二元塞式矢量噴管塞錐尾緣冷卻及紅外輻射抑制效果

征建生，單勇,，張靖周,2

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 100083

二元塞式矢量噴管塞錐尾緣冷卻及紅外輻射抑制效果

征建生1，單勇1,*，張靖周1,2

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 100083

運用數值模擬方法，在主流總溫920 K、冷卻空氣總溫470 K的參數條件下，對比分析了塞錐尾緣氣膜孔開孔率(1%～4%)、冷卻空氣用量(4.3%主流質量流量以內)和矢量偏轉角(0°～20°)對二元塞式噴管塞錐尾緣冷卻和紅外輻射的影響。結果表明塞錐尾緣氣膜冷卻可以有效降低表面溫度和噴管紅外輻射強度，開孔率為2%的氣膜孔陣列的表面降溫效果相對較優；冷卻空氣質量流量比超過2.85%時，塞錐表面溫度降低幅度隨冷卻質量流量比的變化趨于減緩，當冷卻空氣質量流量比為2.85%時，水平探測面±30°探測角內紅外輻射強度相對無冷卻噴管下降50%左右，鉛垂探測面上氣膜冷卻表面降溫對紅外輻射強度的抑制效果更為顯著；矢量角對于壁面溫度分布影響很小，但對紅外輻射強度空間分布具有重要的影響。

二元塞式噴管；塞錐冷卻；紅外輻射抑制；矢量偏轉；數值模擬

推進系統排氣噴管是飛行器3～5 μm波段主要的紅外輻射源[1]，為了有效抑制其紅外輻射強度，國內外研究人員針對噴管形狀、表面冷卻和低紅外發射涂層應用等技術途徑開展了系列的研究[2-8]。基于發動機排氣系統內部高溫壁面熱輻射遮擋的原理，利用塞錐式噴管無疑也是一個值得研究的技術措施。

塞式噴管是一種典型的噴管結構，20世紀中期美國航空航天局便針對塞式噴管的氣動性能和流動傳熱特征進行了系列的研究工作[9-11]。近年來，塞式噴管再次引起國內外研究人員的關注，在塞錐結構優化、塞式噴管底部減阻、推力矢量調節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[12-16]。陳俊[17-18]和張靖周[19]等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，由于塞式噴管中的塞錐后體位于噴口截面下游，雖然能夠形成對噴管腔體內部的遮擋，但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。

目前針對塞式矢量噴管紅外輻射抑制效果的研究相對缺乏。本文通過數值方法對一種球面鉸接的二元塞式矢量噴管塞錐尾緣冷卻特性及其紅外輻射特征進行了研究，重點研究塞錐尾緣陣列氣膜孔排布、冷卻流量以及矢量偏轉角的影響。

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

二元塞式噴管如圖1(a)所示，由于塞錐尾緣陣列氣膜孔冷卻計算網格量巨大，因此在計算模型中未考慮噴管腔體內部混合器、渦輪后支板和火焰穩定器等真實的結構，而是以噴管上游內外涵充分混合后的某一截面為計算模型進口截面。在球面段后由連接段實現圓轉矩形截面的過渡，并通過球面實現塞錐段整體偏轉，如圖1(b)，圖中x為二元塞式噴管軸向坐標，y為噴管徑向坐標。

圖1 球面連接二元塞式矢量噴管簡化模型
Fig.1Simplified model of spherical-link 2-D plug vectoring nozzle

圖2 冷卻塞錐結構示意圖
Fig.2 Schematic of air-cooled plug structure

圖2為氣冷塞錐的剖面結構，壁面厚度為t=1 mm前緣錐角和尾緣錐角分別為64°和44°。塞錐采用隔板分為前后腔，本文僅考察塞錐尾緣的冷卻，在后腔采用夾層結構，夾層通道高度為h=4 mm，對應于塞錐后體前端采用多排孔射流沖擊，射流沖擊后從塞錐后體后端的陣列氣膜孔噴注進入主流。射流孔和氣膜孔直徑d均為1 mm。相鄰沖擊孔流向間距s和展向間距w分別為13.176 mm和5.961 mm，僅改變陣列氣膜孔的開孔率或排布方式，見表1，列出了A、B、C、D 4種方式。所有氣膜孔相對于表面的噴注傾角均為30°。

鑒于對塞錐進行全域計算所涉及的陣列氣膜孔數量過大，因此選取對稱面附近的一個區域作為計算域，如圖3所示。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，所以在噴管出口外選取選取一個足夠大的區域作為外場，外場軸向長度為噴管直徑的30倍，縱向為噴管直徑的10倍。

計算域相應的邊界條件如下：主流入口的質量流量為0.812 5 kg/s，總溫為920 K；冷卻氣流入口設為質量流量進口，按照冷卻空氣質量流量比給定，同時假設冷卻空氣由外涵氣流提取，總溫設為470 K。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。

表1 氣膜孔參數Table 1 Parameters of film cooling

圖3 計算域示意圖
Fig.3 Schematic of computational region

1.2 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，所有壁面的發射率ε均設為0.75。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，主要成分(氮氣、二氧化碳和水蒸氣)的質量百分比按照文獻[19]確定。

計算網格劃分采用Gambit軟件，采用結構化網格，由于主要研究塞錐表面及氣膜孔，所以在塞錐處進行局部加密。經網格獨立性實驗后采用800萬左右網格。流動傳熱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SIMPLE算法，各變量的收斂精度均設為10-6。

紅外輻射計算采用正反射線蹤跡法[20]。本文紅外輻射計算只針對3～5 μm波段。在噴管進行俯仰矢量作動時，需要從兩個正交的方向放置探測點。如圖5所示，探測點分布在噴管水平和垂直對稱面內的圓弧上，探測距離為60 m。0°探測角正對排氣系統軸線，在水平方向考慮到噴管的對稱性，探測角度為0°～90°，而垂直方向則需要考慮-90°～90°的探測范圍。紅外傳輸過程不考慮大氣的衰減作用。

圖4 塞錐表面壓比對比
Fig.4Comparison of pressure ratios on plug surface

圖5 探測位置分布示意
Fig.5 Schematic of detection position distribution

2 計算結果與討論

2.1 開孔率的影響

在冷卻空氣質量流量為2.85%主流流量的條件下，分析無矢量偏轉下開孔率φ的影響。

圖6 無矢量偏轉氣膜孔開孔率對噴流馬赫數分布影響
Fig.6 Effect of perforated percentage of film holes without vector deflection on flow Mach number distribution

圖6為塞錐尾緣下游的馬赫數分布，可見在塞錐尾緣鄰近頂點位置存在明顯的斜激波，由于噴管出口為欠膨脹狀態，氣流在噴管出口下游繼續加速，形成交替的膨脹壓縮流動。與無氣膜孔的情形(圖6(a))相比，陣列氣膜孔的射流噴注對塞錐尾緣激波及其發展存在一定的影響，鄰近頂點位置高馬赫數環面積縮減。在相同的冷卻空氣質量流量下，開孔率的改變導致射流噴注速度變化，從而影響噴注射流與激波的相干。比較圖6(b)和圖6(c)，較小的開孔率使得射流的噴吹速度更大，對激波形成的作用更為顯著。

圖7為氣膜孔開孔率對塞錐后緣溫度分布的影響。對于無氣膜冷卻情形，在塞錐后體表面的中后區域溫度相對較低，這是由于緣于激波存在的主流靜溫降低。引入氣膜冷卻后，塞錐后緣氣膜冷卻后壁面溫度與無冷卻塞錐表面溫度相比降低了16%～33%。在塞錐后體對應于激波入射點前方區域(軸向坐標x對應范圍為1.17～1.45 m)，相對于1%開孔率而言，開孔率大于2%的表面溫度逐漸降低，這是由于開孔率的增大，氣膜孔陣列更為致密，同時有利于減小射流向主流的穿透深度，更易在高溫流體與壁面之間形成氣膜。而在激波入射點之后的區域，相比之下，小開孔率下的氣膜孔壁面的溫度更低，這是由于小開孔率下的射流噴注對激波的影響較大，同時，在激波入射點之后的近壁主流壓力升高會阻礙氣膜孔出流，在較大的開孔率下因射流噴注的速度較小反而不利于此區域氣膜孔出流。開孔率為2%的陣列氣膜孔排總體較優。

圖7氣膜孔開孔率對塞錐后體表面溫度分布的 影響(冷卻空氣流量2.85%)
Fig.7 Effect of film-hole perforated percentage on temperature distribution on plug rear surface (Cooling air usage 2.85%)

2.2 冷卻氣體流量的影響

圖8為塞錐尾緣下游的馬赫數分布，與圖6(a)和圖6(b)結合起來分析，在相同的氣膜孔開孔率下，隨著冷卻空氣質量流量比的提高，射流噴注速度增大，鄰近頂點位置高馬赫數環面積逐漸趨于縮減。

圖9為氣膜冷卻質量流量比對塞錐后緣溫度分布的影響。隨著冷卻空氣質量流量增大，塞錐表面明顯降低，冷卻空氣質量流量比為1.42%時塞錐表面溫度降低幅度為120 K左右；冷卻空氣質量流量比超過2.85%時塞錐表面溫度降低幅度隨冷卻質量流量比的變化趨于減緩。

圖8無矢量偏轉冷卻空氣流量對噴流馬赫數 分布的影響
Fig.8 Effect of cooling air usage without vector deflection on flow Mach number distribution

圖9冷卻空氣量對塞錐后體表面溫度分布影響 (開孔率2%)
Fig.9 Effect of cooling air usage on temperature distribution at rear surface of plug (Perforated percentage 2%)

圖10為不同冷卻空氣質量流量比下的噴管相對紅外輻射強度I/I0分布，I為噴管的紅外輻射強度，對比基準紅外輻射強度I0為無氣膜冷卻情形,θ為探測角度。在水平探測面上，冷卻空氣質量流量比為0.71%時，在后向探測角-30°～30°范圍內紅外輻射強度下降20%左右；冷卻空氣質量流量比為2.85%時，后向探測角-30°～30°范圍內紅外輻射強度下降50%左右，在更小的后向視角±5°范圍可以降低60%左右。與水平探測面相比，在鉛垂探測面上氣膜冷卻的表面降溫對紅外輻射強度的抑制效果更為顯著，這是由于塞錐尾緣的壁面在鉛垂面上的暴露面積更大的緣故。無論是在水平探測面還是鉛垂探測面，當冷卻空氣質量流量比超過2.85%后，再增加冷卻空氣質量流量比所帶來的紅外輻射強度抑制效果趨于微弱。

圖10冷卻空氣量對噴管紅外輻射強度分布的影響 (開孔率2%)
Fig.10 Effect of cooling air usage on infrared radiation intensity of plug nozzle (Perforated percentage 2%)

2.3 矢量偏轉的影響

在冷卻空氣質量流量比為2.85%和開孔率為2%的條件下，分析矢量偏轉角α的影響。

圖11為矢量偏轉角20°時塞錐噴管尾流馬赫數分布圖。顯然矢量偏轉時塞錐上下通道馬赫數分布呈現非對稱性，由于在矢量偏轉時，塞錐與來流方向的夾角也隨著改變，塞錐尾緣頂點附近的高馬赫數分布區域在塞錐上部相對較大。

圖12塞錐上下表面相同位置溫差隨矢量偏轉角的變化，可以看出矢量角對于壁面溫度分布的影響很小。

圖11 矢量偏轉下噴流馬赫數分布(α=20°)
Fig.11Flow Mach number distribution with vector deflection (α=20°)

圖12 矢量偏轉對塞錐后體表面溫度分布影響
Fig.12 Effect of vector deflection on temperaturedistribution at plug rear surface

圖13 矢量角對噴管紅外輻射強度分布的影響
Fig.13Effect of vector angle on infrared radiation intensity of plug nozzle

圖13為二元塞錐噴管在各個偏轉矢量角下紅外輻射強度分布，將紅外輻射強度無量綱化，以無矢量偏轉時無冷卻塞錐噴管總紅外輻射強度的最大值為基準分別定義總紅外輻射強度相對比Ir。在水平探測面上，如圖13(a)所示，由于塞錐偏轉更多地遮擋了噴管內部腔體，使得噴管紅外輻射在正對著塞錐的探測角方向出現了輻射強度下降的現象，且隨著偏轉矢量角的增大，紅外輻射強度呈現逐漸下降的趨勢；在鉛垂探測面上，如圖13(b)所示，矢量偏轉與無矢量偏轉噴管相比，峰值紅外輻射的探測角發生了相應的變化，在矢量偏轉后，上方探測的紅外輻射強度相對無矢量偏轉有明顯的降低，但在下方探測的峰值卻存在一定程度的增加，在矢量偏轉角20°時峰值紅外輻射強度增加約12%。同時注意到，在大的矢量偏轉角下，鉛垂面下方出現兩個紅外輻射峰值，在這兩個探測角下，二元塞錐的上、下表面依次體現出較大的暴露區域，對這兩個探測角下的紅外輻射分別起到了主要貢獻。

3 結 論

通過數值方法對二元塞式矢量噴管塞錐尾緣冷卻特性及其紅外輻射特征進行了研究。

1) 在塞錐尾緣鄰近頂點位置存在明顯的斜激波，對應于激波入射點前方區域，大開孔率陣列氣膜的降溫效果較優，而在激波入射點之后的區域，小開孔率下的氣膜孔壁面的溫度更低。開孔率為2%的陣列氣膜孔排總體較優。

2) 冷卻空氣質量流量比的影響顯著。冷卻空氣質量流量比超過2.85%時塞錐表面溫度降低幅度隨冷卻質量流量比的變化趨于減緩。

3) 在水平探測面上，冷卻空氣質量流量比冷卻空氣質量流量比為2.85%時，后向探測角±30°內紅外輻射強度下降50%左右，與水平探測面相比，在鉛垂探測面上氣膜冷卻的表面降溫對紅外輻射強度的抑制效果更為顯著。

4) 矢量角對于壁面溫度分布的影響很小，在水平探測面上，隨著偏轉矢量角的增大，紅外輻射強度呈現逐漸下降的趨勢；但在鉛垂探測面上，矢量偏轉角20°時峰值紅外輻射強度相對無矢量情形增加約12%。

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Coolingandinfraredradiationsuppressioneffectofplugtrailing-bodyoftwo-dimensionalvectorplugnozzle

ZHENGJiansheng1，SHANYong1,*，ZHANGJingzhou1, 2

1.JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem,CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.CollaborativeInnovationCenterforAdvancedAero-Engine,Beijing100083,China

Anumericalinvestigationisperformedtostudycoolingandinfraredradiationsuppressionoftheplugtrailing-bodyofatwo-dimensionalplugnozzleataprimaryflowtotaltemperatureof920Kandacoolingflowtemperatureof470K.Theeffectsofthemulti-holeperforatedpercentage(rangingfrom1%to4%),coolingairusage(limitedin4.3%oftheprimarymassflowrate)andvectorangle(rangingfrom0°to20°)oncoolingandinfraredradiationsuppressionoftheplugtrailing-bodyareanalyzed.Theresultsshowthattheplugtrailing-bodycoolinghasaneffectiveroleindecreasingthesurfacetemperatureandsuppressinginfraredradiationintensity.Themulti-holeperforatedpercentageof2%seemsmorereasonable.Oncecoolantusageisincreasedbeyond2.85%oftheprimarymassflowrate,theincreaseofcoolantusagehasaweakinfluenceonfurtherreductionofsurfacetemperature.Thecoolingactionontheplugtrailing-bodywithcoolantusageof2.85%oftheprimarymassflowrateiscapableofsuppressingtheinfraredradiationintensityabout50%relativetotheun-coolednozzleonthehorizontaldetectiveplane.Ontheverticaldetectiveplane,thecoolingactionontheplugtrailing-bodyshowsmoresignificantinfluenceoninfraredradiationsuppression.Thevectoranglehasaweakinfluenceonsurfacetemperaturedistribution.However,thedistributionofinfraredradiationisseriouslyaffectedbyvectordeflection.

two-dimensionalplugnozzle;plugcooling;infraredradiationsuppression;vectordeflection;numericalsimulation

2017-05-03；

2017-06-13；

2017-07-17；Publishedonline2017-07-181427

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171209.html

s：NationalNatureScienceFoundationofChina(U1508212,51306088)

.E-mailnuaasy@nuaa.edu.cn

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121384

2017-05-03；退修日期2017-06-13；錄用日期2017-07-17；網絡出版時間2017-07-181427

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171209.html

國家自然科學基金(U1508212，51306088)

.E-mailnuaasy@nuaa.edu.cn

征建生，單勇，張靖周.二元塞式矢量噴管塞錐尾緣冷卻及紅外輻射抑制效果J. 航空學報，2017,38(12):121384.ZHENGJS，SHANY，ZHANGJZ.Coolingandinfraredradiationsuppressioneffectofplugtrailing-bodyoftwo-dimensionalvectorplugnozzleJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121384.

V231

A

1000-6893(2017)12-121384-08

張晗)