王 飛，張 勃，吉洪湖，李 偉，張宗斌，羅明東

（1.南京航空航天大學(xué)，江蘇省航空動力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016；2.中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都610041）

0 引言

隨著紅外探測技術(shù)的發(fā)展，為了提高戰(zhàn)場生存力，對飛行器的紅外隱身要求逐漸提高[1]。航空發(fā)動機(jī)高溫尾噴流是飛行器3～5um波段上紅外輻射的主要來源之一。研究者對尾噴流的紅外抑制技術(shù)開展了大量研究，張勃等[2]發(fā)現(xiàn)隨著矩形噴管寬高比增大,紅外抑制作用逐漸增強(qiáng)；張靖周等[3-4]對波瓣混合器的摻混與紅外抑制特性進(jìn)行了研究；劉友宏等[5-6]對波瓣混合器的影響參數(shù)進(jìn)行了深入研究；黃勇等[7-8]對小突片結(jié)構(gòu)對噴流紅外輻射特性的影響進(jìn)行了研究；鄧洪偉等[9]研究了某型發(fā)動機(jī)噴管及其噴流流場的紅外輻射特征分布。上述研究主要集中于射流被動摻混技術(shù)，而對射流主動摻混技術(shù)的研究開展較少。

文獻(xiàn)[10-13]表明，在噴管出口下游的剪切層內(nèi)注入橫向射流，能夠有效加強(qiáng)尾噴流與環(huán)境流體的摻混效果，抑制噪聲；尚守堂等[14-15]研究表明，降低發(fā)動機(jī)熱噴流氣體輻射較為有效的手段是降低其溫度（如加強(qiáng)冷熱氣流摻混）；朱希娟等[16]發(fā)現(xiàn)在亞聲速條件下，少量橫向射流射入尾噴流后與環(huán)境流體混合，高溫核心區(qū)長度及紅外輻射強(qiáng)度均有大幅衰減；美國Flint計(jì)劃研究表明，當(dāng)橫向射流流量占主流3%時，可以縮小尾噴流高溫區(qū)50%以上。

本文研究了橫向射流流量與噴射頻率的變化對尾噴流強(qiáng)化摻混與紅外抑制特征的影響規(guī)律，以增強(qiáng)尾噴流摻混與紅外抑制效果。

1 物理模型

以某軸對稱收斂噴管為基礎(chǔ)，在出口下游設(shè)置2股橫向射流，其中橫向射流與尾噴流流動方向夾角為90°，射流噴射結(jié)構(gòu)的物理模型如圖1所示。

由于計(jì)算模型具有對稱性，計(jì)算時采用1/2模型，其2維結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 物理模型

圖2 計(jì)算模型2維結(jié)構(gòu)

2 計(jì)算域、網(wǎng)格及邊界條件

設(shè)定計(jì)算模型噴管出口直徑為D，整個計(jì)算域長、寬分別為30D、8D。模型計(jì)算域?qū)ΨQ面網(wǎng)格分布如圖3所示。從圖中可見，在噴管內(nèi)流域、射流核心區(qū)以及壁面附近，氣流速度、溫度梯度較大的區(qū)域內(nèi)網(wǎng)格劃分比較密集，其中氣流內(nèi)、外流域向貼近壁面處逐漸加密，氣流外流場下游網(wǎng)格間距沿程逐漸增大。整體網(wǎng)格數(shù)為180萬，經(jīng)過網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證，滿足設(shè)計(jì)要求。

圖3 計(jì)算域?qū)ΨQ面網(wǎng)格

本文模擬某型航空發(fā)動機(jī)地面工作狀態(tài)，在噴管出口引入橫向射流，研究其對尾噴流氣動與紅外輻射特性的影響。邊界參數(shù)條件見表1。CO2、CO、H2O的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為6%、0.05%、3%，紅外輻射計(jì)算在3~5μm波長范圍內(nèi)展開。

橫向射流以質(zhì)量流量進(jìn)口為條件，隨著時間變化呈正弦分布，上下2股橫向射流出口截面上流量峰值均為0.16kg/s（約占尾噴流流量的3%）。隨著時間的變化，上下橫向射流流量之和保持恒定，均為0.16kg/s，如圖4所示。

射流流量為

表1 邊界條件

圖4 橫向射流流量隨時間變化分布

3 計(jì)算方法

本文利用FLUENT軟件對流場與溫度場進(jìn)行模擬，采用耦合隱式求解器分別計(jì)算連續(xù)、動量和能量方程。利用2階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行離散，湍流模型運(yùn)用SST2方程模型，采用組分輸運(yùn)模型計(jì)算各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)，采用DO模型計(jì)算輻射換熱的影響。

紅外輻射特征計(jì)算采用本文自主研發(fā)的基于離散傳遞法的NUAA-IR軟件進(jìn)行。

紅外輻射特征探測面如圖5所示。從圖中可見次流入射噴口形狀與入射位置，XOZ、XOY 探測面分別與橫向射流入射方向垂直、平行。其中探測角為0°、90°分別在噴管正后方和垂直于噴管軸線的位置。

圖5 探測面

4 計(jì)算結(jié)果及分析

由式（1）可知，橫向射流流量隨時間呈周期性變化，1個循環(huán)周期T=4s。根據(jù)氣流量變化規(guī)律，在1個循環(huán)周期內(nèi)，選取t=0.25T、0.50T 以及0.75T 3個典型時間點(diǎn)分別進(jìn)行分析，見表2。

為便于比較，本文定義無橫向射流的狀態(tài)為基準(zhǔn)模型，有噴流的狀態(tài)根據(jù)其噴射時間分別 以 0.25T、0.50T 和0.75T 模型命名。

不同時刻尾噴流流場對稱面（XOY 面）溫度分布如圖6所示。圖中橫坐標(biāo)為無量綱長度（x/D）。在不同時刻，尾噴流高溫區(qū)均呈錐形分布。當(dāng)t=0.25T 時，上、下橫向射流流量均達(dá)到峰值，高溫區(qū)長度為4.4D；當(dāng)t=0.50T 時，上、下橫向射流流量均為峰值的一半，高溫區(qū)長度為5.05D；當(dāng)t=0.75T 時，上、下橫向射流流量均為0，高溫區(qū)長度增大為7.8D，高溫區(qū)寬度也明顯增大?？梢姍M向射流單側(cè)射入時，摻混效果最好；兩側(cè)等流量射入時，摻混效果明顯下降。

表2 橫向射流流量分布

圖6 不同時刻尾噴流流場對稱面（XOY 平面）溫度分布

不同時刻XOZ 平面溫度分布如圖7所示。圖中橫坐標(biāo)為無量綱長度（x/D）。該平面上高溫區(qū)長度與XOY 平面上所示相同，但形狀發(fā)生了明顯改變。當(dāng)t=0.25T 和t=0.50T 時，射流高溫區(qū)橫向擴(kuò)張?jiān)鰪?qiáng)，呈多峰現(xiàn)象，其射流結(jié)構(gòu)類似于矩形噴管射流結(jié)構(gòu)。射流的橫向擴(kuò)張強(qiáng)化了其與外流摻混效果，縮短了高溫區(qū)長度。

4.1 模型光譜強(qiáng)度分布

在t=0.25T 時刻光譜輻射強(qiáng)度分布如圖8所示。圖中給出了t=0.25T 時刻、3~5μm波段上的光譜輻射強(qiáng)度隨波長的變化規(guī)律。其中，橫、縱坐標(biāo)分別為波長和光譜輻射強(qiáng)度Iλ，單位分別為μm、W/（sr·μm）。

圖7 不同時刻XOZ 平面溫度分布

圖8 在t=0.25T 時刻光譜輻射強(qiáng)度分布

基于XOY 與XOZ 探測面，給出了探測角度為0°、10°、30°、60°、90°時的光譜曲線。以XOY 探測面上0°探測結(jié)果為例，在3~4.16μm和4.6~5μm波長范圍內(nèi)，由于高溫固體壁面的光譜輻射導(dǎo)致輻射強(qiáng)度較大；而在4.16~4.6μm范圍內(nèi)，由于對應(yīng)波段上CO2與CO氣體的吸收與放射，導(dǎo)致輻射強(qiáng)度出現(xiàn)波峰、波谷分布。結(jié)果表明，XOY 與XOZ 探測面的光譜輻射強(qiáng)度分布規(guī)律相同，但是在4.16~4.6μm范圍內(nèi)CO2與CO氣體的吸收與放射較少。

在不同探測角度下，紅外光譜輻射強(qiáng)度曲線規(guī)律相同，但是在3~4.16μm和4.6~5μm波長范圍內(nèi)的輻射隨著探測角度的增大而減小，而在4.16~4.6μm范圍內(nèi)則逐漸增大，這是由于固體壁面與氣體輻射的不同特征導(dǎo)致的。

4.2 積分輻射強(qiáng)度分布

對光譜紅外輻射強(qiáng)度進(jìn)行積分，得到紅外輻射強(qiáng)度分布為

式中：I、Iλ分別為紅外、光譜輻射強(qiáng)度；λ1，λ2為本文研究波段的下限與上限，取值分別為3、5μm。

在不同時刻、探測面上，尾噴流輻射強(qiáng)度分布如圖9所示。從圖9（a）中可見，加入次流前，基準(zhǔn)模型中尾噴流積分輻射強(qiáng)度總體上隨著探測角度的增大而增大；加入次流后，其隨探測角度變化規(guī)律與基準(zhǔn)模型相似，但是量值減小，且隨著探測角度增大，減小值逐漸增大。在t=0.25T、0.50T、0.75T 時刻得到的紅外輻射強(qiáng)度分布規(guī)律相同，但是在0.25T 與0.75T 時刻的結(jié)果相近，而在0.25T 時的紅外輻射強(qiáng)度最小，這與圖6中所示尾噴流溫度場變化是吻合的。在該探測平面內(nèi)，射入橫向射流以后，加強(qiáng)了尾噴流與環(huán)境流體的摻混能力，引起高溫區(qū)長度大幅度衰減，導(dǎo)致各探測角度上積分輻射強(qiáng)度均有一定程度的減小。隨著探測角度的增大，尾噴流輻射強(qiáng)度衰減愈加明顯。在0.25T 時刻尾噴流積分輻射強(qiáng)度降幅達(dá)48%，而在0.50T 時刻降幅則為41%。

圖9 不同探側(cè)面、時刻上尾噴流積分輻射強(qiáng)度分布

從圖9（b）中可見，隨角度分布規(guī)律與XOY 面上的相同，但是不同時刻積分輻射強(qiáng)度變化較大。以90°探測結(jié)果為例，相比基準(zhǔn)噴管，采用橫向射流時，0.25T 時刻尾噴流積分輻射強(qiáng)度降幅達(dá)48%，0.50T時刻降幅則為41%。這是由于在此探測平面測到的尾噴流受到兩側(cè)橫向射流“擠壓”，引起高溫區(qū)長度縮短而導(dǎo)致的。

5 結(jié)論

本文對橫向射流入射對發(fā)動機(jī)尾噴流溫度場以及紅外輻射特性的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬。在保持入射流量和噴射規(guī)律一定的情況下，比較研究不同時刻尾噴流摻混與紅外抑制特性隨時間的變化特征。

（1）采用橫向射流入射，能夠顯著強(qiáng)化尾噴流摻混效果。當(dāng)橫向射流流量為主流3%時，尾噴流高溫區(qū)長度明顯縮短，與橫向射流流動方向垂直的探測面上尾噴流輻射強(qiáng)度降低可達(dá)48%。

（2）在對稱橫向射流入射時，尾噴流摻混效果隨時間變化較大。當(dāng)2股射流噴射相同流量時，強(qiáng)化摻混效果最強(qiáng)，紅外抑制效果最佳；而隨著兩側(cè)噴射流流量差別增大，尾噴流強(qiáng)化摻混效果逐漸減弱。

[1]張宗斌，桑建華.發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)紅外隱身技術(shù)研究[J].隱身技術(shù)，2009（3）：2-4.ZHANG Zongbin，SANG Jianhua.Investigation of infrared stealth technology on engine exhaust system[J].Stealth Technology，2009（3）：2-4.（in Chinese）

[2]張勃，吉洪湖.大寬高比矩形噴管的射流與外流的摻混特性的數(shù)值研究[J].航空動力學(xué)報，2005，20（1）：104-110.ZHANG Bo，JI Honghu.Numerical study of internal and external flow mixing for rectangular nozzles with large aspect ratio[J].Journal of Aerospace Power，2005,20（1）：104-110.（in Chinese）

[3]張靖周，單勇.波瓣噴管引射混合器渦結(jié)構(gòu)的數(shù)值研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2005，23（3）：355-359.ZHANG Jingzhou，SHAN Yong.Numerical investigation of vortical structures in the lobed mixer-ejector[J].Acta Aerodynamica Sinica，2005，23（3）：355-359.（in Chinese）

[4]張靖周，單勇，李立國.直升機(jī)排氣系統(tǒng)用波瓣噴管引射-混合式紅外抑制器研究[J].航空學(xué)報，2002，28（7）：32-37.ZHANG Jingzhou，SHAN Yong，LI Liguo.Investigation on lobed nozzle mixer-ejector infrared suppressor for helicopter exhaust system[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2002，28（7）：32-37.（in Chinese）

[5]劉友宏，李立國.有無中心錐圓排波瓣噴管引射器內(nèi)流場模擬與比較[J].航空動力學(xué)報，2002，17（3）：280-286.LIU Youhong，LI Liguo.Numerical simulation of flow field in circularly lobed exhaust-ejector mixer with/without a central plug[J].Journal of Aerospace Power，2002，17（3）：280-286.（in Chinese）

[6]劉友宏，樊超，謝奕，等.波瓣數(shù)對波瓣強(qiáng)迫混合排氣系統(tǒng)性能影響[J].航空動力學(xué)報，2010，25（8）：1683-1689.LIU Youhong，F(xiàn)AN Chao，XIE Yi，et al.Effect of lobe numbers on the performance of a lobed mixer in the forced mixing exhaust system[J].Journal of Aerospace Power，2010，25（8）：1683-1689.(in Chinese)

[7]黃勇，郭志輝，魏福清，等.小突片對熱射流紅外輻射的影響研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2001，22（2）：122-125.HUANG Yong，GUO Zhihui，WEI Fuqing，et al.Effect of tabs fixed on a convergent nozzle to the infrared radiation of the exhausting hot jet[J].Journal of Propulsion Technology，2001，22（2）：122-125.(in Chinese)

[8]黃勇，郭志輝，魏福清，等.收擴(kuò)噴管加小突片對尾噴流紅外輻射的影響[J].航空動力學(xué)報，2001，16（1）：19-22.HUANG Yong，GUO Zhihui，WEI Fuqing，et al.Effect of tabs fixed on a convergent divergent nozzle on infrared radiation of exhausting jet[J].Journal of Aerospace Power，2001，16（1）：19-22.(in Chinese)

[9]鄧洪偉，邵萬仁，周勝田，等.某型航空發(fā)動機(jī)噴管紅外輻射特征數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究[J].航空發(fā)動機(jī)，2010，36（1）：44-49.DENG Hongwei，SHAO Wanren，ZHOU Shengtian，et al.Numerical simulation and experimental investigation of infrared radiation characteristics of an aeroengine exhaust nozzle[J].Aeroengine，2010，36（1）：44-49.(in Chinese)

[10]Ragaller P A.Supersonic jet noise reduction via pulsed microjet injection[R].AIAA-2009-3224.

[11]Castelian T.Noise reduction by impinging microjets：an aerodynamic investigation testing microjet parameters[R].AIAA-2007-3419.

[12]Brenton G.Jet noise reduction using aqueous microjet injection[R].AIAA-2004-2971.

[13]Mehmet，Bahadir A.Significant improvements on jet noise reduction by Chevron-Microjet combination[R].AIAA-2007-359.

[14]尚守堂，張青藩.波反射激勵效應(yīng)抑制超聲速射流紅外輻射的試驗(yàn)研究[J].航空發(fā)動機(jī)，2001（3）：25-28.SHANG Shoutang，ZHANG Qingfan.Experimental study of wave reflection incentive effect of inhibition of supersonic flow of infrared radiation[J].Aeroengine，2001（3）：25-28.（in Chinese）

[15]尚守堂,曹茂國,鄧洪偉，等.航空發(fā)動機(jī)隱身技術(shù)研究及管理工作探討[J].航空發(fā)動機(jī)，2014，40（2）：6-9.SHANG Shoutang，CAO MAOguo，DENG Hongwei，et al.Discussion on aeroengine stealth technology research and management[J].Aeroengine,2014，40（2）：6-9.（in Chinese）

[16]朱希娟，額日其太，李家軍，等.脈沖射流強(qiáng)化混合對噴流紅外輻射特性的影響[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2011，37（5）：551-555.ZHU Xijuan，Eriqitai，LI Jiajun，et al.Effect of jet mixing enhancement by pulsed blowing on infrared radiation of plume[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2011，37（5）：551-555.（in Chinese）