余 斌，李 翔，楊青真，萬 芩

（1.中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西 西安710072）

0 引言

隱身性能是第四代戰(zhàn)斗機(jī)所應(yīng)具備的主要特征之一。 在現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)中,為了提高軍用飛機(jī)的生存力和戰(zhàn)斗力,保證在超視距空戰(zhàn)中先敵發(fā)現(xiàn)、先敵發(fā)射的優(yōu)勢,世界各國都在大力研究和開發(fā)目標(biāo)特征信號(hào)減縮技術(shù)或稱“低可探測性技術(shù)”,即隱身技術(shù)。隱身技術(shù)的實(shí)質(zhì)是降低飛機(jī)的雷達(dá)、紅外、激光、可見光、聲等信號(hào)特征，使敵方的各種探測設(shè)備難以發(fā)現(xiàn)、探測和跟蹤，從而使敵方的武器系統(tǒng)不能或很難發(fā)揮作用[1]。

對(duì)于軍用飛機(jī)的隱身而言， 在前向半球探測空間內(nèi)以雷達(dá)隱身為主， 紅外隱身則在后半球探測空間內(nèi)占據(jù)主導(dǎo)地位。 從80年代中期以來，紅外隱身的重要性日益突出，主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一個(gè)是在目前采用的探測器中。 紅外占30%左右，紅外信號(hào)不可忽視；另一個(gè)是在對(duì)空作戰(zhàn)中，紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈是飛機(jī)的主要威脅， 自從1948年第一枚紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈——美國響尾蛇導(dǎo)彈（Sidewinder）問世以來，紅外制導(dǎo)技術(shù)獲得了大量應(yīng)用并推動(dòng)其迅速發(fā)展[2]。 紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈已經(jīng)從20世紀(jì)60年代的單探測器點(diǎn)源制導(dǎo)發(fā)展到當(dāng)今采用大規(guī)模紅外焦平面探測器的成像制導(dǎo)，對(duì)飛機(jī)的威脅方位也從尾向發(fā)展到了全向。 在80年代的幾次空戰(zhàn)中， 紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈擊落的飛機(jī)占被導(dǎo)彈擊落的飛機(jī)總數(shù)的70%～80%[3,4]。 隨著紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈和機(jī)載紅外搜索跟蹤系統(tǒng)（IRST）的發(fā)展，飛機(jī)受到的紅外威脅日益嚴(yán)重， 對(duì)紅外隱身的要求也越來越高。

噴氣式飛機(jī)的紅外輻射特征主要由機(jī)身蒙皮、航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)高溫固體壁面和尾噴流的紅外輻射決定[4,5~9]，其中，飛機(jī)蒙皮的紅外輻射包括蒙皮由于氣動(dòng)加熱而產(chǎn)生的紅外輻射和它對(duì)空間環(huán)境等輻射源入射輻射的反射， 排氣噴管高溫固體壁面和尾噴流的紅外輻射合稱為排氣系統(tǒng)的紅外輻射。 在飛行馬赫數(shù)小于1.5的情況下， 排氣系統(tǒng)的紅外輻射是飛機(jī)在3μm～5μm波段的主要輻射源， 其對(duì)飛機(jī)紅外輻射的貢獻(xiàn)達(dá)到90%以上。

1 國內(nèi)外研究動(dòng)態(tài)

美國早在上世紀(jì)70年代就開始針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)開展了大量研究， 并將其研究成果陸續(xù)應(yīng)用于F-117、B-2、F/A-22等飛機(jī)型號(hào)。目前發(fā)展成熟的、 得到實(shí)際應(yīng)用的航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)主要包括以下幾點(diǎn)[10,11]：

1）采用排氣溫度更低的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)代替渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的動(dòng)力裝置；

2）非軸對(duì)稱噴管的采用；

3）壁面冷卻措施的應(yīng)用；

4）遮擋技術(shù)和遮擋結(jié)構(gòu)的應(yīng)用。

發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝是常用的飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)紅外隱身綜合設(shè)計(jì)技術(shù)之一。 背負(fù)式安裝的含義是將動(dòng)力裝置安裝在飛機(jī)機(jī)身上方， 利用機(jī)身機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的有效遮擋， 降低其在下半球的紅外輻射強(qiáng)度[10]。發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝通常與彎曲流道安裝技術(shù)組合使用，發(fā)動(dòng)機(jī)的彎曲流道安裝技術(shù)包括S形進(jìn)氣道和S形噴管的運(yùn)用。 采用S形噴管可以利用彎道的遮擋作用實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部高溫部件的完全遮擋，有效降低噴流的紅外輻射。 當(dāng)采用二元噴管方案時(shí)，S形二元噴管將使尾噴流變平， 強(qiáng)化熱噴流與外界冷空氣的摻混， 較快地降低尾噴流的紅外輻射信號(hào)，大角度下的紅外隱身性能大大提高。

S形噴管可應(yīng)用于遠(yuǎn)程隱身轟炸機(jī)、大型運(yùn)輸機(jī)和無人作戰(zhàn)飛機(jī)等平臺(tái)， 通過在內(nèi)埋式噴管設(shè)計(jì)方案中引入S彎管道設(shè)計(jì)技術(shù)，可以充分利用遮擋技術(shù)實(shí)現(xiàn)隱身性能的提高。 目前這類飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)多采用固定式的收斂或收斂——擴(kuò)張直噴管， 其突出的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單、重量輕。 對(duì)于隱身性能要求較高的作戰(zhàn)飛機(jī)而言， 采用直噴管雖然可以獲得較佳的氣動(dòng)性能，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流溫度較高，在較大的探測角度下高溫部件的可探測面積仍然相當(dāng)可觀， 直接導(dǎo)致直噴管的紅外隱身性能較差。 采用S形彎曲流道可以利用彎道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪導(dǎo)向器等內(nèi)部高溫部件進(jìn)行有效的遮擋，降低其紅外輻射。

公開的資料表明，“捕食者”C無人機(jī)使用了S形噴管。隱身轟炸機(jī)B-2和X-45都采用了發(fā)動(dòng)機(jī)彎曲流道安裝技術(shù)[10,11]，這項(xiàng)技術(shù)一般是和發(fā)動(dòng)機(jī)背負(fù)式安裝組合使用的。 B-2所采用的F-118發(fā)動(dòng)機(jī)隱埋于機(jī)翼之中，排氣噴管設(shè)計(jì)成扁平狹長的曲面，并利用了流體力學(xué)上著名的孔達(dá)效應(yīng)。 在外形設(shè)計(jì)上，B-2發(fā)動(dòng)機(jī)配置與機(jī)身外側(cè)的機(jī)翼上方， 發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴外側(cè)呈現(xiàn)唇溝狀，造型既寬且扁，即使從機(jī)尾方向也看不到噴口，紅外信號(hào)非常微弱。 由于排氣噴管呈現(xiàn)狹長且平置于機(jī)翼的外形， 也可以使周圍的氣流在發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流排出的瞬間迅速冷卻。 排氣噴管的曲面設(shè)計(jì)還可以使發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流在排出時(shí)與周圍的氣流產(chǎn)生渦流加速燃?xì)獾睦鋮s， 上述的設(shè)計(jì)都可以有效抑制紅外信號(hào)[12]。

在國外，Johansson和Dallenbring[13]設(shè)計(jì)了一種采用雙折轉(zhuǎn)流路設(shè)計(jì)、 噴管出口帶有下遮擋結(jié)構(gòu)的特殊構(gòu)型的二元S彎噴管， 計(jì)算了常規(guī)圓噴管和二元S彎低紅外輻射噴管的紅外輻射特征，其研究表明：在上方、下方、側(cè)向探測面內(nèi)的紅外輻射強(qiáng)度均大大降低。 Thomas M.Berens和Norbert C.Bissinger[14]設(shè)計(jì)了一種具有S彎流道的二元矢量噴管， 對(duì)其在海平面高度下、 外流馬赫數(shù)介于0.6~0.8之間時(shí)的氣動(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算分析并對(duì)其與飛機(jī)后體的一體化做了探討。

在國內(nèi)，楊承宇[15]將單邊膨脹噴管排氣通道設(shè)計(jì)為S彎形狀， 并對(duì)其紅外輻射特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。劉常春、吉洪湖[16]等在某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管的基礎(chǔ)之上設(shè)計(jì)了寬高比為4.0的二元S彎噴管, 并用數(shù)值計(jì)算的方法分析了其紅外輻射特性。 目前還沒有資料顯示S形噴管在國內(nèi)的相關(guān)飛機(jī)設(shè)計(jì)中得到了實(shí)際應(yīng)用。

本文基于曲率控制法自主發(fā)展了復(fù)雜變截面尾噴管的幾何型面設(shè)計(jì)方法和程序[17]，設(shè)計(jì)了一系列S形噴管。 利用商用CFD軟件對(duì)不同中心線形式、噴管出口形式的S形噴管的氣動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算和優(yōu)選； 利用自主開發(fā)的軟件對(duì)優(yōu)選出的噴管在后半球空間內(nèi)的紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行數(shù)值計(jì)算， 研究了噴管出口形狀和中偏心距對(duì)于S形噴管紅外輻射強(qiáng)度分布的影響規(guī)律。

2 理論方程與數(shù)值方法

為了研究噴管出口形式對(duì)于噴管的氣動(dòng)性能和紅外性能的影響， 本文分別設(shè)計(jì)了出口為圓形、橢圓、矩形、梯形的S形噴管，具體設(shè)計(jì)方法見文獻(xiàn)[17]。噴管內(nèi)外流場計(jì)算采用商用CFD軟件。紅外輻射特性計(jì)算采用自主開發(fā)的計(jì)算軟件。 以下分別簡要介紹。

2.1 復(fù)雜變截面S形噴管型面的曲率控制設(shè)計(jì)方法

通用于任意出口截面的噴管型面設(shè)計(jì)的曲率控制方法的數(shù)學(xué)原理是， 任意曲線都可以由弧長和曲率來近似表示， 亦即一個(gè)封閉的幾何圖線與某一沿弧長的曲率分布一一對(duì)應(yīng)。 具體原理、思路和設(shè)計(jì)計(jì)算步驟包括[17]：

1)進(jìn)出口截面型線斜率與弧長的計(jì)算;

2)沿程各過渡截面曲率分布的獲得;

3)反求沿程各過渡截面的幾何型線;

4)對(duì)各中間截面型線進(jìn)行縮放;

5)曲面外形生成。

2.2 S形噴管內(nèi)外流場計(jì)算

在S形噴管流場和傳熱計(jì)算中涉及到噴管內(nèi)的燃?xì)饬髋c固體壁面之間的耦合換熱，主要包括：高溫燃?xì)饬骱蛧姽芄腆w壁面之間的對(duì)流換熱、 燃?xì)饬髦g的熱交換和金屬固體壁面內(nèi)的熱傳導(dǎo)。 隨著溫度的升高， 流體介質(zhì)和固體壁面之間的輻射換熱量增加，輻射換熱將對(duì)溫度場的分布產(chǎn)生重要影響。 紅外輻射特性的計(jì)算需要參與性介質(zhì)的空間分布， 不僅需要燃?xì)饬鲌龅臏囟取?壓強(qiáng)， 還需獲得流場中CO2，H2O， CO等組分的濃度場空間分布， 因此必須在求解流場和溫度場的同時(shí)對(duì)燃?xì)獾慕M分輸運(yùn)方程進(jìn)行求解。

本文中流場、 溫度場和組分濃度分布的計(jì)算均采用商用CFD軟件求解雷諾時(shí)均形式的質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量方程和能量方程組。 根據(jù)S形噴管的流動(dòng)特點(diǎn)和湍流模型的適用范圍， 選取RNG 湍流模型對(duì)方程式方程組封閉。 具體方法和步驟不再贅述。

2.3 紅外輻射特征數(shù)值模擬方法

經(jīng)過課題組多年改進(jìn)和發(fā)展的紅外輻射特征計(jì)算軟件， 計(jì)算精度和速度不斷提高， 通過與某實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膶?shí)驗(yàn)校核， 在各個(gè)探測角度上計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的誤差不超過15%。 該軟件采用改進(jìn)的離散傳遞法[18]作為紅外輻射計(jì)算方法，該方法將探測點(diǎn)的入射區(qū)域的立體角離散為許多小立體角， 輻射在小立體角的傳輸， 可以從三維空間積分的介質(zhì)輻射傳輸問題轉(zhuǎn)化為一維多層介質(zhì)內(nèi)輻射傳輸問題。

2.3.1 紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算基本方程

航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算的基本方程主要包括參與性介質(zhì)內(nèi)的輻射亮度傳輸方程、輻射照度計(jì)算方程、 輻射邊界條件和輻射強(qiáng)度計(jì)算方程。

1）輻射亮度傳輸方程

輻射亮度傳輸方程描述輻射能量在介質(zhì)中沿著射線傳輸?shù)倪^程中能量的變化與吸收、 發(fā)射和散射的相互關(guān)系， 是一個(gè)射線傳輸方向上的能量平衡方程[10]。 參與性介質(zhì)內(nèi)含有微分、積分項(xiàng)的熱輻射傳輸方程如下:

式中：s為光路微元位置，Lλ即為光譜輻射亮度，ds為光路上的微元長度，Lbλ為黑體輻射亮度，αλ即為光譜吸收系數(shù)，σsλ表示散射項(xiàng)系數(shù)，是描述方向上入射輻射亮度引起的s方向上的光譜能量增加的相函數(shù)。 方程（1）中各項(xiàng)的含義如圖1所示。

圖1 介質(zhì)內(nèi)輻射亮度傳輸模型示意圖

假設(shè)加力燃燒室不工作， 且燃燒室內(nèi)燃料完全燃燒， 則燃?xì)鈨?nèi)不存在碳黑粒子以及液體顆粒。 因此， 傳輸過程中自身的散射項(xiàng)可以忽略， 由于散射導(dǎo)致的光譜能量增加同樣可以忽略， 則(1) 式可以簡化為：

2）輻射照度計(jì)算方程

輻射照度計(jì)算方程描述了輻射亮度和輻射照度之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系。 輻射照度計(jì)算方程的光譜形式如下：

式中Hλ代表輻射照度， 即單位面積所接收到的輻射功率。 光譜輻射照度的單位為W/(μm·cm2)。

3）輻射邊界條件方程

輻射邊界條件與界面的輻射性質(zhì)密切相關(guān)，并且由于輻射吸收、發(fā)射和散射的遠(yuǎn)程性，輻射邊界條件中常含有遠(yuǎn)程項(xiàng)[10]。 對(duì)于灰體表面而言，輻射邊界條件可以寫為：

式中右端第一項(xiàng)為壁面的自身輻射的光譜輻射亮度，εm為壁面的黑度，Tm為固體壁面溫度，Lλb(Tm)為對(duì)應(yīng)于壁面溫度Tm的黑體光譜輻射亮度；右端第二項(xiàng)表示壁面對(duì)入射輻射反射所形成的光譜輻射亮度增益，其中為壁面的入射光譜輻射亮度。

4）輻射強(qiáng)度計(jì)算方程

輻射強(qiáng)度代表輻射點(diǎn)源向單位立體角所發(fā)射的功率，單位為W/Sr。 相對(duì)應(yīng)的光譜輻射強(qiáng)度的單位為W/(μm·Sr)。 光譜輻射強(qiáng)度的計(jì)算方程為：

2.3.2 射線行程追蹤方法

為提高計(jì)算效率和模擬精度， 我們提出并應(yīng)用了一種射線行程追蹤方法實(shí)現(xiàn)了流場數(shù)據(jù)與紅外數(shù)據(jù)的無縫對(duì)接， 避免了對(duì)流場數(shù)據(jù)的全場搜索和插值計(jì)算。 其基本思路是：追蹤從發(fā)射微元面到接收微元面之間的射線行程，從發(fā)射微元面開始，依次尋找射線傳輸方向上穿越的流體計(jì)算單元， 如果在到達(dá)接收微元面之間穿越的所有流體計(jì)算單元邊界都為透明邊界，說明兩面元之間有照射關(guān)系。 如果在射線傳輸路徑上，射線穿越了遮擋性質(zhì)面元邊界，說明發(fā)射與接收微元面之間沒有照射關(guān)系， 則此時(shí)不對(duì)射線進(jìn)行離散。 示意圖如圖2所示。

圖2 射線離散示意圖

通過射線行程追蹤方法，將射線離散成線段，可將方程(2)離散為：

式中γλ(i)為第i段離散射線段介質(zhì)的光譜透過率。若輻射線的出發(fā)點(diǎn)是固體壁面，則Lλ(0)對(duì)應(yīng)固體壁面的有效光譜輻射亮度；若輻射線的出發(fā)點(diǎn)是燃?xì)?，則Lλ=0。

利用射線追蹤法在完成射線的追蹤過程中就可以判斷出兩面元間的照射關(guān)系， 計(jì)算過程中將面元間照射關(guān)系判斷獨(dú)立于紅外輻射計(jì)算之外； 可在介質(zhì)區(qū)域內(nèi)生成較粗體網(wǎng)格以加速射線行程的追蹤。射線追蹤法需要與傳統(tǒng)的面元照射關(guān)系判斷法結(jié)合使用，因此分兩步：

1)首先判斷兩面元A，B之間法向相互指向，即兩面元若可能相互照射，則必須滿足：

如果不滿足條件1) 則說明兩面元間不存在照射關(guān)系；如果滿足條件1)，則進(jìn)行第2)步遮擋關(guān)系判斷：

2) 在兩面元間進(jìn)行一次射線追蹤， 如果在射線行程上遇到遮擋性質(zhì)邊界面， 說明兩面元間不存在照射關(guān)系，否則兩面元間存在照射關(guān)系，此時(shí)計(jì)算面元間角系數(shù)。

3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果及分析討論

軸對(duì)稱S形噴管的設(shè)計(jì)中存在三個(gè)設(shè)計(jì)變量：收斂段中心線變化規(guī)律、 收斂段面積變化規(guī)律和擴(kuò)張段面積變化規(guī)律。 本文設(shè)計(jì)了不同變化規(guī)律的噴管，并進(jìn)行了流場計(jì)算了紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算。

3.1 S形噴管流場與氣動(dòng)數(shù)值計(jì)算

流場計(jì)算區(qū)域包括噴管內(nèi)外流場兩部分： 將外場計(jì)算區(qū)域設(shè)計(jì)為一個(gè)足夠大的圓柱體。 外場尺寸設(shè)定為：軸向長度取為噴管出口半徑的30倍，徑向尺寸取為噴管出口直徑的20倍。 采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)噴管計(jì)算域內(nèi)外流場進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對(duì)近壁面處、幾何形狀不規(guī)則的部分區(qū)域和流場中流動(dòng)參數(shù)梯度較大、變化劇烈的噴管喉部截面附近區(qū)域、噴管出口附近的射流區(qū)域等進(jìn)行網(wǎng)格局部加密， 以提高數(shù)值模擬的精度，而其他區(qū)域的網(wǎng)格劃分則相對(duì)稀疏。

所計(jì)算的噴管尺寸參數(shù)和計(jì)算狀態(tài)分別為：噴管進(jìn)口面積0.66476m2，喉部面積0.2224m2，噴管出口面積0.3025m2，噴管長度720mm，擴(kuò)張段長度318.796 mm，擴(kuò)張角7.9977°；噴管壓比NPR取為4.7，為噴管背壓取飛行高度大氣壓強(qiáng)。 飛行高度0km，遠(yuǎn)場靜壓為本地大氣壓，即P0=101325Pa，外流馬赫數(shù)為0，靜溫288.15K。

3.1.1 中心線形式對(duì)噴管氣動(dòng)性能的影響分析

將收斂段、擴(kuò)張段面積變化規(guī)律分別凍結(jié)為前急后緩和前緩后急，對(duì)中心線形式進(jìn)行調(diào)整，分別設(shè)計(jì)方案。 這里將中心線形式分別選取為前后均勻和前緩后急而設(shè)計(jì)得到的兩型噴管分別命名為Model1和Model2，針對(duì)其分別進(jìn)行了網(wǎng)格劃分和流場計(jì)算。為了得出中心線形式對(duì)于軸對(duì)稱S形噴管氣動(dòng)性能的影響規(guī)律并排除擴(kuò)張段設(shè)計(jì)的影響，將Model1、Model2所采用的擴(kuò)張段設(shè)計(jì)規(guī)律均改為線性形式，保持收斂段面積變化規(guī)律為前急后緩，將據(jù)此設(shè)計(jì)得到的兩型噴管分別命名為Model3和Model4，分別對(duì)上述噴管進(jìn)行了網(wǎng)格劃分和流場計(jì)算。 圖3給出了兩型噴管對(duì)稱面上的馬赫數(shù)分布云圖。 可以看出，氣流在噴管收斂段逐漸膨脹加速，由于彎管壁面的曲率作用，氣流在噴管喉部截面之前已經(jīng)達(dá)到音速，噴管下部氣流的速度高于同樣軸向位置處的上部氣流。

圖3 軸對(duì)稱S 形噴管對(duì)稱面馬赫數(shù)分布云圖

表1 噴管出口馬赫數(shù)和主要性能參數(shù)對(duì)比

表1 給出了上述兩噴管的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，可見對(duì)單S 彎噴管來說， 流量系數(shù)和軸向推力系數(shù)變化較大，規(guī)律如下：

1）中心線曲率前后均勻變化、 緩急相當(dāng)?shù)腟 形噴管氣動(dòng)性能較好；

2）前緩后急的中心線形式會(huì)導(dǎo)致喉道截面附近的高速氣流轉(zhuǎn)彎過急，降低噴管的氣動(dòng)性能。

3.1.2 二元S 形噴管寬高比對(duì)氣動(dòng)性能的影響

國外隱身飛機(jī)大多數(shù)選取了矩形出口形式的排氣噴管， 二元噴管是一種有效抑制飛機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的手段， 在二元噴管設(shè)計(jì)方案中引入S形彎曲流道， 可以充分利用遮擋技術(shù)提高隱身性能[18]。根據(jù)上面的分析比較， 本文設(shè)計(jì)了中心線形式和收斂段面積變化前后均勻、 擴(kuò)張段面積變化前緩后急的形式二元S 形噴管， 出口寬高比AR 分別為2，3，4，5，6，8 的二元S 形噴管，并進(jìn)行了流場和氣動(dòng)性能的數(shù)值計(jì)算和分析比較。 內(nèi)外流場溫度分布云如圖4 所示。

圖4 S 形二元噴管內(nèi)外流場靜溫分布云圖

從圖4中可以看出，S形二元噴管的射流摻混效果隨著噴管AR的增加有所提高。 隨著AR的增大，熱噴流變得扁平，射流高溫核心區(qū)的長度顯著縮短。 在寬邊方向上，隨著AR的增加，熱噴流變得扁平，射流高溫核心區(qū)長度有所縮短。 根據(jù)計(jì)算結(jié)果得到的S形二元噴管氣動(dòng)特性隨AR的變化曲線如圖5所示，顯然AR=4時(shí)的綜合性能較高。

除了二元噴口之外，還計(jì)算了橢圓、梯形出口的S形噴管的內(nèi)外流場和氣動(dòng)性能， 由于篇幅關(guān)系，此處不再贅述，下面只討論其紅外輻射特性。

3.2 S形噴管紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算與分析

本文中紅外輻射計(jì)算域與流場計(jì)算域完全相同并直接采用了流場計(jì)算的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分， 而紅外計(jì)算邊界網(wǎng)格則直接利用了流場計(jì)算域的邊界網(wǎng)格，并在邊界附加上紅外計(jì)算所需紅外發(fā)射率信息。

圖5 S形二元噴管性能參數(shù)隨出口AR的變化曲線

3.2.1 邊界條件及方位角設(shè)置

紅外計(jì)算條件為：計(jì)算譜帶區(qū)間3~5μm，光譜分辨率0.25μm。 噴管壁面網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的溫度直接由流場計(jì)算結(jié)果給定，將噴管壁面發(fā)射率假設(shè)為0.8，考慮到渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管入口前為高速旋轉(zhuǎn)的渦輪葉片， 在將噴管入口簡化為各向同性灰體端壁面的過程中將其發(fā)射率假定為0.85；在實(shí)際情況中飛機(jī)后體溫度較低，對(duì)排氣系統(tǒng)紅外輻射特征的貢獻(xiàn)較小，在計(jì)算中將其發(fā)射率假定為0.1。

對(duì)于具有非對(duì)稱結(jié)構(gòu)的噴管(如二元噴管)，一條曲線無法全面反應(yīng)紅外輻射強(qiáng)度在空間的分布情況。 在對(duì)二元噴管進(jìn)行紅外輻射特征數(shù)值計(jì)算時(shí)，目前應(yīng)用較為廣泛的做法是將探測中心設(shè)定為噴管出口截面的形心， 根據(jù)對(duì)稱性選取寬邊對(duì)稱平面和窄邊對(duì)稱平面作為典型探測方向， 并在其上等角度分布探測點(diǎn)。

3.2.2 紅外計(jì)算結(jié)果及分析

在計(jì)算時(shí)本初子午線均勻分布的19個(gè)探測點(diǎn)構(gòu)成了噴管后半球空間內(nèi)的寬邊方向探測面； 因?yàn)槠矫鎸?duì)稱， 所以在經(jīng)度線上均勻分布的10個(gè)探測點(diǎn)構(gòu)成噴管后半球空間內(nèi)的窄邊方向探測面（如圖6）。

圖7給出了包括橢圓和梯形噴口的不同出口形式S形噴管紅外輻射強(qiáng)度空間分布。 從寬邊探測平面上積分輻射強(qiáng)度的分布圖上可以看出，S形噴管后半球空間內(nèi)的積分輻射強(qiáng)度分布有異于常規(guī)的直噴管， 上方探測平面和下方探測平面的輻射強(qiáng)度分布呈現(xiàn)出不對(duì)稱性，這一點(diǎn)對(duì)于軸對(duì)稱S形噴管表現(xiàn)得尤為明顯。 圖7還顯示出，不論寬邊還是窄邊方向，梯形出口S形噴管的紅外輻射都是最低的，其余由小到大依次是二元、橢圓和圓形出口S形噴管。

圖6 S形二元噴管探測角度設(shè)置示意

圖8給出了紅外輻射計(jì)算得到的上方幾個(gè)不同探測角度方向的紅外成像圖， 圖中編號(hào)A、B、C、D分別對(duì)應(yīng)軸對(duì)稱噴管、橢圓形出口噴管、二元噴管和梯形出口噴管。 可見橢圓和矩形出口S形噴管的紅外輻射亮度相對(duì)較小。

圖9給出了本文紅外輻射計(jì)算得到的側(cè)向幾個(gè)不同探測角度方向的紅外成像圖，從圖中可見，橢梯形和二元噴口S形噴管的燃?xì)馕擦鞯募t外輻射高亮度區(qū)域相對(duì)較小。

圖7 不同出口形式S形噴管寬邊探測平面輻射強(qiáng)度分布

圖8 上方不同方向輻射成像效果

圖9 側(cè)向輻射亮度成像效果

4 結(jié)論

本文在單S彎噴管的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)之上通過氣動(dòng)計(jì)算、分析，得到主要幾何設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)不同出口S彎噴管氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。 選取氣動(dòng)性能最優(yōu)的S彎噴管進(jìn)行了紅外輻射特征計(jì)算， 并與基準(zhǔn)圓噴管、橢圓、二元、梯形出口S形噴管進(jìn)行了對(duì)比分析。 研究結(jié)果表明：

1）矩形和梯形出口形式與S彎流道組合可使其紅外輻射得到較好抑制， 可在窄邊方向峰值方位紅外輻射強(qiáng)度縮減57%-60%， 在寬邊方向峰值方位紅外輻射強(qiáng)度縮減56%。

2）S彎噴管的紅外輻射峰值沒有出現(xiàn)在零度方位，而是在窄邊方向20度至30度方位，寬邊方向10-20度方位，且上下不對(duì)稱。

3）四種不同噴口形式的S形噴管中， 紅外輻射強(qiáng)度由小到大依次是梯形、二元、橢圓和圓形噴口形式。

4）噴管中心線曲率前后均勻變化、緩急相當(dāng)?shù)腟形噴管氣動(dòng)性能較好，在所研究S形噴管軸向推力系數(shù)在93.06%至95.8%之間， 流量系數(shù)在94.81%至97.29%之間；與常規(guī)噴管相比雖有所下降，但與紅外輻射縮減幅度相比這點(diǎn)代價(jià)是值得的。

[1]張考,馬東立等. 軍用飛機(jī)生存力與隱身設(shè)計(jì)[M].北京:國防工業(yè)出版社,2002:54-168.

[2]趙超，楊號(hào). 紅外制導(dǎo)的發(fā)展趨勢及其關(guān)鍵技術(shù).電光與控制，2008,15（5）：48-53

[3]J.C.D.Behm,K.Kidd,K.Young.F/A-22 IR Signature Flight Test Model Validation.Aircraft Survivability,2003,2003 fall:9-11.

[4]G.A.Rao,S.P.Mahulikar.Aircraft Powerplant and Plume Infrared Signature Modelling and Analysis.AIAA 2005-221,2005

[5]徐南榮，卞南華. 紅外輻射與制導(dǎo)[M]. 北京：國防工業(yè)出版社，1997.

[6]徐南榮，瞿榮貞. 飛行器的紅外特性[J]. 紅外與激光工程，1999，28(1)：8-14.

[7]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.

[8]S.P.Mahulikar,H.R.Sonawane,G.A.Rao.Infrared Signature Studies of Aerospace Vehicles [J].Progress in Aerospace Sciences,2007,43(1):218-245.

[9]羅明東,吉洪湖,黃偉.非加力渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外輻射強(qiáng)度的數(shù)值計(jì)算[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2007,22(10):609-616.

[10]羅明東.無人機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)研究,博士學(xué)位論文.南京：南京航空航天大學(xué)，2006.

[11]黃偉.渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)紅外特征計(jì)算與抑制技術(shù)研究,博士學(xué)位論文.南京：南京航空航天大學(xué)，2010.

[12]董長軍,胡凌云等.聚焦隱身戰(zhàn)機(jī)[M]. 北京：藍(lán)天出版社，2005.

[13]M.Johansson,M.Dalenbring.Calculation of IR signatures from airborne vehicles.Proc.of SPIE 6228,2006.

[14]Thomas M.berens,Norbert C.Bissinger.Thrust Vector Behavior of Highly Integrated Asymmetric Nozzles for Advanced Fighter Aircraft.AIAA-98-0948.

[15]楊承宇,張靖周,單勇.單邊膨脹噴管紅外輻射特性的數(shù)值模擬[J].航空學(xué)報(bào),2010,10.Vol.31,No.10

[16]劉常春，吉洪湖，李娜，林蘭之. 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(xué)報(bào)，2010，31(9)：1567-1570.

[17]李翔. 異形截面S彎通道噴管氣動(dòng)及紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算研究[D]. 西安:西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文,2013.

[18]陳立海.航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)目標(biāo)紅外/RCS特性計(jì)算研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué)博士學(xué)位論文,2013.