某型航空發動機噴管紅外輻射特征數值模擬和試驗研究

鄧洪偉,邵萬仁,周勝田,劉友宏

（1.沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015;2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京 100083）

某型航空發動機噴管紅外輻射特征數值模擬和試驗研究

鄧洪偉1,邵萬仁1,周勝田1,劉友宏2

（1.沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015;2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京 100083）

基于N－S方程建立了某型發動機噴管及其噴流流場的數值計算模型，利用輻射傳輸方程（RTE）積分法編制了紅外輻射特征計算程序，得到了此噴管在非加力狀態下工作時的紅外輻射特征分布,同時利用模型試驗測量得到該噴管的紅外輻射特征分布。給出了在3.0～5.0μm光譜范圍內的紅外輻射特征數值模擬結果和試驗測量結果，經比較表明：數值模擬結果和試驗測量結果吻合良好。

噴管；噴流；紅外輻射特征；航空發動機；數值模擬；試驗

1 引言

目前，紅外制導導彈已經成為戰斗機生存的最大威脅，人們對現代戰斗機紅外隱身性能的要求也越來越高。發動機的封閉腔和尾噴流都具有很高的溫度，這就使發動機成為紅外制導導彈探測的主要目標。發動機紅外輻射強度的線性降低會造成飛機生存力指數成倍增大，因此對發動機紅外輻射特征的研究十分必要。

本文利用自編的紅外輻射特征數值計算軟件［1］計算了某型航空發動機噴管紅外輻射特征。首先建立了流場的數值模擬計算模型，并進行了計算。在流場計算數據基礎上，針對該噴管進行了試驗研究,測量得到了該噴管模型試驗件的方向總紅外輻射強度及0°～90°天頂角范圍內的方向紅外光譜輻射強度分布。該測量結果成為數值模擬參考的重要數據，也為紅外輻射特征數值模擬軟件的修正提供了良好的依據。

經過數值模擬結果和試驗結果的對比后發現，本文所用的紅外輻射特征數值模擬軟件的計算結果與試驗結果吻合合良好，為以后利用該軟件對其它發動機噴管的紅外輻射特征進行數值模擬提供了保障。

2 數學模型

2.1 流場計算模型

為了與模型試驗結果進行比較，從而分析紅外輻射計算軟件的精度，流場計算幾何模型噴管尺寸與試驗模型的尺寸完全一致。

因為噴管具有軸對稱性，所以選取對稱平面作為計算對象。建立的軸對稱噴管內外流一體化流場的2D計算區域，包含燃燒室、內外涵、噴管、排氣系統機體外流。內外涵氣流在中心錐前混合，到達噴管出口時，摻混基本結束。計算網格采用2D四邊形結構化網格，空腔內網格很密，外流網格逐漸稀疏，在固壁附近網格進行加密處理,如圖1、2所示。

計算流場為穩態、可壓流。CFD算法采用基于密度的可壓縮流求解器，N－S方程組的對流項離散格式采用 2階上風格式［2］，梯度的計算采用精度較高的以控制單元為基準的Green－Gauss理論，湍流模型采用SSTk-ω模型，考慮了組分的影響，組分包含CO、CO2、H2O、NO、O2、N2。流場求解采用商業軟件FLUENT進行。

2.2 紅外特征計算模型

2.2.1 RTE的積分形式

按照 Siegel和 Howell［3］關于輻射傳熱各術語的定義和標識，在吸收-發射性介質中輻射傳輸方程（RTE）的積分形式可以寫成在光學厚度kv處2項方向光譜輻射強度的疊加

式中：第1項是到達kv處的被衰減后的入射方向光譜輻射強度；第2項是在路程方向上沿途整個厚度氣體介質的自發發射的，再經過每一發射點到位置kv之間的衰減所得到的方向光譜輻射強度；光學厚度Kv是氣體的光譜吸收系數，燃氣的光譜吸收系數等于 H2O、CO2、CO、NO輻射組分的光譜吸收系數與各自的摩爾分數相乘結果之和。

2.2.2 封閉腔輻射傳輸

噴管的進口平面、平直段、噴管收縮段筒體、中心錐、噴口平面組成1個封閉腔（圖2）。考慮氣體介質參與的封閉腔輻射傳輸，根據式（1），可得噴管封閉腔內壁面離散的各單元的光譜輻射力為

式中：e、ε、ρ、F、τ分別為輻射力、固體壁面發射率、固體壁面反射率、角系數和氣體介質透過率下標 ν、b、o分別為波數、黑體和離開面元的輻射 （out），下標j、k為離散的面元變量。透過率采用文獻[3]的Bouguer定律進行計算。根據單元的光譜輻射力，一定光譜間隔v1,v2內的固壁單元的總輻射力只需在該光譜范圍內積分

2.2.3 噴流輻射傳輸

噴流的計算域為一圓柱形區域，包括噴管噴口所在的平面、由流場計算確定的出口平面和幾乎不受噴流影響的圓柱形外邊界表面，如圖3所示。在圖中，θ表示天頂角，φ表示周向角。當噴流紅外輻射傳輸方向線的反向延長線與噴流計算域邊界的交點位于噴管噴口內時，則該交點所在的離散單元沿該方向傳輸的方向光譜輻射強度為

式中：第1項表示封閉腔從噴口平面第k個面元輻射出的方向光譜輻射強度傳遞到p點處的方向光譜輻射強度，ev,outplane,k由本文第

2.2.2 節根據射線的反向延長線與噴口平面交點所在的面元確定；第2項表示沿途吸收－發射性介質對p點處的方向光譜輻射強度的貢獻。

當尾噴流紅外輻射傳遞方向線的反向延長線與尾噴流計算域邊界的交點沒有位于噴口平面內時，則該交點所在邊界的離散面元沿該方向p的方向光譜輻射強度為

3 試驗研究

3.1 試驗原理及基本設備

試驗目的是測量紅外光譜輻射亮度，最后經積分公式得到輻射強度。該試驗系統用于模擬渦扇發動機的排氣系統[4]，如圖4所示。主要由燃燒室、點火器、外涵低壓鼓風機、內涵高壓鼓風機、油泵、油箱、噴管模型等組成。噴管由2個同心的圓管組成，內管模擬發動機的內涵通道，內管與外管之間形成的環形通道模擬發動機的外涵通道。內涵氣流由高壓鼓風機提供，其額定流量為3130m3/h，額定表壓為5460Pa。為了方便地測量主氣流流量，鼓風機的進氣口設計為吸風喇叭噴管（文丘利管的1種特殊形式）。內涵吸入的空氣進入單管燃燒室后，與燃油系統供應的航空煤油混合形成霧化混合氣，經點火器點火燃燒，再由穩定法蘭整流，在穩定室中得到穩定、均勻流場，最終噴入試驗段。主流的溫度由燃油量控制。外涵氣流由低壓鼓風機提供，其額定流量為7850m/h，額定表壓為3175Pa。內、外涵2股氣體在混合段發生摻混，最終由敞開式噴口流入大氣。試驗涵道比B＝5，通過調節高壓風機與低壓風機的流量來加以控制。在混合段的主流、次流氣體進口處均布置了熱電偶來測量氣體的溫度。在以噴管出口截面中心點為圓心，以15m為半徑的圓上安放MR系列傅里葉光譜輻射計。

3.2 紅外輻射測量系統

紅外輻射測量設備為MR系列傅里葉光譜輻射計，如圖5所示。試驗測量點的布置與測量方位的定義如下：在不同角度探測時，目標范圍除了噴管熱噴流外，還包含了部分噴管內壁面以及噴管內腔氣體，實際得到的為組合輻射值。測量點角度的布置如圖6所示，分別測量了尾噴管在 0°、5°、30°和 90°等4個探測方向上的紅外輻射強度。

試驗中采集參數為光譜輻射亮度 L，W/（m2.Sr.μm）、目標單位面積在單位波長內向單位立體角中發射的功率。

再由公式 iλ=Lλ·A（A 為目標面積）求出光譜輻射強度iλ，W/（Sr.μm），的分布，最后通過光譜積分求出所研究波段內的輻射強度，λ1,λ2

分別為所研究的波段范圍內波長下限與上限，本文中根據研究需要取分別為3.0、5.0μm。

4 結果與分析

4.1 光譜輻射強度對比分析

根據上述噴管排氣系統紅外輻射強度理論，編制了FORTRAN源程序［1］，計算了某噴管封閉腔及其尾噴流的方向紅外光譜輻射強度，紅外輻射在大氣中的傳輸采用LOWTRAN7.0進行計算，計算結果與本文的試驗測量結果進行了比較。圖7～10分別列出了某噴管和噴流的紅外光譜輻射強度在天頂角θ=0°～90°時的測量值與計算值的對比，圖中光譜的波長范圍為3.0～5.0μm。

從圖7中可見，在0°方向的計算結果與實測的光譜輻射強度分布基本一致，噴管和噴流的紅外光譜特性非常顯著。

（1）在3.0～3.5μm的光譜區間，試驗測量光譜輻射強度曲線出現了一些明顯波動，波動表現為一些明顯的小波峰和波谷，這主要是由于H2O在3.2μm有1個紅外吸收帶。分子中的－OH基團若形成氫鍵時，基團的紅外特征頻率會向低頻方向位移，因此在3.389μm左右試驗測量值有一定吸收，數值模擬結果與試驗測量結果基本吻合，但數值模擬中在3.389μm左右沒有考慮頻率移動的影響，因此沒有反映此波長下的方向光譜輻射強度的變化，但這對方向總輻射強度的影響不大，可以忽略。

（2）在3.50～4.12μm的光譜區間，試驗測量和數值模擬光譜輻射強度曲線大致都近似呈1條直線，這主要是大氣中H2O及CO2在這個光譜區間的吸收作用非常小，固體壁面的輻射起主要作用，直線特性主要是固體輻射的作用。

（3）在 4.12～4.60μm的光譜區間，試驗測量光譜輻射強度曲線出現了2個非常明顯的波峰和波谷，這是由于尾噴流的高溫燃氣本身吸收能量后又輻射出能量，形成1個大波峰，而大氣中CO2在4.30μm近似于全部吸收，造成波峰中間挖掉1個波谷，兩端形成2個小波峰。數值模擬結果與試驗測量結果基本吻合，在兩端的2個小波峰處存在差異。

（4）在 4.60～4.75μm的光譜區間，試驗測量光譜輻射強度曲線在4.66μm左右出現了1個微小的波峰，這主要是由于CO吸收及輻射的峰值光譜約為4.66μm。由于本文數值模擬噴管進口NO、CO的質量分數假設為1×10-6，數值很低，同時LOWTRAN7.0的光譜分辨率略小于試驗測量的，因此，數值模擬僅呈現出極微小的波峰。

（5）在4.75～5.00μm的光譜區間，光譜曲線出現了小小的波動，但總體上呈現出下降趨勢。數值模擬結果與試驗測量結果基本吻合，但波動趨勢沒有測量值明顯。

從圖8中可見，在5°方向的測量結果與計算結果總體分布上基本符合，分布規律也與0°方向的基本一致，只是在量級上要低一些，試驗值在4.35μm左右的波峰有增強的趨勢。圖9是在天頂角為30°方向的紅外光譜輻射強度分布規律，類似于圖10中在天頂角為90°方向的紅外光譜輻射強度分布，只是總體的輻射強度量級上要大一些。同時由圖9中可見，測量位置的紅外輻射強度分布完全不同于在0°方向的分布，呈現出典型的氣體占主要作用的吸收、發射光譜特征。由于在30°方向噴管內壁面、中心錐等固壁輻射對測量位置的紅外輻射強度的影響，在數值模擬中不能完全精確計算，所以，紅外輻射強度測量值略大于數值模擬結果。

從圖10中可見，在90°方向上的紅外輻射強度的變化規律如下。

（1）在3.0～5.0μm的光譜區間，出現了3個峰值區間，在其它波段基本上沒有輻射。這主要是在90°方向固體高溫壁面全部被遮擋，沒有固體連續性光譜的輻射，只有氣體選擇性吸收和發射。

（2）3個峰值波段分別為在3.25～3.50μm、4.13～4.20μm、4.28～4.50μm的光譜區間。其中，在3.25～3.50μm波段的輻射主要是由H2O的吸收和發射形成的 ， 在 4.13～4.20μm、4.28～4.50μm的光譜區間的2個波峰和波谷的形成是由于燃氣中CO2的發射和大氣中CO2在此波段的吸收形成的。

從圖7～10中可見，固體輻射對測量位置處方向紅外光譜輻射強度隨著天頂角角度的增大而減小，氣體發射對測量位置處方向紅外光譜輻射強度隨著天頂角的增大而呈現出先略增大后減小的趨勢，這是由模型試驗結構的特點造成的。

圖11為距離尾噴流紅外計算域出口邊界11m處，即噴管出口平面15m處的試驗測量位置。在試驗條件下利用LOWTRAN7.0軟件計算的大氣透過率，在3.0～3.5μm的光譜區間,水蒸氣有一些微小的吸收而呈現出一些小波峰及波谷，在4.25μm左右CO2透過率很低，吸收系數很大，近似于全部吸收[3,7]。

4.2 總輻射強度對比分析

圖12列出了噴管和噴流的方向總紅外輻射強度在0°～90°的測量值和計算值，二者分布規律基本一致。從圖12中可以看出：

（1）在0°～10°的方向總紅外輻射強度的測量值和計算值符合良好，方向總紅外輻射強度相對很大，這主要是由噴管內高溫固體壁面的強烈輻射作用造成的。

（2）在 10°～20°，由于噴管內高溫固體壁面被部分遮擋，方向總紅外輻射強度分布陡降。

（3）在 20°～90°，都經歷了1個由平穩過渡到降低的過程。計算的方向總紅外輻射強度在90°附近比試驗測量值略大。

5 結論

航空發動機噴管方向紅外光譜輻射強度的數值模擬結果和試驗測量結果吻合良好，試驗測量結果在一定程度上驗證了數值模擬結果的正確性，本文編制的紅外輻射計算程序基本能夠反映航空發動機排氣系統的紅外輻射特征。從而基本掌握了某型噴管和噴流的紅外輻射特征和光譜分布規律，具體可得到以下幾點結論。

（1）方向紅外光譜輻射強度的分布在3.0～3.5μm的光譜區間上大體上呈現出擾動式吸收，在4.25μm左右呈現出大幅度吸收。當天頂角較小時，固體壁面的輻射起主導作用；隨著天頂角的增大，固體壁面的輻射減弱，燃氣的輻射先略增強后減弱。在較大的天頂角上燃氣輻射主要集中在3.389μm左右、4.13～4.20μm和4.28～4.50μm的光譜區間。

（2）方向總紅外輻射強度的分布在天頂角為0°～90°方向隨著天頂角的增大而減少，其中在10°～20°突然大幅度降低，在其它角度時的變化不大。

（3）大氣在3.0～5.0μm的光譜區間有顯著的光譜吸收特征，在3.0～3.5μm的光譜區間水蒸氣有一些微小的吸收，在4.2μm左右由于CO2的吸收作用而近似于全部吸收。

[1]鄧洪偉，邵萬仁，周勝田.航空發動機排氣系統紅外輻射特征數值計算研究[J].航空發動機，2009，35（1）.

[2]Barth T J,Jespersen D.The design and application ofupwind schemes on unstructuredmeshes[R].AIAA-89-0366,1989.

[3]Siegel R,Howell J R.Thermalradiation heat transfer（4th edition）.Taylor&Francis[M].NewYork,2002.

[4]羅明東，吉洪湖.無加力渦扇發動機二元噴管的紅外輻射特征試驗[J].航空動力學報，2006，21（4）：631-637.

[5]Ludwing C B,Malkmus W,Reardon JE Thomson JAL Hand-book of infrared radation from combustion [R].NASA-SP-3080,1973.

[6]劉友宏，邵萬仁，張錦繡.發動機排氣系統及尾噴流的流場和紅外特征數值模擬[J].航空動力學報，2008,23（4）:591－597.

[7]HomesDG,ConnellSD.Solutionofthe2D Navier-Stoke equations on unstructured meshes[R].AIAA-89-0366，1989.

Numerical Simulation and Experimental Investigation of Infrared Radiation Characteristics for an Aeroengine Exhaust Nozzle

DENG Hong-wei1,SHAO Wan-ren1,ZHOU Sheng-tian1，LIU You-hong2
（1.Shenyang Aeroengine Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Jet Propulsion,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100083,China）

The numerical models of an aeroengine exhaust nozzle and its jet flow field were builtbased on the Navier-Stokesequations.The infrared radiation characteristics of the exhaust nozzle at non-afterburning condition were obtained by infrared radiation characteristics calculation program compiled by the integrated method of the Radiation Transfer Equation （RTE）.The infrared radiation characteristics of the modeled exhaust nozzle were measured by the test.The results of numerical simulation and measurement for infrared radiation characteristics for the exhaust nozzle in the spectrum range of 3.0～5.0μm were given.The results show that the numerical simulation are in accord with the measurement.

nozzle;jet;infrared radiation characteristics;aeroengine;numerical simulation;experiment

鄧洪偉（1981），男，碩士，從事發動機紅外隱身及雷達隱身性能研究。