陳徐屹，張小英

（1.華南理工大學(xué)電力學(xué)院，廣州510641；2.中山大學(xué)物理科學(xué)與工程學(xué)院，廣州510275）

軸對(duì)稱矢量噴管的氣膜冷卻及紅外輻射耦合計(jì)算分析

陳徐屹1，2，張小英1

（1.華南理工大學(xué)電力學(xué)院，廣州510641；2.中山大學(xué)物理科學(xué)與工程學(xué)院，廣州510275）

為考察噴管壁面氣膜冷卻以及紅外輻射特性對(duì)高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)壁溫分布的影響，對(duì)燃?xì)饧t外波帶的光譜特性采用窄波段模型計(jì)算，對(duì)壁面-燃?xì)廨椛洳捎梅忾]腔模型計(jì)算，對(duì)噴管收斂段的氣膜冷卻采用絕熱溫比計(jì)算。對(duì)于包含噴管壁面、隔熱屏、套筒的多層結(jié)構(gòu)傳熱建立壁溫-熱流耦合的熱平衡方程，用N ew ton-Raphson求解得到噴管及內(nèi)外結(jié)構(gòu)的壁溫。對(duì)N A SA TN D-1988中試驗(yàn)臺(tái)架發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擴(kuò)張段的氣膜冷卻及壁溫進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算，并詳細(xì)計(jì)算了收斂段采用多排縫槽氣膜冷卻的軸對(duì)稱矢量噴管。結(jié)果表明：氣膜冷卻有效降低了噴管收斂段的壁溫，使得噴管擴(kuò)張段成為受熱嚴(yán)峻的部位；擴(kuò)張段偏轉(zhuǎn)改變了擴(kuò)張段壁面溫度和紅外輻射的圓周分布，沿偏轉(zhuǎn)方向的壁溫和紅外輻射都明顯低于偏轉(zhuǎn)反方向的，2個(gè)方向上的平均壁溫相差約4.8%，噴管在后半球的輻射沿偏轉(zhuǎn)方向增強(qiáng)。數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量值吻合良好，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)噴管壁溫分布精確計(jì)算。

軸對(duì)稱矢量噴管；氣膜冷卻；燃?xì)廨椛?；壁面溫度；航空發(fā)動(dòng)機(jī)；紅外特性

0 引言

在高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)與設(shè)計(jì)中，噴管無疑是整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)受熱最為嚴(yán)峻的部件。處在加力工況下的發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管的燃?xì)鉁囟雀哌_(dá)2000 K[1]以上。在這樣高溫的環(huán)境下，氣膜冷卻受到廣泛關(guān)注。同時(shí)，矢量噴管發(fā)動(dòng)機(jī)的紅外輻射特性對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)紅外隱身以及雷達(dá)隱身有重要作用[2]。

關(guān)于在噴管收斂段施加氣膜冷卻的技術(shù)，國(guó)外最先針對(duì)火箭的氣膜冷卻開展研究。文獻(xiàn)[3]證明當(dāng)燃燒室壓力達(dá)到8.93 MPa時(shí)再生冷卻只能帶走壁面熱流的40%；文獻(xiàn)[4]提出在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)傳熱計(jì)算中采用Hatch-Papell公式計(jì)算氣膜冷卻；文獻(xiàn)[5]在試驗(yàn)臺(tái)架上探究小孔氣膜出口形狀對(duì)換熱系數(shù)的影響；文獻(xiàn)[6]采用燃?xì)夂诙瓤紤]輻射熱流；文獻(xiàn)[7]主要考慮了多排隔熱屏的銜接界面；文獻(xiàn)[8]通過數(shù)值解法研究了單一縫槽在平板上的氣膜流與主流的摻混情況；文獻(xiàn)[9]研究了燃?xì)狻⒈诿婧屠鋮s劑之間流動(dòng)與換熱的耦合算法；文獻(xiàn)[10]采用了FLUENT軟件對(duì)圓轉(zhuǎn)方噴管的內(nèi)流場(chǎng)以及壁溫進(jìn)行了模擬計(jì)算；文獻(xiàn) [11]采用Lefebvre經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算了壁面輻射。

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)廨椛涞墓庾V特征，文獻(xiàn)[12]采用WSGG模型模擬了氣體輻射的光譜特性，采用FVM法求解輻射傳輸方程；文獻(xiàn)[13]采用球諧法求解了定向積分形式的輻射亮度。限于燃?xì)夤庾V輻射計(jì)算的復(fù)雜性，目前國(guó)內(nèi)外在發(fā)動(dòng)機(jī)溫度分析中考慮燃?xì)夤庾V輻射的研究還比較少。新型的高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻與紅外隱身設(shè)計(jì)都需要精確預(yù)測(cè)噴管與燃?xì)獾妮椛鋼Q熱。

本文針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的軸對(duì)稱矢量噴管內(nèi)外結(jié)構(gòu)及高溫燃?xì)獾膶?duì)流/輻射傳熱建立理論分析模型，計(jì)算不同氣膜結(jié)構(gòu)的隔熱屏、噴管和套筒的全結(jié)構(gòu)壁溫，以及壁面和噴口的紅外輻射。

1 幾何模型及網(wǎng)格

計(jì)算程序所采用的算例是長(zhǎng)為0.624 m，加力筒體部分直徑為0.8 m的軸對(duì)稱矢量噴管，噴管的收斂段長(zhǎng)0.184 m。在收斂段上設(shè)有隔熱屏，隔熱屏與噴管間有6mm的間隙，并設(shè)有3排氣膜縫槽，流經(jīng)間隙的氣膜流從縫隙處流入噴管，覆蓋在隔熱屏表面，形成貼壁流動(dòng)。另外，還有部分間隙氣流從間隙的末端流向噴管擴(kuò)張段，并迅速與主流混合。此外，在噴管的壁面外有1層套筒，噴管外壁與套筒平均相隔約為100mm，二次流從這個(gè)間隔中流過噴管外壁面，帶走部分熱量。軸對(duì)稱矢量噴管的簡(jiǎn)化模型如圖1所示。

圖1 軸對(duì)稱矢量噴管的簡(jiǎn)化模型

傳熱計(jì)算是建立在CFD計(jì)算得到的流場(chǎng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，進(jìn)行噴管壁面輻射換熱以及氣膜對(duì)流換熱的計(jì)算。利用CFD軟件計(jì)算噴管內(nèi)流場(chǎng)時(shí)采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在壁面邊邊界層部分的網(wǎng)格相當(dāng)密集。由于邊界層密集的網(wǎng)格會(huì)對(duì)噴管內(nèi)燃?xì)廨椛溆?jì)算帶來巨大工作量，所以有必要對(duì)CFD計(jì)算結(jié)果網(wǎng)格進(jìn)行重整劃分。

2 求解模型

2.1 燃?xì)鈱?duì)壁面輻射的計(jì)算模型

燃?xì)鈱?duì)壁面計(jì)算采用封閉腔模型[14]。即建立1個(gè)由噴管入口平面、出口平面以及壁面所圍成的封閉腔，對(duì)腔內(nèi)的每個(gè)壁面單元計(jì)算有效輻射。封閉腔內(nèi)的每個(gè)面元的輻射凈熱流為

式中：εw為面元的發(fā)射率；Tw為面元的溫度；J為該面元的有效輻射，任一面元的J包括其自身輻射E，以及對(duì)外界投入輻射G的反射，即

G來自封閉腔內(nèi)其他面元的有效輻射，所以在封閉腔內(nèi)的所有J都相互關(guān)聯(lián)，需要對(duì)其聯(lián)立求解。

對(duì)任一面元，G包括入射半球內(nèi)的燃?xì)廨椛洌约捌渌嬖度氲妮椛?。所以為?jì)算G，需要對(duì)該面元的入射半球內(nèi)每個(gè)方向上的投入輻射進(jìn)行積分。將某一面元△Ai的入射半球離散為若干個(gè)立體角dωi，每個(gè)立體角對(duì)應(yīng)壁面上的1個(gè)面元△Ak，計(jì)算每個(gè)立體角內(nèi)的投入輻射并求和便可以得到該面元的投入輻射。而每個(gè)立體角內(nèi)的投入輻射則包括沿程氣體輻射以及面元△Ak發(fā)出的有效輻射。

每個(gè)方向的輻射都將對(duì)2面元間連線上的燃?xì)夤?jié)點(diǎn)進(jìn)行積分

考慮到燃?xì)廨椛涞墓庾V性，在計(jì)算任一方向的和紅外輻射時(shí)在紅外1～5 μm波段分為41個(gè)波帶計(jì)算，其余光譜將燃?xì)庖暈橥干潴w，由此得出42組光譜有效輻射Jλ,i，將其積分可以得到Ji。

對(duì)于紅外波段以外的其余光譜，由于不考慮其燃?xì)廨椛洌实玫胶?jiǎn)化的計(jì)算式

在每個(gè)波段內(nèi)將式（3）對(duì)△Ai入射半球內(nèi)的所有立體角進(jìn)行積分后代入式（2），并計(jì)輻射角系數(shù)為，便可以得出△Ai面元有效輻射

式中：nk為△Ai入射半球內(nèi)微元立體角的數(shù)目。對(duì)封閉腔中的所有面元列出有效輻射計(jì)算式，便可以得到封閉的有效輻射方程。這是1個(gè)系數(shù)矩陣主對(duì)角占優(yōu)的方程組，用高斯賽德爾法進(jìn)行迭代求解，可以得出所有面元在每個(gè)波段內(nèi)的有效輻射，將所有波段的有效輻射求和便可得到總的有效輻射。最終根據(jù)式（1）可以得出所有面元的凈輻射熱流qr與其壁溫Tw的關(guān)系。

2.2 氣膜冷卻的計(jì)算模型

對(duì)噴管收斂段隔熱屏上的氣膜冷卻采用有效溫比計(jì)算，通過文獻(xiàn)[4，15]給出的高溫燃?xì)馀c氣膜冷卻壁面間的換熱經(jīng)驗(yàn)公式，計(jì)算得出燃?xì)鈱?duì)流換熱熱流。

氣膜對(duì)流換熱熱流為

式中：對(duì)流換熱系數(shù)hc的計(jì)算一般采用強(qiáng)迫對(duì)流換熱Dittus-Boelter公式，計(jì)算采用的物性參數(shù)為壁面附近燃?xì)庵髁鞯膮?shù)。而Taw則根據(jù)有效溫比經(jīng)驗(yàn)公式給出。

所計(jì)算的工況在隔熱屏上布置了3排縫槽氣膜，為計(jì)算3排氣膜流合成的復(fù)合氣膜的有效溫比，需先計(jì)算單排氣膜的有效溫比，然后再利用單排氣膜的結(jié)果計(jì)算多排氣膜的結(jié)果。文獻(xiàn)[15]中給出的單排縫槽氣膜冷卻有效溫比為

式中：M為氣膜吹風(fēng)比；x為計(jì)算點(diǎn)到縫槽的距離；S為縫槽的高度；η0為M和x/S的函數(shù)。

在計(jì)算中發(fā)現(xiàn)當(dāng)計(jì)算點(diǎn)距離縫槽較近時(shí)，該公式計(jì)算得出的有效溫比η結(jié)果不合理。對(duì)此采用文獻(xiàn)[4]中推薦的Hatch-Papell公式，文獻(xiàn)[2]將其應(yīng)用于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻計(jì)算

采用冷卻效果乘積方法得到3排縫槽氣膜下的有效溫比為

2.3 壁溫的計(jì)算模型

為求解噴管整體結(jié)構(gòu)的壁溫分布，對(duì)壁面溫度采用集總參數(shù)法，對(duì)噴管壁面的每個(gè)面元內(nèi)外的對(duì)流與輻射換熱都建立以下熱平衡式

式中：下標(biāo)c為對(duì)流熱流；r為輻射熱流；i為內(nèi)壁的熱流；o為外壁的熱流。

在求解式（11）時(shí)，注意燃?xì)饧訜岜诿娴妮椛錈崃黜?xiàng)與壁面的有效輻射及溫度有關(guān)。所以噴管內(nèi)各面元的壁溫應(yīng)該耦合計(jì)算。也就是每當(dāng)全部面元的溫度更新時(shí)，要重新迭代求解有效輻射。

3 結(jié)果及分析

3.1 驗(yàn)證算例計(jì)算結(jié)果

為驗(yàn)證前面所建立的計(jì)算方法，對(duì)文獻(xiàn)[6]中給出的采用氣膜冷卻的航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)曲線進(jìn)行對(duì)比，如圖2所示。文獻(xiàn)[6]給出了斯貝-25發(fā)動(dòng)機(jī)火焰筒4～7波紋環(huán)末段壁溫的實(shí)測(cè)曲線，該發(fā)動(dòng)機(jī)的火焰筒采用波紋環(huán)縫槽氣膜冷卻。從圖中可見，所計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[6]的實(shí)測(cè)結(jié)果相差不大于20%。

圖2 驗(yàn)證算例1的無量綱壁溫計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[6]對(duì)比

3.2 軸對(duì)稱矢量噴管的計(jì)算結(jié)果

針對(duì)如圖1所示的矢量噴管，詳細(xì)計(jì)算了收斂段壁面的溫度，得到的隔熱屏和噴管收斂段溫度如圖3所示，圖中還給出了未施加氣膜冷卻時(shí)的隔熱屏壁溫計(jì)算結(jié)果。從圖中可見，隔熱屏在氣膜冷卻的保護(hù)作用下，其壁溫明顯降低。施加氣膜冷卻后的隔熱屏壁溫起伏較大，在冷卻劑注入點(diǎn)附近的溫度可以比未施加氣膜時(shí)的溫度低近550 K，同時(shí)也注意到噴管的收斂段在隔熱屏的隔絕下，其壁溫沿軸向基本保持恒定，壁溫約500 K，比隔熱屏的溫度平均降低了近500 K，這是因?yàn)閲姽鼙诿娌⒉恢苯咏佑|燃?xì)?，同時(shí)還受到隔熱屏間隙中氣膜流的冷卻。從這個(gè)角度說明，隔熱屏對(duì)噴管壁面起到了很好的冷卻作用。

圖3 矢量噴管隔熱屏及噴管收斂段壁溫

圖4 矢量噴管全結(jié)構(gòu)的壁面溫度

矢量噴管全結(jié)構(gòu)的壁面溫度如圖4所示。從圖中可見，燃?xì)鈱?duì)其擴(kuò)張段的加熱形勢(shì)要比收斂段嚴(yán)峻得多。由于失去了隔熱屏的保護(hù)，這部分噴管直接暴露在燃?xì)庵?，雖然燃?xì)饨?jīng)過喉道之后其氣溫有較為明顯地下降，但是依然使得噴管的壁溫在經(jīng)過喉道后突然上升至940 K。外層套筒的溫度也由喉道前的平均440 K升至690 K。

矢量工況對(duì)壁溫的影響主要由于在噴管擴(kuò)張段的燃?xì)鈪?shù)分布不勻，以及喉道對(duì)偏轉(zhuǎn)以后上部分面元的遮擋。在矢量工況下3個(gè)圓周方向的噴管壁溫分布如圖5所示，φ為噴管的圓周角。從圖中可見，在偏轉(zhuǎn)方向上（φ=0）噴管的壁溫最低，而在其反方向（φ=π）上噴管的壁溫最高，因?yàn)榇颂幷鞘艿礁邷厝細(xì)鉀_刷的部分，同時(shí)此處的面元也不會(huì)被喉道所遮擋，直接受到來自進(jìn)口截面的燃?xì)廨椛浼訜?，在這2個(gè)方向上的平均壁溫相差約4.8%。

圖5 不同周向位置下的噴管壁溫分布

3.3 矢量工況與非矢量工況的對(duì)比

20°矢量工況與非矢量工況擴(kuò)張段的壁溫比較如圖6所示。從圖中可見，二者在噴管擴(kuò)張段周向角φ=0方向的壁溫分布規(guī)律有所不同。在矢量工況下擴(kuò)張段由于受到燃?xì)獾臎_刷，其溫度分布呈拱形；而在非矢量工況下其壁溫基本呈直線降低。而且在非矢量工況下擴(kuò)張段壁溫降低較快，其壁溫最大值出現(xiàn)在靠近喉道的位置；相比而言偏轉(zhuǎn)工況的壁溫將在喉道下游較遠(yuǎn)的區(qū)域持續(xù)1個(gè)較高值，其最大值出現(xiàn)在喉道下游一定距離處。

圖6 20°矢量工況與非矢量工況擴(kuò)張段的壁溫比較

3.4 軸對(duì)稱矢量噴管的紅外特征

噴管在矢量工況下壁面沿周向φ=0、90°、180°處，在紅外1～5 μm波段和其余波帶的有效輻射如圖7所示。從圖中可見，噴管壁面在紅外1～5 μm波段的有效輻射是其余波段的10倍以上，由此說明噴管壁面的輻射主要位于紅外波段。收斂段的有效輻射沿周向沒有差異，擴(kuò)張段的有效輻射在φ=π時(shí)為最小，時(shí)為φ=0最大。噴管喉道附近的有效輻射比兩側(cè)壁面的低，是因?yàn)楹淼捞幗孛娣e最小又發(fā)生偏轉(zhuǎn)，擋住了喉道另一側(cè)的臨近部分燃?xì)廨椛?，而臨近部分的燃?xì)鈱?duì)壁面輻射的作用最顯著，導(dǎo)致喉道附近接受的燃?xì)廨椛溆兴陆怠?/p>

圖7 噴管壁面紅外與其余波帶的有效輻射

在噴管出口平面上，沿周向φ=0、90°、180°方向，在紅外1～5 μm波段的光譜輻射強(qiáng)度如圖8所示。噴管出口的光譜輻射呈現(xiàn)出燃?xì)夤庾V輻射的特性，在H2O和CO2輻射的峰值光譜：1.8、2.7、4.3 μm，光譜有效輻射均有所增強(qiáng)。在周向上，光譜輻射的差異與壁溫相同，為最小φ=0，φ=π為最大。

噴管出口的全光譜定向輻射如圖9所示，從圖中可見，極角輻射方向與噴管中軸線的夾角，該矢量噴管的定向輻射最大方向在極角70°方向，也就是噴管的偏轉(zhuǎn)方向上，而在非矢量工況下的定向輻射最大方向?yàn)檎?0°方向。由此可見，矢量噴管有效地改變了噴口定向輻射的發(fā)射方向。

圖8 噴管出口平面的光譜輻射強(qiáng)度

圖9 噴管出口的全光譜定向輻射

5 結(jié)論

通過軸對(duì)稱矢量噴管的氣膜冷卻和紅外輻射研究，建立了理論模型并編制了計(jì)算程序。研究表明：對(duì)驗(yàn)證算例的計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)的測(cè)量結(jié)果相近；軸對(duì)稱矢量噴管收斂段由于在隔熱屏以及氣膜氣流的保護(hù)下，壁溫較低，但相比之下噴管擴(kuò)張段的壁溫仍然較高，同時(shí)隔熱屏仍然是噴管全結(jié)構(gòu)溫度的高溫部分；矢量噴管偏轉(zhuǎn)后使得擴(kuò)張段上偏轉(zhuǎn)方向反方向上的壁溫升高且在下游持續(xù)較長(zhǎng)距離，使該處受熱更為嚴(yán)峻，同時(shí)偏轉(zhuǎn)也有效地改變了噴口定向輻射的分布。本文的研究結(jié)果對(duì)于矢量噴管的冷卻設(shè)計(jì)和紅外特征有一定參考意義。

[1]張小英，王先煒.軸對(duì)稱矢量噴管紅外特性的數(shù)值計(jì)算研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2004，19（5）：366-369. ZHANG Xiaoying，WANG Xianwei.Numerical research of infrared characteristics of axial-symmetrical vectored nozzle [J].Journal ofAerospace Power，2004，19（5）：366-369.(in Chinese)

[2]鄧洪偉，趙春生，賈東兵，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴管修身隱形技術(shù)分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（2）：10-14，37. DENG Hongwei，ZHAO Chunsheng，JIA Dongbin，et al.Analysis of stealthy shape design technology for aeroengine exhaust nozzle[J]. Aeroengine，2013，40（2）：10-14，37.(in Chinese)

[3]Hines W S，Mccathy J R，Seader J D.Investigation of cooling problems at high chamber pressures[R].NASA-CR-50773.

[4]Lucas J G，Golladay R L.Gaseous film cooling of a rocket motor with injection near the throat[R].NASA-TN-D-3836.

[5]TaslimM E，Spring S D，Mehlam B P.An experimental investigation of film cooling effectiveness for slots of various exit geometries[C]//26th AIAA/SAE.ASME.ASEE Joint Propulsion.Orlando：Conference FL，1990.

[6]朱長(zhǎng)青，董志銳.波紋環(huán)氣膜冷卻結(jié)構(gòu)燃燒室壁溫計(jì)算[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，1988，6（1）：53-61. ZHU Changqing，DONG Zhirui.Calculation of wall temperature of chambers with wiggle strip combustion film-cooled construction[J]. Journal of Northwestern Polytechinical University，1988，6（1）：53-61. (in Chinese)

[7]韓振興，朱谷君.氣膜冷卻燃燒室火焰筒二維壁溫分布計(jì)算[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，1995，10（1）：83-86. HAN Zhenxing，ZHU Gujun.Calculation of 2D wall temperature distribution of film cooling combustion chamber flame tube [J].Journal of Aerospace Power，1995，10（1）：83-86(in Chinese)

[8]王寶玉，李永康，胡正義，等.帶氣膜冷卻的火焰筒壁溫的數(shù)值分析[J].航空學(xué)報(bào)，1995，16（4）：415-421. WANG Baoyu，LI Yongkang，HU Zhengyi，et al.Numerical analysis of the wall temperature with film-cooling in the combustion chamber[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1995，16（4）：415-421(in Chinese)

[9]張宏偉，陶文銓，何雅玲，等.再生冷卻推力室耦合傳熱數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21（5）：930-936. ZHANG Hongwei，TAO Wenquan，HE Yaling，et al.Numerical study on coupled heat transfer of thrust chamber with regenerative cooling[J]. Journal of Aerospace Power，2006，21（5）：930-936(in Chinese)

[10]韓非，劉宇.軸對(duì)稱噴管與圓轉(zhuǎn)方噴管冷卻換熱特性的比較[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22（11）：1947-1953. HAN Fei，LIU Yu，Heat transfer characteristics of axis-symmetrical nozzle and RS nozzle[J].Journal of Aerospace Power，2007，22（11）：1947-1953.(in Chinese)

[11]劉友宏，李江寧，才娟.考慮導(dǎo)熱對(duì)流和輻射作用的軸對(duì)稱收擴(kuò)噴管壁溫計(jì)算[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（4）：635-641. LIU Youhong，LI Jiangning，CAI Juan.Wall temperature calculation on an axi-symmtrical converging-diverging nozzle considering heat conduction，convection and radiation[J].Journal of Aerospace Power，2008，23（4）：635-641.(in Chinese)

[12]Rodolphe D，Anosar S，Jean T.Coupled radiation and turbulent multi-phase flowin a aluminized solid propellant rocket engine[J].Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer，2004（84）：513-526.

[13]Nacouzi G，Edwads D.The effects of radiation on film cooling in a particle-larden flow[C]//Heat Transfer Conference.San Diego：CA，992：9-12.

[14]Robert S.Thermal radiation heat transfer（4th edition）[M].New York：Taylor&Francis，2002：419-500.

[15]葛紹巖.氣膜冷卻[M].北京：科學(xué)出版社，1985：24-61. GE Shaoyan.Film cooling[M].Beijing：Science Press，1985：24-61. (in Chinese)

（編輯：張寶玲）

Coupled Analysis of Film-Cooling and Infrared Characteristics of Vectored Axisymmetric Nozzle

CHEN Xu-yi1，2，ZHANG Xiao-ying1
（1.School of Electricity,South China University of Technology，Guangzhou，510641;2.School of Physics and Engineering,Sun Yatsen University，Guangzhou 510275，China）

To study the influence of film-cooling and infrared characteristics on a high performance aeroengine，the gas spectral characteristics in infrared band was computed with the narrow band model.The wall gas-radiation was considered with enclosure model and the calculation of film cooling was performed using adiabatic fiml cooling effectiveness method.A coupled heat balance equation of heat flux and wall temperature was established on the multi-layer structure of nozzle including the wall,heat shield and the outer shied.The temperature distribution of nozzle wall was obtained by Newton-Raphson method.An experimental nozzle in NASA TN D-1988 was investigated for verification，and vectoring nozzle with multi-row of film cooling was also investigated.The results show that film cooling descend the wall temperature of convergent part remarkably，making the divergent part the most heated part.The deflection of the nozzle changed the circumferential distribution of the wall temperature and infrared radiation，both of which are less than the opposite direction of deflection.Radiation to the rear semisphere is amplified in the deflection direction.The simulation results agree well with the experiment measurement results,the method can be used in the precise calculation of nozzle wall temperature calculation.

axisymmetric nozzle;film-cooling;gas radiation;wall temperature;aeroengine;infrared characteristics

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.007

2014-11-26 基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（51176052，51376065）、廣東省科技攻關(guān)項(xiàng)目（2013B010405004）資助

陳徐屹（1992)，男，在讀碩士研究生，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)冷卻與傳熱分析；E-mail：362169764@qq.com。

陳徐屹，張小英.軸對(duì)稱矢量噴管的氣膜冷卻及紅外輻射耦合計(jì)算分析 [J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（5）：33-37.CHEN Xuyi，ZHANG Xiaoying.Coupled analysis offilm-coolingand infrared characteristics ofvectored axisymmetric nozzle [J].Aeroengine，2015，41（5）：33- 37.