塞錐后體氣膜冷卻對軸對稱塞式噴管紅外輻射和氣動性能的影響

張靖周*,王旭,單勇

1.南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室,南京 210016 2.先進航空發動機協同創新中心,北京 100191

航空發動機排氣噴管是飛行器3～5μm波段的主要紅外輻射源,在紅外對抗日益增強的趨勢下,針對紅外輻射特征及其抑制技術的研究是發展高性能噴管的一個重要研究內容[1]。

塞式噴管是一種典型的噴管結構形式,在軍用運輸機渦扇發動機排氣系統中已得到應用。美國國家航空航天局(NASA)在20世紀70年代已對軸對稱塞式噴管的氣動和傳熱特征進行了系列的研究工作[2-3]。21世紀初期以來,國內外研究人員對塞式噴管進行了較為系統的氣動性能研究[4-10],在塞錐結構優化、塞式噴管底部減阻、流場結構組織等方面取得了很大的研究進展,為改善塞式噴管氣動性能、有效提升噴管推力水平提供了技術支持。相對于其他結構形式的噴管(如軸對稱收擴噴管、二元噴管、引射噴管、球面收斂矢量噴管、單邊膨脹噴管等)而言[11-17],針對塞式噴管的紅外輻射特性及其抑制研究報道很少。陳俊等[18-19]對軸對稱塞式噴管和二元塞式矢量噴管的紅外特性進行了研究,指出必須對塞錐尾緣實施有效的壁面冷卻,才能體現塞式噴管的紅外抑制效果。

塞錐后體的結構類似于帶加力的渦扇發動機加力燃燒室中心錐,對于噴管腔體中心錐氣膜冷卻及其紅外輻射抑制,國內已有相關研究[20-22],但塞式噴管中的塞錐后體位于噴口截面下游,其冷卻作用所帶來的紅外抑制效果與噴管腔體存在較大的差異,同時塞錐后體的氣膜射流對于噴管的氣動性能影響也需要開展深入的研究。

本文建立了一種軸對稱塞式噴管簡化模型,通過數值模擬研究塞錐后體氣膜孔排布、噴射角度以及冷卻流量對排氣噴管總壓恢復系數、推力系數以及紅外輻射強度空間分布的影響。

1 物理模型

本文建立的渦扇發動機軸對稱塞式噴管簡化模型如圖1所示,鑒于所關注的問題是塞錐的氣膜冷卻及其對噴管紅外輻射特性的影響,所以在模型中未考察內外涵氣流摻混以及噴管腔體內的真實結構等對氣流流場的影響,而是以假設內外涵氣流充分摻混后的某一截面作為模型的進口截面。上述模型簡化的原因在于,塞錐后體多孔全覆蓋氣膜分析所需的計算網格數量很大,為此需要盡可能減少塞錐上游計算域的網格數量。

圖2為無冷卻塞錐的剖面結構。塞錐后段壁面的氣膜冷卻結構如圖3所示。冷卻空氣從假定的次流入口進入,流經夾層后從壁面上的氣膜孔流出,對塞錐表面進行冷卻。取1/9扇區進行氣膜冷卻數值模擬,氣膜孔直徑d均為1 mm。氣膜孔冷卻參數如表1所示,從塞錐尾緣頂點向錐底方向以一定的孔排間距進行布置,每排遞增一個氣膜孔且每排氣膜孔均為周向均布。冷卻空氣流量按照噴管熱氣流量的百分比給定。

圖1 軸對稱塞式噴管簡化模型Fig.1 Simplified model of axisymmetric plug nozzle

圖2 無冷卻塞錐結構尺寸示意圖Fig.2 Schematic diagram of plug geometry without cooling

圖3 塞錐冷卻結構示意圖Fig.3 Schematic diagram of cooling structure of plug

表1 氣膜孔冷卻參數Table 1 Parameters of film-holes cooling

2 計算方法

采用Fluent-CFD軟件對流場進行計算。考慮燃氣與固體壁面間的輻射換熱,在Fluent軟件中選用了離散坐標(DO)輻射模型,所有壁面的發射率均設為0.7。

計算采用的邊界條件如下:主流入口的質量流量為130 kg/s,總溫為920 K；冷卻氣流入口設為質量流量進口,按照冷卻空氣用量給定,同時假設冷卻空氣由外涵氣流提取,總溫設為480 K。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30D0,周向約為10D0,D0的定義見圖2),外場邊界壓力值為外界大氣壓力,設為地面標準大氣壓力,其他變量按流向偏導數為0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。

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,質量百分比分別為0.706、0.209、0.085；外涵入口氣體為空氣,成分主要為氧氣和氮氣,質量百分比分別為0.233、0.767。

采用標準k-ε湍流模型和近壁區標準壁面函數進行湍流流場分析。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,各變量的收斂精度均設為10-6。

塞錐及其表面的氣膜孔是研究的重點,所以對塞錐處的網格進行局部加密。圖4為網格獨立性實驗時,不同網格量下塞錐表面溫度的變化,當網格數達到400萬以上后,壓力、溫度、推力等計算結果變化很小,在±1.2%范圍內波動,因此本文采用的網格量約為400萬。

從圖4中可以看出,塞錐表面溫度分布在塞錐后體表面的中間區域,溫度相對較低,這一趨勢與主流的流動相關。圖5給出了噴流馬赫數Ma的分布云圖,由于主流在塞錐斜面上經歷了膨脹加速、壓縮等過程,從而在塞錐后緣誘導出局部低靜溫區域,導致塞錐后體表面的中間區域溫度相對較低。計算所得到的塞錐后體表面溫度分布符合其流動傳熱特征。

排氣噴管紅外輻射計算采用正反射線蹤跡法,詳細的計算方法參見文獻[23]。考慮到軸對稱塞式噴管的軸對稱性,可以將氣膜冷卻下的1/9扇區的壁面溫度分析進行周期性賦值得到整個錐面的壁溫分布；同時在紅外輻射強度空間分布特征的分析上,僅在鉛垂面0°～±90°范圍內布置探測點,探測角θ的0°方向正對噴管軸線。探測距離設為100 m,如圖6所示。

圖4 網格數對塞錐表面溫度的影響Fig.4 Effect of mesh amounts on temperature of plug surface

圖5 馬赫數分布云圖Fig.5 Mach number contour

圖6 探測位置分布示意圖Fig.6 Schematic diagram of detection position distribution

3 計算結果與討論

3.1 氣膜孔排布的影響

圖7為氣膜孔傾角為15°、冷卻空氣用量為3%時,3種氣膜孔排布方式下的塞錐表面溫度分布。由圖可知,方式A的孔排間距最小、氣膜孔數最多,方式C的孔排間距最大、氣膜孔數最少。從溫度分布的趨勢分析,在塞錐后體近1/5的前端區域(軸向坐標X對應范圍為2.2～2.4 m),氣膜孔按方式A排布的壁面溫度要高于其他2種排布方式；而在塞錐后體其余部分,氣膜孔按方式A排布則可以得到更低的表面溫度。這是因為,在氣膜冷卻流量保持一致的條件下,方式A的單孔氣膜射流速度相對其他2種方式要小,因此氣膜孔陣列前排的氣膜射流在壁面上的延展流動動量較低,所形成的氣膜冷卻效果要低于其他2種氣膜孔排布方式；而在塞錐后體的中下游區域,方式A的致密多孔可以形成更為均勻的氣膜覆蓋,導致壁面的氣膜冷卻效果較其他2種氣膜孔排布方式得以提升。

圖7 氣膜孔排布對塞錐后體表面溫度分布的影響Fig.7 Effect of film-holes arrangement on temperature distribution on plug rear-body surface

圖8 為氣膜孔傾角為15°、冷卻空氣用量為3%時,3種氣膜孔排布方式下的噴管相對紅外輻射強度分布。以塞錐無冷卻的噴管紅外輻射I0作為對比基準,塞錐的氣膜冷卻作用可以將噴管紅外輻射的峰值降低60%以上,其中氣膜孔排布方式A在60°～90°探測方位角范圍內的紅外輻射抑制效果略微占優,而在較小的探測視角內其紅外輻射抑制效果則略遜于其他2種氣膜孔排布方式,這與壁面的溫度分布特征是一致的。

圖9為氣膜孔傾角為15°、冷卻空氣用量為3%時,3種氣膜孔排布方式下塞錐氣膜冷卻對噴管總壓恢復系數和推力系數的影響,噴管出口截面選取為圖2所示的輔助面。塞錐氣膜冷卻的塞式噴管的總壓恢復系數均有小幅降低,其中氣膜孔排布方式C的下降幅度最大。這是因為在相同的冷卻空氣質量流量下,氣膜孔數的減少使得單股氣膜射流向主流的穿透能力增強,誘導的局部摻混損失增加且對主流近壁流場的擾動加劇。氣膜冷卻塞式噴管的推力系數相比無冷卻噴管的降低幅度很小,僅為0.5%以內。

綜合考察氣膜孔排布方式對噴管紅外輻射和氣動性能的影響,小孔排間距的多孔氣膜冷卻排布方式更具優勢。

圖8 氣膜孔排布對噴管紅外輻射強度分布的影響Fig.8 Effect of film-holes arrangement on infrared radiation intensity of plug nozzle

圖9 氣膜孔排布對噴管總壓恢復系數和推力系數的影響Fig.9 Effect of film-holes arrangement on total pressure recovery and thrust coefficients

3.2 氣膜孔傾角的影響

圖10 為在氣膜排布方式C下、冷卻空氣用量為3%時,不同氣膜孔傾角下的塞錐表面溫度分布。在本文的氣膜孔傾角范圍內,氣膜孔傾角對塞錐表面溫度的影響不大。15°氣膜孔傾角可以使得氣膜射流具有更好的貼壁流動,塞錐后體表面溫度可以得到一定的降低,但相對于30°傾角氣膜孔的降溫效果并不顯著。

圖10 氣膜孔傾角對塞錐后體表面溫度分布的影響Fig.10 Effect of film-holes inclination angle on temperature distribution on plug rear-body surface

圖11 為在氣膜排布方式C下、冷卻空氣用量為3%時,不同氣膜孔傾角對排氣系統總壓恢復系數和推力系數的影響。在本文的氣膜孔傾角范圍內,氣膜孔傾角對噴管總壓恢復系數和推力系數的影響可以忽略。

圖11 氣膜孔傾角對噴管總壓恢復系數和推力系數的影響Fig.11 Effect of film-holes inclination angle on total pressure recovery and thrust coefficients

氣膜孔傾角減小并沒有顯著降低塞錐后體表面溫度以及改善噴管的氣動性能,卻由于氣膜孔長徑比大幅增加而導致結構制備的實現難度顯著加劇,因此塞錐表面的氣膜孔傾角宜選取更具工程實際應用價值的30°傾角。

3.3 冷卻空氣用量的影響

圖12為在氣膜排布方式C下、氣膜孔傾角為30°時,不同冷卻空氣用量下的塞錐表面溫度分布。對于塞錐后體提供1%主流質量流量的冷卻空氣,塞錐表面的溫度降低幅度可以達到100～150 K。隨著冷卻空氣質量流量增大,塞錐后體表面溫度明顯降低,冷卻空氣用量從1%增加到3%,塞錐后體表面溫度降低幅度為100 K左右。

圖12 冷卻空氣用量對塞錐后體表面溫度分布的影響Fig.12 Effect of cooling air usage on temperature distribution on plug rear-body surface

圖13 為在氣膜排布方式C下、氣膜孔傾角為30°時,不同冷卻空氣用量下噴管相對紅外輻射強度分布。對塞錐后體提供1%主流質量流量的冷卻空氣,噴管紅外輻射強度下降50%左右；冷卻空氣用量比增大至3%,噴管紅外輻射強度相對無冷卻時降幅達到60%以上。

圖13 冷卻空氣用量對噴管紅外輻射強度分布的影響Fig.13 Effect of cooling air usage on infrared radiation intensity distribution of plug nozzle

冷卻空氣用量的增加在獲取更強的噴管紅外輻射抑制效果的同時,也會帶來一些較大的總壓損失,如圖14所示。當冷卻空氣用量從2%提高至3%時,總壓恢復系數降低的幅度幾乎是冷卻空氣用量從1%提高至2%時的3倍,相對無冷卻噴管降低了3%；相對而言,冷卻空氣用量對噴管推力系數的影響則非常微弱。

圖14 冷卻空氣用量對噴管總壓恢復系數和推力系數的影響Fig.14 Effect of cooling air usage on total pressure recovery and thrust coefficients

綜合考察氣膜冷卻空氣用量對噴管紅外輻射和氣動性能的影響,冷卻空氣用量不宜超過2%。

4 結 論

1)氣膜孔排布方式的影響較為顯著。在相同的冷卻空氣用量下,小孔排間距的多孔氣膜冷卻排布方式在取得近乎相同的紅外輻射抑制效果的同時,總壓恢復系數相對無冷卻噴管時下降幅度要明顯小于大孔排間距的排布方式。

2)在相同的冷卻空氣用量和氣膜孔排布方式下,氣膜孔傾角從30°減小至15°,對塞錐后體表面溫度的降低以及噴管總壓恢復系數的改善效果微弱。

3)冷卻空氣用量的影響顯著。對塞錐后體提供1%主流質量流量的冷卻空氣,噴管紅外輻射強度相對無冷卻噴管下降約50%；冷卻空氣用量增大至3%,噴管紅外輻射強度下降60%以上；當冷卻空氣用量從2%提高至3%時,總壓恢復系數降低的幅度幾乎是冷卻空氣用量從1%提高至2%時的3倍。

4)塞錐后體的氣膜冷卻對噴管推力系數的影響十分微弱,可以忽略。

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