航空发动机排气系统红外辐射测量与数值计算比较研究

赵会妮，熊兵，周兵，吉洪湖

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院，四川江油621703；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

航空发动机排气系统红外辐射测量与数值计算比较研究

赵会妮1，熊兵1，周兵2，吉洪湖2

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院，四川江油621703；2.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

评估航空发动机红外隐身性能，需获取其排气系统的红外辐射强度。介绍了航空发动机排气系统红外辐射测量方法，通过试验验证得到了3～5 μm的红外辐射特征。采用反向蒙特卡洛法对发动机排气系统的红外辐射特征进行数值计算，计算中将固体壁面的反射特性分别设为漫反射体和镜面反射体，并将计算值与试验值进行对比分析。结果表明：两者分布规律一致，但将壁面的反射特性作为镜面反射处理时，计算值与试验值的误差明显减小。

航空发动机；排气系统；红外隐身；红外光谱辐射计；探测角；红外辐射特征；光谱辐射强度；积分辐射强度

1 引言

随着红外制导导弹的发展，现代战斗机对红外隐身性能的要求越来越高。根据斯蒂芬-波耳兹曼定律，辐射通量密度与绝对温度的四次方成正比，极小的温度改变都会引起辐射功率密度很大的变化[1]。发动机排气系统(包括封闭腔和尾喷流)具有很高的温度，极易成为红外制导导弹探测的目标，严重威胁战斗机的生存。因此，研究发动机红外辐射强度对战斗机的运行安全具有重大意义。邓洪伟等[2-3]基于N-S方程建立了某型发动机喷管及其喷流流场的数值计算模型，利用辐射传输方程积分法编制了红外辐射特征计算程序，得到了喷管在非加力状态下工作时的红外辐射特征分布。同时，还利用模型试验测量得到喷管的红外辐射特征分布，对比分析了3～5 μm的红外辐射特征数值模拟结果和试验测量结果，显示两个结果吻合良好。罗明东等[4]通过理论分析及使用傅立叶变换红外光谱仪，提出一种有效测量红外光谱辐射强度的方法。该方法能有效获取排气系统中的红外光谱辐射强度，具有工程实用价值。

由于排气系统红外辐射测试耗时较长、过程复杂，需要的人员较多，且测量采用的红外光谱辐射仪器价格昂贵，因此研究一种可靠的数值计算方法至关重要。本文利用BOMEM公司MR100型傅立叶变换红外光谱仪，测量排气系统的红外辐射强度，并参考文献[4]中关于对傅立叶变换红外光谱仪的修正方法与测量方法进行了试验验证。同时，采用反向蒙特卡洛法对发动机排气系统的红外辐射进行了数值计算，计算中将固体壁面的反射特性分别设为漫反射体与镜面反射体。最后，分别对比分析了试验值与两种计算值的误差，确定出一种误差较小的排气系统红外辐射强度数值计算方法。

2 排气系统喷流红外辐射特征计算方法

2.1 排气系统流场计算方法[5]

排气系统红外辐射特征的计算在流场计算的基础上进行，通过流场计算确定红外辐射特征计算壁面网格的温度、压力及燃气组分浓度等。

发动机排气系统稳态流场、温度场和组分浓度场计算的基本方程由雷诺时均方程控制，包括质量守恒方程、动量守恒方程、能量守恒方程和组分质量守恒方程。流场的计算域属于三维问题，但存在对称性，因此采用1/2实际模型作为计算域。试验模型的计算域如图1所示。排气系统喷管出口直径为Dout，计算域直径为13Dout，喷管出口下游计算长度为24Dout。

内外涵均为定流量进口边界条件，根据试验状态参数设置值确定内外涵进口流量、总温，出口压力、总温；外流边界为压力出口边界条件；腔体壁面均为流固耦合边界条件，壁面发射率[6-7]测量值为0.7。

流场计算网格如图2所示，在排气系统内部区域及壁面附近进行加密处理，沿喷流下游方向网格逐渐变稀疏。

2.2 排气系统红外辐射特征计算方法[8-9]

首先，按照热辐射传输方程的微分积分方程计算排气系统红外辐射特征值，采用反向蒙特卡罗法求解辐射亮度传输方程。该方程[10]描述了辐射能量在介质中沿着射线传输过程中能量的变化与吸收、发射和散射的相互关系，是一个射线传输方向上的能量平衡方程，其形式如下：

式中：Lλb为黑体的光谱辐射亮度，αλ、σsλ分别为吸收和散射系数，Φ(λ,ω,ωi)表示相函数。

其次，确定红外辐射特征的计算域及壁面网格。计算域为圆柱体，长度根据探测器至发动机喷管出口的连线与发动机轴线的夹角α=90°时，探测器视场在目标处的最大直径DFOV加上排气系统模型的自身长度Lengine确定，见图3。圆柱体直径约为5Dout。尾喷管的轴向、周向和径向三个方向的划分数分别为200、100和60。红外辐射计算的壁面网格如图4所示，均为三角网格，总数为13 142。

最后，根据流场计算值及试验测量值进行排气系统红外辐射特征计算。中心锥、支板、内外涵混合器、加力筒体和喷管等部件的壁面温度可根据试验测量值给定，其余部件的温度按流场计算结果给定。各部件的发射率按照测量[6-7]结果给定。燃气流的温度场、组分浓度场和压力场均按流场计算结果给定，见图5～图7。H2O和CO的分布规律与CO2的类似，最大值分别为CO2的40%和1%。发动机尾喷管距傅里叶红外光谱仪为34.5 m，考虑到大气吸收和衰减，大气透过率采用计算值，见图8。

3 排气系统模拟试验测试方法

试验在南京航空航天大学的涡扇发动机排气系统模拟试验台上进行。该试验台由发动机排气模拟子系统、主流子系统、外涵子系统等组成，可对涡扇发动机排气系统的结构和喷流流场进行模拟。

红外辐射测量系统由傅立叶变换红外光谱辐射计、采集电脑和标定黑体组成，见图9。光谱辐射计为加拿大BOMEM公司的MR100型。标定黑体是上海福源光电研究所研制的HFY-301A型。试验在夜晚、无风、晴朗天气下进行。

为减小测量误差、提高测量精度，试验前使用高低温黑体对傅立叶变换红外光谱仪进行标定[3]，获取修正系数。试验数据测量过程中，由于光谱仪响应特性漂移及内部热辐射变化，导致测量误差不断增加。再次使用中温黑体进行实时标定，获得实时修正系数。

探测器(傅里叶变换光谱辐射计)以喷管出口为圆心，沿半径为R=34.5 m的1/4水平圆形为轨道移动，探测角度α随着探测器的移动而变化。设定试验状态参数，当试验状态保持稳定时开始测量。沿预定轨道移动红外测量系统，分别测量α=0°、5°、10°、15°、20°、30°、45°、60°、75°、90°共10个探测角度的红外辐射强度，测点布置如图10所示。

4 结果对比分析

针对基准排气系统腔体模型的红外辐射特征，进行光谱强度对比分析和积分辐射强度空间分布对比分析。

4.1 光谱辐射强度对比分析

图11示出了部分基准排气系统模型光谱辐射强度计算值与试验值的对比。由图可知：当将所有部件当成漫反射体时，光谱辐射强度计算值在α=0°、5°、10°、45°、60°和90°这6个探测角度与试验值吻合较好，而在α=15°、20°和30°这3个角度上吻合较差；当将加力筒体当作镜反射体、其他部件当作漫反射体时，光谱辐射强度计算值在所有角度上都与试验值吻合较好。这表明了将试验模型加力筒体处理为镜反射体的必要性。

由图还可知，3～5 μm波段内，除固体辐射外，影响最大的就是CO2在4.27 μm附近的吸收发射带。计算得到的峰值分布位置与试验结果基本一致，这说明吸收系数在光谱分布上合理。但在峰值高度和宽度上，计算值与试验值还有一定差异，这可能是由于流场计算得到的喷流温度分布及组分浓度分布与实际有一定差别所致，不过已基本可满足目前的工程应用。

表1 基准模型积分辐射强度计算与试验结果的对比及误差Table 1 Comparison and error between the calculated and experimental results of the reference exhaust system model

4.2 积分辐射强度空间分布对比分析

图12示出了基准排气系统模型积分辐射强度空间分布计算值与试验值的对比，从图中可得到与光谱辐射强度类似的结论。

表1示出了基准排气系统模型积分辐射强度计算与试验结果的对比及误差。由表可知：将各部件作为漫反射体时，误差略大的两个探测角度是20°和30°，误差绝对值达到了30%以上，其他探测角度的误差在±20%以内；将加力筒体作为镜反射体、其他部件作为漫反射体时，除90°为12.42%外，其他探测角的误差缩小到±10%以内。

5 结论

(1)壁面反射特性对红外辐射强度计算结果有明显影响。对于本文的发动机排气系统试验模型，加力筒体表面光亮，明显不同于其他部件，将该部件作为漫反射体时，当探测角度为20°或者30°，红外辐射强度的计算误差绝对值达到30%以上，而将该部件处理为镜反射体时上述两个角度的计算误差绝对值降低到10%以下。

(2)经过试验验证，计算得到的基准排气系统模型的光谱辐射强度和积分辐射强度与试验测量结果分布规律一致，吻合良好。本文的计算方法可较为准确地计算涡扇发动机排气系统的红外辐射特征。该数值计算方法对其他发动机排气系统的红外辐射特征的数值模拟提供了事实依据与技术支撑。

[1]周世椿.高级红外光电工程导论[M].北京：科学出版社，2014.

[2]邓洪伟，邵万仁，周胜田，等.某型航空发动机喷管红外辐射特征数值模拟和试验研究[J].航空发动机，2010，36(1)：44—48.

[3]邓洪伟，周胜田，邵万仁，等.航空发动机排气系统红外辐射特征数值计算研究[J].航空发动机，2009，35(1)：26—28.

[4]罗明东，吉洪湖，黄伟，等.用FTIR光谱仪测量排气系统中红外光谱辐射强度的方法[J].航空动力学报，2007，22(9)：1423—1429.

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[10]谈和平，刘林华，夏新林.红外辐射特性与传输的数值计算：计算热辐射学[M].哈尔滨：哈尔滨工业大学出版社，2006.

Comparative study on infrared radiation measurement and numerical calculation of aero-engine exhaust system

ZHAO Hui-ni1，XIONG Bing1，ZHOU Bing2，JI Hong-hu2
(1.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China；2.College of Energy and Power，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

It is required to obtain the infrared radiation intensity value to evaluate the stealth performance of the aero-engine exhaust system.Test method of infrared radiation measurement for aero-engine exhaust system was introduced,the infrared radiation characteristic distribution of 3～5 μm was obtained by the veri⁃fication.The infrared radiation characteristics were calculated by the reverse Monte Carlo method.The sol⁃id wall reflection characteristics were divided into diffuse reflection and mirror reflection when calculated. Finally,the numerical results and the experimental results were analyzed.The results show that the distribu⁃tion of the two values is consistent.But when the reflection property of the wall is used as the mirror reflec⁃tion,the error of the calculated value and the experimental value is obviously decreased.

aero-engine；exhaust system；FTIR；infrared spectrum radiometer；detection angle；infrared radiation characteristics；spectral radiant intensity；integral radiant intensity

V231.3

：A

：1672-2620(2017)01-0036-05

2016-02-26；

：2016-08-26

赵会妮(1984-)，女，陕西富平人，工程师，主要从事航空发动机特种测试工作。