尾锥冷却对轴对称分开排气系统红外辐射特征的影响

周 兵，吉洪湖



尾锥冷却对轴对称分开排气系统红外辐射特征的影响

周 兵，吉洪湖

（南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016）

本文采用数值计算的方法研究涡扇发动机轴对称分开排气系统红外辐射特征，分析了轴对称分开排气系统在3～5mm波段积分辐射强度的空间分布以及各个固体部件红外辐射的贡献，并讨论了高温部件冷却对排气系统红外辐射特征的影响规律。结果表明：在0°方向上，尾锥的积分辐射强度为总积分辐射强度的65%；采用冷却空气对尾锥进行冷却，冷却空气量在0.02kg/s～0.06kg/s范围内，尾锥平均温度降低12%～22%，可以降低排气系统红外辐射强度28.4%～41.8%。

涡扇发动机；分开排气系统；红外辐射特征；尾锥冷却

0 引言

航空发动机排气系统作为飞行器3～5mm波段红外辐射的主要来源，降低排气系统红外辐射特征对提高飞行器战场生存能力具有重要意义[1]。飞行器排气系统的红外辐射来自于热喷流及其高温可视部件[2]。针对飞行器排气系统的红外抑制措施近年来也有了长足的发展，在尾喷流红外辐射抑制方面，采用混合排气的涡扇发动机[3]、矩形喷管[4]、引射喷管[5]来增强内外流的掺混均可以有效降低尾喷流的红外辐射强度。在高温部件红外辐射的抑制方面，采用二元喷管[6]、带遮挡板二元喷管[7]、S弯喷管[8]及塞式喷管[9]等异型喷管，对排气系统内部高温部件有效遮挡也获得了较好的抑制效果。

轴对称喷管因其所具有的高气动性能，在目前的涡轮喷气/风扇发动机上仍具有广泛的应用。黄伟、吉洪湖等[10]研究了涡扇发动机排气系统腔体降温对红外辐射特征的影响，得到了中心锥降温与排气系统红外辐射特征的变化规律。目前针对中心锥冷却的研究也在逐渐开展，如张勃、吉洪湖等[11]数值研究了中心锥气膜冷却对喷管腔体红外辐射的抑制效果。王殿磊、张勃等[12]研究了中心锥气膜孔排布对红外辐射的影响。邓洪伟，尚守堂等[13]研究了气膜孔/内锥混合冷却形式对红外辐射的影响。单勇、张靖周等[14]通过实验的方法研究了中心锥多斜孔气膜冷却的红外抑制效果，研究结果表明中心锥冷却能够有效抑制排气系统腔体红外辐射强度。在高温低发射率涂层应用来抑制排气系统红外辐射特征方面的研究，文献[10]研究了中心锥、支板等采用低发射率从0.9降至0.2时红外辐射强度的变化规律，结果表明低发射率材料的应用能够降低排气系统红外辐射特征。

在对可见文献的分析过程中发现，中心锥冷却能够对排气系统的红外辐射特征起到抑制效果，但目前发动机排气系统的红外辐射抑制技术研究是针对混合排气式涡扇发动机，对分开排气涡扇发动机研究相对较少。目前，分开排气系统主要应用于不带加力小型涡扇发动机，它具有流道独立、设计简单、重量较小等优点。额日其太、王强等[15]，施小娟、吉洪湖等[16]均研究比较了涡扇发动机轴对称分开排气与轴对称混合排气的红外辐射特性，结果表明分开排气系统的推力系数要高于混合排气系统，但外露的尾锥明显增加了排气系统的红外辐射强度，成为导弹制导的重要辐射源。故本文针对轴对称分开排气系统，设计一种新型双层壁冷却结构，研究了尾锥冷却对轴对称分开排气系统红外辐射特征的影响。

1 物理模型

1.1 涡扇发动机分开排气系统

图1给出了喷管的几何模型，该喷管由内涵进口、外涵进口、尾锥、支板、内涵壁面及外涵壁面组成。

图1 喷管模型

1.2 采用冷却的排气系统模型

图2给出了带尾锥冷却的喷管结构图，与原型喷管相比，其喷管进出口面积及内外涵流道均不变，与原型喷管不同的是尾锥采用双层壁结构。该冷却结构冷气出口位于喷管出口附近，出口处静压较低，易于实现冷却气的流出。图3中给出了尾锥采取冷却时的排气系统的气流流动，冷却空气由风扇出口引入支板，冷却空气在流经Ⅲ、Ⅳ时对支板壁面及尾锥表面进行冷却，以达到降低支板与尾锥表面温度，从而达到降低排气系统红外特征的目的，本文在计算中重点考虑外部不同引气量对尾锥温度的影响。

图2 带尾锥冷却结构的喷管模型

图3 冷却结构示意图

2 数值计算方法

2.1 流场数值计算

2.1.1 计算模型及边界条件

本文采用Fluent软件进行流场的数值模拟，运用耦合显式求解器进行求解。湍流模拟采用SST-两方程模型，该模型考虑到湍流剪切应力的输运，不但能够对各种来流进行准确的预测，还能在各种压力梯度下精确地模拟分离现象，综合了-模型在近壁模拟和-模型在外部区域计算的优点[16-17]。温度场的计算考虑了喷管固体壁面之间的辐射、燃气对喷管固体壁面辐射的吸收与发射的双重作用，采用DO模型。燃气组分浓度场的计算采用组分输运模型。

图4给出了喷管流场计算的计算域，基于轴对称喷管的流动具有对称型，考虑到支板数量，采用喷管模型的1/4进行计算，喷管外流场同样用1/4圆柱，长为20，外流域直径为10，其中为喷管出口直径。

本文在数值计算时，喷管进口采用压力进口边界条件，喷管内、外涵为2，喷管内涵气流总温为850K，外涵气流总温400K；喷管外流域采用压力远场及压力出口边界，压力为101325Pa，温度为300K；冷气进口采用质量流量入口边界。表1给出了内、外涵气流及外流域气流中CO、H2O、CO2及O2的质量分数，其余为N2。

图4 计算域

表1 组分的质量分数

2.1.2 网格划分及网格独立性验证

本文流场计算所采用的网格为结构化网格，图5给出了计算域对称面网格。计算时进行了网格独立性验证，对流场及近壁面处网格进行加密，分别计算了60万、85万、110万150万的网格下的流场及壁面温度场。本文定义无量纲温度＝(－a)/(max－a)，其中，max为流场最大温度，a为环境温度，单位为K。图6给出了不同网格下尾锥壁面无量纲温度分布，其中向为喷管轴线方向，为尾锥长度。网格从60万增加到85万时尾锥表面温度发生了较大变化，随网格的增加温度逐渐趋于一致，而110万网格与150万的网格的尾锥壁面温度基本不变，故采用110万网格进行计算。

图5 对称面网格

2.2 红外辐射特征数值计算

本文采用课题组自主开发的NUAA-IR软件，对排气系统尾向0°～90°范围内的红外辐射特征进行了计算。计算方法采用离散传递法[18]，该软件的计算精度在文献[19]得到实验验证。排气系统的红外辐射特征包括固体壁面及尾喷流两部分。喷管内固体壁面的红外辐射包括其自身发射和对入射辐射的反射，其红外辐射特征由固体部件的温度分布和发射率决定，本文计算发射率取0.9。尾喷流的红外辐射主要由温度场、压力场及CO2等气体组分的浓度场等决定。固体壁面温度及尾喷流的流场数据由Fluent的流场计算结果提供。

图6 不同网格下尾锥表面无量纲温度

基于轴对称喷管的对称性，本文计算排气系统尾向＝0°～90°范围内的红外辐射强度，探测角度从0°开始，每隔5°进行一次排气系统红外辐射强度的计算。图7给出了探测方位角的示意图。

图8给出了轴对称分开排气红外辐射特征计算网格。网格采用三角形网格，该网格对复杂几何结构具有良好的适应性。

3 计算结果及分析

3.1 喷管流场结果与分析

喷管推力特性是喷管最重要的性能指标之一，本文将对4种冷却流量下喷管的推力性能进行计算分析。喷管推力系数f定义为f＝/i，其中为喷管实际推力，i为喷管的理想推力。图9给出了不同冷却空气流量下喷管的推力系数变化，由图中可以看出，随着冷却流量的增加，喷管推力系数呈现出逐渐下降的趋势，最大下降不超过0.26%。

图8 喷管固体壁面的红外辐射特征计算网格

图9 喷管推力系数

为了计算排气系统红外辐射特征，本文对原型喷管及带尾锥冷却结构的喷管流场及壁面温度进行了数值计算，受篇幅限制，本文仅给出原型喷管及冷却空气流量为0.02kg/s时对称面的温度分布、CO2浓度分布。

图10给出了对称面上无量纲温度分布。由图中可以看出，尾喷流核心区温度较高，且出现高温区与低温区交替出现的规律，随着与外界的热交换，核心区温度逐渐降低。对于带有尾锥冷却结构的喷管，因为尾锥末端有低温空气的流出，起到了掺混作用，也使得喷流核心区内中心轴线附近温度有所降低，核心区温度分布发生改变。

图11给出了对称面上CO2的浓度分布，图11(a)为原型喷管CO2的浓度分布，由于扩散作用，核心区燃气组分浓度逐渐降低，与传统轴对称喷管温度分布一致。图11(b)给出了带尾锥冷却结构喷管对称面上CO2的浓度分布。由于从尾锥夹层内流出的气体为空气，故在核心射流的中心区域极小范围内，形成了一个低CO2浓度区。也是由于空气的引入，导致CO2的核心区的长度有所减小。

图12给出了原型喷管及带冷却结构喷管支板及尾锥表面温度，由尾锥及支板的温度分布可知，冷却气流对降低支板及尾锥的温度较为明显，尤其是在支板及尾锥连接处形成了低温区域。

图13给出了原型喷管及不同冷气流量下的尾锥沿轴线方向表面温度的分布，从图中可以看出，随着冷却空气的增加，尾锥同一位置处表面温度逐渐降低。在/=0.4（尾锥冷却起始位置）时尾锥表面温度迅速下降，支板及尾锥平均温度降幅12%～22%，最大温度降幅达到35%。对于/＜0.4的尾锥表面，由于热传导的作用在也形成了较为明显的温度梯度。

图10 对称面上无量纲温度分布

图11 对称面上CO2浓度分布

图12 尾锥及支板温度分布

图13 尾锥表面无量纲温度分布

3.2 喷管红外辐射特征结果与分析

3.2.1 原型喷管

图14给出了排气系统各个固体部件的投影面积，可以看出随着探测角度的增加，可探测固体壁面面积在逐渐减小。尾锥在尾向0°方向上投影面积最大，而内涵内壁在50°左右可视面积达到最大。

图14 喷管壁面投影面积

本文的红外计算结果以无量纲积分辐射强度的形式给出，即/max，其中max为原型喷管积分辐射强度的最大值。图15给出了排气系统无量纲积分辐射强度的分布，随着探测角的逐渐增加，在10°方向达到最大值。在0°探测方向上，固体壁面的红外辐射强度占整个排气系统红外辐射强度的93%。

图16示出了各个部件无量纲积分辐射强度分布。由图中可以看出在0°时，尾锥的红外辐射占整个排气系统固体壁面辐射的65%。结合图14结果，尾锥在0°～30°方向上的投影面积大于其他固体壁面，而且温度相对与其他部件也较高，故在0°～30°方向上尾锥对排气系统红外辐射贡献最大。

3.2.2 冷却对排气系统红外特征影响规律

图17给出了不同冷却空气流量下排气系统尾向0°～90°范围内尾锥的无量纲积分辐射强度。尾锥红外辐射强度在5°时值最大，随着探测角度的增加，尾锥可视面积逐渐减小，红外辐射强度减小较快。随着冷却空气流量的逐渐增加，红外辐射强度分别降低38%、52.3%与59.5%。

图15 排气系统无量纲积分辐射强度分布

图16 各个部件的无量纲积分辐射强度

图17 不同冷却空气流量下尾锥无量纲积分辐射强度

图18给出了不同空气流量下喷流0°～90°范围内的无量纲积分辐射强度。从图中可以看出，随着冷却流量的增加，喷流在0°～90°范围内均有所减小，主要是因为冷却气在喷流核心区掺混，导致的核心区轴线附近的温度、CO2等组分的质量分数略有减小。冷却空气流量为0.02kg/s、0.04kg/与0.06kg/s时，与原型喷管相比，喷流在90°方向上红外辐射强度降低分别为3.55%、5.13%、与6.62%。

图18 不同冷却空气流量下喷流无量纲积分辐射强度

图19给出了不同冷却空气流量下排气系统尾向0°～90°范围内无量纲红外辐射强度分布。与原型喷管相比，随着冷却空气流量的逐渐增加，喷管红外辐射强度在整个测量范围内呈现降低的趋势。图20给出了0°方向上排气系统积分辐射强度随不同冷却空气量的变化。图中可以看出，不同冷却空气量使得排气系统的红外辐射强度分别降低28.4%、38.5%、41.8%。随着空气量的增加，红外辐射强度的减小量在减少。

图19 不同冷却空气流量下排气系统积分辐射强度

图20 积分辐射强度随冷却气流量的变化

4 结论

本文对轴对称分开排气喷管的流场及红外辐射特征进行了数值计算，对计算结果进行了分析研究，得出以下结论：

1）轴对称分开排气系统中，在0°方向上尾锥对排气系统的红外辐射贡献约为65%。

2）对尾锥及直板采取冷却措施，冷却空气量从0.02kg/s增加至0.06kg/s，尾锥平均温度降幅为12%～22%，尾锥末端温度降幅最大，最大温度降幅达到35%。

3）带尾锥冷却喷管在0°～30°方向上红外积分辐射强度明显降低。与原型喷管相比，在0°探测方位角上，排气系统红外辐射强度降低28.4%～41.8%；在90°探测方位角上尾喷流红外辐射强度降低3.55%～6.62%。

[1] MAHULIKAR S P, SONAWANE H R, RAO G A. Infrared signature studies of aerospace vehicles[J]., 2007, 43(7-8): 218-245.

[2] 禄晓飞, 谌廷政. 高速飞行器多站红外辐射测量数据不一致性分析及解决方案[J]. 红外技术, 2015, 37(5): 435-440.

LU Xiao-fei, SHEN Ting-zheng. Method of analyzing and solving inconsistency of Infrared Data Measured by Devices at Different Locations for High-speed Aircraft[J]., 2015, 37(5): 435-440.

[3] Acheson K E, Marques E C. A partial miner nozzle for turbofan nacelles to provide significant jet mixing control[R].AIAA 2011-3189.

[4] 张勃, 吉洪湖. 大宽高比矩形喷管的射流与外流掺混特性的数值研究[J]. 航空动力学报, 2005, 20(1): 104-110.

ZHANG Bo, JI Honghu. Numerical study of internal and external flow mixing for rectangular nozzles with large aspect ratio[J]., 2005, 20(1): 104-110.

[5] 刘福城, 吉洪湖, 林兰芝, 等. 二元引射喷管几何特性参数对推力及红外特性的影响[J].航空动力学报, 2011, 26(6): 1244-1250.

LIU Fucheng, JI Honghu, LIN Lanzhi, HUANG Wei, LIU Changchun, SI Ren. Impact of geometry parameters on the thrust and infrared radiation on characteristics of two-dimensional ejector nozzle[J].,2011,26(6):1244-1250.

[6] 罗明东, 吉洪湖, 黄伟, 等. 无加力涡扇发动机二元喷管的红外辐射特性实验[J]. 航空动力学报, 2006, 21(4): 631-636.

LUO Mingdong, JI Honghu, HUANG Wei, et al. An experimental investigation on infrared radiation characteristics of 2-D nozzles of turbofan engine afterburner[J]., 2006, 21(4): 631-636.

[7] 范仁钰, 张靖周, 单勇. 遮挡板结构对二元喷管红外辐射特性的影响[J]. 航空动力学报, 2011, 26(2): 343-348.

FAN Renyu, ZHANG Jingzhou, SHAN Yong. Effects of sheltering baffles on the infrared radiation charactistics of two-dimensional nozzles[J]., 2011, 26(2): 343-348.

[8] 刘常春, 吉洪湖, 李娜, 等. 一种二元S弯喷管的红外辐射特性数值研究[J]. 工程热物理学报, 2010, 31(9): 1507-1570.

LIU Changchun, JI Honghu, LI Na, et al. Numerical simulation on infrared radiation characteristics of 2D S-Nozzle[J]., 2010, 31(9): 1507-1570.

[9] 陈俊, 吉洪湖, 黄伟, 等. 涡扇发动机轴对称塞式喷管红外辐射特征计算[J]. 航空动力学报, 2010, 31 (12): 2079-2082.

CHEN Jun, JI Honghu, HUANG Wei, et al. Investigation of the infrared radiation characteristic for plug nozzle of a turbofan engine[J]., 2010, 31(12): 2079-2082.

[10] 黄伟, 吉洪湖, 斯仁, 等. 降低表面温度和发射率抑制排气系统红外辐射的研究[J]. 推进技术, 2011, 32(4): 550-555.

HUANG Wei, JI Honghu, SI Ren, et al. Investigation of infrared suppression of exhaust system by reducing surface temperature and emissivity[J]., 2011, 32(4): 550-555.

[11] 张勃, 吉洪湖. 尾锥冷却对喷管腔体红外辐射的抑制作用数值分析[J]. 航空动力学报, 2012, 27(3): 560-565.

ZHANG Bo, JI Honghu. Numerical investigation of thermal radiation characteristics of nozzle cavities with center cone cooled[J]., 2012, 27(3): 560-565.

[12] 王殿磊, 张勃, 吉洪湖, 等. 气膜孔布置形式对发动机尾锥冷却与红外抑制特性的影响[J]. 红外技术, 2012, 34(3): 159-163.

WANG Dianlei, ZHANG Bo, JI Honghu, et al. Investigation of effect of hole arrangement on cone cooling and infrared radiation characteristics[J]., 2012, 34(3):159-163.

[13] 邓洪伟, 尚守堂, 邵万仁, 等. 基于加力内锥冷却的红外隐身技术研究[J].航空发动机, 2011, 37(2): 11-15.

DENG Hongwei, SHANG Shoutang, SHAO Wanren, et al. Investigation on infrared stealth technology based on afterburning cone cooing[J]., 2012, 37(2): 11-15.

[14] 单勇, 张靖周, 邵万仁, 等. 涡扇发动机排气系统尾锥气膜冷却结构的气动和红外辐射特性实验[J].航空动力学报, 2013, 27(1): 9-16.

SHAN Yong, ZHANG Jingzhou, SHAO Wanren, et al. experiments on a aerodynamic and infrared radiation characterist of film-cooling center-body exhaust system for a turbofan engine[J]., 2013, 27(1): 9-16.

[15] 额日其太, 王强, 陈渭鹏. 两种涡扇发动机排气系统红外辐射特性的比较[J]. 推进技术, 2003, 24(4): 334-336.

ER RI Qitai, WANG Qiang, CHEN Weipeng. Comparative investigation of the infrared characteristics fortwo exhaust systems of a turbofan engine[J]., 2003, 24(4): 334-336.

[16] 施小娟, 吉洪湖, 斯仁, 等. 涡扇发动机轴对称分开和混合排气系统红外辐射特征的对比研究[J]. 航空动力学报, 2013, 28(8): 1702-1710.

SHI Xiaojuan, JI Honghu, SI Ren, et al. Comparative investigation of infrared radiation characteristics of axisymmetrical individual and mixing exhaust system in turbofan engine[J]., 2013, 28(8): 1702-1710.

[17] TANG Zhigong, LIU Gang, MOU Bin, et al. Effects of turbulence models on the numerical simulation of nozzle jets[J].,2010, 28(2): 188-196.

[18] COELHO P J, CARVALHO M G. A conservative formulation of the discrete transfer method[J]., 1997, 119 (1): 118-128.

[19] 罗明东, 吉洪湖, 黄伟. 非加力涡扇发动机排气系统红外辐射强度的数值计算[J]. 航空动力学报, 2007, 22(10): 1609-1016.

LUO Mingdong, JI Honghu, HUANG Wei. Numerical evaluation on infrared radiant intensity of exhaust system of turbine engine without afterburning[J]., 2007, 22(10): 1609-1616.

The Effect of Plug Cooling on Infrared Radiation Characteristic of Axisymmetric Individual Exhaust System

ZHOU Bing，JI Honghu

(,,210016,)

The Infrared Radiation(IR) characteristic of the axisymmetrical individual exhaust system of turbofan engine has been investigated with numerical simulation method. The IR characteristics in the waveband of 3-5mm of the individual exhaust systems and the IR contributions of different solid parts were calculated and analyzed. The effect of cooling the hot-parts on IR characteristic of exhaust system is discussed. The results show that integral radiation intensity of plug accounts for 65% of the total integral radiation intensity at 0°. Cooling air is adopted to reduce wall temperature of the plug, of which flow rate varies from 0.02kg/s to 0.06kg/s. The average temperature of center body was depressed by 12%-22%, and the IR intensity of exhaust system can be reduced by 28.4%-41.8%.

turbofan engine，individual exhaust system，infrared radiation characteristic，plug cooling

V231.1

A

1001-8891(2016)05-0422-07

2015-06-25；

2015-12-15.

周兵（1985-），男，山东淄博人，博士生，主要从事航空发动机红外隐身技术研究。E-mail：zhoubing319@163.com。