楊宗耀，張靖周，單勇

南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016

從未來武裝直升機隱身技術的發(fā)展牽引背景分析，紅外對抗呈現(xiàn)多波段、全方位的態(tài)勢，并且要求能夠兼容雷達、目視和聲全方位的隱身［1-2］。美國波音和西科斯基公司聯(lián)合研發(fā)的科曼奇直升機（RAH-66）將排氣系統(tǒng)和后機身融為一體，不僅有效遮擋了排氣系統(tǒng)高溫部件的紅外輻射，同時也有利于構(gòu)建低雷達散射的機身外形［3-5］，是目前唯一能夠?qū)⒅鄙龣C紅外、雷達、可見光和聲隱身兼容的解決方案，體現(xiàn)了未來直升機隱身技術的發(fā)展方向。排氣系統(tǒng)與后機身一體化的紅外抑制結(jié)構(gòu)采用的混合噴管與傳統(tǒng)的圓形或矩形噴管不同，根據(jù)后機身艙體結(jié)構(gòu)，混合噴管被設計成擁有大寬高比的彎曲結(jié)構(gòu)。

針對排氣系統(tǒng)與后機身一體化的紅外抑制結(jié)構(gòu)，唐正府等［6-7］開展了波瓣噴管-狹長出口彎曲混合噴管引射混合特性以及紅外輻射特性的初步研究；任利鋒等［8］通過數(shù)值模擬分析了狹長排氣出口形狀對紅外輻射特征的影響；Pan 等［9-10］基于旋翼下洗簡化模型，進行了直升機內(nèi)外流耦合流動和傳熱的數(shù)值模擬，剖析了發(fā)動機排氣參數(shù)和機身表面輻射特性對直升機紅外輻射特性的影響；蔣坤宏等［11-13］研究了一體化紅外抑制器內(nèi)部遮擋和排氣狹長出口修型對后機身表面溫度和紅外輻射特性的影響，分析了彎曲混合噴管尺寸參數(shù)、波瓣出口和出口處添加導流片對引射摻混特性的影響，并較為系統(tǒng)地研究了后機身頂部進氣口布局對后機身內(nèi)部氣流流動和紅外輻射特性的影響；Zhou等［14-15］通過數(shù)值研究了安裝一體化紅外抑制器的直升機雷達/紅外綜合隱身特性，提出了一種基于Pareto 解的綜合隱身方法，建立了涵道尾槳的優(yōu)化模型，最終使涵道尾槳在噪聲抑制、雷達截面減小和氣動性能提升方面得到了改進。

由于發(fā)動機排氣系統(tǒng)埋入后機身，在與直升機后機身一體化設計的紅外抑制器中，排氣混合噴管的過渡型面更加復雜，其需要將發(fā)動機動力渦輪出口的圓形排氣截面過渡為機身側(cè)面的狹長排氣口，同時還需要利用后機身頂部進氣狹縫將機身外部氣流導入后機身艙內(nèi)，從而對高溫排氣噴管壁面起到冷卻降溫的作用，再與排氣流混合，從機身側(cè)面狹長排氣口排出。相比于傳統(tǒng)的直升機排氣系統(tǒng)，裝配一體化紅外抑制器直升機的排氣流場發(fā)生了較大的變化，流場的變化不僅對溫度場產(chǎn)生影響，更直接影響了排氣聲場的分布特征。

雖然在直升機噪聲的組成中旋翼噪聲是主要來源，但考慮到當前關于混合噴管射流噪聲的研究主要集中在圓形和矩形排氣噴口上，對大寬高比噴口的射流噪聲研究還是空白，以及未來倡導直升機隱身要滿足多頻譜兼容，因此探究一體化紅外抑制器在滿足直升機紅外隱身的同時是否兼容聲隱身是有意義的。隨著科技的創(chuàng)新與發(fā)展，大寬高比彎曲混合噴管可能被應用于更廣闊的領域中，提前探究獲得大寬高比噴口的射流噪聲特性也具有很大意義。目前研究發(fā)現(xiàn)，射流遠場低頻噪聲主要由前三階傅里葉周向模態(tài)主導，其軸對稱軸模態(tài)的聲波主要向下游小角度方向傳播，并且被認為是由近場軸對稱的大尺度相干結(jié)構(gòu)產(chǎn)生［16］。基于這一特性，發(fā)展以增進射流與空氣混合、打破大尺度結(jié)構(gòu)的周向?qū)ΨQ性為目的的降噪手段。此外，熱排氣強化摻混技術一直以來都是主要的排氣紅外輻射抑制方法。因此，利用數(shù)值仿真的方法，通過改變混合噴管的噴口結(jié)構(gòu)，探究大寬高比彎曲混合噴管排氣紅外和射流噪聲抑制的兼容性。

1 物理和計算模型

1.1 物理模型

圖1 為大寬高比彎曲混合噴管模型。與裝配在一體化紅外抑制器中的大寬高比彎曲混合噴管相比，本文所研究的混合噴管做了左右對稱處理，方便后續(xù)對比和分析混合噴管排氣流場的特性，并考慮到噪聲計算對網(wǎng)格尺寸精度的要求，采用了縮比模型，混合噴管結(jié)構(gòu)和尺寸參數(shù)如圖1（b）所示?；旌蠂姽苤髁鬟M口、引射進口和排氣 噴 口 的 面 積 之 比 為1.00∶1.35∶2.51。 以圖1（b）所示的具有狹長矩形噴口的混合噴管作為基準模型，在此基礎上改變混合噴管噴口的結(jié)構(gòu)，形成波瓣噴口和鋸齒噴口這2 類對比模型，以探究3 種不同噴口結(jié)構(gòu)類型的大寬高比彎曲混合噴管排氣紅外和射流噪聲抑制的兼容性。

圖2 為波瓣噴口的結(jié)構(gòu)，波瓣的瓣寬分成大、小這2 種尺寸，每種瓣寬尺寸下波瓣的波峰和波谷排列方式又被分為對排排列和錯排排列這2 種，因此共包含4 個波瓣噴口模型。

圖2 波瓣噴口結(jié)構(gòu)Fig.2 Lobe nozzle structure

圖3為鋸齒噴口的結(jié)構(gòu)，鋸齒是一個邊長為2.6 mm 的等邊三角形，交替分布在混合噴管噴口的左右兩側(cè)，每側(cè)各40 個，并通過調(diào)節(jié)鋸齒平面與射流方向的夾角（侵入角）形成不同模型，本文研究了侵入角為10°、20°和30°共3 個鋸齒噴口模型。要說明的是，所研究的模型噴口結(jié)構(gòu)雖然存在差異，但噴管出口面積均保持一致。為方便在后續(xù)研究中對研究對象的表述，定義了各模型的名稱，如表1 所示。

表1 模型命名Table 1 Naming for models

1.2 計算域及邊界條件設置

設置計算域尺寸如圖4 所示，由于排氣噴流從噴口流出后呈擴張趨勢，所以將計算域外流場設計成漸擴狀，以達到減少計算網(wǎng)格，縮短計算時間的目的?；旌蠂姽苤髁鬟M口直徑定義為Dj= 39 mm，計算域流向長度設為50Dj，上游寬度為20Dj，下游寬度為50Dj。計算域中包含的小圓柱面為噪聲積分面，該圓柱面要求能正好包圍噴流的大部分含能渦結(jié)構(gòu)即可，由于計算域中的網(wǎng)格朝外邊界逐漸粗糙，進而過大的噪聲積分面導致截止頻率下降［17］。最終經(jīng)過計算，確定噪聲積分面的高度為35Dj，上游寬度為8Dj，下游寬度為20Dj。

圖4 計算域示意圖Fig.4 Schematic of computational domain

混合噴管主流進口被定義為質(zhì)量流量入口，材料為理想氣體，參考實際渦軸發(fā)動機渦輪后的溫度水平，設置混合噴管進口溫度為840 K，質(zhì)量流量為0.038 kg/s，測得混合噴管排氣速度約為100 m/s，與實際發(fā)動機的排氣速度相近。假設進口熱流氣體為航空煤油燃燒后得到的燃氣，根據(jù)化學反應方程式求出其主要組分氮氣、二氧化碳和水蒸氣的質(zhì)量分數(shù)依次為0.706、0.209 和0.085［9］。環(huán)境氣體組分設為氮氣和氧氣，質(zhì)量分數(shù)分別為0.756 和0.244。噪聲積分面設置為內(nèi)部面，計算域邊界均設為無反射壓力出口，環(huán)境壓力為101.325 kPa，溫度為293 K。

混合噴管內(nèi)流場采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，最大面網(wǎng)格尺寸為4 mm，固體壁面采用加密處理，以滿足湍流模型壁面網(wǎng)格設置要求。計算域外流場采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，為確保聲學計算的準確性，計算頻率范圍內(nèi)的每個波長至少需要6 個網(wǎng)格單元，聲速用C表示，最大計算頻率為fmax，則最大網(wǎng)格尺寸Lmax應滿足以下要求［18］：

考慮到高頻聲音在傳播過程中更可能被大氣消散，國際民航組織在《國際民用航空公約》附件16《環(huán)境保護》中［19］將噪聲監(jiān)測頻率范圍設定為20～11 250 Hz，因此本文監(jiān)測噪聲的最大頻率定為11 250 Hz，由此確定出外流場的最大網(wǎng)格尺寸Lmax＜5 mm。不同噴口模型均采用相同的網(wǎng)格尺寸設置，混合噴管壁面滿足y+＜1，為了保證網(wǎng)格無關性，預先進行了多套網(wǎng)格分析，通過監(jiān)測引射系數(shù)和排氣溫度分布的收斂性，最終確定整個計算域的總網(wǎng)格數(shù)約為520 萬。

2 計算方法

2.1 射流噪聲計算

射流噪聲計算采用商用計算流體動力學求解器ANSYS Fluent 完成［20-22］。先使用穩(wěn)態(tài)計算獲得初始流場，再進行非穩(wěn)態(tài)計算，非穩(wěn)態(tài)計算采用Large Eddy Simulation（LES）湍流模型，并選取Smagorinsky-Lilly 亞格子模型，對流項、擴散項依次被設置為高階迎風和中心差分格式。根據(jù)奈奎斯特采樣定理［23-24］，為了能夠獲得感興趣的最大聲學頻率，非穩(wěn)態(tài)計算中設置的時間步長Δt和最大計算頻率fmax應滿足以下關系：

由此，確定本文非穩(wěn)態(tài)計算過程的時間步長為4.4×10-5s，單個時間步長內(nèi)最大迭代次數(shù)設為20 次。

當進行了5 000 步流場計算后，流場遍歷超過3 遍，且整體殘差均小于10-6時，啟動Fluent 的聲學計算模塊，開始進行Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）噪聲計算。根據(jù)奈奎斯特采樣定理，采樣頻率fs應大于最大計算頻率fmax的2倍，否則會產(chǎn)生頻率混疊，考慮到計算資源的限制，設置了23 000 個噪聲計算時間步長。為了更直觀地表示聲音的強度，用聲壓級（Sound Pressure Level， SPL）表示噪聲等級，數(shù)學表達式為

式中：SPL 的單位是dB；Ppa是以Pa 為單位的壓力脈動；Pref是參考聲壓，為2×10-5Pa，這是由于人耳能感受到的最小聲壓是2×10-5Pa，因此就以該壓力作為聲壓的參考標準。

在某一位置測量獲得的噪聲等級是各頻帶聲壓級所對應的聲壓值總和，稱為總聲壓級（Overall Sound Pressure Level， OASPL），總聲壓級的計算公式為［25］

式中：i指不同頻帶的序號。

2.2 紅外輻射計算

采用CFD 軟件計算模型的流場和溫度場，根據(jù) 已 有 研 究［8-11］，湍 流 模 型 選 用SST（Shear Stress Transport）k-ω雙方程模型，可壓 縮的雷諾平均Navier-Stokes （N-S）方程離散格式選用二階迎風格式，選取離散坐標（DO）輻射模型計算燃氣與壁面、壁面與壁面間的輻射換熱，氣體吸收系數(shù)選為Weighted Sum of Gray Gases Model （WSGGM）［26］，固體表面發(fā)射率取為0.8，計算收斂判據(jù)設置為各項殘差均＜10-6。在完成三維流場穩(wěn)態(tài)計算后，再進行模型的紅外輻射強度計算，紅外輻射計算采用正反射線追蹤法［10-12］，算法介紹及其有效性驗證詳見文獻［27-28］。為了獲得目標輻射的紅外輻射強度，不計入大氣傳輸過程中的紅外輻射能量損失。

2.3 評價指標及定義

直升機排氣引射系統(tǒng)依靠主流的流動動量可以抽吸動力艙室內(nèi)的余氣，提升動力系統(tǒng)的對流冷卻，并且引射進入混合噴管的冷氣在和高溫主流摻混以后能夠減弱排氣流溫度，因此引射流量是評價直升機排氣引射系統(tǒng)性能的重要參數(shù)之一。本文研究的排氣混合噴管都具有相同的型面構(gòu)型和主流流量，但由于噴口結(jié)構(gòu)不同，會對主流流動阻力和管內(nèi)壓力分布產(chǎn)生影響，從而導致不同模型的引射流量存在差異，因此混合噴管的進出口壓力特征也是評價混合噴管排氣性能的重要參數(shù)之一。此外，從直升機排氣尾流紅外和噪聲抑制考慮，不僅要求應盡可能降低混合噴管的排氣溫度和排氣速度，排氣流從噴口流出后與環(huán)境的摻混程度往往也起著關鍵作用，一般來說主流核心勢能衰減越快對紅外和噪聲抑制越有利，因此，排氣出口的熱混合效率和速度不均勻度也是重要的評價參數(shù)。對本文關注的性能參數(shù)具體定義如下。

1） 引射系數(shù)

定義混合噴管引射的次流流量與主流流量的比值為引射系數(shù)，這是一種展現(xiàn)排氣引射裝置引射性能的無量綱化參數(shù)，公式為

式中：φ為引射系數(shù)；min1為主流的質(zhì)量流量；min2為引射次流的質(zhì)量流量。

2） 壓力損失系數(shù)

定義混合噴管進出口處的總壓損失與主流動壓的比值為壓力損失系數(shù)，壓力損失系數(shù)是反映混合噴管內(nèi)流動損失情況的無量綱數(shù)，可以反映流道內(nèi)總體的阻力水平，其公式為

式中：Π為壓力損失系數(shù)；P1為主流進口總壓；P2為噴管出口總壓；q為主流進口動壓。

3） 熱混合效率

熱混合效率是評價主流與引射冷流之間摻混均勻度的參數(shù)，數(shù)值越小表明所研究位置處的溫度分布越均勻，其公式為

式中：m為質(zhì)量流量；Tin1和Tin2分別表示主流和引射次流的溫度；Tmix為2 股流完全混合時的平均溫度，其公式為

4） 速度不均勻度

速度不均勻度是一種被用來展現(xiàn)某一研究面上，流體速度分布均勻情況的無量綱化參數(shù)，流體在混合噴管出口截面的速度不均勻度越小代表混合噴管內(nèi)的摻混水平越高，對降低排氣紅外輻射和射流噪聲越有利，其公式為

渦流運動是流體中普遍存在的一種運動形態(tài)，尤其是在湍流運動中，包含了大量隨機產(chǎn)生的小渦結(jié)構(gòu)和大尺度的擬序渦結(jié)構(gòu)。渦量是描述渦流運動中最重要的物理量之一，其數(shù)學表達式被定義為［29］

式中：x、y、z表示3 個軸方向；u、v、w表示流體在3個軸方向上的速度分量。在所有流體運動所產(chǎn)生的渦系結(jié)構(gòu)里，流向渦與正交渦是2 種對流場影響較大的渦結(jié)構(gòu)，也是重點關注的對象，其渦方向與流動方向分別為同向和垂直，本文對流向渦Ωs與正交渦Ωn分別定義為

流向渦主要發(fā)生在湍流邊界層處，一般正負交替成對出現(xiàn)，并沿著流動方向進行延伸，通過螺旋轉(zhuǎn)動，把外部的環(huán)境流體卷吸到射流中心，并且核心射流在受到渦流運動的作用后向外流動，導致核心射流和外部氣流間形成對流，達到摻混的效果，因此在渦量一定的情況下，流向渦越強，主流衰減越快。流向渦易受到相鄰渦結(jié)構(gòu)的擠壓，且不同旋向的流向渦比鄰存在，相互纏繞，所以在截面上的分布經(jīng)常較為雜亂且大小參差不齊。正交渦廣泛存在于任何自由剪切層中，在流動發(fā)展的過程中，與流向渦相互作用，渦流方向與流向渦垂直，在近噴口處，分布形狀受噴嘴幾何形狀的約束而表現(xiàn)一致。

圖5為混合噴管排氣紅外和噪聲監(jiān)測位置示意圖。為獲得噴口結(jié)構(gòu)對混合噴管排氣紅外和射流噪聲的影響，在圖5 所示的監(jiān)測點計算混合噴管的排氣紅外輻射強度和射流噪聲總聲壓級。由于混合噴管結(jié)構(gòu)左右對稱，因此只探測單邊數(shù)值。監(jiān)測點分布在3 個半圓平面的圓周上，探測圓周的圓心在排氣噴口中心處，周半徑為50Dj，每隔10°設置1 個監(jiān)測點，單個平面上分布19 個監(jiān)測點。

圖5 混合噴管排氣紅外和噪聲監(jiān)測位置示意圖Fig.5 Schematic of exhaust plume infrared and noise detection position distribution of mixing duct

3 流動特征

3.1 混合噴管內(nèi)流動

采用雷諾平均的N-S 方程和大渦模擬方法計算的基準模型引射系數(shù)分別為0.59 和0.57，二者相差3.5%，2 種計算方法獲得的混合噴管中心對稱面上的速度分布特征如圖6 所示，從圖6 中可以看出，2 種計算方法的流場結(jié)果基本一致。

圖6 混合噴管內(nèi)中心對稱面上速度分布Fig.6 Velocity distribution on center symmetry surface of mixing duct

圖7為基準模型混合噴管中心對稱面上的流線和溫度分布結(jié)果，從圖7 中可看出，混合噴管主射流大部分從噴口后端流出，在核心流的上下位置，存在2 個明顯的回流區(qū)，混合噴管內(nèi)的流動特征可通過對混合噴管型面進行優(yōu)化設計來改善。

圖7 混合噴管中心對稱面上流線和溫度分布Fig.7 Streamlines and temperature distribution on center symmetry surface of mixing duct

圖8 為混合噴管內(nèi)沿流動方向的流向渦截面，定義波瓣引射器出口位置為X=0 處，相鄰截面的距離為0.5Dj。從圖8 中可以看出，在波瓣引射器出口處，由于波瓣上下褶曲的型面具有導流效果，形成了較強的流向渦，流向渦加速了主流和引射次流的摻混作用，到了X=1.5Dj位置，混合噴管內(nèi)流向渦結(jié)構(gòu)開始變得模糊。

圖8 混合噴管內(nèi)沿流動方向的流向渦截面Fig.8 Section of streamwise vortex along flow direction in mixing duct

圖9為混合噴管內(nèi)沿流動方向的正交渦截面，由于混合噴管主流與引射次流間存在巨大的速度梯度，因此在黏性剪切力的驅(qū)動下，沿著核心射流的邊緣卷繞生成了明顯的正交渦，正交渦強度反映了主流與引射次流之間的作用程度，正交渦強度越大越有利于主流動量的衰減。從圖9 中可以看出，到了X=4.0Dj處，正交渦結(jié)構(gòu)開始發(fā)散，表明主流勢能開始減弱；到了X=6.5Dj處，正交渦基本消失，表明此處不存在明顯的核心勢流，這也可以從圖7 中看出。

圖9 混合噴管內(nèi)沿流動方向的正交渦截面Fig.9 Section of orthogonal vortex along flow direction in mixing duct

3.2 性能參數(shù)對比

圖10為計算得到的各模型引射系數(shù)和壓力損失系數(shù)結(jié)果。從圖10 中可以看出，波瓣噴口對提高混合噴管的引射能力有明顯作用，但同時也增加了混合噴管的壓力損失。相比之下，小瓣寬模型以及對排排列模型引射效果更好；鋸齒噴口在小侵入角時對提高混合噴管引射能力有幫助，并且不以提高壓力損失作為代價，但隨著鋸齒侵入角增大，鋸齒侵占流道面積增多，鋸齒阻礙流體流動的比重大于鋸齒誘導渦帶來的性能提升，導致混合噴管的壓力損失系數(shù)升高，引射系數(shù)下降，當鋸齒侵入角增大到30°時，引射系數(shù)比基準模型低。

圖10 混合噴管引射系數(shù)和壓力損失系數(shù)Fig.10 Pumping coefficient and pressure loss coefficient of mixing duct

表2 為各模型噴口處流體的質(zhì)量平均溫度和熱混合效率結(jié)果。從表2 中可以看出，波瓣噴口和鋸齒噴口模型的排氣溫度和熱混合效率都優(yōu)于基準模型，b-1 模型和b-2 模型由于引射系數(shù)大，排氣溫度明顯低于其他模型，這有利于降低模型的紅外輻射強度。對于鋸齒噴口模型，從表2 中可以看出，隨著鋸齒侵入角增大，熱混合效率升高，這是由于鋸齒侵入角，導致混合噴管內(nèi)流體流出噴口時的阻力增強，從而提升了管內(nèi)流體流動的無序性，更有利于冷熱流體間的相互摻混，但與此同時也增加了壓力損失。

表2 混合噴管噴口處排氣平均溫度和熱混合效率Table 2 Average exhaust temperature and thermal mixing efficiency at nozzle of mixing duct

圖11 為排氣下游截面上的溫度分布，定義噴口所在平面為Z=0 位置。從圖11 中可以看出，排氣溫度基本與引射系數(shù)呈反比，增大鋸齒侵入角有利于擾亂噴流核心區(qū)，加速降低噴流中心的溫度。

圖11 排氣下游截面上的溫度分布Fig.11 Temperature distribution on section of exhaust downstream

表3 為各模型噴口處流體的質(zhì)量平均速度和最大速度結(jié)果。由于各模型的噴口面積相同，因此流體在噴口處的速度主要由流體的質(zhì)量流量和密度決定。本文設定各模型擁有相同的主流流量進口，因此引射流量大的模型其噴口處的質(zhì)量流量也更大。另一方面，當混合噴管的引射流量大，其流體溫度降低，流體密度增大，這將有利于降低流體的噴流速度。從表3 的結(jié)果可以看出，噴口流量對噴流速度的影響大于密度的影響，b-1 模型和b-2 模型在噴口處的質(zhì)量流量大于其他模型，因此排氣平均速度和最大速度均遠高于其他模型，這對模型的射流噪聲抑制是不利的。混合噴管噴口采用波瓣或鋸齒結(jié)構(gòu)均能不同程度降低氣流在噴口處的速度不均勻度，并且采用對排排列的波瓣結(jié)構(gòu)比錯排排列的結(jié)構(gòu)更能降低噴流的速度不均勻度和最大速度。

表3 混合噴管噴口處排氣平均速度和最大速度Table 3 Average and maximum exhaust velocity at nozzle of mixing duct

圖12 為各模型沿流動方向的速度截面。從圖12 可以看出，B-1 模型和B-2 模型射流速度較低，尤其是在Z=-5.0Dj位置；b-1 模型和b-2 模型射流中心位置的速度比基準模型高；增大鋸齒侵入角有利于擾亂噴流核心區(qū)，降低噴流中心的速度。

圖12 排氣下游截面上的速度分布Fig.12 Velocity distribution on section of exhaust downstream

3.3 流場渦系結(jié)構(gòu)

混合噴管的排氣噴口結(jié)構(gòu)不同將導致排氣噴流擁有不同的湍流形態(tài)，從而對排氣噴流的紅外輻射和氣動噪聲產(chǎn)生影響，因此對混合噴管排氣流場中存在的主要渦系的研究十分必要。圖13 為不同模型流向渦沿流動方向的截面，定義噴口所在平面為Z=0 位置。從圖13 可看出，沿流動方向，流向渦結(jié)構(gòu)逐漸破碎重組，強度減弱，并且通過對比可以發(fā)現(xiàn)基準模型的流向渦強度并不弱，但作用區(qū)域始終較為局限，難以滲透主流核心區(qū)內(nèi)。對于波瓣噴口結(jié)構(gòu)，對排排列的模型（B-1 模型和b-1 模型）流向渦的強度好于錯排排列的模型，但b-1 模型由于瓣寬較小，相鄰波瓣間的流體干涉較大且動量較小，導致所產(chǎn)生的流向渦大部分集中在噴流中心處，流體間的摻混作用主要發(fā)生在主射流之間，并未向外部擴展。對于鋸齒噴口結(jié)構(gòu)，從圖13（c）可以看出，C-2 模型和C-3 模型在Z=-2.5Dj位置處的流向渦結(jié)構(gòu)仍比較完整，表明增大鋸齒的侵入角能夠提升流向渦的強度和傳遞性。

圖13 排氣下游截面上的流向渦分布Fig.13 Streamwise vortex distribution on section of exhaust downstream

混合噴管內(nèi)流體排出噴口后，與環(huán)境氣流存在巨大的速度梯度，在黏性剪切力的驅(qū)動下，沿著幾何結(jié)構(gòu)的邊緣卷繞生成的渦流被稱為正交渦。圖14 為不同模型正交渦沿流動方向的截面。從圖14 可以看出，在Z=-0.5Dj的初始段位置正交渦的結(jié)構(gòu)比較清晰，形態(tài)與噴口結(jié)構(gòu)相似；隨著流動向下發(fā)展，在Z=-1.0Dj和Z=-2.5Dj處，正交渦結(jié)構(gòu)受相鄰渦系擠壓而扭曲，由于相鄰渦間距小，小瓣寬模型尤其明顯，但依然能夠看到大致的輪廓結(jié)構(gòu)；在Z=-5.0Dj處，主流與環(huán)境氣流的摻混較大，正交渦輪廓開始變得模糊。B-1 模型和B-2 模型在近噴口處的正交渦結(jié)構(gòu)清晰完整，但在Z=-5.0Dj處的渦量強度弱于其他模型，表明該噴口結(jié)構(gòu)能更快地減弱噴流的核心勢能區(qū)。鋸齒噴口的正交渦分布特點與基準模型的區(qū)別在于到了流動下游，鋸齒噴口的正交渦更容易覆蓋整個噴流核心區(qū)域，加快核心射流勢能的衰減。正交渦強度反映了主流與周圍流體作用的劇烈程度，劇烈程度越高越有利于主流動量的衰減，對排氣流的紅外輻射抑制越有利，但同時可能造成射流的高頻噪聲增多。

圖14 排氣下游截面上的正交渦分布Fig.14 Orthogonal vortex distribution on section of exhaust downstream

4 排氣尾流紅外和噪聲結(jié)果

4.1 排氣紅外輻射

混合噴管排氣溫度較高，根據(jù)韋恩位移定律可知其紅外輻射主要集中在3～5 μm 波段。采用正反射線追蹤法計算了混合噴管排氣噴流的3～5 μm 波段紅外輻射強度，結(jié)果如圖15～圖17 所示，其中，I表示紅外輻射強度。通過對比分析圖15～圖17 可知，在3 個不同探測圓周上，各模型的排氣紅外幅值大小順序一致。從圖15～圖17 可以看出，波瓣噴口和鋸齒噴口都能有效降低混合噴管的氣體紅外輻射；b-1 模型和b-2 模型由于引射系數(shù)最大，排氣溫度最低，因此其氣體紅外輻射強度僅為基準模型的55%左右；B-1 模型和B-2 模型的氣體紅外輻射強度約為基準模型的75%。對于鋸齒噴口模型，C-1模型的氣體紅外輻射強度最小，僅為基準模型的65%左右；隨著鋸齒侵入角增大，混合噴管引射系數(shù)降低，導致紅外輻射強度有所升高，但得益于鋸齒結(jié)構(gòu)能夠加強尾焰與環(huán)境空氣的摻混，C-3 模型雖然引射系數(shù)不比基準模型高，但其3～5 μm 波段氣體紅外輻射強度仍只有基準模型的85%左右。

圖15 水平探測圓周上排氣噴流的3～5 μm 波段紅外輻射強度分布Fig.15 Infrared radiation intensity distribution in 3～5 μm band of exhaust plume on horizontal circumference

圖16 縱切探測圓周上排氣噴流的3～5 μm 波段紅外輻射強度分布Fig.16 Infrared radiation intensity distribution in 3～5 μm band of exhaust plume on longitudinal circumference

圖17 橫切探測圓周上排氣噴流的3～5 μm 波段紅外輻射強度分布Fig.17 Infrared radiation intensity distribution in 3～5 μm band of exhaust plume on transverse circumference

4.2 射流噪聲

為獲得噴口結(jié)構(gòu)對混合噴管射流噪聲的影響，在圖5 所示的監(jiān)測位置計算混合噴管的射流噪聲總聲壓級，結(jié)果如圖18～圖20 所示。

從圖18 可以看出，在水平探測圓周上，模型的聲壓級分布近似呈橢圓狀，與流動和噪聲傳遞特征一致，其中射流前向方向（0°）的聲壓級最大，后向方向（180°）的聲壓級最小，兩處相差5 dB 左右。在排氣紅外輻射研究中，已知b-1 模型的引射系數(shù)遠大于基準模型，其氣體紅外輻射強度最小，但引射系數(shù)大所帶來的排氣速度升高會增強射流噪聲，并且從圖13 可以看出，b-1 模型所產(chǎn)生的流向渦并未有效促進主流與外部氣流的摻混，最終導致b-1 模型在水平探測圓周上的總聲壓級比基準模型大出約4%。根據(jù)圖13 可看出，B-1 模型采用的噴口結(jié)構(gòu)能夠使排氣流產(chǎn)生較好的流向渦，有效促進排氣核心勢流與環(huán)境氣流較好的摻混，并且與B-2 模型相比，其正交渦的強度更適中，避免射流產(chǎn)生過多的高頻噪聲，最終結(jié)果表明B-1 模型在水平監(jiān)測圓周上的噪聲級最小。鋸齒噴口模型由于隨著鋸齒侵入角增大，排氣速度降低，流體間摻混增強，導致射流噪聲級隨鋸齒侵入角增大而略有降低，但變化不明顯。

圖18 水平探測圓周上射流噪聲分布Fig.18 Jet noise distribution on horizontal circumference

從圖19 可以看出，在縱切探測圓周上，各模型的噪聲級大小順序與在水平圓周上的結(jié)果相似，區(qū)別在于峰值的指向性發(fā)生了變化。基準模型和鋸齒模型的排氣噴流受到噴口的幾何約束較小，射流沿主流進氣方向的伸展性保持較好，因此射流噪聲的峰值更靠近主流進氣軸線。波瓣噴口的褶皺結(jié)構(gòu)侵入了噴口中心處，促使排氣流的流動方向在噴口處發(fā)生明顯向下偏折，因此射流噪聲的峰值出現(xiàn)在更靠近噴管底部的方向。波瓣噴口和鋸齒噴口模型相比于基準模型峰值噪聲更低，其中B-1 模型噪聲峰值比基準模型低13%，B-2 模型、b-1 模型、b-2 模型分別比基準模型低9%、1%和5%，C-1 模型噪聲峰值與基準模型相當，C-2 模型和C-3 模型分別比基準模型低2%和5%。

圖19 縱切探測圓周上射流噪聲分布Fig.19 Jet noise distribution on longitudinal circumference

從圖20 可以看出，在橫切探測圓周上，混合噴管排氣下游的噪聲級遠大于上游的噪聲級，兩處相差最大8 dB 左右。在排氣上游位置，模型噪聲級大小分布與水平探測圓周上的結(jié)果一致。從圖19 可知，在排氣下游位置，波瓣噴口模型與基準模型的噪聲峰值指向性不同，波瓣噴口模型噪聲峰值出現(xiàn)在更靠近混合噴管底部位置。最終從圖20（a）可看出，在橫切探測圓周的底部位置，b-1 模型和b-2 模型的噪聲級大于基準模型約4%，鋸齒模型在排氣下游的噪聲級大小分布與上游一致。

5 結(jié) 論

通過數(shù)值模擬研究了3 種不同噴口結(jié)構(gòu)類型的大寬高比彎曲混合噴管的氣動參數(shù)特性和排氣流場渦系結(jié)構(gòu)，并以此為基礎對混合噴管的排氣紅外輻射和射流噪聲進行分析。主要結(jié)論如下：

1）與狹長矩形噴口相比，采用波瓣噴口和鋸齒噴口能夠提升混合噴管的引射性能，小瓣寬的波瓣噴口相比于大瓣寬的波瓣噴口引射能力更強，但同時壓力損失也更大，需要更強的主流進氣總壓；混合噴管采用對排排列的波瓣噴口引射能力大于錯排排列的波瓣噴口；當鋸齒噴口的鋸齒侵入角增大會增大排氣的壓力損失，同時引射系數(shù)下降。

2）混合噴管采用對排排列的波瓣噴口產(chǎn)生的流向渦更強，小瓣寬噴口產(chǎn)生的流向渦主要集中在射流中心，不能有效促進核心勢流與外部氣流的摻混；采用錯排排列的波瓣噴口在近噴口處的正交渦更強，表明射流在該位置與外部氣流發(fā)生劇烈的摻混，但在發(fā)展一段距離后正交渦強度衰減較快；相比于基準模型，鋸齒噴口的流向渦和正交渦的分布范圍更廣，并且增大鋸齒侵入角對提升渦強有一定幫助。

3）提升引射系數(shù)是降低混合噴管排氣紅外輻射強度最直接的途徑，小瓣寬的波瓣噴口模型憑借大引射系數(shù)的優(yōu)勢，最終紅外輻射僅為基準模型的55%左右。除此之外，加大排氣流與環(huán)境氣流的摻混程度也可抑制氣體的紅外輻射，如侵入角為30°的鋸齒噴口模型，引射系數(shù)不高于基準模型，但由于流向渦和正交渦強度和作用范圍更大，最終3～5 μm 波段氣體紅外輻射強度仍只有基準模型的85%左右。

4）當引射系數(shù)提升到一定程度后，排氣速度增大過多，導致混合噴管的射流噪聲增強，如小瓣寬的波瓣噴口模型引射系數(shù)大，在水平探測圓周和橫切探測圓周上，同一測量點的噪聲級大于基準模型約4%。提升排氣流與環(huán)境氣流的摻混程度有利于降低混合噴管的射流噪聲，因此波瓣噴口和鋸齒噴口模型雖然排氣流量比基準模型大，但峰值噪聲更低，與基準模型相比，B-1 模型、B-2 模型、b-1 模型、b-2 模型噪聲峰值分別降低了13%、9%、1%和5%，C-1 模型噪聲峰值與基準模型相當，C-2 模型和C-3 模型的噪聲峰值分別降低2%和5%；正交渦在促進射流與環(huán)境氣流摻混的同時容易增大射流的高頻噪聲，因此提升排氣流的流向渦強度對抑制射流噪聲更有幫助。

5）綜合考慮3 種噴口結(jié)構(gòu)，波瓣噴口結(jié)構(gòu)比狹長矩形結(jié)構(gòu)和鋸齒結(jié)構(gòu)擁有更好的紅外和噪聲抑制效能，并且對排排列的波瓣噴口比錯排排列噴口激勵的流向渦強度更大，小瓣寬波瓣噴口模型雖然對紅外抑制效果優(yōu)異，但在射流噪聲抑制方面表現(xiàn)較不理想。最終，B-1 模型在紅外輻射和噪聲抑制兼容性上表現(xiàn)最均衡，最值得被采納。