基于加力內錐冷卻的紅外隱身技術研究

鄧洪偉，尚守堂，邵萬仁，孫雨超

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

1 引言

隨著以美國F-22A為代表的第4代戰斗機的問世，隱身性逐漸成為先進戰斗機發動機的關鍵特性之一。在嚴格意義上，不具備隱身能力的戰斗機就稱不上第4代戰斗機[1]。飛機隱身能力主要從雷達隱身和紅外隱身方面來實現。其中，紅外隱身已經成為隱身技術研究的重要方面。

紅外輻射強度是戰斗機發動機紅外隱身的重要技術指標，主要受溫度以及固體表面的材料發射率與氣體的發射率[2]的影響。由于加力內錐在發動機尾向的紅外輻射較大，采用錐冷卻技術降低加力內錐溫度，能夠有效減少其紅外輻射。

本文主要利用數值模擬方法從冷卻形式上對加力內錐冷卻技術進行研究，力求在使用最少冷氣的前提下，最大限度地降低內錐溫度，從而減小紅外輻射強度。

2 加力內錐仿真計算模型

2.1 幾何構型

基本按照加力內錐等壓力梯度擴壓的設計原理，建立某型戰斗機發動機加力內錐的數學模型，如圖1所示。加力內錐模型的頭部分別采用小孔氣膜冷卻、縫隙氣膜冷卻，以及二者組合氣膜冷卻，分別如圖2～4所示。縫隙大小為5 mm，數目為1條；孔直徑為2 mm，其數目有上百個，根據計算模型有所變化。接焊結構，前、后安裝邊與筒體采用搭接滾焊結構，如圖1所示。

2.2 數值計算

應用CFD數值模擬技術，利用流場數值模擬工具FLUENT軟件對加力內錐流場和溫度場進行了數值計算。

（1）加力內錐的工作環境

加力內錐工作環境為發動機不加力的正常工作狀態。計算模型內涵進口溫度取值為1170 K，外涵溫度取值為505 K。內錐冷卻氣流來自外涵空氣。海拔高度取值為0 km，飛行Ma取值為0。內、外涵壓力約為405 kPa。

（2）邊界條件

邊界條件分布如圖5所示。內、外涵進口為壓力入口，出口為壓力出口；側面為周期性邊界條件。加力內錐冷卻空氣采用外涵引氣，通過改變外涵壓力調節冷卻氣流量。整個計算模型采用基于壓力的不可壓縮流；湍流模型采用標準k-ε模型；黏性項采用中心差分格式，對流項采用2階迎風格式離散求解。

（3）計算網格

計算網格分別采用4面體和多面體網格，分別如圖6、7所示。在固體壁面、縫隙和孔附近進行加密。某模型網格cell數目近70萬，face數目近140萬。

3 流場計算結果和分析

3.1 內錐小孔冷卻方案數值計算

內錐小孔冷卻選用約240個直徑為2 mm的小孔，按照如圖8、9所示的方案排列。計算發現，240個小孔能夠有效冷卻加力內錐頭部，使其平均溫度降低約210℃。內錐小孔冷卻的壁面溫度分布如圖8所示，內錐頭部溫度分布放大如圖9所示。計算發現，氣孔冷卻空氣流量約占主流量的0.53%。雖然內錐冷卻所需冷卻空氣流量不大,但小孔的布置對內錐頭部冷卻效果影響很大，小孔在加力內錐頭部的合理布置能夠改善內錐頭部的溫度分布。

改進后的小孔分布方案與原方案有一定差異，主要體現在小孔數目增加到近740個；此外，小孔的分布有所調整，交錯排列，便于降低整體溫度，并使溫度分布更均勻。改進小孔分布后的加力內錐溫度分布如圖10所示，加力內錐壁面溫度分布放大如圖11所示。2種方案小孔的冷卻空氣量相同，但改進后方案的平均溫度降低約255℃。

內錐小孔冷卻的2種方案都呈現1個共同特點：對錐尖部的冷卻效果比對錐根部的好。這是由于前面冷卻小孔中流出的冷卻氣可以起到氣膜的作用，阻止內涵高溫燃氣向后面的錐壁面傳熱。再加上后面小孔間距逐漸縮短，因此，加力內錐錐尖部冷卻效果較好。

3.2 內錐縫隙冷卻方案數值計算

為了解決內錐根部冷卻效果差的問題，提出在內錐根部開縫隙的冷卻方案。縫隙數目為1，寬度為5 mm。計算發現，開縫隙后，縫隙附近的固體壁面溫度顯著降低，但所需冷卻空氣量相對較大，冷卻區域較小。縫隙冷卻加力內錐溫度分布如圖12、13所示。

從圖13中可以發現，縫隙出口壁面溫度非常低，后面內錐溫度基本保持不變，保持在991 K左右。其原因為縫隙冷卻在內錐壁面和燃氣之間形成1層氣膜，起到降低溫度的作用；但隨著氣流向后流出，氣膜溫度逐漸升高，冷卻效果變差。因此，縫隙冷卻與氣膜冷卻的作用呈現相反的趨勢，即錐尖部溫度相對較高，錐根部溫度相對較低。

縫隙冷卻氣流3維流線溫度分布如圖14所示。從圖中可見，下部黃色線條為縫隙冷卻流出氣流，該氣流形成的氣膜阻止了高溫燃氣和固體壁面的換熱。縫隙冷卻2維流線溫度分布如圖15所示。從圖中可見，在加力內錐后部沒有明顯的回流區，流場損失較小。

3.3 內錐孔/縫組合冷卻計算

對內錐小孔和縫隙冷卻的計算認為，綜合采用小孔冷卻內錐尖部和縫隙冷卻內錐根部，即內錐孔/縫組合冷卻方式，能夠獲得較好的冷卻效果。在比較240孔和740孔的小孔冷卻方案后，選用740孔的小孔/縫隙組合冷卻方案。

采用小孔冷卻與孔/縫組合冷卻的加力內錐溫度分布如圖16、17所示。2種方案所使用的冷卻空氣流量相同，但孔/縫組合冷卻方案改變了冷卻空氣的分布，也就改變了加力內錐壁面溫度的分布。采用2種冷卻方案的加力內錐根部溫度分布比較如圖18所示。比較發現，孔/縫組合冷卻更能降低加力內錐根部溫度，起到合理降低內錐頭部溫度分布的作用。

4 紅外輻射計算結果和分析

采用上述3種冷卻方案，都可使加力內錐壁面溫度明顯降低（具體數據見表1），但在用同樣1%以下的冷卻空氣流量下，采用孔/縫組合冷卻方案，其溫度降低最多，約降低25.8%。

表1 加力內錐平均壁面溫度分布

在相同的材料發射率下，對采用3種冷卻方案的加力內錐進行紅外輻射計算，得到了規律性的結論。加力內錐在某角度的紅外輻射百分比見表2。

表2 加力內錐紅外輻射分布

采用3種冷卻方案加力內錐的溫度和紅外輻射強度變化曲線如圖19所示。

在圖19中，1、2、3、4分別表示未冷卻、小孔冷卻、縫隙冷卻和孔/縫組合冷卻方案。從圖中可見，紅外輻射強度降低的百分比要比溫度降低的百分比大，因為根據斯蒂芬－玻爾茲曼定律，全波長內紅外輻射強度降低的百分比與溫度的4次方成比例[4]。但本文計算的是3～5波段內加力內錐的輻射，并不是全波段的輻射，因此，紅外輻射強度降低的百分比與溫度的4～5次方成比例（未考慮多次反射）。

5 結論

對基于加力內錐冷卻技術的紅外隱身技術研究可知，溫度是影響加力內錐紅外輻射的主要因素。加力內錐冷卻能夠明顯降低發動機加力內錐的紅外輻射強度，是實現紅外隱身的主要手段之一。紅外輻射強度與溫度的4～5次方成比例。此外，通過對不同冷卻方式進行研究得到以下結論：

（1）小孔冷卻能夠明顯降低加力內錐溫度，小孔數目和分布會影響加力內錐的溫度分布。采用小孔冷卻對內錐尖部冷卻效果較好，對根部略差。通過比較可知，采用740小孔比采用240小孔對加力內錐的冷卻效果好，溫度分布更均勻。

（2）縫隙冷卻降低溫度較明顯，縫隙附近溫度較低，離縫隙較遠處冷卻效果差；對內錐根部冷卻效果好，對尖部效果差。此現象與小孔冷卻相反。

（3）孔/縫組合冷卻能夠綜合小孔冷卻和縫隙冷卻的優點，起到降低內錐根部和尖部溫度的雙重功效，是較為有效的冷卻方式。

[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）∶26-29.

[2]Siegel R,Howell J R.Thermal Radiation Heat Transfer(4th edition)[M].New York：Taylor＆amp;Francis,2002.

[3]張建奇，方小平.紅外物理[M].西安∶西安電子科技大學出版社，2004.