盧浩浩，吉洪湖，劉 健，王 浩，王 丁

涵道比對二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)紅外特征影響的實驗研究

盧浩浩，吉洪湖，劉 健，王 浩，王 丁

（南京航空航天大學 能源與動力學院，江蘇 南京 210016）

通過改變外涵流量，實驗研究了涵道比0.3和1時，相同結(jié)構(gòu)的二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)幾何偏轉(zhuǎn)0°、10°、20°三種模型下壁面溫度與紅外輻射特征分布。結(jié)果表明：涵道比1相對涵道比0.3時，排氣系統(tǒng)火焰穩(wěn)定器下游壁面溫度具有較大降幅，隔熱屏、收斂段、側(cè)壁、擴張段壁面溫度分別降低170K、317K、227K和153K；涵道比0.3時，隨著幾何偏角增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射強度增大，最大增幅70.2%；但涵道比1時，正好相反，隨著幾何偏角增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射強度下降，最大降幅65%。涵道比增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射特征下降，幾何偏轉(zhuǎn)0°、10°、20°時，正尾向分別降低33.3%、42.1%、60.9%。

二元俯仰噴管；涵道比；矢量偏轉(zhuǎn)；紅外隱身

0 引言

近些年來，紅外探測和制導技術(shù)受到各軍事強國的重視，相關(guān)技術(shù)得到了迅猛的發(fā)展，如機載紅外搜索跟蹤器探測距離已達200km[1]，與雷達探測距離相當，飛行器受到的紅外威脅急劇增大，為此急需發(fā)展帶隱身能力的飛行器。國外早已有此類飛行器，如F117、B2、F22等等，但相關(guān)的紅外隱身技術(shù)研究卻未公開，為此國內(nèi)也有眾多學者對飛行器及其排氣系統(tǒng)展開了研究。

對于飛行器蒙皮輻射，主要是8～14mm波段輻射，林杰[2]、黃偉[3]、馮云松[4]等研究了發(fā)射率、環(huán)境背景等因素對飛行器蒙皮表面紅外輻射特征的影響。對于3～5mm中波波段主要是排氣系統(tǒng)的輻射。采用異型噴管如二元噴管[5]、帶遮擋的二元噴管[6]、S型噴管[7]、塞式噴管[8]等可以有效地遮擋排氣系統(tǒng)內(nèi)部高溫部件，降低紅外輻射。王殿磊[9]、張勃[10]、周兵[11]、單勇[12]等研究了中心錐冷卻對排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的抑制規(guī)律，發(fā)現(xiàn)中心錐冷卻可以有效降低尾向紅外輻射特征。斯仁[13]、額日其太[14]等研究了噴管段冷卻對排氣系統(tǒng)的紅外抑制影響。陳俊[15]通過實驗研究了低發(fā)射率涂層的紅外抑制作用。此外采用引射噴管[16]可以加強冷熱氣流混合，降低噴流溫度。以上這些排氣系統(tǒng)的紅外抑制技術(shù)主要應(yīng)用于現(xiàn)有發(fā)動機改型設(shè)計階段，若能在發(fā)動機最初發(fā)動機參數(shù)設(shè)計階段考慮紅外隱身，將具有重要意義。Decher[17]等研究了發(fā)動機總體設(shè)計參數(shù)對紅外輻射的影響，王豐[18]等通過實驗手段研究了涵道比變化對軸對稱噴管紅外特征影響。

本文針對目前二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)，研究了2種涵道比下排氣系統(tǒng)固體壁面溫度以及紅外特征分布，涵道比增大可以有效降低壁面溫度以及紅外特征。

1 實驗系統(tǒng)與實驗?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 實驗系統(tǒng)介紹

如圖1給出了本次實驗所采用的渦扇發(fā)動機模擬實驗系統(tǒng)。該實驗系統(tǒng)主要由內(nèi)涵風機，燃油控制臺，燃燒室，外涵風機，試驗段組成。實驗過程中主流由內(nèi)涵風機提供常溫氣流，燃油控制臺提供燃油，經(jīng)燃燒室燃燒產(chǎn)生高溫燃氣，次流由外涵風機提供氣流，經(jīng)由四根外涵管路進入次流通道混合，最后兩股氣流流經(jīng)試驗段，形成混合燃氣流排出。

圖1 實驗系統(tǒng)圖

1.2 實驗件介紹

本文研究模型為二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)，如圖2所示，該排氣系統(tǒng)主要由中心錐，支板，混合器，加力筒，隔熱屏以及二元俯仰矢量噴管。加力筒段采用具有較優(yōu)的流動性能的超橢圓設(shè)計[19]，二元俯仰矢量噴管由收斂段、擴張段、旋轉(zhuǎn)軸以及側(cè)壁段組成。圍繞該旋轉(zhuǎn)軸噴管擴張段可以實現(xiàn)上下±20°偏轉(zhuǎn)，圖中虛線給出了矢量偏轉(zhuǎn)10°，20°的示意圖。噴管收斂角40°，擴張角3.6°（非矢量狀態(tài)），喉道寬高比3.906。

圖2 二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)模型

2 實驗狀態(tài)及測量方法

2.1 實驗狀態(tài)

實驗研究了兩種涵道比狀態(tài)分別為涵道比0.3和涵道比1。實驗過程中控制兩次實驗內(nèi)涵流量0.9kg/s不變，外涵流量從0.27kg/s增加至0.9kg/s。內(nèi)涵進口溫度830K，外涵進口溫度由環(huán)境溫度決定，兩次實驗狀態(tài)接近。

2.2 溫度測量

實驗過程中采用熱電偶對排氣系統(tǒng)以及燃氣流溫度進行監(jiān)測和測量，如圖3所示給出了二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)熱電偶布置位置，圖中矩形的表示是內(nèi)外涵總溫熱電偶，其他圓點表示固體壁面溫度熱電偶，熱電偶布置于相互垂直的兩個平面內(nèi)，對于偏轉(zhuǎn)的擴張段，上下表面均布置了熱電偶。

圖3 排氣系統(tǒng)熱電偶布置

2.3 紅外輻射測試

實驗過程中采用傅里葉變換紅外光譜輻射儀測量二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)紅外輻射強度。如圖4所示，該系統(tǒng)包含傅里葉變換紅外光譜輻射儀，可見光視頻監(jiān)視系統(tǒng)，黑體爐，采集電腦等。為減小實驗臺其他部件紅外輻射對測量的影響，實驗過程中對噴管外的其他部件采用黑色背景板進行遮擋。實驗測試了排氣系統(tǒng)三個探測面，根據(jù)二元俯仰矢量噴管特性，分為窄邊探測面，寬邊探測面-上方，寬邊探測面-下方，如圖5所示。實驗測量距離35m，測量角度為0°、5°、10°、15°、20°、30°、45°、60°、75°和90°，其中0°表示尾噴管正后方，90°表示與燃氣流垂直的方向。實驗中的具體測量方法以及實驗數(shù)據(jù)處理過程參見參考文獻[20]。

圖4 紅外輻射特征探測系統(tǒng)

圖5 探測位置示意圖

3 計算結(jié)果與分析

3.1 排氣系統(tǒng)固體壁面溫度分布

實驗測量了兩種涵道比情況下二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)固體壁面溫度。圖6給出了非矢量狀態(tài)下，寬邊一側(cè)壁面溫度，圖7給出了非矢量狀態(tài)下，窄邊一側(cè)壁面溫度。圖中橫坐標表示熱電偶位置，縱坐標表示溫度。

圖中可以看出，中心錐壁面溫度，沿著氣流方向有微弱下降，兩次實驗狀態(tài)，內(nèi)涵進口溫度和流量不變，中心錐溫度也基本保持不變。隔熱屏寬邊（圖6中隔熱屏）一側(cè)壁面溫度沿著氣流方向逐漸上升，這是由于寬邊一側(cè)越靠近下游型面收斂越厲害，燃氣沖刷所致；而隔熱屏窄邊（圖7中隔熱屏）一側(cè)則沿著氣流方向溫度逐漸下降，這是因為窄邊一側(cè)，型面變化較弱，隔熱屏和加力筒之間的那股低溫外涵氣流對隔熱屏具有較好降溫作用。兩種狀態(tài)下，大涵道比時溫度降低較多，隔熱屏寬邊平均溫度下降190K，隔熱屏窄邊平均溫度下降150K，外涵氣流的增加，能夠在隔熱屏壁面上形成較厚的低溫冷卻層，起到很好的保護作用。噴管收斂段受熱燃氣沖刷作用，沿著氣流方向溫度上升。小涵道比時由于貼壁的外涵冷氣流已經(jīng)很少，故噴管擴張段和側(cè)壁段壁面溫度沿氣流方向基本保持不變，而大涵道比時在擴張段和側(cè)壁上游仍然具有一定得外涵冷氣流，壁面溫度相對較低，故沿著氣流方向，溫度呈現(xiàn)上升趨勢。由于加力筒和隔熱屏之間通道內(nèi)的外涵氣流流出之后，主要貼壁在噴管收斂段和側(cè)壁段上游部分，上游冷卻效果較佳，故兩種涵道比下噴管收斂段下降最多，平均溫降317K，側(cè)壁平均溫降227K，而擴張段平均溫降僅153K。

圖6 兩種涵道比下，中心錐、隔熱屏、收斂段、擴張段溫度

圖7 兩種涵道比下，中心錐、隔熱屏、側(cè)壁段壁面溫度

3.2 排氣系統(tǒng)紅外輻射特征分布

實驗測試了兩種狀態(tài)下排氣系統(tǒng)紅外輻射特征。圖8和圖9分別給出了二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)窄邊探測面和寬邊探測面結(jié)果。圖中實線，虛線，點劃線分別表示排氣系統(tǒng)幾何偏轉(zhuǎn)0°、10°、20°狀態(tài)，曲線上帶有符號的表示涵道比0.3，沒有符號的代表涵道比1。

圖8中可以看出，涵道比0.3時，對于排氣系統(tǒng)尾向0～5°和75°～90°范圍內(nèi)，3種幾何偏角下，積分輻射強度基本保持不變，方位角5°～75°方向，隨著幾何偏角的增大，紅外輻射強度增大。這是由于幾何偏轉(zhuǎn)雖然會導致中心錐、火焰穩(wěn)定器、隔熱屏等高溫部件尾向投影面積變小，紅外輻射減小，但偏轉(zhuǎn)同時會增加噴管擴張段的投影面積，進而紅外輻射強度增大，小涵道比時，噴管擴張段溫度較高，紅外輻射強度較大，故小角度時排氣系統(tǒng)紅外特征保持不變，大角度方向排氣系統(tǒng)紅外輻射強度增大。75°～90°方向主要是尾噴流輻射，幾何偏轉(zhuǎn)雖然改變了噴流方向但對噴流紅外輻射影響較小。在45°方向，幾何偏轉(zhuǎn)20°后相對幾何偏轉(zhuǎn)0°時，紅外輻射特征增大70.2%。涵道比1時，0～90°范圍內(nèi)，隨著幾何偏轉(zhuǎn)角度的增大，紅外輻射強度下降，與上文以下，幾何偏轉(zhuǎn)會導致高溫部件投影面積增大，噴管擴張段投影面積增強，與上文不同的是，涵道比1時，噴管擴張段壁面溫度較低，紅外輻射較小，故而導致隨著幾何偏角的增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射特征下降。在尾向0°方向，降幅34.8%，最大降幅在45°方向，降幅達65%。綜合對比兩種涵道比下，隨著涵道比增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射特征下降。

圖9中可以看出，涵道比0.3時，尾向小角度±5°、45°～90°和－60°～－90°范圍內(nèi)，隨著幾何偏角的增大，紅外特征變化較小。5°～45°和－5°～－60°范圍內(nèi)，隨著幾何偏角的增大，紅外特征增大。具體的原因與上文類似，對于－90～90°范圍內(nèi)幾何偏轉(zhuǎn)會導致內(nèi)部高溫部件投影面積減小，但噴管擴張段投影面積增大，紅外特征在某些角度增大，－15°方向增幅最大，相對0°偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)20°時，紅外特征增大59%。涵道比1時，隨著幾何偏角增大，紅外特征整體下降，且紅外特征最大方向隨著幾何偏轉(zhuǎn)而同向偏轉(zhuǎn)。綜合對比兩種涵道比，隨著涵道比增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射強度下降，幾何偏轉(zhuǎn)0°、10°、20°時，尾向0°時紅外特性分別下降33.3%，42.1%，60.9%。大角度－10°～－60°以及10°～60°范圍內(nèi)，涵道比較小時，噴管擴張段壁面溫度較高，排氣系統(tǒng)紅外特征隨探測角度變化較小，而涵道比較大時，噴管擴張段溫度較低，紅外輻射較小，可以看出探測角度增大后，排氣系統(tǒng)內(nèi)部高溫部件被遮擋之后，紅外輻射特征迅速下降。

圖8 窄邊探測面上，兩種涵道比下排氣系統(tǒng)積分輻射強度

圖9 寬邊探測面上，兩種涵道比下排氣系統(tǒng)積分輻射強度

4 結(jié)論

本文通過實驗測試手段，研究了涵道比0.3和涵道比1時，二元俯仰矢量排氣系統(tǒng)，幾何偏轉(zhuǎn)0°、10°、20°三種狀態(tài)下壁面溫度分布及紅外特征，主要結(jié)論如下：

1）兩種涵道比下，中心錐溫度保持不變，涵道比1相對涵道比0.3時，隔熱屏壁面溫降170K，噴管收斂段溫降317K，側(cè)壁溫降227K，擴張段溫降153K。

2）涵道比0.3時，隨著幾何偏角的增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射強度增大，最大增幅70.2%；涵道比1時，隨著幾何偏角增大，排氣系統(tǒng)紅外輻射強度減小，最大降幅65%。

3）涵道比增大時，排氣系統(tǒng)紅外輻射特征下降，幾何偏轉(zhuǎn)0°、10°、20°時，正尾向分別降低33.3%，42.1%，60.9%。

[1] 桑建華. 飛行器隱身技術(shù)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2013.

SANG Jianhua.[M]. Beijing:, 2013.

[2] 林杰, 江勇, 方浩百, 等. 飛機整機蒙皮自身紅外輻射特性建模與分析[J]. 紅外技術(shù), 2012, 34(5): 286-291.

LING Jie, JIANG Yong, FANG Haobai, et al. Modeling and analysis on self-infrared radiation characteristics of whole aircraft skin[J]., 2012, 34(5): 286-291.

[3] 黃偉, 吉洪湖. 蒙皮反射的背景輻射對亞音速飛機紅外特征的影響研究(二):應(yīng)用[J]. 紅外與激光工程, 2015, 44(7): 2039-2043.

HUANG Wei, JI Honghu. Effect of reflected background radiation by skin on infrared characteristics of subsonic aircraft(Ⅱ)：application[J]., 2015, 44(7): 2039-2043.

[4] 馮云松, 路遠, 凌永順. 發(fā)射率對飛機蒙皮溫度及紅外輻射特性的影響[J].紅外與激光工程, 2013, 42(2): 294-299.

FENG Yunsong, LU Yuan, LING Yongshun. Influence of surface emissivity on temperature and infrared radiation characteristics of aircraft skin[J]., 2013, 42(2): 294-299.

[5] 羅明東, 吉洪湖, 黃偉, 等. 無加力渦扇發(fā)動機二元噴管的紅外輻射特性實驗[J]. 航空動力學報, 2006, 21(4): 631-636.

LUO Mingdong, JI Honghu, HUANG Wei, et al. An experimental investigation on infrared radiation characteristics of 2-D nozzles of turbofan engine afterburner[J]., 2006, 21(4): 631-636.

[6] 范仁鈺, 張靖周, 單勇. 遮擋板結(jié)構(gòu)對二元噴管紅外輻射特性的影響[J]. 航空動力學報, 2011, 26(2): 343-348.

FAN Renyu, ZHANG Jingzhou, SHAN Yong. Effects of sheltering baffles on the infrared radiation characteristics of two-dimensional nozzles[J]., 2011, 26(2): 343-348.

[7] 劉常春, 吉洪湖, 李娜, 等. 一種二元S 彎噴管的紅外輻射特性數(shù)值研究[J]. 工程熱物理學報, 2010, 31(9): 1507-1570.

LIU Changchun, JI Honghu, LI Na, et al. Numerical simulation on infrared radiation characteristics of 2D S-Nozzle[J]., 2010, 31(9): 1507-1570.

[8] 陳俊, 吉洪湖, 黃偉, 等. 渦扇發(fā)動機軸對稱塞式噴管紅外輻射特征計算[J]. 航空動力學報, 2010, 31(12): 2079-2082.

CHEN Jun, JI Honghu, HUANG Wei, et al. Investigation of the infrared radiation characteristic for plug nozzle of a turbofan engine[J]., 2010, 31(12): 2079-2082.

[9] 王殿磊, 張勃, 吉洪湖, 等. 氣膜孔布置形式對發(fā)動機尾錐冷卻與紅外抑制特性的影響[J]. 紅外技術(shù), 2012, 34(3): 159-163.

WANG Dianlei, ZHANG Bo, JI Honghu, et al. Investigation of effect of hole arrangement on cone cooling and infrared radiation characteristics[J]., 2012, 34(3):159-163.

[10] 張勃, 吉洪湖. 尾錐冷卻對噴管腔體紅外輻射的抑制作用數(shù)值分析[J]. 航空動力學報, 2012, 27(3): 560-565.

ZHANG Bo, JI Honghu. Numerical investigation of thermal radiation characteristics of nozzle cavities with center cone cooled[J]., 2012, 27(3): 560-565.

[11] 周兵, 吉洪湖. 尾錐冷卻對軸對稱分開排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的影響[J]. 紅外技術(shù), 2016, 38(5): 422-428.

ZHOU Bing, JI Honghu. The effect of plug cooling on infrared radiation characteristic of axisymmetric individual exhaust system[J]., 2016, 38(5): 422-428.

[12] 單勇, 張靖周, 邵萬仁, 等. 渦扇發(fā)動機排氣系統(tǒng)尾錐氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的氣動和紅外輻射特性實驗[J]. 航空動力學報, 2013, 27(1): 9-16.

SHAN Yong, ZHANG Jingzhou, SHAO Wanren, et al. Experiments on a aerodynamic and infrared radiation characterist of film-cooling center-body exhaust system for a turbofan engine[J]., 2013, 27(1): 9-16.

[13] 斯仁, 吉洪湖, 劉常春, 等. 冷卻抑制二元收擴噴管紅外特征的模型實驗與數(shù)值研究[J]. 推進技術(shù), 2014, 35(4):463-469.

SI Ren, JI Honghu, LIU Changchun, et al. Model Experiment and Numerical Analysis on Infrared Character and Infrared Suppression by Cooling of Two-Dimensional Convergent Divergent Nozzle[J]., 2014, 35(4): 463-369.

[14] 額日其太, 王強, 吳壽生, 等. 噴管超聲速壁面冷卻熱態(tài)試驗研究[J]. 推進技術(shù), 2001, 22(4):322-325.

Eri qitai, WANG Qiang, WU Shousheng, et al. Hot-air experimental investigation of cooling applicable to exhaust nozzles[J]., 2001, 22(4):322-325.

[15] 陳俊, 吉洪湖, 斯仁, 等. 采用低發(fā)射率涂層的發(fā)動機排氣系統(tǒng)紅外特征實驗[J]. 紅外技術(shù), 2011, 33(7): 395-400.

CHEN Jun, JI Honghu, SI Ren, et al. Experiment of suppression for nozzle with infrared emissivity coating[J]., 2011, 33(7): 395-400.

[16] 劉福城, 吉洪湖, 斯仁, 等. 短套管二元引射噴管設(shè)計及氣動與紅外特性數(shù)值研究[J]. 紅外技術(shù), 2013, 35(10): 623-628.

LIU Fucheng, JI Honghu, SI Ren, et al. Numerical simulation of two-dimensional ejector nozzle with short shroud [J]., 2013, 35(10): 623-628.

[17] Decher R. Infrared emissions from turbofans with high aspect ratio nozzles[J]., 1981, 18(12): 1025-1031．

[18] 王豐, 吉洪湖, 黃偉. 渦扇發(fā)動機涵道比與紅外輻射特征的關(guān)系實驗[J]. 重慶理工大學學報: 自然科學, 2015, 29(1): 41-46.

WANG Feng, JI Honghu, HUANG Wei. Experimental research of relation between bypass ratio of turbofan engine and characteristics of infrared radiation [J].:, 2015, 29(1).

[19] 李娜, 吉洪湖. 混合排氣二元收斂噴管與發(fā)動機流量匹配設(shè)計方法[J]. 航空動力學報, 2011, 26(9): 2141-2147.

LI Na, JI Honghu. Study on matching method for core and bypass mass flux of 2-D convergent nozzle of mixed flow [J]., 2011, 26(9): 2141-2147.

[20] 羅明東, 吉洪湖, 黃偉, 等. 用FTIR光譜儀測量排氣系統(tǒng)中紅外光譜輻射強度的方法[J]. 航空動力學報, 2007, 22(9): 1423-1429.

LUO Mingdong, JI Honghu, HUANG Wei, et al. Research on measurement method of mid-IR spectral radiant intensity of exhaust system with FTIR spectrometer[J]., 2007, 22(9): 1423-1429.

Experimental Investigation of Infrared Radiation Characteristics of Two-Dimensional Convergent-Divergent Vectoring Nozzle Exhaust System on Different Bypass Ratio States

LU HaoHao，JI Honghu，LIU Jian，WANG Hao，WANG Ding

(,,210016,)

By changing bypass mass flow, the wall temperature distribution and infrared radiation characteristics of two dimensional convergent-divergent (2D-CD) vectoring nozzle exhaust system with geometric deflection angles of 0, 10, 20 are numerically studied, at bypass ratio(BPR) 0.3 and 1.0. The results show that the wall temperatures downstream of the flame holder decrease significantly at BPR 1.0, which decrease by 170K, 317K, 227K and 153K, respectively, at heat shield, convergent section, side wall section and divergent section than those at BPR 0.3; at BPR 0.3, the infrared radiation intensity of exhaust system increases as the geometric deflected angle increases, reaching a maximum amplification of 70.2%, while at BPR 1.0, the infrared intensity behaves in the opposite way, with a maximum drop of 65%; the increase of BPR decreases the infrared radiation of exhaust system, especially in the tail direction where the drop is 33.3%, 42.1% and 60.9%, respectively, at geometric deflection angles of 0°, 10°, 20°.

2D-CD nozzle，bypass ratio，vector deflection，infrared stealth

V231.1

A

1001-8891(2017)07-0648-05

2016-10-25；

2016-12-29.

盧浩浩（1987-），男，江蘇南通人，博士研究生，主要從事飛行器紅外隱身技術(shù)研究。