征建生，單勇,，張靖周,2

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016 2.先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)協(xié)同創(chuàng)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(xué) 能源與動力學(xué)院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016 2.先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京 100083

運(yùn)用數(shù)值模擬方法，在主流總溫920 K、冷卻空氣總溫470 K的參數(shù)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(zhì)量流量以內(nèi))和矢量偏轉(zhuǎn)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(jié)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(qiáng)度，開孔率為2%的氣膜孔陣列的表面降溫效果相對較優(yōu)；冷卻空氣質(zhì)量流量比超過2.85%時，塞錐表面溫度降低幅度隨冷卻質(zhì)量流量比的變化趨于減緩，當(dāng)冷卻空氣質(zhì)量流量比為2.85%時，水平探測面±30°探測角內(nèi)紅外輻射強(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)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(zhuǎn)；數(shù)值模擬

推進(jìn)系統(tǒng)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(qiáng)度，國內(nèi)外研究人員針對噴管形狀、表面冷卻和低紅外發(fā)射涂層應(yīng)用等技術(shù)途徑開展了系列的研究[2-8]?；诎l(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)內(nèi)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(shù)措施。

塞式噴管是一種典型的噴管結(jié)構(gòu)，20世紀(jì)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(jìn)行了系列的研究工作[9-11]。近年來，塞式噴管再次引起國內(nèi)外研究人員的關(guān)注，在塞錐結(jié)構(gòu)優(yōu)化、塞式噴管底部減阻、推力矢量調(diào)節(jié)等方面取得了很大的研究進(jìn)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(shù)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(jìn)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(nèi)部的遮擋，但必須對塞錐尾緣實(shí)施有效的壁面冷卻，才能體現(xiàn)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(shù)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(jìn)行了研究，重點(diǎn)研究塞錐尾緣陣列氣膜孔排布、冷卻流量以及矢量偏轉(zhuǎn)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(wǎng)格量巨大，因此在計算模型中未考慮噴管腔體內(nèi)部混合器、渦輪后支板和火焰穩(wěn)定器等真實(shí)的結(jié)構(gòu)，而是以噴管上游內(nèi)外涵充分混合后的某一截面為計算模型進(jìn)口截面。在球面段后由連接段實(shí)現(xiàn)圓轉(zhuǎn)矩形截面的過渡，并通過球面實(shí)現(xiàn)塞錐段整體偏轉(zhuǎn)，如圖1(b)，圖中x為二元塞式噴管軸向坐標(biāo)，y為噴管徑向坐標(biāo)。

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(jié)構(gòu)示意圖
Fig.2 Schematic of air-cooled plug structure

圖2為氣冷塞錐的剖面結(jié)構(gòu)，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(jié)構(gòu)，夾層通道高度為h=4 mm，對應(yīng)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(jìn)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(jìn)行全域計算所涉及的陣列氣膜孔數(shù)量過大，因此選取對稱面附近的一個區(qū)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(fā)展，所以在噴管出口外選取選取一個足夠大的區(qū)域作為外場，外場軸向長度為噴管直徑的30倍，縱向?yàn)閲姽苤睆降?0倍。

計算域相應(yīng)的邊界條件如下：主流入口的質(zhì)量流量為0.812 5 kg/s，總溫為920 K；冷卻氣流入口設(shè)為質(zhì)量流量進(jìn)口，按照冷卻空氣質(zhì)量流量比給定，同時假設(shè)冷卻空氣由外涵氣流提取，總溫設(shè)為470 K。外場邊界壓力值為外界大氣壓力，設(shè)為地面標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力，其他變量按流向偏導(dǎo)數(shù)為零處理。固體壁面采用無滑移固壁邊界條件，排氣系統(tǒng)內(nèi)部各部件設(shè)定為流-固耦合面。

表1 氣膜孔參數(shù)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(jìn)行計算?？紤]燃?xì)馀c固體壁面間的輻射換熱，所有壁面的發(fā)射率ε均設(shè)為0.75。在計算時加入了組分輸運(yùn)模型以確定排氣系統(tǒng)的氣體組分分布，主要成分(氮?dú)狻⒍趸己退魵?的質(zhì)量百分比按照文獻(xiàn)[19]確定。

計算網(wǎng)格劃分采用Gambit軟件，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，由于主要研究塞錐表面及氣膜孔，所以在塞錐處進(jìn)行局部加密。經(jīng)網(wǎng)格獨(dú)立性實(shí)驗(yàn)后采用800萬左右網(wǎng)格。流動傳熱控制方程采用二階迎風(fēng)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(shè)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(jìn)行俯仰矢量作動時，需要從兩個正交的方向放置探測點(diǎn)。如圖5所示，探測點(diǎn)分布在噴管水平和垂直對稱面內(nèi)的圓弧上，探測距離為60 m。0°探測角正對排氣系統(tǒng)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(jié)果與討論

2.1 開孔率的影響

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

圖6 無矢量偏轉(zhuǎn)氣膜孔開孔率對噴流馬赫數(shù)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(shù)分布，可見在塞錐尾緣鄰近頂點(diǎn)位置存在明顯的斜激波，由于噴管出口為欠膨脹狀態(tài)，氣流在噴管出口下游繼續(xù)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(fā)展存在一定的影響，鄰近頂點(diǎn)位置高馬赫數(shù)環(huán)面積縮減。在相同的冷卻空氣質(zhì)量流量下，開孔率的改變導(dǎo)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(qū)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(yīng)于激波入射點(diǎn)前方區(qū)域(軸向坐標(biāo)x對應(yīng)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(diǎn)之后的區(qū)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(diǎn)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(qū)域氣膜孔出流。開孔率為2%的陣列氣膜孔排總體較優(yōu)。

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(shù)分布，與圖6(a)和圖6(b)結(jié)合起來分析，在相同的氣膜孔開孔率下，隨著冷卻空氣質(zhì)量流量比的提高，射流噴注速度增大，鄰近頂點(diǎn)位置高馬赫數(shù)環(huán)面積逐漸趨于縮減。

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

圖8無矢量偏轉(zhuǎn)冷卻空氣流量對噴流馬赫數(shù) 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(zhì)量流量比下的噴管相對紅外輻射強(qiáng)度I/I0分布，I為噴管的紅外輻射強(qiáng)度，對比基準(zhǔn)紅外輻射強(qiáng)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(zhì)量流量比為0.71%時，在后向探測角-30°～30°范圍內(nèi)紅外輻射強(qiáng)度下降20%左右；冷卻空氣質(zhì)量流量比為2.85%時，后向探測角-30°～30°范圍內(nèi)紅外輻射強(qiáng)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(qiáng)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(dāng)冷卻空氣質(zhì)量流量比超過2.85%后，再增加冷卻空氣質(zhì)量流量比所帶來的紅外輻射強(qiáng)度抑制效果趨于微弱。

圖10冷卻空氣量對噴管紅外輻射強(qiáng)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(zhuǎn)的影響

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

圖11為矢量偏轉(zhuǎn)角20°時塞錐噴管尾流馬赫數(shù)分布圖。顯然矢量偏轉(zhuǎn)時塞錐上下通道馬赫數(shù)分布呈現(xiàn)非對稱性，由于在矢量偏轉(zhuǎn)時，塞錐與來流方向的夾角也隨著改變，塞錐尾緣頂點(diǎn)附近的高馬赫數(shù)分布區(qū)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(zhuǎn)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(zhuǎn)下噴流馬赫數(shù)分布(α=20°)
Fig.11Flow Mach number distribution with vector deflection (α=20°)

圖12 矢量偏轉(zhuǎn)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(qiáng)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(zhuǎn)矢量角下紅外輻射強(qiáng)度分布，將紅外輻射強(qiáng)度無量綱化，以無矢量偏轉(zhuǎn)時無冷卻塞錐噴管總紅外輻射強(qiáng)度的最大值為基準(zhǔn)分別定義總紅外輻射強(qiáng)度相對比Ir。在水平探測面上，如圖13(a)所示，由于塞錐偏轉(zhuǎn)更多地遮擋了噴管內(nèi)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(xiàn)了輻射強(qiáng)度下降的現(xiàn)象，且隨著偏轉(zhuǎn)矢量角的增大，紅外輻射強(qiáng)度呈現(xiàn)逐漸下降的趨勢；在鉛垂探測面上，如圖13(b)所示，矢量偏轉(zhuǎn)與無矢量偏轉(zhuǎn)噴管相比，峰值紅外輻射的探測角發(fā)生了相應(yīng)的變化，在矢量偏轉(zhuǎn)后，上方探測的紅外輻射強(qiáng)度相對無矢量偏轉(zhuǎn)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(zhuǎn)角20°時峰值紅外輻射強(qiáng)度增加約12%。同時注意到，在大的矢量偏轉(zhuǎn)角下，鉛垂面下方出現(xiàn)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(xiàn)出較大的暴露區(qū)域，對這兩個探測角下的紅外輻射分別起到了主要貢獻(xiàn)。

3 結(jié) 論

通過數(shù)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(jìn)行了研究。

1) 在塞錐尾緣鄰近頂點(diǎn)位置存在明顯的斜激波，對應(yīng)于激波入射點(diǎn)前方區(qū)域，大開孔率陣列氣膜的降溫效果較優(yōu)，而在激波入射點(diǎn)之后的區(qū)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(yōu)。

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

3) 在水平探測面上，冷卻空氣質(zhì)量流量比冷卻空氣質(zhì)量流量比為2.85%時，后向探測角±30°內(nèi)紅外輻射強(qiáng)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(qiáng)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(zhuǎn)矢量角的增大，紅外輻射強(qiáng)度呈現(xiàn)逐漸下降的趨勢；但在鉛垂探測面上，矢量偏轉(zhuǎn)角20°時峰值紅外輻射強(qiáng)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

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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(xué)報，2017,38(12):121384.ZHENGJS，SHANY，ZHANGJZ.Coolingandinfraredradiationsuppressioneffectofplugtrailing-bodyoftwo-dimensionalvectorplugnozzleJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121384.

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1000-6893(2017)12-121384-08

張晗)