復雜變截面S形噴管氣動設計與紅外輻射特性研究

余 斌，李 翔，楊青真，萬 芩

（1.中航工業洪都，江西 南昌330024；2.西北工業大學動力與能源學院，陜西 西安710072）

0 引言

隱身性能是第四代戰斗機所應具備的主要特征之一。 在現代飛行器設計中,為了提高軍用飛機的生存力和戰斗力,保證在超視距空戰中先敵發現、先敵發射的優勢,世界各國都在大力研究和開發目標特征信號減縮技術或稱“低可探測性技術”,即隱身技術。隱身技術的實質是降低飛機的雷達、紅外、激光、可見光、聲等信號特征，使敵方的各種探測設備難以發現、探測和跟蹤，從而使敵方的武器系統不能或很難發揮作用[1]。

對于軍用飛機的隱身而言， 在前向半球探測空間內以雷達隱身為主， 紅外隱身則在后半球探測空間內占據主導地位。 從80年代中期以來，紅外隱身的重要性日益突出，主要表現在兩個方面：一個是在目前采用的探測器中。 紅外占30%左右，紅外信號不可忽視；另一個是在對空作戰中，紅外制導導彈是飛機的主要威脅， 自從1948年第一枚紅外制導導彈——美國響尾蛇導彈（Sidewinder）問世以來，紅外制導技術獲得了大量應用并推動其迅速發展[2]。 紅外制導導彈已經從20世紀60年代的單探測器點源制導發展到當今采用大規模紅外焦平面探測器的成像制導，對飛機的威脅方位也從尾向發展到了全向。 在80年代的幾次空戰中， 紅外制導導彈擊落的飛機占被導彈擊落的飛機總數的70%～80%[3,4]。 隨著紅外制導導彈和機載紅外搜索跟蹤系統（IRST）的發展，飛機受到的紅外威脅日益嚴重， 對紅外隱身的要求也越來越高。

噴氣式飛機的紅外輻射特征主要由機身蒙皮、航空發動機排氣系統高溫固體壁面和尾噴流的紅外輻射決定[4,5~9]，其中，飛機蒙皮的紅外輻射包括蒙皮由于氣動加熱而產生的紅外輻射和它對空間環境等輻射源入射輻射的反射， 排氣噴管高溫固體壁面和尾噴流的紅外輻射合稱為排氣系統的紅外輻射。 在飛行馬赫數小于1.5的情況下， 排氣系統的紅外輻射是飛機在3μm～5μm波段的主要輻射源， 其對飛機紅外輻射的貢獻達到90%以上。

1 國內外研究動態

美國早在上世紀70年代就開始針對航空發動機排氣系統紅外隱身技術開展了大量研究， 并將其研究成果陸續應用于F-117、B-2、F/A-22等飛機型號。目前發展成熟的、 得到實際應用的航空發動機排氣系統紅外隱身技術主要包括以下幾點[10,11]：

1）采用排氣溫度更低的渦扇發動機代替渦噴發動機作為飛機的動力裝置；

2）非軸對稱噴管的采用；

3）壁面冷卻措施的應用；

4）遮擋技術和遮擋結構的應用。

發動機背負式安裝是常用的飛機與發動機紅外隱身綜合設計技術之一。 背負式安裝的含義是將動力裝置安裝在飛機機身上方， 利用機身機構實現對發動機排氣系統的有效遮擋， 降低其在下半球的紅外輻射強度[10]。發動機背負式安裝通常與彎曲流道安裝技術組合使用，發動機的彎曲流道安裝技術包括S形進氣道和S形噴管的運用。 采用S形噴管可以利用彎道的遮擋作用實現對發動機內部高溫部件的完全遮擋，有效降低噴流的紅外輻射。 當采用二元噴管方案時，S形二元噴管將使尾噴流變平， 強化熱噴流與外界冷空氣的摻混， 較快地降低尾噴流的紅外輻射信號，大角度下的紅外隱身性能大大提高。

S形噴管可應用于遠程隱身轟炸機、大型運輸機和無人作戰飛機等平臺， 通過在內埋式噴管設計方案中引入S彎管道設計技術，可以充分利用遮擋技術實現隱身性能的提高。 目前這類飛機的發動機多采用固定式的收斂或收斂——擴張直噴管， 其突出的優點是結構簡單、重量輕。 對于隱身性能要求較高的作戰飛機而言， 采用直噴管雖然可以獲得較佳的氣動性能，但由于發動機噴流溫度較高，在較大的探測角度下高溫部件的可探測面積仍然相當可觀， 直接導致直噴管的紅外隱身性能較差。 采用S形彎曲流道可以利用彎道對發動機渦輪導向器等內部高溫部件進行有效的遮擋，降低其紅外輻射。

公開的資料表明，“捕食者”C無人機使用了S形噴管。隱身轟炸機B-2和X-45都采用了發動機彎曲流道安裝技術[10,11]，這項技術一般是和發動機背負式安裝組合使用的。 B-2所采用的F-118發動機隱埋于機翼之中，排氣噴管設計成扁平狹長的曲面，并利用了流體力學上著名的孔達效應。 在外形設計上，B-2發動機配置與機身外側的機翼上方， 發動機噴嘴外側呈現唇溝狀，造型既寬且扁，即使從機尾方向也看不到噴口，紅外信號非常微弱。 由于排氣噴管呈現狹長且平置于機翼的外形， 也可以使周圍的氣流在發動機熱噴流排出的瞬間迅速冷卻。 排氣噴管的曲面設計還可以使發動機熱噴流在排出時與周圍的氣流產生渦流加速燃氣的冷卻， 上述的設計都可以有效抑制紅外信號[12]。

在國外，Johansson和Dallenbring[13]設計了一種采用雙折轉流路設計、 噴管出口帶有下遮擋結構的特殊構型的二元S彎噴管， 計算了常規圓噴管和二元S彎低紅外輻射噴管的紅外輻射特征，其研究表明：在上方、下方、側向探測面內的紅外輻射強度均大大降低。 Thomas M.Berens和Norbert C.Bissinger[14]設計了一種具有S彎流道的二元矢量噴管， 對其在海平面高度下、 外流馬赫數介于0.6~0.8之間時的氣動性能進行了計算分析并對其與飛機后體的一體化做了探討。

在國內，楊承宇[15]將單邊膨脹噴管排氣通道設計為S彎形狀， 并對其紅外輻射特性進行了數值模擬。劉常春、吉洪湖[16]等在某型渦扇發動機排氣噴管的基礎之上設計了寬高比為4.0的二元S彎噴管, 并用數值計算的方法分析了其紅外輻射特性。 目前還沒有資料顯示S形噴管在國內的相關飛機設計中得到了實際應用。

本文基于曲率控制法自主發展了復雜變截面尾噴管的幾何型面設計方法和程序[17]，設計了一系列S形噴管。 利用商用CFD軟件對不同中心線形式、噴管出口形式的S形噴管的氣動性能進行數值模擬計算和優選； 利用自主開發的軟件對優選出的噴管在后半球空間內的紅外輻射強度進行數值計算， 研究了噴管出口形狀和中偏心距對于S形噴管紅外輻射強度分布的影響規律。

2 理論方程與數值方法

為了研究噴管出口形式對于噴管的氣動性能和紅外性能的影響， 本文分別設計了出口為圓形、橢圓、矩形、梯形的S形噴管，具體設計方法見文獻[17]。噴管內外流場計算采用商用CFD軟件。紅外輻射特性計算采用自主開發的計算軟件。 以下分別簡要介紹。

2.1 復雜變截面S形噴管型面的曲率控制設計方法

通用于任意出口截面的噴管型面設計的曲率控制方法的數學原理是， 任意曲線都可以由弧長和曲率來近似表示， 亦即一個封閉的幾何圖線與某一沿弧長的曲率分布一一對應。 具體原理、思路和設計計算步驟包括[17]：

1)進出口截面型線斜率與弧長的計算;

2)沿程各過渡截面曲率分布的獲得;

3)反求沿程各過渡截面的幾何型線;

4)對各中間截面型線進行縮放;

5)曲面外形生成。

2.2 S形噴管內外流場計算

在S形噴管流場和傳熱計算中涉及到噴管內的燃氣流與固體壁面之間的耦合換熱，主要包括：高溫燃氣流和噴管固體壁面之間的對流換熱、 燃氣流之間的熱交換和金屬固體壁面內的熱傳導。 隨著溫度的升高， 流體介質和固體壁面之間的輻射換熱量增加，輻射換熱將對溫度場的分布產生重要影響。 紅外輻射特性的計算需要參與性介質的空間分布， 不僅需要燃氣流場的溫度、 壓強， 還需獲得流場中CO2，H2O， CO等組分的濃度場空間分布， 因此必須在求解流場和溫度場的同時對燃氣的組分輸運方程進行求解。

本文中流場、 溫度場和組分濃度分布的計算均采用商用CFD軟件求解雷諾時均形式的質量守恒方程、動量方程和能量方程組。 根據S形噴管的流動特點和湍流模型的適用范圍， 選取RNG 湍流模型對方程式方程組封閉。 具體方法和步驟不再贅述。

2.3 紅外輻射特征數值模擬方法

經過課題組多年改進和發展的紅外輻射特征計算軟件， 計算精度和速度不斷提高， 通過與某實驗模型的實驗校核， 在各個探測角度上計算結果與實驗值的誤差不超過15%。 該軟件采用改進的離散傳遞法[18]作為紅外輻射計算方法，該方法將探測點的入射區域的立體角離散為許多小立體角， 輻射在小立體角的傳輸， 可以從三維空間積分的介質輻射傳輸問題轉化為一維多層介質內輻射傳輸問題。

2.3.1 紅外輻射強度計算基本方程

航空發動機排氣系統紅外輻射強度計算的基本方程主要包括參與性介質內的輻射亮度傳輸方程、輻射照度計算方程、 輻射邊界條件和輻射強度計算方程。

1）輻射亮度傳輸方程

輻射亮度傳輸方程描述輻射能量在介質中沿著射線傳輸的過程中能量的變化與吸收、 發射和散射的相互關系， 是一個射線傳輸方向上的能量平衡方程[10]。 參與性介質內含有微分、積分項的熱輻射傳輸方程如下:

式中：s為光路微元位置，Lλ即為光譜輻射亮度，ds為光路上的微元長度，Lbλ為黑體輻射亮度，αλ即為光譜吸收系數，σsλ表示散射項系數，是描述方向上入射輻射亮度引起的s方向上的光譜能量增加的相函數。 方程（1）中各項的含義如圖1所示。

圖1 介質內輻射亮度傳輸模型示意圖

假設加力燃燒室不工作， 且燃燒室內燃料完全燃燒， 則燃氣內不存在碳黑粒子以及液體顆粒。 因此， 傳輸過程中自身的散射項可以忽略， 由于散射導致的光譜能量增加同樣可以忽略， 則(1) 式可以簡化為：

2）輻射照度計算方程

輻射照度計算方程描述了輻射亮度和輻射照度之間的轉換關系。 輻射照度計算方程的光譜形式如下：

式中Hλ代表輻射照度， 即單位面積所接收到的輻射功率。 光譜輻射照度的單位為W/(μm·cm2)。

3）輻射邊界條件方程

輻射邊界條件與界面的輻射性質密切相關，并且由于輻射吸收、發射和散射的遠程性，輻射邊界條件中常含有遠程項[10]。 對于灰體表面而言，輻射邊界條件可以寫為：

式中右端第一項為壁面的自身輻射的光譜輻射亮度，εm為壁面的黑度，Tm為固體壁面溫度，Lλb(Tm)為對應于壁面溫度Tm的黑體光譜輻射亮度；右端第二項表示壁面對入射輻射反射所形成的光譜輻射亮度增益，其中為壁面的入射光譜輻射亮度。

4）輻射強度計算方程

輻射強度代表輻射點源向單位立體角所發射的功率，單位為W/Sr。 相對應的光譜輻射強度的單位為W/(μm·Sr)。 光譜輻射強度的計算方程為：

2.3.2 射線行程追蹤方法

為提高計算效率和模擬精度， 我們提出并應用了一種射線行程追蹤方法實現了流場數據與紅外數據的無縫對接， 避免了對流場數據的全場搜索和插值計算。 其基本思路是：追蹤從發射微元面到接收微元面之間的射線行程，從發射微元面開始，依次尋找射線傳輸方向上穿越的流體計算單元， 如果在到達接收微元面之間穿越的所有流體計算單元邊界都為透明邊界，說明兩面元之間有照射關系。 如果在射線傳輸路徑上，射線穿越了遮擋性質面元邊界，說明發射與接收微元面之間沒有照射關系， 則此時不對射線進行離散。 示意圖如圖2所示。

圖2 射線離散示意圖

通過射線行程追蹤方法，將射線離散成線段，可將方程(2)離散為：

式中γλ(i)為第i段離散射線段介質的光譜透過率。若輻射線的出發點是固體壁面，則Lλ(0)對應固體壁面的有效光譜輻射亮度；若輻射線的出發點是燃氣，則Lλ=0。

利用射線追蹤法在完成射線的追蹤過程中就可以判斷出兩面元間的照射關系， 計算過程中將面元間照射關系判斷獨立于紅外輻射計算之外； 可在介質區域內生成較粗體網格以加速射線行程的追蹤。射線追蹤法需要與傳統的面元照射關系判斷法結合使用，因此分兩步：

1)首先判斷兩面元A，B之間法向相互指向，即兩面元若可能相互照射，則必須滿足：

如果不滿足條件1) 則說明兩面元間不存在照射關系；如果滿足條件1)，則進行第2)步遮擋關系判斷：

2) 在兩面元間進行一次射線追蹤， 如果在射線行程上遇到遮擋性質邊界面， 說明兩面元間不存在照射關系，否則兩面元間存在照射關系，此時計算面元間角系數。

3 數值計算結果及分析討論

軸對稱S形噴管的設計中存在三個設計變量：收斂段中心線變化規律、 收斂段面積變化規律和擴張段面積變化規律。 本文設計了不同變化規律的噴管，并進行了流場計算了紅外輻射強度計算。

3.1 S形噴管流場與氣動數值計算

流場計算區域包括噴管內外流場兩部分： 將外場計算區域設計為一個足夠大的圓柱體。 外場尺寸設定為：軸向長度取為噴管出口半徑的30倍，徑向尺寸取為噴管出口直徑的20倍。 采用結構化網格對噴管計算域內外流場進行網格劃分，對近壁面處、幾何形狀不規則的部分區域和流場中流動參數梯度較大、變化劇烈的噴管喉部截面附近區域、噴管出口附近的射流區域等進行網格局部加密， 以提高數值模擬的精度，而其他區域的網格劃分則相對稀疏。

所計算的噴管尺寸參數和計算狀態分別為：噴管進口面積0.66476m2，喉部面積0.2224m2，噴管出口面積0.3025m2，噴管長度720mm，擴張段長度318.796 mm，擴張角7.9977°；噴管壓比NPR取為4.7，為噴管背壓取飛行高度大氣壓強。 飛行高度0km，遠場靜壓為本地大氣壓，即P0=101325Pa，外流馬赫數為0，靜溫288.15K。

3.1.1 中心線形式對噴管氣動性能的影響分析

將收斂段、擴張段面積變化規律分別凍結為前急后緩和前緩后急，對中心線形式進行調整，分別設計方案。 這里將中心線形式分別選取為前后均勻和前緩后急而設計得到的兩型噴管分別命名為Model1和Model2，針對其分別進行了網格劃分和流場計算。為了得出中心線形式對于軸對稱S形噴管氣動性能的影響規律并排除擴張段設計的影響，將Model1、Model2所采用的擴張段設計規律均改為線性形式，保持收斂段面積變化規律為前急后緩，將據此設計得到的兩型噴管分別命名為Model3和Model4，分別對上述噴管進行了網格劃分和流場計算。 圖3給出了兩型噴管對稱面上的馬赫數分布云圖。 可以看出，氣流在噴管收斂段逐漸膨脹加速，由于彎管壁面的曲率作用，氣流在噴管喉部截面之前已經達到音速，噴管下部氣流的速度高于同樣軸向位置處的上部氣流。

圖3 軸對稱S 形噴管對稱面馬赫數分布云圖

表1 噴管出口馬赫數和主要性能參數對比

表1 給出了上述兩噴管的氣動特性數據，可見對單S 彎噴管來說， 流量系數和軸向推力系數變化較大，規律如下：

1）中心線曲率前后均勻變化、 緩急相當的S 形噴管氣動性能較好；

2）前緩后急的中心線形式會導致喉道截面附近的高速氣流轉彎過急，降低噴管的氣動性能。

3.1.2 二元S 形噴管寬高比對氣動性能的影響

國外隱身飛機大多數選取了矩形出口形式的排氣噴管， 二元噴管是一種有效抑制飛機排氣系統紅外輻射特征的手段， 在二元噴管設計方案中引入S形彎曲流道， 可以充分利用遮擋技術提高隱身性能[18]。根據上面的分析比較， 本文設計了中心線形式和收斂段面積變化前后均勻、 擴張段面積變化前緩后急的形式二元S 形噴管， 出口寬高比AR 分別為2，3，4，5，6，8 的二元S 形噴管，并進行了流場和氣動性能的數值計算和分析比較。 內外流場溫度分布云如圖4 所示。

圖4 S 形二元噴管內外流場靜溫分布云圖

從圖4中可以看出，S形二元噴管的射流摻混效果隨著噴管AR的增加有所提高。 隨著AR的增大，熱噴流變得扁平，射流高溫核心區的長度顯著縮短。 在寬邊方向上，隨著AR的增加，熱噴流變得扁平，射流高溫核心區長度有所縮短。 根據計算結果得到的S形二元噴管氣動特性隨AR的變化曲線如圖5所示，顯然AR=4時的綜合性能較高。

除了二元噴口之外，還計算了橢圓、梯形出口的S形噴管的內外流場和氣動性能， 由于篇幅關系，此處不再贅述，下面只討論其紅外輻射特性。

3.2 S形噴管紅外輻射特性數值計算與分析

本文中紅外輻射計算域與流場計算域完全相同并直接采用了流場計算的結構化網格劃分， 而紅外計算邊界網格則直接利用了流場計算域的邊界網格，并在邊界附加上紅外計算所需紅外發射率信息。

圖5 S形二元噴管性能參數隨出口AR的變化曲線

3.2.1 邊界條件及方位角設置

紅外計算條件為：計算譜帶區間3~5μm，光譜分辨率0.25μm。 噴管壁面網格節點上的溫度直接由流場計算結果給定，將噴管壁面發射率假設為0.8，考慮到渦噴發動機排氣噴管入口前為高速旋轉的渦輪葉片， 在將噴管入口簡化為各向同性灰體端壁面的過程中將其發射率假定為0.85；在實際情況中飛機后體溫度較低，對排氣系統紅外輻射特征的貢獻較小，在計算中將其發射率假定為0.1。

對于具有非對稱結構的噴管(如二元噴管)，一條曲線無法全面反應紅外輻射強度在空間的分布情況。 在對二元噴管進行紅外輻射特征數值計算時，目前應用較為廣泛的做法是將探測中心設定為噴管出口截面的形心， 根據對稱性選取寬邊對稱平面和窄邊對稱平面作為典型探測方向， 并在其上等角度分布探測點。

3.2.2 紅外計算結果及分析

在計算時本初子午線均勻分布的19個探測點構成了噴管后半球空間內的寬邊方向探測面； 因為平面對稱， 所以在經度線上均勻分布的10個探測點構成噴管后半球空間內的窄邊方向探測面（如圖6）。

圖7給出了包括橢圓和梯形噴口的不同出口形式S形噴管紅外輻射強度空間分布。 從寬邊探測平面上積分輻射強度的分布圖上可以看出，S形噴管后半球空間內的積分輻射強度分布有異于常規的直噴管， 上方探測平面和下方探測平面的輻射強度分布呈現出不對稱性，這一點對于軸對稱S形噴管表現得尤為明顯。 圖7還顯示出，不論寬邊還是窄邊方向，梯形出口S形噴管的紅外輻射都是最低的，其余由小到大依次是二元、橢圓和圓形出口S形噴管。

圖6 S形二元噴管探測角度設置示意

圖8給出了紅外輻射計算得到的上方幾個不同探測角度方向的紅外成像圖， 圖中編號A、B、C、D分別對應軸對稱噴管、橢圓形出口噴管、二元噴管和梯形出口噴管。 可見橢圓和矩形出口S形噴管的紅外輻射亮度相對較小。

圖9給出了本文紅外輻射計算得到的側向幾個不同探測角度方向的紅外成像圖，從圖中可見，橢梯形和二元噴口S形噴管的燃氣尾流的紅外輻射高亮度區域相對較小。

圖7 不同出口形式S形噴管寬邊探測平面輻射強度分布

圖8 上方不同方向輻射成像效果

圖9 側向輻射亮度成像效果

4 結論

本文在單S彎噴管的設計基礎之上通過氣動計算、分析，得到主要幾何設計參數對不同出口S彎噴管氣動性能的影響規律。 選取氣動性能最優的S彎噴管進行了紅外輻射特征計算， 并與基準圓噴管、橢圓、二元、梯形出口S形噴管進行了對比分析。 研究結果表明：

1）矩形和梯形出口形式與S彎流道組合可使其紅外輻射得到較好抑制， 可在窄邊方向峰值方位紅外輻射強度縮減57%-60%， 在寬邊方向峰值方位紅外輻射強度縮減56%。

2）S彎噴管的紅外輻射峰值沒有出現在零度方位，而是在窄邊方向20度至30度方位，寬邊方向10-20度方位，且上下不對稱。

3）四種不同噴口形式的S形噴管中， 紅外輻射強度由小到大依次是梯形、二元、橢圓和圓形噴口形式。

4）噴管中心線曲率前后均勻變化、緩急相當的S形噴管氣動性能較好，在所研究S形噴管軸向推力系數在93.06%至95.8%之間， 流量系數在94.81%至97.29%之間；與常規噴管相比雖有所下降，但與紅外輻射縮減幅度相比這點代價是值得的。

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