某戰(zhàn)斗機尾噴管外壁面溫度場仿真建模研究

王杏濤 祁鳴 張二磊

摘要： 戰(zhàn)斗機在飛行過程中， 由于高溫尾焰熱輻射及發(fā)動機內(nèi)部的傳熱作用， 在尾噴管外壁面接近噴管出口位置會形成一個溫度較高的區(qū)域， 進一步增強戰(zhàn)斗機的紅外輻射信號， 進而降低其紅外隱身性能。 本文在飛行條件下某戰(zhàn)斗機機身外流場和噴管流場建模仿真基礎(chǔ)上， 對戰(zhàn)斗機尾噴管外壁面溫度場分布進行數(shù)值計算， 得出了尾噴管外壁面溫度場的分布規(guī)律及其內(nèi)部熱傳導的分布特點， 并與試驗測試的尾噴管溫度分布圖像進行對比驗證。

關(guān)鍵詞： 尾噴管外壁面； 建模仿真； 內(nèi)部導熱； 溫度分布； 試驗驗證

中圖分類號： V271.4+1； E926.31文獻標識碼： A文章編號： 1673-5048（2018）02-0060-05

0引言

隨著紅外探測及制導技術(shù)的發(fā)展， 現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的紅外精確制導武器已經(jīng)成為作戰(zhàn)飛機所面臨的主要戰(zhàn)場威脅之一。 通過采用紅外隱身技術(shù)降低自身的紅外輻射信號， 能夠有效降低紅外制導武器的作用距離， 使得作戰(zhàn)飛機的生存能力大大提高。 因此， 紅外輻射特征的抑制對于提升作戰(zhàn)飛機的紅外隱身性能具有重要作用。

戰(zhàn)斗機的紅外輻射信號主要來自機身外蒙皮、 尾焰高溫氣體、 高溫的發(fā)動機可視部件三個部分， 傳統(tǒng)的第三代噴氣式戰(zhàn)斗機的特點是發(fā)動機與機身是非一體化設計， 發(fā)動機在安裝時將尾噴管部件裸露在機身尾部， 沒有采取遮擋措施。 由于高溫尾焰的輻射加熱和發(fā)動機內(nèi)部傳熱作用， 在尾噴管外壁面接近噴管出口位置會形成一個溫度較高的區(qū)域，對戰(zhàn)斗機紅外目標特性產(chǎn)生重要影響[1-3]。

盡管對于飛行器內(nèi)流場和外流場的耦合問題已經(jīng)開展了一些研究， 但對飛行器后機身靠近噴管出口的外壁面加熱問題的研究相對缺乏。 為了準確模擬該處的溫度分布規(guī)律， 本文建立了某戰(zhàn)斗機的整機模型， 對其外流場、 尾噴管流場以及尾噴管外壁面的溫度場進行數(shù)值仿真， 分析外流場、 尾焰對噴管外壁面?zhèn)鳠嵝?揭示尾噴管外壁面的溫度分布規(guī)律， 并與試驗結(jié)果進行了對比驗證。

1物理模型

1.1幾何模型

以某戰(zhàn)斗機為基礎(chǔ)建立簡化的整機計算仿真模型， 見圖1。 機身長度為21 m， 翼展寬度為14 m， 外流計算域為一個長195 m、 寬120 m、 高度100 m的長方體外場； 在戰(zhàn)斗機模型的進氣道入口位置設置壓力出口， 作為進氣道耦合邊界， 仿真過程中調(diào)整出口壓力， 保證該處流量在合理范圍之內(nèi)； 在后機身建立發(fā)動機噴管模型， 作為尾焰耦合邊界， 噴管外側(cè)為后機身外壁面， 二者之間簡化為固體導熱。

對熱傳導區(qū)域采用不同的導熱性能材料分別進行計算仿真， 研究不同材料下后機身尾噴管外

收稿日期： 2017-10-16

基金項目： 航空科學基金項目（20160112003）

作者簡介： 王杏濤（1987-）， 男， 河南洛陽人， 工程師， 主要從事紅外目標與環(huán)境特性仿真研究。

引用格式： 王杏濤， 祁鳴， 張二磊 . 某戰(zhàn)斗機尾噴管外壁面溫度場仿真建模研究[ J]. 航空兵器， 2018（ 2）： 60-64.

Wang Xingtao， Qi Ming， Zhang Erlei.Simulation Modeling Study of the Nozzle Outer Wall Temperature Distribution of Fighter[ J]. Aero Weaponry， 2018（ 2）： 60-64.（ in Chinese）圖1戰(zhàn)斗機的幾何模型

Fig.1Geometric model of fighter

壁面的溫度分布特點和規(guī)律， 本文主要選用的幾種材料如表1所示。

表1導熱材料的物理參數(shù)表

Table 1List of physical parameters of thermal

conductivity material材料密度/（kg/m3）比熱容/

（J/（kg·K））導熱系數(shù)/

（W/（m·K））Al（鋁）2 719871202.4Ni（鎳）8 900460.691.74Steel（鋼）8 030502.4816.27Ti（鈦）4 850544.257.44

根據(jù)該戰(zhàn)斗機尾噴管的結(jié)構(gòu)， 在尾噴管模型的外壁面進行了結(jié)構(gòu)調(diào)整， 如圖2所示。 圖2（a）是噴管壁面只有熱傳導區(qū)域， 噴管主流通過壁面向尾噴管外壁面進行導熱； 圖2（b）是在尾噴管外壁面進行結(jié)構(gòu)微調(diào)， 該處針對戰(zhàn)斗機尾噴管外壁面的氣流漏氣進行設計， 在尾噴管外壁面前端加了一個環(huán)形次流出口， 有一定流量和溫度的次流， 對尾噴管外壁面進行加熱， 同時還受到內(nèi)部主流的熱傳導作用。

圖2尾噴管外壁面流場邊界

Fig.2Flow field boundary of the nozzle outer wall

1.2數(shù)學模型

航空兵器2018年第2期王杏濤， 等： 某戰(zhàn)斗機尾噴管外壁面溫度場仿真建模研究1.2.1網(wǎng)格離散模型

采用離散化的數(shù)值計算方法進行機身溫度場的計算仿真， 首先對戰(zhàn)斗機幾何模型和外場模型進行網(wǎng)格離散化， 圖3為戰(zhàn)斗機和外場幾何模型的離散化網(wǎng)格。 在進行網(wǎng)格劃分過程中， 通過局部網(wǎng)格加密和優(yōu)化手段， 在流場變換均勻的區(qū)域， 網(wǎng)格相對稀疏， 而流場變化比較劇烈的區(qū)域， 網(wǎng)格相對稠密。 這樣的網(wǎng)格疏密布置更加合理， 既保證網(wǎng)格劃分數(shù)量不至于過大， 又能夠捕捉到關(guān)鍵的紅外隱身結(jié)構(gòu)特征。

圖3戰(zhàn)斗機網(wǎng)格模型

Fig.3Grid model of the fighter

1.2.2流場的數(shù)值計算

在離散化的網(wǎng)格模型基礎(chǔ)上， 綜合考慮機身外流場的蒙皮氣動加熱、 噴管尾焰對后機身的加熱以及環(huán)境來流耦合傳熱問題， 采用流場計算軟件Fluent對整個流場進行求解。 其理論基礎(chǔ)為求解代表質(zhì)量守恒定律、 動量守恒定律和能量守恒定律的離散化流動控制方程。

本文針對戰(zhàn)斗機穩(wěn)定飛行狀態(tài)進行仿真， 外場為三維穩(wěn)態(tài)可壓縮流動， 因此流動控制方程中的時間項都為0， 其中質(zhì)量守恒方程為

（ρu）x+（ρv）y+（ρw）z=0

式中： u， v， w分別為流場中x， y， z方向的速度。

動量守恒方程為

ρ（v·Δ ）v=-Δp+ρg+Δ·（τ）

式中： p為靜壓； τ為應力張量； ρg為重力所引起的體積力。

能量守恒方程為

Δ·[v（ρE+p）]=Δ·[κeffΔT-∑jhjJj]

式中： E為總能； κeff為有效的導熱系數(shù)； T為溫度； hj為熱焓； Jj為質(zhì)量的擴散流率。

在計算方法上采用雙精度壓力耦合求解， 湍流模型采用k-ω SST模型， 輻射模型采用離散坐標輻射模型， 氣體設定為理想氣體， 固體壁面邊界條件采用無滑移速度邊界， 在尾噴管位置涉及內(nèi)外耦合的傳熱壁面設置為流-固耦合壁面， 戰(zhàn)斗機其他表面內(nèi)側(cè)均為絕熱邊界。

2仿真計算結(jié)果

2.1整機溫度場

圖4為高空11 km、 馬赫數(shù)0.85飛行條件下整機蒙皮溫度場， 機身溫度場是由氣動加熱和噴管內(nèi)部傳熱作用共同形成的。 由圖可以看到， 機身其他部位迎風面區(qū)域溫度略高， 最高溫度231 K， 比環(huán)境溫度高了14 K， 由于飛行馬赫數(shù)較低， 因此機身上的氣動加熱效果并不明顯， 機身表面的氣動溫升并不顯著； 機身的主要高溫區(qū)在后機身靠近噴管出口的發(fā)動機外壁面位置， 此處的溫度整體較高。

圖5為噴管尾焰流場的壓力、 溫度、 速度分布， 從圖中可以看到， 尾焰流場在周圍環(huán)境馬赫數(shù)0.85的自由來流耦合作用下， 其溫度、 速度的尾焰核心區(qū)依然很明顯， 其中出口的尾焰核心區(qū)溫度達到560 K， 流場在噴管出口附近形成一個低壓區(qū)， 在這個低壓區(qū)附近， 尾焰溫度降低， 速度最高達到800 m/s， 馬赫數(shù)最高達到1.7， 可見噴管主流形成了超聲速的流場分布。 經(jīng)過與相關(guān)文獻[4-9]的對比， 戰(zhàn)斗機機身蒙皮溫度分布和尾焰流場分布的計算結(jié)果具有一定的合理性。

圖4整機外蒙皮溫度分布

Fig.4Fuselage temperature distribution

圖5噴管尾焰的流場分布

Fig.5Flow field distribution of nozzle flame

2.2噴管外壁面溫度

圖6為后機身尾噴管外壁面和導熱區(qū)的溫度分布， 可以看到， 鋁噴管的外壁面溫度較其他材料噴管同一部位溫度高， 鈦噴管溫度分布最低， 總體溫度分布趨勢都是靠近噴管出口溫度最高， 從噴管出口向后溫度逐漸降低； 其中圖6（d）中噴管兩端溫度較高， 中間溫度較低， 這是因為前端導熱區(qū)域較薄， 內(nèi)部導熱的效果高于從噴管出口的導熱效果導致的。

圖7為導熱區(qū)域為有次流加熱的鈦材料尾噴管外壁面溫度分布和導熱區(qū)溫度分布， 可以看到次流出口位置的噴管壁面溫度明顯較高， 然后溫度逐漸降低， 在接近噴管出口位置溫度逐漸升高， 這種溫度先降低再上升的趨勢更加明顯。

圖8為尾噴管外壁面沿軸向的溫度分布曲線， 從圖中可以看到， 四種導熱材料的溫度變化趨勢基本一致， 從前到后逐漸升高， 其中鈦的溫度曲線最低； 次流存在下的尾噴管壁溫相對不加次流的要圖6尾噴管外壁面溫度分布

Fig.6Temperature distribution of the nozzle outer wall

圖7次流存在的尾噴管外壁面和導熱區(qū)域溫度分布

Fig.7Temperature distribution of nozzle outer wall and

thermal conduction area with sub flow existence

低， 這是因為次流沿尾噴管外壁到達噴管出口位置時， 次流與周圍大氣已經(jīng)摻混， 具有冷卻作用， 導致在噴管出口端位置溫度降低。

3驗證

針對某雙發(fā)試驗飛機進行了尾噴管紅外圖像采集試驗， 由于條件限制， 試驗中測試飛機在地面進行發(fā)動機試車， 當發(fā)動機達到巡航狀態(tài)穩(wěn)定時， 采用中波紅外熱像儀對發(fā)動機尾噴管進行紅外圖像數(shù)據(jù)采集。

圖9為紅外熱像儀采集的尾噴管外壁面紅外亮度圖像， 從圖中可以看到， 尾噴管外壁面前端的紅外輻射亮度較高， 靠近噴管出口， 紅外輻射亮度逐漸降低， 紅外輻射亮度即反映其位置的溫度分布， 說明噴管前端溫度較高， 靠近出口溫度逐漸降低， 到達出口溫度又有所回升， 這與仿真的尾噴管外壁面溫度分布趨勢基本一致。

圖8噴管外壁面沿軸向的溫度分布

Fig.8Axial temperature distribution of the nozzle outer wall

圖9尾噴管外壁面溫度仿真結(jié)果與試驗的對比

Fig.9Comparison between simulation results and

experimental results of nozzle outer wall

temperature distribution

4結(jié)論

（1） 通過對某戰(zhàn)斗機機身和尾噴管的建模仿真， 得到了進氣道、 尾噴管、 外流耦合作用下的戰(zhàn)斗機整機溫度場和尾焰流場， 由于受到噴管內(nèi)部傳熱的影響， 尾噴管壁面溫度相比于機身其他部位明顯偏高。

（2） 僅有內(nèi)部導熱作用的尾噴管壁面溫度分布呈現(xiàn)從前到后逐漸升高的趨勢， 在噴管出口位置溫度最高。

（3） 由于內(nèi)部導熱和次流加熱的同時作用， 尾噴管壁面前端和后端溫度較高， 中間部位溫度較低， 與測試中的尾噴管外壁面溫度分布趨勢基本一致。

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Simulation Modeling Study of the Nozzle Outer Wall

Temperature Distribution of Fighter

Wang Xingtao， Qi Ming， Zhang Erlei

（China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China）

Abstract： In the flight of the fighter， a hot area forms near the nozzle exit position because of the thermal radiation of the high temperature tail flame and the engine internal heat transfer. As a result， the fighters infrared radiation signal will be enhanced and the infrared stealth performance will be reduced. Based on the simulation modeling of fuselage external flow field and nozzle internal flow field in fighter flight condition， the nozzle outer wall temperature distribution rule and the characteristics of internal thermal conduction are obtained by numerical calculation. The results are verified by comparing with the experimental results.

Key words： nozzle outer wall； simulation modeling； internal thermal conduction； temperature distribution； experimental verification1Oppressive jamming will incapacitate its normal function for phased array radar。 for this problem， the basic of polarization mismatch will be used， and isolate the interference source at the receiver， improve the ability of antiinterference. In this paper， a joint beamforming technique for polarization and spatial domain is first proposed， which is derive， which is a problem of secondorder cone programs， to obtain the polarized beam with a null and polarization constraint in desired sidelobe region. Numerical examples are provided to demonstrate the usefulness and effectiveness of the proposed approaches.Polarization； interference rejection； phased array radar