單 勇，陳 著，尚守堂，邵萬仁，鄧洪偉

（1.江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京 210016；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

0 引言

超聲速巡航、超機動、隱身性是第4代戰(zhàn)斗機必須具備的性能。為第4代戰(zhàn)斗機提供動力的航空發(fā)動機的先進性不僅體現(xiàn)在高推重比方面，還要具備矢量推力和紅外隱身能力。與這2種能力的發(fā)展最密不可分的關(guān)鍵部件就是發(fā)動機排氣噴管[1]。目前，中國現(xiàn)役發(fā)動機普遍采用軸對稱收擴噴管。其紅外輻射一部分源于排氣系統(tǒng)可被探測到的熱壁面，另一部分源于流經(jīng)噴管排出的熱尾噴流。前者主要來自排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體，包括末級渦輪葉片、渦輪后支板、中心錐體、加力筒體、加力燃燒室部件和收擴噴管內(nèi)壁面等固體壁面的紅外輻射；熱噴流的溫度在采用內(nèi)外涵強化混合技術(shù)后可以降低到一定程度。排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體由于直接與高溫?zé)崤艢庵苯咏佑|，不易降低其表面溫度，故其紅外輻射強[2]。最為突出的問題是:內(nèi)腔體的紅外輻射可以通過收擴噴管向尾后方傳遞，收擴噴管結(jié)構(gòu)上的局限性決定了其對排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體不具備良好的紅外抑制能力。隨著發(fā)動機涵道比的減小，用于摻混發(fā)動機熱排氣和冷卻噴管熱壁面的外涵冷氣量大大減少，這更加削弱了軸對稱發(fā)動機噴管的紅外隱身能力。此外，軸對稱收擴噴管雖然與發(fā)動機本體是相容的，但是對于飛機來講在其尾部配合上直徑達1m的圓柱體就難以相容，帶來很大的后體阻力，不利于超聲速巡航。新一代發(fā)動機排氣噴管的紅外抑制必須從其結(jié)構(gòu)和對其施加冷卻技術(shù)共同入手，將噴管壁面冷卻、壁面遮擋、引入二次流降低排氣尾焰溫度等技術(shù)措施綜合利用[3-12]。例如，美國阿帕奇直升機采用多股排氣引射式噴管利用引射的外界環(huán)境冷氣有效降低了排氣尾焰的溫度，冷卻了噴管壁面；Y F-2 3 A戰(zhàn)斗機利用機身和雙垂尾翼從正面和側(cè)面遮擋噴管的紅外輻射等；美國隱身轟炸機F-1 1 7 A將這些技術(shù)綜合應(yīng)用，其噴管紅外輻射比常規(guī)收擴噴管的降低9 0%以上，但是狹長矩形噴口這種結(jié)構(gòu)設(shè)計對發(fā)動機的推力性能和質(zhì)量都有較大的負(fù)面影響，不太適合于對機動性能要求高的現(xiàn)代高速戰(zhàn)斗機。

排氣系統(tǒng)與飛機后機身融合的單邊膨脹噴管(S E R N)不僅滿足超聲速巡航等要求[13-15]，同時具備低紅外輻射和提供矢量推力滿足機動性能的潛力。其特殊的幾何外形(較長的膨脹邊)遮擋某些重要方位的高溫噴口和熱噴流紅外輻射，彎曲的內(nèi)流排氣通道降低噴管內(nèi)部高溫部件的紅外輻射，引入二次流可對噴管排氣通道和單膨脹邊進行冷卻，單膨脹邊在一定范圍內(nèi)的轉(zhuǎn)動可提供矢量推力等。單邊膨脹噴管與飛機的后機身可以完全融合,飛機后機身后延構(gòu)成單膨脹邊，后體阻力降低，為飛機不開加力達到超聲速提供有利條件。為了適應(yīng)戰(zhàn)斗機飛行狀態(tài)和渦扇發(fā)動機工作狀態(tài)，單邊膨脹噴管可設(shè)計為噴口形狀可調(diào)的矢量形式。噴管上下擴張段以轉(zhuǎn)軸為中心在一定范圍內(nèi)旋轉(zhuǎn)可獲得巡航狀態(tài)、加力狀態(tài)、矢量推力狀態(tài)。

本文試圖將單邊膨脹噴管與飛機后機身融合，利用數(shù)值的手段計算軸對稱噴管、單邊膨脹噴管和開縫冷卻單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的紅外輻射空間分布和大小，以軸對稱噴管的排氣系統(tǒng)為基準(zhǔn)，定量分析單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的紅外抑制能力。

1 計算物理模型和計算方法

用U G軟件將渦扇發(fā)動機排氣系統(tǒng)與飛機一體化建模如圖1所示。在該視圖中可以通過噴口直接觀察到中心錐體和部分的火焰穩(wěn)定器。發(fā)動機排氣噴管內(nèi)部的高溫部件所產(chǎn)生的紅外輻射不僅相當(dāng)可觀，而且能夠通過噴口向飛機尾向傳播。雖然這些輻射能量是定向傳播的（在后向±1 5°范圍內(nèi)），但是其值非常大，可被紅外探測導(dǎo)彈發(fā)現(xiàn)、跟蹤與捕獲。因此，提出將單邊膨脹噴管與飛機后體融合，將降低飛機尾向紅外輻射峰值作為研究重點之一。

圖1 軸對稱渦扇排氣系統(tǒng)與飛機一體建模

裝配單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的一體化計算模型如圖2所示。選用的是結(jié)構(gòu)簡單的彎折通道的單邊膨脹噴管，其喉道的下沿與噴管中心線同高，因此，從后向不能觀察到發(fā)動機噴管內(nèi)部的高溫物體，也就是利用單邊膨脹噴管的彎折通道完全遮擋了發(fā)動機排氣系統(tǒng)內(nèi)部的高溫壁面向尾向的定向輻射。但是，在獲得如此重要收益的同時，與熱噴流直接接觸的單膨脹邊不可避免地增加了噴管的紅外輻射，不過增加的輻射只是在某些方向上。因此，將開縫冷卻的單邊膨脹噴管與S u 2 7融合是另1個嘗試的研究方向。

圖2 裝配單邊膨脹噴管的飛機模型

開縫冷卻單邊膨脹噴管排氣系統(tǒng)的飛機模型如圖3所示。與圖2的不同之處就是單膨脹邊開有冷卻通道，噴流在單膨脹上自由膨脹形成低壓區(qū)域，在內(nèi)、外壓差的作用下，部分外界冷氣從冷卻通道流過單邊膨脹邊，降低單膨脹邊的表面溫度。

圖3 裝配開縫冷卻單邊膨脹噴管的飛機模型

用G a m b i t軟件對飛機蒙皮和流場等區(qū)域進行網(wǎng)格劃分。計算域包括2部分：飛行器表面的外流流動區(qū)域和發(fā)動機排氣噴管內(nèi)、外流場區(qū)域。將飛機放在1個有限區(qū)域的外流場中，外流場的邊界模擬了外界環(huán)境，設(shè)定為壓力遠場邊界，給定來流馬赫數(shù)、來流溫度、外界環(huán)境的輻射率等條件。按照特定的飛行速度和飛行高度確定環(huán)境溫度和壓力，從而確定飛機外流場邊界為壓力遠場邊界參數(shù)的具體值。在氣動加熱過程中，高速氣流在飛機表面的黏性滯止并與飛機表面進行對流換熱，同時還與環(huán)境之間形成輻射換熱來平衡飛機蒙皮的表面熱流量。在氣動加熱過程中對流和輻射換熱的耦合計算可以通過在飛機流場數(shù)值模擬過程中加入自定義的輻射換熱計算模塊，采用離散坐標(biāo)輻射模型（D i s c r e t e O r d i n a t e s）求解飛機蒙皮向外界空間環(huán)境輻射換熱問題。發(fā)動機排氣系統(tǒng)的入口為流量入口邊界：內(nèi)涵入口流量為2 6k g/s，總溫為9 7 0K；外涵入口流量為1 2k g/s，總溫為3 7 8K。選用標(biāo)準(zhǔn)湍流模型，標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。

2 計算結(jié)果分析

不同截面上的尾焰溫度分布如圖4所示。從圖中可見2股高溫尾噴流在與環(huán)境冷氣的混合、合并過程，尾焰的核心區(qū)長度大概是飛機長度的1.2倍。

圖4 尾焰溫度場分布

安裝軸對稱噴管的飛機尾焰在3～5μm波段紅外輻射強度分布如圖5所示。0°表示飛機尾向，1 8 0°表示飛機迎頭方向。由于在水平面上，輻射對稱分布（下同）。在水平平面，尾焰的紅外輻射在后向1 0°最大，尾焰可以向飛機前向傳播。隨著飛行馬赫數(shù)增大，尾焰與外界環(huán)境冷氣混合增強，從圖中可見尾焰與外界冷氣的剪切層明顯增厚，尾焰溫度降低，所以反映在鉛垂面上紅外輻射強度呈減小趨勢。

圖5 尾焰紅外輻射強度空間分布(軸對稱噴管)

安裝軸對稱噴管的飛機排氣系統(tǒng)在3～5μm波段總體紅外輻射強度分布如圖6所示。這里的總體不僅包括噴管壁面和噴管內(nèi)部高溫部件，還包括尾焰輻射。在水平面上，尾向0°方向輻射最強，達到2 4 0 0 W/S r，峰值隨馬赫數(shù)變化很小。在前向1 2 0°～1 8 0°范圍內(nèi)，隨著馬赫數(shù)的增大，輻射增強的原因在于尾焰紅外輻射在這些方向的增加，但是其值相對于排氣系統(tǒng)總體輻射最大值是很小的。在鉛垂面上，輻射強度表現(xiàn)出上下的不對稱分布。

圖6 排氣系統(tǒng)總體紅外輻射強度空間分布(軸對稱噴管)

尾焰紅外輻射強度空間分布對比如圖7所示。圖中對比了軸對稱、單邊膨脹、單膨脹邊冷卻這3種噴管的飛機尾焰輻射。無論單邊膨脹噴管是否冷卻，其尾焰紅外輻射在任何探測方向都小于軸對稱噴管尾焰輻射。

圖7 尾焰紅外輻射強度空間分布對比

排氣系統(tǒng)總體紅外輻射強度空間分布對比如圖8所示，圖中對比了3種噴管的排氣系統(tǒng)總體輻射。在水平平面，0°～1 0°范圍內(nèi)，單邊膨脹噴管的總體輻射小于軸對稱噴管的，僅在2 0°～60°范圍內(nèi)有微弱的增強。在鉛垂平面，3 0°～150°范圍內(nèi)都有所增加；單膨脹邊冷卻結(jié)構(gòu)要優(yōu)于無冷卻的單邊膨脹噴管，增強的幅度有所減緩，這主要是單膨脹邊冷卻降溫的結(jié)果。

圖8 排氣系統(tǒng)總體紅外輻射強度空間分布對比

3 結(jié)論

本文將排氣系統(tǒng)與機身一體化建模，開展了幾種不同結(jié)構(gòu)排氣系統(tǒng)的紅外輻射特性數(shù)值模擬。以安裝軸對稱噴管排氣系統(tǒng)為基準(zhǔn)，比較了無冷卻結(jié)構(gòu)的單邊膨脹噴管和開縫冷卻的單邊膨脹噴管在裝機飛行狀態(tài)下的輻射特性。尾焰的容積輻射可以向飛機前向傳播。對于軸對稱噴管的排氣系統(tǒng)，其紅外輻射的峰值出現(xiàn)在尾向0°方向，達到2 4 0 0 W/S r。單邊膨脹噴管大幅度降低排氣系統(tǒng)尾向紅外輻射峰值，其降幅達到6 0%以上，說明單邊膨脹噴管與后機身融合、遮擋內(nèi)部高溫部件，降低了尾向紅外輻射的卓越紅外抑制效果。

[1] 林左鳴. 戰(zhàn)斗機發(fā)動機的研制現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢[J]. 航空發(fā)動機，2006，32（1）：1-8.

LIN Zuoming. The current development and future trends of fighter engines[J]. Aeroengine，2006，32（1）：1-8. (in Chinese)

[2] 單勇, 張靖周, 邵萬仁, 等. 某型渦扇排氣系統(tǒng)縮比模型紅外輻射特性實驗[J]. 航空動力學(xué)報，2009，24（10）：2228-2234.

SHAN Yong，ZHANG Jingzhou, SHAO Wanren, et al. Experiments on infrared radiation characteristics of exhaust system for a turbofan engine [J]. Journal of Aerospace Power，2009，24（10）：2228-2234. (in Chinese)

[3] 羅明東，吉洪湖，黃偉. 軸對稱噴管與后機身組合結(jié)構(gòu)的紅外輻射特性實驗[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2007，39（3）：293-297.

LUO Mingdong，JI Honghu，HUANG Wei. Experiments on infrared radiation characteristics of combination axisymmetric nozzle and aft fuselage [J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics，2007，39（3）：293-297. (in Chinese)

[4] 劉大響，程榮輝. 世界航空動力技術(shù)的現(xiàn)狀及發(fā)展動向[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2002，28（5）：490-496.

LIU Daxiang, CHENG Ronghui. Current status and development direction of aircraft power technology in the world [J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2002，28（5）：490-496. (in Chinese)

[5] 額日其太，王志杰，吳壽生. 高速熱噴流條件下二元收擴噴管擴張段壁面冷卻的初步試驗研究[J]. 航空動力學(xué)報，2002，17（1）：40-44.

Eriqitai，WANG Zhijie, WU Shousheng. Preliminary experimental investigation on the divergent wall cooling of two dimensional C-D nozzles at high speed and hot jet conditions[J].Journal of Aerospace Power，2002，17（1）：40-44. (in Chinese)

[6] 鄧洪偉，邵萬仁，周勝田，等. 某型航空發(fā)動機噴管紅外輻射特征數(shù)值模擬和試驗研究[J]. 航空發(fā)動機，2010，36（1）：45-49.

DENG Hongwei，SHAO Wanren，ZHOU Shengtian，et al.Numerical simulation and experimental investigation of infrared radiation characteristics for an aeroengine exhaust nozzle [J].Aeroengine，2010，36（1）：45-49. (in Chinese)

[7] 賈東兵，周吉利，鄧洪偉. 固定幾何氣動矢量噴管技術(shù)綜述[J]. 航空發(fā)動機，2012，38（6）：29-33.

JIA Dongbing，ZHOU Jili，DENG Hongwei. Summary of fluidic control fixed geometry nozzle technology [J]. Aeroengine，2012，38（6）：29-33. (in Chinese)

[8] 周吉利，杜桂賢. 渦輪發(fā)動機可調(diào)收擴噴管最優(yōu)面積比[J].航空發(fā)動機，2013，39（2）：62-65.

ZHOU Jili，DU Guixian. Calculation and analysis on optimum area ratio of variable convergent-divergent nozzles for turbine engine[J]. Aeroengine, 2013，39（2）：62-65. (in Chinese)

[9] 鄧洪偉，周勝田，邵萬仁，等. 航空發(fā)動機排氣系統(tǒng)紅外輻射特征數(shù)值計算研究[J]. 航空發(fā)動機，2009，35（1）：27-29，17.

DENG Hongwei，ZHOU Shengtian，SHAO Wanren，et al.Numerical calculation of infrared characteristics for aeroengine exhaust system [J]. Aeroengine，2009，35 （1）：27-29，17. (in Chinese)

[10] 吳博，張靖周，單勇，等. 加遮擋罩二元噴管紅外輻射特性數(shù)值研究[J]. 航空動力學(xué)報，2011，26（10）：2287-2292.

WU Bo，ZHANG Jingzhou，SHAN Yong，et al. Numerical research on infrared radiation characteristics of two dimension nozzle with shelter covering [J]. Journal of Aerospace Power，2011，26（10）：2287-2292. (in Chinese)

[11] 李喜喜，額日其太. 用Tam-Ganesan 湍流模型研究排氣系統(tǒng)紅外輻射特性[J]. 航空動力學(xué)報，2012，27（10）：2384-2389.

LI Xixi，Eriqitai. Numerical simulation of infrared radiation characteristic of exhaust system using Tam-Ganesan turbulence model [J]. Journal of Aerospace Power，2012，27（10）：2384-2389. (in Chinese)

[12] 章葉川，王占學(xué)，史經(jīng)緯，等. 雙S 彎噴管流動特性及紅外輻射特性分析[J]. 航空動力學(xué)報，2013，28（11）：2468-2474.

ZHANG Yechuan，WANG Zhanxue，SHI Jingwei，et al. Analysis on flow and infrared radiation characteristics of double S-nozzle [J]. Journal of Aerospace Power，2013，28（11）：2468-2474. (in Chinese)

[13] Carison J R, Prediction of static performance for single expansion ramp nozzles[R]. AIAA-93-2571.

[14] MacLean M K. Static internal performance tests of single expansion ramp nozzle concepts designed with Lo considerations [R]. AIAA-93-2429.

[15] Ruffin S M，Spaid F W. Single expansion ramp nozzle simulations[R]. AIAA-92-0387.