面向飞/发一体化设计的高温尾喷口流场分析

李书， 王黎， 吴烁， 申东， 黄瑞， 王强

1. 北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京　100083

2. 成都飞机设计研究所 结构部， 成都　610031



面向飞/发一体化设计的高温尾喷口流场分析

李书1, *， 王黎1， 吴烁1， 申东1， 黄瑞2， 王强2

1. 北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京100083

2. 成都飞机设计研究所 结构部， 成都610031

摘要:结合飞/发一体化设计理念，以提升红外隐身性能为目的，引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法，分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布，并提取矩形喷管中心面，研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明：相对于入口热流温度，矩形喷口降温率约为30%，尾气流喷出后偏向两侧流动，高温核心区体积快速衰减；圆形喷口降温率约为10%，尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形，高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口，更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时，中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。

关键词:飞/发一体化设计； 红外隐身； 横向掺混； 主动冷却； 计算流体力学

自从涡扇发动机出现以来，飞/发一体化设计开始逐步成为一项重要技术，为提升飞机与发动机的综合性能，需要将飞机和发动机作为一个整体来看待[1]，不少专家学者专门研究飞/发一体化技术问题。美国GE公司专门设立了发动机飞行器系统一体化课程[2]。国外飞/发一体化设计的评估方法主要有试验和数值计算[3-5]，AEDC (Arnold Engineering Development Center)通过对比F-16和F-15战斗机缩比试验机分别用在自由射流条件和风洞条件下的试验结果来评估进/发相容性，Hale等[6]使用TEACC计算工具评估前机身在一定攻角与侧滑角下工作时进气畸变对风扇的影响。在中国，后机身与发动机设计仍然还处于分开设计的阶段，飞/发一体化设计虽然在数值仿真方面有一些研究，但是进展缓慢。发动机种类、安装位置、进气口、喷口构型、安装方式和冷却系统都会影响飞机的升力、阻力、机体重量和发动机效率等[7]。有资料显示，机身后体阻力占全机阻力的38%～50%[8]，出于一体化设计的思想，将传统圆形喷管改为矩形喷管对于减小后机身阻力有重大意义。

另外，对于战斗机来说，发动机的尾喷流是飞机的主要红外辐射源之一[9]。为了提高战机的生存率，必须降低尾喷流的红外辐射强度[10]。国内外开展红外隐身研究时，一般都遵循3个原则：首先，设法减少辐射源的温度，降低向外辐射的能量；其次，改变红外辐射频率，使其产生最大辐射强度的波长偏离红外探测系统最敏感的工作区间；第三，降低目标或尾焰的黑度，使其具有较低的辐射能力[11-13]。根据物体辐射公式Mb=ε σ T4(式中：Mb为物体对外辐射强度；ε为物体黑度；σ为斯忒藩常数；T为物体温度。)可以看出，降低物体的温度是降低物体红外辐射最有效的手段。

事实上，在喷口下游区，存在速度和温度不变的核心区。研究表明，尾喷流红外辐射能量的70%～80%来自于高温核心区[14]。因而加强高温射流与周围冷空气的掺混,减小高温核心区的体积,是降低尾喷流红外辐射的重要手段之一。横向掺混技术主要包括加旋二元喷管、波瓣喷管、声激励和引射外界冷空气[15-18]等。矩形喷管可以增加冷气与热气的接触面以达到强化掺混的效果，所以采用矩形喷口的涡轮风扇发动机对于提高尾喷管主动冷却效率、实现飞/发一体化热管理具有很大的潜力。

本文面向飞/发一体化设计，综合考虑了尾喷管对飞机气动性能的影响和一体化热管理因素，设计了壁板带小孔的矩形喷口，以使外涵道冷气流与内涵道热气流充分混合，并与传统圆形喷口对比。然后提取了矩形喷管的中心面，分析尾喷管后段壁板偏折角对降温效率的影响。

1三维喷管设计与流场计算模型

1.1总体设计要求

在总体设计过程中，对尾喷管主要有以下几个要求：①保证尾喷气流产生最有效的动能，以提升发动机推重比；②先进军机生存力是总体设计中必须考虑的重要因素，所以应该设计抑制红外辐射的排气喷管；③喷管应具有抑制噪声的能力；④考虑成本、重量、维护性、后体阻力和飞/发一体化性能。

喷管构型对飞机总体性能影响很大，传统圆形喷管虽然推力性能良好，但是其飞/发一体化性能差，会带来很大的后体阻力。然而，矩形喷管却可以有效减小后体阻力，并且矩形喷管可以增加喷管表面积，从而增强射流与引射冷气流的混合，有效抑制红外辐射。研究表明，采用大宽高比(宽高比为7左右)的矩形喷管红外抑制效果最好，但是应考虑到飞/发一体化设计对喷管构型作修型处理，本文设计了宽高比为1.5，内外涵道比为2的矩形喷管。

1.2几何模型

喷管几何外形如图1所示，其中矩形喷管为1/2模型，圆形喷管为1/12模型。为了达到降低中心气流温度的目的，采取了喷口处壁板开孔的措施。上下通道是从外涵道引入的冷气流，中间通道是内涵道喷出的热气流，冷气流从小孔流出与热气流混合。矩形喷管上下偏板各有67个小孔，上下侧边板各有4个小孔，一共有142个小孔，矩形完整模型具有284个小孔。圆形完整模型具有312个小孔。小孔直径∅=5 mm。

图1喷管几何模型
Fig. 1Nozzle geometric model

1.3数值方法

本文使用FLUENT软件进行计算流体力学(CFD)仿真，分析喷管出口处的流场和温度场。以雷诺平均Navier-Stokes方程为控制方程，采用标准k-ε湍流模型和增强壁面函数。

标准k-ε湍流方程为

Gk+Gb-ρ ε-YM+Sk

(1)

(2)

式中：ρ为密度；t为时间；ui为时均速度；xi和xj为速度分量；μ为黏度；μt为湍动黏度；Gk为由平均速度梯度引起的湍动能k的产生项；Gb为由浮力引起的湍动能k的产生项；YM为可压湍流中脉动扩张的贡献；C1ε、C2ε和C3ε为经验常数；σk和σε分别为与湍动能k和耗散率ε对应的Prandtl数；Sk和Sε为用户定义的源项。

1.4计算网格

网格生成是离散CFD偏微分控制方程的重要步骤。采用结构良好的网格会对数值计算产生良好的影响，它不仅可以避免可能产生的计算不稳定性或者不收敛问题，而且还可增加获得CFD问题最终收敛解的可能性。

矩形喷管使用混合网格技术，由于喷管几何不规则，所以在喷管附近用一个立方体将尾喷管包住，采用非结构网格划分。其余流域采用结构化网格划分，在交界面作合并节点处理。整个流场空间一共有351万个网格，小孔处进行网格加密，壁面处生成六节点边界层网格。流场计算域是11.5D×3.8D×7.6D的立方体，D为矩形喷管的高度。

圆形喷管几何形状规则，采取结构化网格划分，小孔处进行网格加密。圆形尾喷管流场一共有540万网格，为了提高楔形几何圆心处尖角的网格质量，在划分网格时采用了Y-block处理。圆形喷管的流场计算域为圆柱形，半径为8L、长度为13L，L为圆形喷管的长度。图2为矩形喷管和圆形喷管网格划分情况。

图2网格划分
Fig. 2Mesh generation

1.5边界条件

内外涵道入口都采用压力入口边界条件，出口为压力出口，矩形喷管中心面处为对称边界条件，圆形喷管侧边采用周期性边界条件。冷气流通过小孔与中心热气流混合，通过控制入口压力来控制气体的流量。内涵道热气总温为800 K，外涵道冷气总温为300 K，内外涵道总压均为34 kPa。壁面边界条件使用耦合(Coupled)无滑移壁面。选用基于压力的耦合隐式求解方式，初始计算选用低阶离散格式，后续改用高阶QUICK离散格式。整个计算过程，操作压强取为0 kPa。

2三维喷管流场计算结果与分析

2.1矩形喷管流场计算结果与分析

矩形喷管求解结果如图3所示。由图3可知，矩形尾喷管出口处最高温度在570 K左右，这相比于热气进口处温度降低了约30%，小孔结构主动冷却效果较明显；另外，由于尾喷气流速度较高，高温气体向后喷射较远，两侧边喷射范围较小。沿尾喷管长度方向，从出口处到距离出口1倍尾喷管长度处,虽然最高温度无明显变化，但是高温区体积明显缩小。

图3矩形喷管正交面内温度分布
Fig. 3Temperature distribution in orthogonal surface of rectangular nozzle

2.2圆形喷管流场计算结果与分析

图4为圆形喷管流场温度分布图。从图4可以看出，圆形喷管出口处气体的温度为690 K左右，相比热气入口处降低了大约10%，外涵道冷空气的引入对于尾喷气流主动冷却效果不明显。从喷管出口到喷管向后延伸的空间内，尾喷气流的高温区横截面积虽略有缩小，但沿喷射方向，高温区几乎一直存在，同时，膨胀波与激波相互交叉反射，局部温度甚至大幅增加，激波后的高温区在范围和数量上，均会导致明显的红外特征。

图4圆形喷管流场温度分布
Fig. 4Temperature distribution of circular nozzle

2.3对比分析

在相同的入口条件下，矩形喷管主动冷却效果比圆形喷管主动冷却效果高20%。从图5中可以看出，沿喷射方向，矩形喷管580 K的高温核心区同时向两边扩散并且体积快速缩减，而圆形喷管580 K的高温核心区沿喷射方向形成圆柱形，体积几乎没有缩减，一直延伸到流场边界依然存在。由此可以得出结论:本研究中矩形喷管结构更加有利于实现飞/发一体化热管理和红外抑制。

图5喷管580 K等温面
Fig. 5Nozzles 580 K isothermal surface

矩形喷管结构冷却效果之所以优于圆形喷管结构，在很大程度上取决于流场的非对称性。首先，矩形上下带孔壁板偏折角度、长度不一致且上下壁板开孔位置有偏差，使得上下压力分布不均匀，从而促进了冷热气流充分混合，有效改善冷却效果；另外，矩形喷管冷热气流混合处只有上下壁板却没有侧边壁板，因此出口处中心流场上下边界压力较大而侧边压力很小，这迫使高温核心区气流向两侧流动，从而促使高温核心区体积快速减小。圆形喷管为轴对称结构，高温气体流场边界四周压力均匀，冷气流只能与中心圆柱形热气流外表面少量气体混合，不能充分发挥冷却效能，同时尾气流几乎一直保持圆柱形，高温气流向周围环境散热效率低，导致高温核心区体积减小缓慢。

3后壁板偏折角对主动冷却的影响

根据第2节的结论，矩形喷管主动冷却效率高于圆形喷管，对提升飞机红外隐身性能和实现飞/发一体化设计有着很大的作用，所以研究矩形喷管构型参数对主动冷却效率的影响意义重大。但是直接使用三维矩形喷管的CFD计算代价高、耗时长，这里提取矩形喷管中面进行二维问题分析，计算更加高效，同时具有一定参考意义。本文针对壁板偏折角对降温效率的影响，提取矩形喷管铅垂对称面对尾喷口流场作进一步分析。

3.1二维喷管计算模型

建立1/2二维喷管模型，如图6所示，其中内外涵道比为2，带小孔壁板偏折角θ为变量，以逆时针方向为正方向，出于对本文所设计喷管几何形状的考虑，分别对偏折角为-15°，-10°，-5°，0°，5°，10°，15°的二维计算模型进行流场和温度场分析。初始条件和边界条件与三维模型一致。

图6二维喷管模型
Fig. 6Two-dimensional model of nozzle

3.2二维喷管计算结果与分析

引言中提到，高温核心区红外辐射强度占尾喷气流红外辐射强度的70%～80%，所以运用主动冷却技术减小尾喷气流高温区的体积对于提升红外隐身能力具有很大的意义。表1给出了不同偏折角时喷管出口处高温核心区高度与低温区高度的比值。从表1中可以看出随着壁板偏折角从-15°增加到15°，核心高温区与低温区高度比不断减小。

表1各偏折角下核心高温区与低温区高度比

Table 1Ratio of core jet flow height to cold flow height in different angles

Deflectionangle/(°)Ratioofcorejetflowheighttocoldflowheight-153.12-102.48-52.1201.9751.85101.72151.60

高温核心区与低温区高度比越小，说明对称面内冷热气体混合越充分，横向掺混冷却效果越好。从表1可以看出，带小孔的壁板偏折角为正时喷管的冷却效果优于偏折角为负的情况。这是因为当偏折角为负时，中心热流在垂直于带小孔壁板的方向有速度分量，这对从小孔流出的冷气流存在阻滞作用，阻挠了冷气流与热气流更加充分地混合。负偏折角的绝对值越大，越不利于高温气体冷却，而随着正偏折角角度的增加，高温区与低温区高度比逐渐减小，呈线性下降趋势。

4结论

1) 在入口边界条件相同的情况下，矩形喷管出口处的温度降低30%，气流在喷出喷管后由于压力的非对称性，高温核心气流向两侧流动，使得高温核心区体积迅速缩小，而圆形喷管出口处温度仅降低了10%，并且高温核心区体积减小不明显。因此，矩形喷管的主动冷却效果优于圆形喷管的主动冷却效果，更加有利于实现飞/发一体化热管理和降低红外特征。

2) 带小孔的壁板偏折角对对称面流场存在一定影响。当带小孔壁板为负偏角时，尾喷气流高温核心区体积比较大，负偏角度越大高温核心区体积比越大；当带小孔壁板为正偏角时，高温核心区体积比较小，并且随着正偏角增加体积比呈线性降低，本文计算结果中当θ=15°时，高温核心区体积比最小。为提升主动冷却效果，降低红外信号应采用一定的正偏角设计。

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李书男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 飞行器设计

Tel: 010-82314622

E-mail: lishu@buaa.edu.cn

王黎女， 硕士。主要研究方向： 飞行器设计

Tel: 010-82316579

E-mail: aewangli@163.com

Received： 2015-11-24; Revised: 2015-11-27; Accepted: 2015-12-04; Published online: 2015-12-08 16:37

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151208.1637.004.html

Foundation item： AVIC Special Project

Analysis of high temperature nozzle exhaust flow towards aircraft-engine integrated design

LI Shu1, *, WANG Li1, WU Shuo1, SHEN Dong1, HUANG Rui2, WANG Qiang2

1. School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing100083, China 2. Structure Department, Chengdu Airplane Design and Research Institution, Chengdu610031, China

Abstract:Combined with the aircraft-engine integration concept, transverse jet mixing technology is introduced to conduct the nozzle design in order to improve infrared stealth performance. The temperature field of circular and rectangular nozzle exhaust flow is analyzed by computational fluid dynamics (CFD) numerical simulation method, and we extract the central face of the rectangular nozzle to observe the cooling effect of transverse jet walls along with different angles. The results show that compared with the inlet temperature, the cooling ratio of rectangular nozzle reaches 30%approximately, the exhaust plume flows to both sides, and the volume of the core high temperature flow decreases obviously;circular nozzle cooling rate is about 10%,the exhaust plume keeps cylindrical along the central line, and the core jet volume attenuation is slow. Consequently, the rectangular nozzle cooling efficiency is significantly higher than that of the circular nozzle and is more advantageous to realize aircraft-engine integrated thermal management as well as infrared stealth. Additionally, active cooling effect also has close relationship with the deflection angle magnitude of the mid wall with transverse jet.

Key words:aircraft-engine integrated design; infrared stealth; transverse mixing; active cooling; CFD

*Corresponding author. Tel.： 010-82314622E-mail: lishu@buaa.edu.cn

作者简介：

中图分类号：V221

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0364-07

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0333

*通讯作者.Tel.： 010-82314622E-mail: lishu@buaa.edu.cn

基金项目：中航工业产学研专项项目

收稿日期：2015-11-24; 退修日期: 2015-11-27; 录用日期: 2015-12-04; 网络出版时间: 2015-12-0816:37

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151208.1637.004.html

引用格式： 李书， 王黎， 吴烁， 等． 面向飞/发一体化设计的高温尾喷管流场分析[J]． 航空学报, 2016, 37(1): 364-370. LI S, WANG L, WU S, et al. Analysis of high temperature nozzle exhaust flow towards aircraft-engine integrated design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 364-370.

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