蔣坤宏，張靖周，單勇，鄭禛，楊宗耀

南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016

隨著紅外探測和制導技術的發(fā)展，飛行器所面臨的紅外隱身與反隱身對抗日趨激烈[1-3]。對于武裝直升機而言，加裝紅外抑制器是有效降低其主要威脅方向3～5 μm紅外輻射強度的技術途徑，其技術原理在于利用排氣動能引射環(huán)境冷氣降低排氣溫度，并利用彎曲混合管遮擋發(fā)動機高溫部件[4-5]，該項技術起源于20世紀70年代后期，國內(nèi)外研究人員對其高效引射-摻混機制[6-10]和紅外輻射特性[11-15]開展了大量的基礎研究，取得了顯著的技術進步。

為有效應對未來武裝直升機多頻譜隱身的迫切需求，從紅外的角度需要對抗8～14 μm波段的紅外成像探測，因此，發(fā)展更為先進的紅外抑制策略無疑具有重要的應用背景?；谥鄙龣C后機身的一體化集成紅外抑制器被公認為代表了未來紅外抑制器技術的發(fā)展趨勢，它將排氣系統(tǒng)內(nèi)置于直升機后機身，不僅實現(xiàn)了高溫部件紅外輻射的有效遮擋，同時可以利用旋翼下洗氣流和引射氣流對高溫部件和排氣尾焰實施有效的冷卻[16]，具備全向紅外輻射抑制的功能并且有利于實現(xiàn)雷達散射縮減。唐正府等[17-18]針對后機身一體化紅外抑制器的氣動和紅外輻射特性進行了一系列試驗和數(shù)值研究；任利鋒等[19]對內(nèi)埋式紅外抑制器的排氣出口形狀、下洗氣流速度和蒙皮發(fā)射率的影響進行了數(shù)值研究；潘丞雄等[20-21]對后機身一體化縮比模型的表面溫度場和紅外輻射特性進行了數(shù)值建模和分析，分析了排氣溫度對機身溫度場和紅外輻射的影響。

與常規(guī)引射式紅外抑制器相比，針對一體化紅外抑制器的研究還相對缺乏。尤其是，在一體化紅外抑制方案中，因為內(nèi)部的輻射換熱而誘導較高的機身表面溫度，必須采取有效的方式降低機身表面溫度。鑒于此，本文針對一體化紅外抑制器開展流動換熱和紅外輻射特性的數(shù)值研究，重點針對內(nèi)部遮擋和出口修型的影響，以期為其結構優(yōu)化設計提供應用基礎。

1 物理模型

圖1為后機身一體化紅外抑制器基準模型(記作A0)結構示意圖，考慮到安裝雙發(fā)動機的后機身結構具有對稱性，選取直升機后機身一側作為物理模型，在物理模型的幾何參數(shù)上，選取長、寬、高分別為3 400、1 180、1 740 mm。在后機身蒙皮(編號1)上方布置2個開口(編號6)，以引入旋翼下洗氣流進入直升機后機身內(nèi)部，進口面積分別為0.188 4 m2(對應前進氣口)和0.476 5 m2(對應后進氣口)。發(fā)動機排氣由主流進口(編號2)引入，經(jīng)帶中心錐體(編號3)的波瓣噴管(編號5)噴射進入混合管(編號7)，同時利用主流的動量泵吸作用抽吸環(huán)境冷空氣從次流入口(編號4)進入混合管與高溫主流形成摻混，其中，波瓣噴管直徑為290 mm，12個波瓣沿周向均勻分布，瓣寬為30 mm，波谷和波峰直徑分別為180 mm和350 mm，波瓣徑向向內(nèi)和向外擴張角分別為17°和9.5°；彎曲混合管進口直徑d為460 mm。該彎曲混合管總長度為3 185 mm，具有大寬高比出口(編號8)，排氣出口長度和寬度分別為2 000 mm和84 mm，將混合氣流從狹長排氣出口排出，并經(jīng)機身兩側下方的下洗氣流排氣口(編號9)與進入直升機后機身內(nèi)部的旋翼下洗氣流一并排出，側向排氣氣流角為45°，如圖2所示；在后機身中部，設置一個隔層(編號10)將排氣系統(tǒng)與后機身底部相隔離。

圖1 一體化紅外抑制器基準模型A0示意圖

圖2 后機身內(nèi)部流動示意圖(Al模型)

在機身內(nèi)部對混合管進行遮擋，以減小混合管與后機身蒙皮之間的輻射傳熱。遮擋方案有兩種：① 在混合管外套加一個與之相匹配的遮擋套，如圖3(a)所示，遮擋套與混合管之間的間距為30 mm，記作A1模型；② 在混合管與后機身蒙皮之間加裝一個遮擋板，如圖3(b)所示，遮擋板為三維曲面造型，與混合管的最小間距為40 mm，記作A2模型。

圖3 混合管遮擋方式示意圖

以A1模型為基礎對后機身出口進行改進。相對于A1模型(見圖2)，改進方案有兩種：① 將后機身的下側壁面與隔層相交處進行倒圓處理，以期使得旋翼下洗氣流在機身內(nèi)部的流動及排出流暢，記為B1模型，如圖4(a)所示；② 在后機身內(nèi)側建立狹縫輔助壁面與后機身壁面形成狹窄流道，以期將部分下洗氣流引入狹窄流道內(nèi)，對后機身的下側壁面進行冷卻，記為C1模型，如圖4(b)所示。

圖4 后機身出口修型示意圖

2 計算過程

一體化紅外抑制器后機身內(nèi)部的流動包含波瓣噴管-彎曲混合管中的引射混合流動、后機身內(nèi)部旋翼下洗氣流流動以及混合流排氣噴流等，因此本文采用內(nèi)外流耦合的方式進行流場和溫度場的數(shù)值模擬，鑒于主流流量大、速度較高，采用可壓縮的雷諾時均Navier-Stokes(RANS)方程進行穩(wěn)態(tài)求解，計算軟件為商用軟件Fluent-CFD。

紅外抑制器主流入口采用質(zhì)量流量入口，質(zhì)量流量為6.59 kg/s，溫度為860 K；假設主流為完全燃燒的燃氣，其中氮氣、二氧化碳和水蒸氣質(zhì)量占比分別為0.706、0.209、0.085。引射次流入口給定壓力入口，設定邊界壓力為環(huán)境大氣壓，即101 325 Pa，溫度為環(huán)境溫度300 K。旋翼下洗氣流采用自由射流供氣方式，為簡便計算和考慮對稱物理模型，忽略其周向速度分量，僅在后機身上方提供一個垂直速度向下的自由射流，速度為15 m/s，溫度為環(huán)境溫度；引射氣流和旋翼下洗氣流均為環(huán)境大氣，氮氣和氧氣質(zhì)量分數(shù)分別為0.756和0.244。在后機身外部選取一個足夠大的外場區(qū)域，將外場邊界設為壓力出口，其邊界壓力為101 325 Pa。在輻射傳熱計算中，所有固體壁面發(fā)射率均設置為0.8。

采用ICEM-CFD軟件劃分網(wǎng)格。由于波瓣噴管、彎曲混合管型面及機身等結構較為復雜，且物理模型及外場空間較大，綜合考慮計算效率和計算精度，采用結構網(wǎng)格與非結構網(wǎng)格混合的方法。外流域采用結構化網(wǎng)格，一體化紅外抑制器部位采用非結構網(wǎng)格，在波瓣噴管、混合管壁面附近采用局部網(wǎng)格加密，經(jīng)網(wǎng)格獨立性試驗，最終確定總體網(wǎng)格數(shù)約為700萬。

參考已有的研究[19-21]，選用SST(Shear Stress Transport)k-ω雙方程湍流模型，流動傳熱與組分輸運控制方程中的對流項和擴散項均采用二階迎風差分格式離散，壓力與速度耦合采用SIMPLEC算法，輻射傳熱計算采用離散坐標輻射模型(DO模型)。流場和溫度場計算收斂的準則為各項殘差均小于10-5。

在流場和溫度場計算的基礎上，采用逆向蒙特卡羅法計算紅外輻射特性[19-22]。紅外輻射特性計算時探測點分布如圖5所示，在水平面計算-90°～0°范圍內(nèi)共19個探測點；在鉛垂平面計算-90°～90°范圍內(nèi)共25個探測點，探測距離設為250 m，忽略大氣傳輸?shù)挠绊懀蚨嬎阒捣从沉四繕俗陨淼募t外輻射特性。

圖5 探測點位置分布示意圖

3 計算結果及分析

3.1 機身蒙皮溫度分布

圖6為一體化紅外抑制器后機身側壁面溫度T分布云圖。對于基準模型A0(見圖6(a))，其側壁面上部較大范圍區(qū)域內(nèi)的溫度明顯高于環(huán)境溫度，這是由混合管與蒙皮表面之間的輻射傳熱所引起的。計算結果顯示引射混合管表面的峰值溫度為654 K，因此，對于未采取遮擋措施的情形，受混合管高溫部位熱輻射作用，后機身側壁面對應混合管后段的局部區(qū)域最高溫度約為350 K，高于環(huán)境溫度約50 K。同時，在排氣出口下方，排氣尾焰及混合管排氣出口區(qū)壁面也對后機身側壁面形成輻射加熱，使得下側壁面出現(xiàn)條狀局部高溫區(qū)，條狀高溫區(qū)溫度約為340～345 K，仍具有較高的壁面溫度。

圖6 后機身側壁表面溫度分布

對于改進模型A1，在大寬高比彎曲混合管外側加設一層遮擋套，形成雙層壁結構。該遮擋套的存在，有效減弱了高溫混合管對后機身上側壁面的直接輻射加熱，使得上側壁面溫度顯著降低，如圖6(b)所示，最高溫由A0模型的350 K降為310 K。但同時，由于遮擋套的存在，使得后機身內(nèi)空間減小，下洗氣流在機身內(nèi)部的流動受阻，經(jīng)下洗氣流進口進入后機身內(nèi)的下洗氣流有一定幅度的減小(如表1所示)，由A0模型的3.84 kg/s降為2.45 kg/s，降幅達到36%左右。該遮擋套能夠起到二級引射的作用，即利用一級引射后的排氣動能引射部分環(huán)境冷氣進入混合管與遮擋套之間的夾層，引射流量約為0.4 kg/s。由于加裝遮擋套后，進入機身內(nèi)的下洗氣流不能直接對混合管壁進行降溫，因而使得排氣尾焰溫度和混合管溫度略有升高，混合管峰值溫度由A0模型的654 K上升為666 K，A1模型后機身側壁面出口下部條狀局部高溫區(qū)的最大溫度為350 K，較A0模型略有增大。

對于改進模型A2，僅在大寬高比彎曲混合管外側加設輻射遮擋板。輻射遮擋板的存在增大了高溫混合管壁面和后機身側壁面之間的輻射熱阻，如圖6(c)所示，使得對應于A0模型上側壁面的高溫區(qū)域溫度大幅降低，其最高溫度僅為306 K。由于采用輻射遮擋板對于機身內(nèi)部的下洗氣流流動影響很小，因此，經(jīng)下洗氣流進口進入后機身內(nèi)的下洗氣流流量與基準模型基本一致，約為3.8 kg/s。

對于改進模型B1，它是以A1模型為基礎，在后機身的下側壁面與隔層相交處進行倒圓處理，相應地增加了下洗氣流出口面積，因而機身內(nèi)部的流動損失減小，進入后機身的下洗氣流大幅增加，由A1模型的2.45 kg/s增加到4.22 kg/s，增幅為72%，且高于A0模型；同時倒圓開口也改變了混合管出口處的壓力分布，使得遮擋套二級引射能力增強，相較于A1模型增大了約20%。相較于A1模型，B1模型上側壁面高溫區(qū)面積減小，后機身側壁面出口下部條狀局部高溫區(qū)的溫度峰值為320 K，如圖6(d)所示，降幅為8.6%。

表1 環(huán)境冷氣流進口質(zhì)量流量

對于改進模型C1，它也是以A1模型為基礎，在后機身下側壁面上開設狹縫開口，將部分下洗氣流引入狹窄流道內(nèi)經(jīng)狹縫開口流出，對下側壁面進行冷卻。由于狹縫開口也相應增大了下洗氣流出口面積，使得進入后機身內(nèi)的下洗氣流由A1模型的2.45 kg/s增加到2.95 kg/s，增幅約為20%；但相較于B1模型，由于狹縫開口結構流動損失較大，因此C1模型的下洗氣流流量和二級引射流量均有所減小。注意到，由于C1模型將部分下洗氣流(約為0.53 kg/s，占進入后機身內(nèi)下洗氣流質(zhì)量流量的18%)直接引導至后機身下側壁面進行冷卻，因此，后機身側面的溫度分布得到了有效的改善，如圖6(e)所示，其峰值溫度由A1模型的350 K降至310 K，僅比環(huán)境溫度高出10 K左右。

圖7給出了A0、A1和A2模型的俯視溫度云圖，從圖中可以看出，由于2個下洗氣流進口的存在，從后機身上方探測時能夠直接探測到后機身內(nèi)部的混合管。對于基準模型A0，由于其沒有加設任何遮擋措施，其可視混合管峰值溫度達到620 K，且在后機身頂部蒙皮存在溫度處于340～350 K之間的較大區(qū)域，如圖7(a)所示。對于模型A1，從后機身上方進氣口探測到的是遮擋套表面溫度，可視壁面峰值溫度僅為410 K，相較A0模型降低了210 K；且由于遮擋套減弱了對后機身頂部蒙皮的輻射傳熱，使得A1模型頂部蒙皮溫度低于310 K。對于A2模型，由于輻射遮擋板僅能遮擋部分混合管，可視峰值溫度仍然達到560 K，相較A0模型僅降低了60 K。

圖8給出了后機身仰視溫度分布圖。從后機身底部看，除了混合管排氣口附近區(qū)域外，底部表面溫度均接近于環(huán)境溫度；同時從混合管排氣口和下洗氣流出口可以直接觀察到后機身內(nèi)部的高溫排氣混合管，因此對下方探測的紅外輻射特征有很大的影響。

圖7 后機身頂側可視表面溫度分布

圖8 后機身底部可視表面溫度分布

3.2 紅外輻射特性空間分布

圖9為水平探測面上A0、A1和A2模型在3～5 μm和8～14 μm波段的紅外輻射強度I分布。在水平面上的探測點探測到的主要為后機身蒙皮側向輻射，由于蒙皮溫度相對較低，光譜輻射強度峰值向長波方向移動，因此在3～5 μm波段的紅外輻射強度遠小于8～14 μm波段的紅外輻射強度。從圖中可以看出，相較于基準模型A0，A1模型和A2模型的紅外輻射強度均顯著降低，A1模型和A2模型在3～5 μm波段的紅外輻射強度峰值分別降低了19%和18.4%，在8～14 μm波段的紅外輻射強度峰值分別降低了13.8%和12.4%。參照于后機身側向表面的溫度分布(見圖6)，采用混合管全遮擋或部分遮擋的方式可以有效降低后機身側向表面的溫度，相比之下，采用混合管全遮擋方式對于降低水平探測面上的紅外輻射效果略優(yōu)。

圖9 水平探測面紅外輻射強度分布(A0、A1和A2模型)

圖10為鉛垂探測面上A0、A1和A2模型在3～5 μm和8～14 μm波段的紅外輻射強度分布。對于3～5 μm波段，如圖10(a)所示，在鉛垂探測面正上方的探測(即90°探測方向)以及正下方的探測(即-90°探測方向)可以觸及后機身內(nèi)部的高溫部件，因此，紅外輻射強度數(shù)值高，就正上方探測而言，由于混合管遮擋導致可視高溫部件的壁面溫度降低，因此紅外輻射的降低效果非常顯著，尤其是A1模型，其正上方紅外輻射強度相對A0模型可以降低86%，A2模型的降低幅度也可達到47%左右。采用混合管遮擋的方式在鉛垂探測面?zhèn)认路揭灿薪档图t外輻射的作用，這是由于其降低了后機身蒙皮的表面溫度。然而，在鉛垂探測面下方部分探測方位角內(nèi)，A1模型3～5 μm波段的紅外輻射強度卻較基準模型有小幅增加，這是由于混合管遮擋套方式會影響旋翼下洗氣流的流動以及對排氣尾焰的冷卻。對于8～14 μm波段，如圖10(b)所示，相較A0模型，A1模型和A2模型在大范圍的探測方位角內(nèi)均可降低紅外輻射強度，降幅達10%以上，相比之下，A1的作用效果更好，兩者的最大降幅分別為48%和26%，即便在正下方的探測，A1模型對于8～14 μm波段的紅外輻射也有一定的降低效果。

圖11和圖12分別為A1、B1和C1模型在3～5 μm和8～14 μm波段的紅外輻射強度分布對比。相對于A1模型，后機身出口修型的主要作用在于縮減混合管出口下方壁面的局部高溫區(qū)域以及降低其表面溫度，由于該高溫區(qū)域在側向上所占面積比較小，因而B1和C1模型對于降低后機身3～5 μm和8～14 μm波段紅外輻射強度的作用效果并不顯著。在水平面上，相較A1模型，C1模型3～5 μm和8～14 μm波段紅外輻射強度降幅分別約為0.8 W/Sr和9 W/Sr；在鉛垂平面上，C1模型紅外輻射強度降幅分別約3.84 W/Sr和8.55 W/Sr。

圖10 鉛垂探測面紅外輻射強度分布(A0、A1和A2模型)

為了進一步闡明內(nèi)部遮擋和出口修型對紅外特征分布的影響，針對主要的紅外輻射源(噴流、內(nèi)部排氣部件、后機身蒙皮)分別進行提取分析，圖13和圖14分別為在3～5 μm和8～14 μm波段的各紅外輻射源在鉛垂探測面紅外輻射強度分布，可以看出，無論是3～5 μm波段還是8～14 μm波段，內(nèi)部遮擋和出口修型對熱噴流紅外輻射空間分布的影響均很微弱；對于3～5 μm波段，熱噴流和后機身表面的紅外輻射貢獻基本相當，相對而言，從后機身頂部進氣口和底部排氣口探測到的內(nèi)部可視高溫部件的紅外輻射強度高出一個數(shù)量級，因此雖然上述措施可以降低后機身蒙皮的紅外輻射，但對于總的紅外輻射特征抑制作用較小。對于8～14 μm波段，熱噴流的紅外輻射貢獻幾乎可以忽略，此時，后機身蒙皮的紅外輻射輻射則成為主要的貢獻，因此采用內(nèi)部遮擋和出口修型的主要作用體現(xiàn)在降低后機身蒙皮表面溫度和抑制8～14 μm波段紅外輻射強度(除正對排氣口的探測視角)。

圖11 水平探測面紅外輻射強度分布(A1、B1和C1模型)

圖12 鉛垂探測面紅外輻射強度分布(A1、B1和C1模型)

圖13 鉛垂探測面3～5 μm波段各紅外輻射源的輻射強度分布

圖14 鉛垂探測面8～14 μm波段各紅外輻射源的輻射強度分布

4 結 論

本文通過數(shù)值模擬，針對與后機身融合的一體化紅外抑制器模型，研究了內(nèi)部遮擋和出口修型對后機身表面溫度場和紅外輻射特性的影響，主要結論如下：

1) 對于基準模型A0，后機身側壁面對應混合管后段的局部區(qū)域最高溫度高于環(huán)境溫度約50 K，同時在排氣出口下方壁面也出現(xiàn)340～345 K的條狀局部高溫區(qū)；在鉛垂探測面正上方和正下方均呈現(xiàn)較高的紅外輻射強度。

2) 在混合管外部采用遮擋套或遮擋板可有效降低后機身側壁面對應混合管后段的局部區(qū)域最高溫度，兩種方式均可有效降低水平探測面以及鉛垂面上方的3～5 μm波段和8～14 μm波段紅外輻射強度峰值；然而，加裝遮擋套方式會影響旋翼下洗氣流的導入，其3～5 μm波段的紅外輻射強度在鉛垂面下方部分方位角內(nèi)較基準模型有小幅的增加。

3) 對后機身排氣口進行倒圓和狹窄流道修型，雖然對降低后機身3～5 μm和8～14 μm波段紅外輻射強度的作用效果并不顯著，但可以有效消除混合管排氣出口下方壁面的高溫區(qū)，其中采用狹窄流道引氣冷卻方式可以使得后機身側壁僅高于環(huán)境溫度10 K左右。