗机红外辐射特性的影响具有重要意义。

战斗机红外辐射特征源包括三大部分：发动机尾喷管腔体热部件的辐射、尾部高温燃气喷流的辐射和机体蒙皮的辐射[4]。其中，发动机尾喷管腔体热部件和尾部的高温燃气喷流的辐射主要在3～5 μm波段，机体蒙皮的辐射主要在8～14 μm波段。冯晓星等[5]通过数值模拟方法对F-16战斗机在高空巡航状态下3～5 μm波段内的红外特征进行的研究结果表明，采用低发射率材料后，机身正后向红外辐射强度降低的量值最大，但在机头方向相对降幅最大，降低约76.8%。刘健等[6]通过数值模拟方法对F-35战斗机在高空巡航状态下8～14 μm波段内的红外特征进行的研究结果表明，采用低发射率材料后，所有方向红外辐射强度降低的量值都比较大，机头方向相对降幅最为明显，降低约77.7%。考虑到发动机排气系统是战斗机中波波段的主要辐射源，Liu等[7-8]采用数值模拟和试验测试的方法研究了气膜冷却和低发射率涂层对轴对称矢量喷管红外辐射特性的抑制规律，研究结果表明采用气膜冷却和低发射率涂层，排气系统正后向的红外辐射强度降低了51.24%。

考虑到红外抑制措施对战斗机战场生存力的重要意义，本文以某典型战斗机为研究对象，建立了飞机蒙皮和排气系统的三维几何模型，结合实验数据假定了战斗机所采用的低发射率涂层参数和气膜冷却参数，利用商用流场计算软件和自研红外计算程序对某典型战斗机采用红外抑制措施前后的红外辐射特性进行了仿真，分析了红外抑制措施对战斗机红外辐射特性的影响。

1 战斗机蒙皮及排气系统三维模型

本文的研究对象为某典型飞行器，其三维几何模型如图1所示，该飞行器主要由机头、机舱盖、进气道、机身、机翼、水平尾翼、垂直尾翼和排气系统等部件组成。考虑到排气系统是战斗机中波波段的主要辐射源，为准确模拟战斗机红外辐射特性，构建了该战斗机装配的排气系统三维模型。图2为发动机排气系统在飞机上的装配示意图。

图1 某型战斗机三维几何模型Fig.1 Three-dimensional geometric model of a fighter aircraft

图2 发动机排气系统装配示意图Fig.2 Illustration of engine exhaust system assembly

2 计算方法

战斗机红外辐射特性计算包括飞行器及其排气系统流场数值模拟和红外辐射特性计算两部分，其中流场数值模拟结果作为红外辐射特性计算的输入。

2.1 流场数值模拟方法

在进行飞行器流场计算时，假设其流动为稳态流动，数值模拟的结果为雷诺平均后的流场特征。数值模拟流场特征主要是通过求解连续方程、动量方程和标量传输方程来实现。方程(1)～(3)分别为连续方程、以张量形式表示的雷诺平均动量方程和雷诺平均的能量传输方程。

(1)

(2)

(3)

式中：ρ为流体密度；Ui、Uj为流体速度；p为流体压力；μ为流体的动力粘性系数；T为流体温度；Г为流体热扩散系数；Cp为流体定压比热容；ui、uj为湍流的脉动速度；τ为湍流的脉动温度，·qR为辐射热源项；xi、xj为张量形式的长度坐标。

由于发动机的燃烧产物为参与性介质，在辐射特性计算时需要得到参与性介质的浓度分布，所以在计算排气系统流场特征时，还需要对高温燃气中的参与性介质的浓度场进行计算。高温燃气中的组分Yi的浓度分布可由组分传输方程求得，如式(4)所示。

(4)

2.2 红外辐射特性计算方法

飞行器红外辐射强度计算的控制方程包括参与性介质中的辐射传输方程、光谱辐射照度Hλ计算方程和光谱辐射强度Iλ计算方程，如式(5)～(7)所示。

通过与祖籍国的直接接触，使历经磨难的海外华族意识到中国的兴衰荣辱与其命运息息相关，使他们明白学习汉语、传承华族文化的重要意义，引发和触动他们学习汉语的内在需求和强烈动力。

(5)

(6)

(7)

式中：s表示微元体的位置；Lλ和Lbλ分别表示光谱辐射亮度和黑体光谱辐射亮度；κλ为参与性介质的光谱吸收系数；ω为立体角；β为目标积分微元的法向与观测方向的夹角；R为目标与探测器之间的距离；Ω为目标对探测器所张立体角；为波长。

求解参与性介质中的辐射传输方程是飞行器红外辐射特性计算的关键。考虑到航空发动机中煤油燃烧充分，燃烧产物为二氧化碳和水蒸气，因此辐射传输方程中仅包含吸收项，不包含散射项。本文采用自研的红外计算软件计算飞行器红外辐射特性，采用反向蒙特卡洛射线追踪法求解参与性介质中的辐射传输方程。

3 战斗机红外辐射特性计算结果

3.1 流场数值模拟结果

考虑到战斗机模型结构的对称性，在流场数值模拟时仅对1/2模型进行计算。战斗机流场计算域为1/2圆柱体，战斗机长度为L，计算域的长度为4L，圆柱的直径为4L，如图3所示。在计算战斗机流场特征时，计算了战斗机外部流场流动、进气道内部流动及排气系统内部流动。

图3 流场计算域示意图Fig.3 Computational domain of flow field

由于战斗机模型的复杂性，本文在流场计算时采用四面体非结构化网格。网格划分时，对战斗机蒙皮、排气系统固体壁面附近的流场和喷管区域的流场进行了加密处理，图4给出了战斗机流场计算域对称面上的网格分布。经过网格独立性验证后，本例中流场计算网格数量最终确定为490万。

图4 流场计算域对称面网格Fig.4 Mesh in the symmetric plane of computational domain for fluid flow

战斗机仿真工况为高度10 km、飞行速度0.85Ma，该工况下的外流及其排气系统的边界条件参数见表1。圆柱计算域对称面设置为对称面边界，计算域外部设置为压力远场边界，进气道出口设置为压力出口边界，喷管进口设置为压力进口边界。

表1 流场数值模拟边界条件Tab.1 Boundary conditions for numerical simulation of flow field

(续表)

图5给出了流场计算域对称面上的压力分布，从图5中可以看出，喷管内部压力较高，经过收敛段时，压力逐渐降低，经过喉道后，压力迅速下降。高温高压的燃气经过喷管的膨胀加速后，在喷管出口下游继续膨胀，形成一系列压缩、膨胀波，显示为一系列的高压和低压间隔分布的区域。

图5 流场计算域对称面压力分布Fig.5 Pressure distribution in the symmetric plane of computational domain for fluid flow

图6给出了流场计算域对称面上的温度分布，从图6中可以看出，当喷流经过喷管收敛扩张段时，喷流的内能转化为动能，即速度不断增加，温度不断降低。

图6 流场计算域对称面温度分布Fig.6 Temperature distribution in the symmetric plane of computational domain for fluid flow

3.2 红外辐射特性计算结果

本文计算了战斗机俯仰角β分别为60°、30°、0°、-30°、-60°的五个探测面内的红外辐射特性。计算时，方位角α在0°～180°范围内变化，以10°为计算步长，机尾方向α=0°，机头方向α=180°，如图7所示。

图7 红外计算方位角定义Fig.7 Definition of detection directions in IR signature computation

图8给出了战斗机在3～5 μm和8～14 μm波段内的红外积分辐射强度空间分布。从图8中可以看出，3～5 μm波段内的积分辐射强度主要集中在飞行器后半球，其中积分辐射强度的最大值出现在飞行器正尾向，为805 W/sr，这是因为3～5 μm波段内的积分辐射强度主要是排气系统的辐射。飞行器8～14 μm波段内的积分辐射强度分布与3～5 μm波段内的积分辐射强度分布不同，8～14 μm波段内的积分辐射强度主要集中在大角度的探测面上，且在同一探测面上随探测角度的增加变化不大，长波积分辐射强度的最大值为1 157 W/sr。这是因为在8～14 μm波段内,积分辐射强度主要为蒙皮辐射，在大角度的探测面上蒙皮的投影面积很大，且随着探测角度α的增加，观察到的蒙皮投影面积变化不大。

(a) 3～5 μm波段

(b) 8～14 μm波段图8 战斗机红外积分辐射特性空间分布Fig.8 Spatial distribution of integrated radiation intensities of fighter aircraft

4 红外抑制措施的效果分析

4.1 红外抑制措施

在战斗机红外辐射特性计算结果的基础上，对水平面内发动机排气系统腔体内各部件的中波波段辐射贡献进行分析，可以得到图9所示的排气系统各部件辐射贡献。从图9中可以看出，中心锥、末级低压涡轮出口截面、混合器、喷管壁面和火焰稳定器等部件的辐射在整个排气系统辐射中占较大比例。中心锥部件由于其温度高，且在小的方位角上可见，其辐射在10°方位角范围内占有很大比重。在较大的方位角范围内(α=30°～80°)，喷管壁面的辐射贡献不可忽略。综合考虑排气系统腔体内各部件的辐射贡献及部件采用红外抑制措施的可行性，对排气系统中的中心锥和喷管壁面两个部件采用红外抑制措施。此外，在长波波段战斗机蒙皮的辐射贡献显著，因此对战斗机蒙皮也需要采用红外抑制措施。

图9 中波波段排气系统各部件辐射贡献Fig.9 Contributions of main components to the total IR signature of exhaust system in mid-wave band

普朗克定律定量描述了物体向外辐射的能量。分析普朗克定律可以发现，物体辐射的能量大小与物体的温度、发射率和波长密切相关，降低物体的温度和发射率能够减小物体向外辐射的能量。现阶段，对于战斗机，常采用冷却措施降低发动机高温壁面温度，采用低发射率涂层降低壁面发射率。为此，设计了如表2所示的红外抑制方案，对战斗机蒙皮和排气系统中的中心锥和喷管壁面采用冷却和低发射率措施。没有采用红外抑制方案时，飞行器蒙皮及排气系统固体壁面的发射率设置为0.9，喷管中心锥的温度为Tcb，喷管壁面的温度为Tnw。采用红外抑制方案后，飞行器蒙皮及排气系统的中心锥和喷管壁面涂敷低发射率材料，发射率降低为0.3，喷管中心锥部件采用气膜冷却措施后温度降低468 K，喷管壁面采用气膜冷却措施后温度降低81 K。

表2 战斗机红外抑制方案Tab.2 Infrared radiation suppression scheme of fighter aircraft

4.2 红外抑制措施效果分析

图10给出了采用红外隐身方案后战斗机在3～5 μm和8～14 μm波段内的积分辐射强度空间分布。可以看出，采用红外隐身方案后，整机3～5 μm和8～14 μm波段内的积分辐射强度分布与没有采用红外隐身方案的整机积分辐射强度分布类似；采用红外隐身方案后，整机积分辐射强度有了明显的降低，其中3～5 μm波段积分辐射强度峰值降低了61.7%，8～14 μm波段积分辐射强度峰值降低了62.1%。

(a) 3～5 μm波段

(b) 8～14 μm波段图10 采用红外抑制方案后的战斗机红外积分辐射特性空间分布Fig.10 Spatial distribution of integrated radiation intensities of the fighter aircraft with infrared radiation suppression scheme

5 结束语

本文以某典型战斗机为研究对象，建立了飞机蒙皮和排气系统的三维几何模型，基于低发射率涂层和气膜冷却措施设计了红外抑制方案，采用商用流场计算软件和自研红外计算程序对其采用红外抑制措施前后的红外辐射特性进行了计算，得出以下结论：

1) 在3～5 μm波段，战斗机的积分辐射强度主要集中在飞行器后半球，其中积分辐射强度的最大值出现在飞行器正尾向，中波辐射强度最大值为805 W/sr。

2) 在8～14 μm波段，战斗机的积分辐射强度主要集中在大角度的探测面上，且在同一探测面上随着探测角度的增加变化不大，长波辐射强度最大值为1 157 W/sr。

3) 采用红外隐身方案后，战斗机在3～5 μm波段内的积分辐射强度峰值降低了61.7%，在8～14 μm波段内的积分辐射强度峰值降低了62.1%。