塞錐形狀和偏轉角對軸對稱塞式噴管紅外特性的影響

王 旭，張靖周，單 勇

(1.江蘇省航空動力系統重點實驗室，南京 210016;2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016)

在20世紀，國外針對軸對稱塞式噴管進行了系列的實驗研究［1－6］，尤其是在20世紀60年代和90年代出現了兩次研究的熱潮，成果斐然。這些研究驗證了塞式噴管的流動傳熱特征和氣動性能。與傳統噴管相比，軸對稱塞式噴管有較高的比沖和高補償性，質量小，可靠性高，紅外抑制性能好，但較高的流動損失卻限制了其廣泛應用。隨著技術的發展和對發動機性能要求的提高，到了21世紀，因其具有紅外輻射強度低、較好的矢量控制性能和較低的排氣噪聲等特點，塞式噴管又一次引起國內外的關注［7－10］。

Hiley等［11］研究結果表明:雙喉道塞式噴管在1.8～2.7 μm波段的紅外輻射相對軸對稱噴管降低90%。Millerd等［12］研究了二元塞式噴管的氣動性能及紅外抑制效果。陳俊等［13］研究了二元塞式噴管的紅外特性。王長輝等［14］計算了在不同外流條件下的塞式噴管氣動性能。鄭孟偉等［15］對塞式噴管進行了數值模擬，并研究了塞式噴管的設計參數。但是，對于軸對稱矢量噴管的紅外特性的研究還不多見。本文對小涵道比渦扇發動機塞式矢量噴管的矢量偏轉和塞錐長度對紅外性能的影響進行了數值研究。

1 模型介紹

1.1 計算模型

本文研究的排氣系統根據渦扇發動機排氣系統結構建模，如圖1所示。排氣系統包括外涵、內涵、合流環、渦輪后支板、火焰穩定器、加力燃燒室、塞錐支板、塞錐、尾噴管等。內外涵氣體在合流環下游自由剪切混合，混合氣體經過火焰穩定器、球面段和塞錐排出。當噴管矢量偏轉時，球面段后面所有結構整體以球面段的球心為中心偏轉。本文研究的偏轉角度分別取 0°，5°，10°，15°和20°5種情況。

尾錐伸出噴口的長度為L。本文將對4種長度的尾錐模型進行數值模擬。這4種噴管使尾錐伸出噴口的長度分別為568，710，852和994 mm，如圖2所示。

圖1 塞錐偏轉10°時的渦扇發動機排氣系統示意圖

圖2 塞式噴管尾錐示意圖

火焰穩定器結構復雜，采用非結構化網格，其他部分均采用結構化網格。對塞錐處的網格局部加密網格。采用200萬、400萬和800萬的網格量進行網格獨立性計算，計算結果差別很小，不超過4%。采用網格量為400萬的計算模型。使用Fluent軟件對模型的流場進行計算。

計算高空(1100 m高度，來流馬赫數為0.85，本文用11H0.85M表示)和低空(0 m高度，來流馬赫數為0，本文用0H0M表示)2種情況。高空采用的邊界條件如下:進口邊界為質量流量入口，內涵入口的質量流量為29 kg/s，總溫為850 K;外涵入口的質量流量為10 kg/s，總溫為367 K。地面采用的邊界條件如下:進口邊界為質量流量入口，內涵入口的質量流量為100 kg/s，總溫為1140 K;外涵入口的質量流量為30 kg/s，總溫為470 K。兩種情況均假定進口參數均勻分布。由于噴管出口處的壓力并不是外界大氣壓力，且出口截面流動并未充分發展，所以在尾噴口出口外選取一個足夠大的區域作為外場(軸向約為尾噴口直徑的30倍，周向約為10倍)，其邊界壓力取為外界大氣壓力，其他變量按流向偏導數為零處理。固體壁面采用無滑移固壁邊界條件。排氣系統內部各部件設定為流－固耦合面，所有壁面發射率均設為0.7。在計算時加入了組分輸運模型以確定排氣系統的氣體組分分布。假設噴管內涵入口氣體為完全燃燒的燃氣，成分主要是氮氣、二氧化碳和水蒸氣，質量分數分別為 0.70604，0.20862，0.08534;外涵入口氣體為空氣，成分主要為氧氣和氮氣，質量分數分別為0.233和0.767。對于流場計算，本文采用標準紊流模型，近壁區采用標準壁面函數。

流動與傳熱的控制方程采用二階迎風差分格式離散，壓力與速度耦合采用SIMPLEC算法，收斂精度為 10－6。

1.2 紅外輻射計算方法

對于紅外輻射特性的計算，本文采用根據逆向蒙特卡羅算法和窄譜帶模型法［16］所編制的程序。其主要思想是從探測點發出光線并在一定空間立體角內離散，沿著光線與尾噴焰相交的方向，光線會一直傳遞下去，直到遇到噴管壁面或離開尾噴焰，如圖3所示。

圖3 探測光線示意圖

從光線到達目標的最后一個交點開始，在能量反向到達探測點的過程中，需要求解能量輻射輸運方程。

在紅外輻射特性計算時探測點以發動機球面段的中心點為圓點，以噴管主軸為中心線，觀測點到噴管入口原點的距離為100 m，觀測點和原點的連線與噴管主軸中心線的夾角從90°變化到 －90°。所有壁面發射率均取0.7，不考慮大氣吸收。

2 計算結果與分析

2.1 矢量偏轉對紅外特性的影響

發動機噴管的紅外輻射主要組成部分是高溫壁面的固體輻射。尾向所能探測到的高溫部件面積越大溫度越高，發動機紅外輻射強度越大。圖4是在0H0M情況下無偏轉時內部高溫部件的溫度。圖5是在0H0M情況下無偏轉時從噴流方向反向觀測到的噴管內部結構的溫度。

圖4 在0H0M情況下無偏轉時內部高溫部件的溫度分布

圖5 在0H0M情況下無偏轉時從噴流方向反向觀測到的噴管內部結構的溫度

由圖4、5可知:由于發動機內部中心錐，火焰穩定器等高溫部件都被塞錐遮擋，從尾向很難探測到高溫部件，主要探測的是塞錐尾部和套筒，所以塞式發動機內腔紅外輻射強度主要受塞錐影響。塞錐尾部中心處有很大面積的低溫區，紅外輻射強度不高。

圖6 是偏轉角分別為 0°，5°，10°，15°和 20°在0H0M情況下發動機內腔的紅外輻射強度。

由圖6(a)可知:在無偏轉的情況下，由于塞錐的遮擋，0°方向的紅外輻射強度較低，在5°會出現最大的紅外輻射值。隨著探測角度的增加，發動機內部高溫固體被有效遮擋，紅外輻射強度降低。結合圖6(b)～(e)可知:出現紅外輻射強度最大值的角度隨著噴管的矢量偏轉而偏轉，但紅外強度最大的角度會略小于偏轉角度。

圖7是不同偏轉角在11H0.85M情況下的紅外輻射強度。

圖6 在0H0M情況下不同矢量角的紅外輻射強度

圖7 在11H0.85M情況下不同矢量角的紅外輻射強度

由圖6、7可知:在11H0.85M情況下的紅外輻射強度明顯低于0H0M情況。這是由于內外涵溫度低造成整個發動機內腔和塞錐的溫度低，直接影響了紅外輻射強度。但是紅外輻射的分布規律和0H0M情況一樣。在無偏轉的情況下，由于塞錐的遮擋，0°方向的紅外輻射強度較低，在5°會出現最大的紅外輻射值。隨著探測角度的增加，發動機內部高溫固體被有效遮擋，紅外輻射強度降低。結合圖6(b)～(e)可知:出現紅外輻射強度最大值的角度會隨著噴管的矢量偏轉而偏轉，但是紅外強度最大的角度會略小于偏轉角度。

2.2 塞錐尾端長度對紅外特性的影響

對4種長度的尾錐模型進行數值模擬。這4種噴管使尾錐伸出噴口的長度L分別為568，710，852和994 mm。

圖8為4種塞錐在0H0M情況下的塞錐溫度分布。

圖8 不同長度塞錐的溫度分布(0H0M)

圖9為4種不同塞錐在0H0M情況下的紅外輻射強度。

圖9 不同長度塞錐的紅外輻射強度(0H0M)

由圖8、9可知:隨著塞錐長度的增加，尾部尖端處的溫度降低，低溫區向尾部推移，半徑最大處的高溫區面積有所增加。在小角度(－25°～25°)范圍內，塞錐長度越短紅外輻射強度越高;在其他角度范圍內，塞錐長度越長紅外輻射強度越大。這是因為塞錐伸出的噴口的長度越大，在大角度可探測到的塞錐面積越大，故紅外輻射強度越大。

圖10為4種塞錐在11H0.85M情況下的溫度分布。

圖10 不同長度塞錐的溫度分布(11H0.85M)

圖11為4種不同塞錐在11H0.85M情況下的紅外輻射強度。

圖11 不同長度塞錐的紅外輻射強度(11H0.85M)

由圖10、11可知:在11H0.85M 情況下，內外涵氣流溫度都比0H0M情況下低，造成發動機整個內腔溫度和塞錐的溫度以及紅外輻射強度都明顯降低。但是塞錐的溫度分布及紅外輻射規律同在0H0M情況下相似。隨著塞錐長度的增加，尾部尖端處的溫度降低，低溫區向尾部推移，半徑最大處的高溫區面積有所增加。在小角度(－25°～25°)范圍內，塞錐長度越短紅外輻射強度越高;在其他角度范圍內，塞錐長度越長紅外輻射強度越大。這是因為塞錐伸出的噴口的長度越大，在大角度可探測到的塞錐面積越大，故紅外輻射強度越大。

3 結論

1)塞錐對發動機內部的高溫部件進行了有效遮擋，大大降低了可探測的紅外輻射強度。

2)探測到最大紅外輻射的位置隨著發動機噴管的矢量的偏轉而偏轉，但比偏轉的角度小。

3)紅外輻射強度的峰值隨著噴管矢量偏轉而略有增加。

4)在－25°～25°范圍內，塞錐長度越短紅外輻射強度越高;在其他角度范圍內，塞錐長度越長紅外輻射強度越大。

5)由于內外涵溫度低，造成在11H0.85M情況下紅外輻射強度明顯小于0H0M情況，但規律相似。

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