噴管類型對飛行器排氣系統(tǒng)輻射特性的影響

黃章斌，管 留，李曉霞，馮云松

〈制導(dǎo)與對抗〉

噴管類型對飛行器排氣系統(tǒng)輻射特性的影響

黃章斌1，管 留1，李曉霞2,3，馮云松3

（1. 中國人民解放軍75842部隊(duì)，廣東 廣州 510000；2. 脈沖功率激光技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，電子工程學(xué)院，安徽 合肥 230037；3. 安徽省紅外與低溫等離子體重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，安徽 合肥 230037）

排氣系統(tǒng)是飛行器最主要的紅外輻射源，其噴管的形狀類型對排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度的大小及分布有很大影響。本文建立了3種不同類型噴管的三維模型，在此基礎(chǔ)上運(yùn)用ANSYS軟件模擬了各自排氣系統(tǒng)的溫度場分布，結(jié)合Curtis-Godson（C-G）譜帶法對各類型噴管紅外輻射特性進(jìn)行了計(jì)算與對比研究。結(jié)果表明：在出口面積相同的條件下，二元矩形S彎噴管的尾焰核心區(qū)域面積最小，約為軸對稱圓形噴管的60%；在矩形噴口的寬邊探測面上，二元矩形S彎噴管的紅外輻射強(qiáng)度最小。3類噴管中，二元矩形S彎噴管隱身性能最好，二元矩形噴管次之，軸對稱圓形噴管最差。

飛行器；尾噴管；尾焰；溫度場；紅外輻射

0 引言

隨著紅外探測與制導(dǎo)技術(shù)的迅猛發(fā)展，飛行器的生存受到嚴(yán)重威脅，數(shù)據(jù)顯示，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，有75%～80%的戰(zhàn)損飛行器是被紅外制導(dǎo)武器擊落的。飛行器的主要紅外輻射源有蒙皮、尾噴管及尾焰，當(dāng)飛行速度小于1.5時(shí)，整個排氣系統(tǒng)（尾噴管及尾焰）在3～5mm內(nèi)的輻射占整個飛行器的90%以上。相比而言，飛行器的尾焰具有溫度高、組分構(gòu)成穩(wěn)定、輻射面積大等特點(diǎn)，是紅外探測器對飛行器進(jìn)行探測識別的最主要依據(jù)[1-5]，因此展開飛行器尾焰紅外輻射特征研究對提高飛行器的生存力具有重大意義。

國內(nèi)外許多研究人員對飛行器尾焰的紅外輻射特性進(jìn)行了計(jì)算，張海興[6]等人在考慮了譜線的碰撞展寬效應(yīng)和多普勒效應(yīng)的前提下，運(yùn)用Curtis- Godson（C-G）近似法求得了噴口溫度為953K，噴口面積為0.272m2的圓形噴管飛機(jī)尾焰輻射亮度；未軍光[7]在考慮燃?xì)庵蠬2O、CO2的光譜吸收與發(fā)射影響的情況下，采用離散傳遞法離散求解耗散-吸收性介質(zhì)中輻射傳輸方程，計(jì)算了噴口溫度為800K，波長范圍為2.67～5mm的飛機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度分布；馮云松[8]運(yùn)用FLUENT6.3軟件對矩形噴管外三維流場進(jìn)行了模擬，采用有限體積法求解了氣體介質(zhì)中輻射傳輸方程，得到了噴口溫度為800K，寬高比為2的矩形噴管外尾焰紅外輻射光譜特性。

噴管出口的形狀設(shè)計(jì)可以使發(fā)動機(jī)噴流與冷卻氣流摻混更充分，有利于降低尾流溫度，縮短整個尾焰核心區(qū)的長度，從而減低尾焰的輻射強(qiáng)度。研究人員也在噴口形狀及其設(shè)計(jì)對排氣系統(tǒng)紅外輻射特性影響方面開展了深入研究。馮云松[9]運(yùn)用FLUENT 6.3軟件研究了寬高比對矩形噴口尾焰紅外輻射特性的影響；高翔[10]采用CFD數(shù)值模擬技術(shù)研究了不同出口形式對S彎排氣系統(tǒng)紅外輻射特性的影響；劉常春[11]設(shè)計(jì)了一種雙S彎二元噴管，運(yùn)用FLUENT軟件對其進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算，并將其與相同條件下的軸對稱噴管的紅外輻射特性進(jìn)行了比較。

噴管類型不僅影響著噴管的氣動性能，也在很大程度上影響著排氣系統(tǒng)的隱身效果[12]。從現(xiàn)有文獻(xiàn)來看[8-11]，很少有將各種樣式噴管及其排氣系統(tǒng)輻射特性同時(shí)進(jìn)行數(shù)值模擬并進(jìn)行對比分析的研究，因此有必要開展噴管類型對飛行器排氣系統(tǒng)輻射特性影響的系統(tǒng)研究。

為此，本文將運(yùn)用CATIA V5-20軟件對3種常見飛行器尾噴管進(jìn)行建模，然后運(yùn)用ANSYS 14.5對對稱圓形噴管（Axisymmetric）、二元矩形噴管（Rectangle）以及二元矩形S彎噴管（S-pipeline）的尾焰溫度場進(jìn)行模擬分析，并結(jié)合C-G譜帶法求出各溫度場的光譜輻射強(qiáng)度及排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度分布，以期為飛行器的紅外探測和紅外隱身相關(guān)工作提供參考。

1 研究對象

1.1 噴管的作用和類型

在渦扇發(fā)動機(jī)中，噴管的主要作用是使發(fā)動機(jī)排出的燃?xì)庠谄鋬?nèi)部得到膨脹，并將氣體膨脹功轉(zhuǎn)換為動能，氣流從噴口處高速噴出，產(chǎn)生一個反作用推力推動飛行器前行。同時(shí)，可以通過改變噴管尾部的收縮擴(kuò)張及管道喉部橫截面積可加快燃?xì)馀蛎涀龉λ俾?，提高發(fā)動機(jī)效率，增大飛行器推力。

根據(jù)噴管調(diào)節(jié)能力的不同，可將噴管分為收斂型和收擴(kuò)型；根據(jù)噴管是否具有矢量推力能力，可分為矢量型和常規(guī)型；根據(jù)形狀的不同，又可分為軸對稱噴管、二元噴管、S彎型噴管、塞氏噴管等。

1.2 噴管物理模型

本文將以目前較為常見的軸對稱圓形噴管（Axisymmetric）、二元矩形噴管（Rectangle）以及二元矩形S彎噴管（S-pipeline）為例進(jìn)行研究。運(yùn)用CATIA V5-21軟件對噴管進(jìn)行建模，如圖1所示，為避免噴口面積對流場的影響，在設(shè)計(jì)過程中始終保持3種類型噴管的噴口面積相等，其具體參數(shù)如表1所示。

圖1 建立的噴管物理模型

2 尾焰流場的數(shù)值模擬

以噴口中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，噴口面的軸向方向?yàn)檩S，噴口面為平面，如圖2所示。

采用商業(yè)軟件ANSYS14.5對流場進(jìn)行計(jì)算，湍流模型選用Transition SST(4 eqn)模型。假設(shè)燃?xì)馔耆紵?，則噴口處氣體N2、CO2和H2O的質(zhì)量百分含量為0.70，0.211，0.089；外場邊界及進(jìn)口引射的氣體均為空氣，N2與O2的質(zhì)量百分含量為0.76和0.24。設(shè)飛行器的飛行高度為6000m（大氣溫度為249.2K），飛行馬赫數(shù)為0.8。邊界條件：噴管入口為壓力入口，總溫度830K，壓強(qiáng)0.16MPa；長方體的幾個面為壓力出口，溫度為249.2K，壓強(qiáng)為41kPa。

表1 噴管參數(shù)

圖2 噴管建系示意圖

流場計(jì)算區(qū)域及其網(wǎng)格劃分情況如圖3所示。為了使尾流得到充分發(fā)展，應(yīng)將流場計(jì)算區(qū)域設(shè)置足夠大，在軸方向的長度為50，在、軸方向的長度為20，其中為噴管進(jìn)口直徑。網(wǎng)格劃分采用分區(qū)結(jié)構(gòu)化方式，面網(wǎng)格為四邊形結(jié)構(gòu)，體網(wǎng)格為六面體結(jié)構(gòu)，在噴口處進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，網(wǎng)格總數(shù)為54.48萬左右。

圖3 計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格劃分

圖4(a)、(b)、(c)分別為軸對稱圓形噴管、二元矩形噴管、二元S彎噴管尾焰溫度場分布。從圖中可以看出，軸對稱圓形噴管尾焰核心區(qū)域溫度最高，在830K左右，二元S彎噴管尾焰核心區(qū)域溫度最低，在800K左右；且二元S彎噴管尾焰的核心區(qū)域面積最小，軸對稱圓形噴管尾焰的核心區(qū)域面積最大。這是因?yàn)榫哂卸獓娍诘膰姽軙钩隹谶吔鐢U(kuò)大，增加了周圍空氣與高溫燃?xì)獾幕旌?，從而降低了尾流的溫度，同時(shí)還能減少尾流中壓縮膨脹波的規(guī)則聚集，從而減小了尾焰中核心區(qū)域的面積。

圖4 不同類型噴管的尾焰溫度場

3 紅外輻射特性計(jì)算

3.1 尾焰紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算

尾焰的氣體成分主要為CO2和H2O，輻射能量主要集中在2.7mm、4.3mm和6.3mm的輻射帶。根據(jù)尾焰氣體的特性，選用譜帶模型的C-G[13]近似法，將非均勻氣體的輻射近似為局部均勻氣體輻射的迭加。其計(jì)算思路是沿視線方向?qū)⑽惭娣殖傻葴?、等壓的若干層，?jì)算出每一層的光譜透射率，然后根據(jù)輻射傳輸方程計(jì)算視線方向的總輻射亮度，最后對波數(shù)間隔求和得到輻射波段的輻射亮度。以噴口中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，噴口面的軸向方向?yàn)檩S，建立圖5所示坐標(biāo)系，將尾焰進(jìn)行等溫等壓層劃分，主要計(jì)算步驟如下：

①將沿視線方向所截取的尾焰部分分為等溫、等壓的層，其溫度為T，壓強(qiáng)為P，每層的厚度為l（其中＝1,2,3,4,…）；

②確定尾焰氣體紅外發(fā)射帶的波數(shù)范圍；

③計(jì)算各氣體組分在每層中的光學(xué)厚度；

④計(jì)算CO2和H2O的光譜吸收系數(shù)；

⑤根據(jù)所得光學(xué)厚度和光譜吸收系數(shù)計(jì)算出每層的光譜透射率；

⑥由輻射傳輸方程求出每層的光譜輻射亮度；

⑦對層數(shù)和波數(shù)求和，求出波段內(nèi)沿視線方向的輻射亮度。

圖5 尾焰劃分示意圖

⑧將尾焰沿著平行探測視線分成若干均勻小氣柱，根據(jù)氣柱內(nèi)輻射亮度值與氣柱表面積即可得其輻射強(qiáng)度[14]。

3.2 噴管紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算

在已知尾噴管溫度的條件下，噴管在1～2波段內(nèi)的輻射強(qiáng)度為：

式中：N為噴管表面積；為觀察方向與尾流軸向方向夾角。

3.3 計(jì)算結(jié)果與分析

圖6為3種噴管尾流在平面上紅外輻射強(qiáng)度分布情況。軸對稱圓形噴管外尾流紅外輻射強(qiáng)度要遠(yuǎn)大于二元矩形噴管、二元矩形S彎噴管外尾流紅外輻射強(qiáng)度，二元矩形噴管與二元矩形S彎噴管相差較??；無論何種噴管，其尾流紅外輻射強(qiáng)度都隨著探測角度的增加而增加。這是因?yàn)檩S對稱圓形噴管外尾流核心區(qū)域面積最大，尾流高溫區(qū)域在探測點(diǎn)的投影面積也大，而二元矩形噴管、二元矩形S彎噴管均較小，且尾流在探測點(diǎn)處的投影面積隨著探測角度的增大而增大。

圖6 YOZ平面上三類噴管尾焰紅外輻射強(qiáng)度分布

圖7為3種噴管固體壁面所產(chǎn)生紅外輻射強(qiáng)度分布情況。3種類型噴管固體壁面在平面上產(chǎn)生的紅外輻射強(qiáng)度均在軸向方向上最大，且軸對稱圓形噴管與二元矩形噴管的最大值相等，均大于二元矩形S彎噴管；紅外輻射強(qiáng)度隨著探測角度的增大而減小，軸對稱圓形噴管變化緩慢，二元矩形噴管變化迅速。這是因?yàn)?，S彎結(jié)構(gòu)管道對于固體壁面的紅外輻射有一定的遮擋效果，使得壁面在探測點(diǎn)的投影面積相對較小，二元矩形噴管在平面上隨著探測角度的增大，其在探測點(diǎn)上的投影面積迅速減小，而軸對稱圓形噴管則減小得較為緩慢。

圖8為3類噴管排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度在YOZ平面上的分布情況。軸對稱圓形噴管的排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度要遠(yuǎn)大于二元矩形噴管及二元矩形S彎噴管的排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度，隨著探測角度的增大，軸對稱圓形噴管的排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度先增大再減小，而二元矩形噴管與二元矩形S彎噴管的排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度均為先減小再增大，這取決于不同探測角度上噴管壁面紅外輻射強(qiáng)度與尾焰紅外輻射強(qiáng)度的變化情況。

4 結(jié)論

通過建模、數(shù)值計(jì)算得到了3種尾噴管排氣系統(tǒng)的紅外輻射特性，經(jīng)分析得出以下結(jié)論：

①二元矩形噴管及二元矩形S彎噴管的尾流高溫核心區(qū)面積均較小。

②二元矩形噴管及二元矩形S彎噴管的尾流紅外輻射強(qiáng)度均遠(yuǎn)小于軸對稱圓形噴管尾流紅外輻射強(qiáng)度。

圖7 YOZ平面上3類噴管壁面紅外輻射強(qiáng)度分布

圖8 YOZ平面上3類噴管排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度分布

③在二元矩形噴管寬邊探測平面內(nèi)，只有尾流軸向方向上軸對稱圓形噴管與二元矩形噴管的壁面紅外輻射強(qiáng)度相等，而其他探測角度上軸對稱圓形噴管要遠(yuǎn)大于二元矩形噴管和二元矩形S彎噴管。

④3種噴管中，整個排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度最大的是軸對稱圓形噴管，最小的是二元矩形S彎噴管，因此隱身性能最好的是二元矩形S彎噴管，二元矩形噴管次之，軸對稱圓形噴管最差。

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Numerical Simulation of Radiation Characteristics of Aircraft Exhaust Systems with Different Nozzles

HUANG Zhangbin1，GUAN Liu1，LI Xiaoxia2,3，F(xiàn)ENG Yunsong3

(1.75842;2.,,230037,; 3.,230037,)

The exhaust system is the most important infrared radiation source of an aircraft, and the shape of the nozzle contributes to the infrared radiation characteristics of the exhaust system. Three types of 3D nozzles were built, and the temperature field of the plume was simulated using ANSYS14.5. Then, the spectral infrared radiation characteristics of the plume were obtained using the single band Curtis–Godson (C-G) approximation method. The results show that under the same exit area, the core area of the S-shaped nozzle plume is minimum and is approximately 60% of the axisymmetric circular nozzle plume; in the rectangular nozzle wide edge detection surface, the infrared radiation of the dual rectangular nozzle is minimum, and among the three types of nozzles, the stealthy performance of the two-element rectangular S curved nozzle is the best, the two-element rectangular nozzle takes the second place, and the axial symmetrical circular nozzle is the worst.

aircraft, nozzle, plume, temperature field, infrared radiation

TN219

A

1001-8891(2021)06-0587-05

2020-09-23；

2020-11-03.

黃章斌（1991-），男，湖南臨武人，助理工程師，碩士，主要從事光電對抗方面的研究工作。E-mail: 408867079@qq.com。

國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（61405248）。