鄧洪偉，尚守堂，邵萬(wàn)仁，孫雨超

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

1 引言

隨著以美國(guó)F-22A為代表的第4代戰(zhàn)斗機(jī)的問(wèn)世，隱身性逐漸成為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵特性之一。在嚴(yán)格意義上，不具備隱身能力的戰(zhàn)斗機(jī)就稱不上第4代戰(zhàn)斗機(jī)[1]。飛機(jī)隱身能力主要從雷達(dá)隱身和紅外隱身方面來(lái)實(shí)現(xiàn)。其中，紅外隱身已經(jīng)成為隱身技術(shù)研究的重要方面。

紅外輻射強(qiáng)度是戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)紅外隱身的重要技術(shù)指標(biāo)，主要受溫度以及固體表面的材料發(fā)射率與氣體的發(fā)射率[2]的影響。由于加力內(nèi)錐在發(fā)動(dòng)機(jī)尾向的紅外輻射較大，采用錐冷卻技術(shù)降低加力內(nèi)錐溫度，能夠有效減少其紅外輻射。

本文主要利用數(shù)值模擬方法從冷卻形式上對(duì)加力內(nèi)錐冷卻技術(shù)進(jìn)行研究，力求在使用最少冷氣的前提下，最大限度地降低內(nèi)錐溫度，從而減小紅外輻射強(qiáng)度。

2 加力內(nèi)錐仿真計(jì)算模型

2.1 幾何構(gòu)型

基本按照加力內(nèi)錐等壓力梯度擴(kuò)壓的設(shè)計(jì)原理，建立某型戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)加力內(nèi)錐的數(shù)學(xué)模型，如圖1所示。加力內(nèi)錐模型的頭部分別采用小孔氣膜冷卻、縫隙氣膜冷卻，以及二者組合氣膜冷卻，分別如圖2～4所示?？p隙大小為5 mm，數(shù)目為1條；孔直徑為2 mm，其數(shù)目有上百個(gè)，根據(jù)計(jì)算模型有所變化。接焊結(jié)構(gòu)，前、后安裝邊與筒體采用搭接滾焊結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

2.2 數(shù)值計(jì)算

應(yīng)用CFD數(shù)值模擬技術(shù)，利用流場(chǎng)數(shù)值模擬工具FLUENT軟件對(duì)加力內(nèi)錐流場(chǎng)和溫度場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算。

（1）加力內(nèi)錐的工作環(huán)境

加力內(nèi)錐工作環(huán)境為發(fā)動(dòng)機(jī)不加力的正常工作狀態(tài)。計(jì)算模型內(nèi)涵進(jìn)口溫度取值為1170 K，外涵溫度取值為505 K。內(nèi)錐冷卻氣流來(lái)自外涵空氣。海拔高度取值為0 km，飛行Ma取值為0。內(nèi)、外涵壓力約為405 kPa。

（2）邊界條件

邊界條件分布如圖5所示。內(nèi)、外涵進(jìn)口為壓力入口，出口為壓力出口；側(cè)面為周期性邊界條件。加力內(nèi)錐冷卻空氣采用外涵引氣，通過(guò)改變外涵壓力調(diào)節(jié)冷卻氣流量。整個(gè)計(jì)算模型采用基于壓力的不可壓縮流；湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型；黏性項(xiàng)采用中心差分格式，對(duì)流項(xiàng)采用2階迎風(fēng)格式離散求解。

（3）計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算網(wǎng)格分別采用4面體和多面體網(wǎng)格，分別如圖6、7所示。在固體壁面、縫隙和孔附近進(jìn)行加密。某模型網(wǎng)格cell數(shù)目近70萬(wàn)，face數(shù)目近140萬(wàn)。

3 流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果和分析

3.1 內(nèi)錐小孔冷卻方案數(shù)值計(jì)算

內(nèi)錐小孔冷卻選用約240個(gè)直徑為2 mm的小孔，按照如圖8、9所示的方案排列。計(jì)算發(fā)現(xiàn)，240個(gè)小孔能夠有效冷卻加力內(nèi)錐頭部，使其平均溫度降低約210℃。內(nèi)錐小孔冷卻的壁面溫度分布如圖8所示，內(nèi)錐頭部溫度分布放大如圖9所示。計(jì)算發(fā)現(xiàn)，氣孔冷卻空氣流量約占主流量的0.53%。雖然內(nèi)錐冷卻所需冷卻空氣流量不大,但小孔的布置對(duì)內(nèi)錐頭部冷卻效果影響很大，小孔在加力內(nèi)錐頭部的合理布置能夠改善內(nèi)錐頭部的溫度分布。

改進(jìn)后的小孔分布方案與原方案有一定差異，主要體現(xiàn)在小孔數(shù)目增加到近740個(gè)；此外，小孔的分布有所調(diào)整，交錯(cuò)排列，便于降低整體溫度，并使溫度分布更均勻。改進(jìn)小孔分布后的加力內(nèi)錐溫度分布如圖10所示，加力內(nèi)錐壁面溫度分布放大如圖11所示。2種方案小孔的冷卻空氣量相同，但改進(jìn)后方案的平均溫度降低約255℃。

內(nèi)錐小孔冷卻的2種方案都呈現(xiàn)1個(gè)共同特點(diǎn)：對(duì)錐尖部的冷卻效果比對(duì)錐根部的好。這是由于前面冷卻小孔中流出的冷卻氣可以起到氣膜的作用，阻止內(nèi)涵高溫燃?xì)庀蚝竺娴腻F壁面?zhèn)鳠帷Ｔ偌由虾竺嫘】组g距逐漸縮短，因此，加力內(nèi)錐錐尖部冷卻效果較好。

3.2 內(nèi)錐縫隙冷卻方案數(shù)值計(jì)算

為了解決內(nèi)錐根部冷卻效果差的問(wèn)題，提出在內(nèi)錐根部開(kāi)縫隙的冷卻方案。縫隙數(shù)目為1，寬度為5 mm。計(jì)算發(fā)現(xiàn)，開(kāi)縫隙后，縫隙附近的固體壁面溫度顯著降低，但所需冷卻空氣量相對(duì)較大，冷卻區(qū)域較小?？p隙冷卻加力內(nèi)錐溫度分布如圖12、13所示。

從圖13中可以發(fā)現(xiàn)，縫隙出口壁面溫度非常低，后面內(nèi)錐溫度基本保持不變，保持在991 K左右。其原因?yàn)榭p隙冷卻在內(nèi)錐壁面和燃?xì)庵g形成1層氣膜，起到降低溫度的作用；但隨著氣流向后流出，氣膜溫度逐漸升高，冷卻效果變差。因此，縫隙冷卻與氣膜冷卻的作用呈現(xiàn)相反的趨勢(shì)，即錐尖部溫度相對(duì)較高，錐根部溫度相對(duì)較低。

縫隙冷卻氣流3維流線溫度分布如圖14所示。從圖中可見(jiàn)，下部黃色線條為縫隙冷卻流出氣流，該氣流形成的氣膜阻止了高溫燃?xì)夂凸腆w壁面的換熱?？p隙冷卻2維流線溫度分布如圖15所示。從圖中可見(jiàn)，在加力內(nèi)錐后部沒(méi)有明顯的回流區(qū)，流場(chǎng)損失較小。

3.3 內(nèi)錐孔/縫組合冷卻計(jì)算

對(duì)內(nèi)錐小孔和縫隙冷卻的計(jì)算認(rèn)為，綜合采用小孔冷卻內(nèi)錐尖部和縫隙冷卻內(nèi)錐根部，即內(nèi)錐孔/縫組合冷卻方式，能夠獲得較好的冷卻效果。在比較240孔和740孔的小孔冷卻方案后，選用740孔的小孔/縫隙組合冷卻方案。

采用小孔冷卻與孔/縫組合冷卻的加力內(nèi)錐溫度分布如圖16、17所示。2種方案所使用的冷卻空氣流量相同，但孔/縫組合冷卻方案改變了冷卻空氣的分布，也就改變了加力內(nèi)錐壁面溫度的分布。采用2種冷卻方案的加力內(nèi)錐根部溫度分布比較如圖18所示。比較發(fā)現(xiàn)，孔/縫組合冷卻更能降低加力內(nèi)錐根部溫度，起到合理降低內(nèi)錐頭部溫度分布的作用。

4 紅外輻射計(jì)算結(jié)果和分析

采用上述3種冷卻方案，都可使加力內(nèi)錐壁面溫度明顯降低（具體數(shù)據(jù)見(jiàn)表1），但在用同樣1%以下的冷卻空氣流量下，采用孔/縫組合冷卻方案，其溫度降低最多，約降低25.8%。

表1 加力內(nèi)錐平均壁面溫度分布

在相同的材料發(fā)射率下，對(duì)采用3種冷卻方案的加力內(nèi)錐進(jìn)行紅外輻射計(jì)算，得到了規(guī)律性的結(jié)論。加力內(nèi)錐在某角度的紅外輻射百分比見(jiàn)表2。

表2 加力內(nèi)錐紅外輻射分布

采用3種冷卻方案加力內(nèi)錐的溫度和紅外輻射強(qiáng)度變化曲線如圖19所示。

在圖19中，1、2、3、4分別表示未冷卻、小孔冷卻、縫隙冷卻和孔/縫組合冷卻方案。從圖中可見(jiàn)，紅外輻射強(qiáng)度降低的百分比要比溫度降低的百分比大，因?yàn)楦鶕?jù)斯蒂芬－玻爾茲曼定律，全波長(zhǎng)內(nèi)紅外輻射強(qiáng)度降低的百分比與溫度的4次方成比例[4]。但本文計(jì)算的是3～5波段內(nèi)加力內(nèi)錐的輻射，并不是全波段的輻射，因此，紅外輻射強(qiáng)度降低的百分比與溫度的4～5次方成比例（未考慮多次反射）。

5 結(jié)論

對(duì)基于加力內(nèi)錐冷卻技術(shù)的紅外隱身技術(shù)研究可知，溫度是影響加力內(nèi)錐紅外輻射的主要因素。加力內(nèi)錐冷卻能夠明顯降低發(fā)動(dòng)機(jī)加力內(nèi)錐的紅外輻射強(qiáng)度，是實(shí)現(xiàn)紅外隱身的主要手段之一。紅外輻射強(qiáng)度與溫度的4～5次方成比例。此外，通過(guò)對(duì)不同冷卻方式進(jìn)行研究得到以下結(jié)論：

（1）小孔冷卻能夠明顯降低加力內(nèi)錐溫度，小孔數(shù)目和分布會(huì)影響加力內(nèi)錐的溫度分布。采用小孔冷卻對(duì)內(nèi)錐尖部冷卻效果較好，對(duì)根部略差。通過(guò)比較可知，采用740小孔比采用240小孔對(duì)加力內(nèi)錐的冷卻效果好，溫度分布更均勻。

（2）縫隙冷卻降低溫度較明顯，縫隙附近溫度較低，離縫隙較遠(yuǎn)處冷卻效果差；對(duì)內(nèi)錐根部冷卻效果好，對(duì)尖部效果差。此現(xiàn)象與小孔冷卻相反。

（3）孔/縫組合冷卻能夠綜合小孔冷卻和縫隙冷卻的優(yōu)點(diǎn)，起到降低內(nèi)錐根部和尖部溫度的雙重功效，是較為有效的冷卻方式。

[1]鄧洪偉，邵萬(wàn)仁，周勝田.航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射特征數(shù)值計(jì)算研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2009,35（1）∶26-29.

[2]Siegel R,Howell J R.Thermal Radiation Heat Transfer(4th edition)[M].New York：Taylor＆amp;Francis,2002.

[3]張建奇，方小平.紅外物理[M].西安∶西安電子科技大學(xué)出版社，2004.