楊宗耀，張靖周，單勇

南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京 210016

武裝直升機是具有良好機動性能、以反坦克為主并兼顧對地火力支援和空戰(zhàn)的武器平臺，在現(xiàn)代高科技戰(zhàn)場環(huán)境中，它受到來自聲、光、雷達和紅外等多個頻譜目標探測器的監(jiān)視，尤其是來自地面和空中紅外制導導彈的威脅[1-3]，為了提升武裝直升機的戰(zhàn)場生存力及對敵攻擊的突然性，必須發(fā)展先進的紅外隱身技術。

武裝直升機主要紅外輻射源來自發(fā)動機排氣系統(tǒng)外露的高溫部件和排出的高溫燃氣，為此，國外自20世紀70年代便開展了針對發(fā)動機排氣系統(tǒng)的引射式紅外抑制器技術研究，其采用冷氣引射摻混排氣噴流、壁面冷卻或遮擋等技術原理，降低排氣系統(tǒng)外高溫部件和噴流的紅外輻射強度，并相繼發(fā)展出多種形式的紅外抑制器裝配應用于多種型號的武裝直升機[4-7]。針對紅外抑制器中涉及的流動傳熱[8-11]、高效引射摻混[12-15]以及紅外輻射特征分析[16-19]等基礎問題，國內外研究人員一直進行著不懈的研究，以不斷提高其紅外抑制效能。

從未來武裝直升機的隱身化發(fā)展趨勢分析，美國波音和西科斯基公司聯(lián)合研發(fā)的科曼奇RAH-66直升機排氣系統(tǒng)與機身一體化紅外抑制技術代表了先進紅外抑制技術的發(fā)展方向，由于發(fā)動機排氣系統(tǒng)埋入后機身，不僅有效遮擋了高溫部件的紅外輻射，同時也有利于構建低雷達散射的機身外形[20]。在與直升機后機身一體化設計的紅外抑制器中，排氣混合管的過渡型面更加復雜，它需要將發(fā)動機動力渦輪出口的圓形排氣截面過渡為機身側面的狹長排氣口，同時還需要利用后機身頂部進氣狹縫將旋翼下洗氣流引入后機身內部對高溫排氣混合管壁面進行冷卻，并與排氣混合從機身側面狹長排氣口排出。針對這種排氣系統(tǒng)與機身一體化紅外抑制結構形式，唐正府等[21-22]開展了波瓣噴管-狹長出口彎曲混合管引射混合特性以及紅外輻射特性的初步研究；任利鋒等[23]通過數(shù)值模擬分析了狹長排氣出口形狀對紅外輻射特征的影響；Pan等[24-25]基于旋翼下洗簡化模型，進行了直升機內外流耦合流動和傳熱的數(shù)值模擬，剖析了發(fā)動機排氣參數(shù)和機身表面輻射特性對直升機紅外輻射特性的影響；蔣坤宏等[26]著重研究了一體化紅外抑制器內部遮擋和排氣狹長出口修型對后機身表面溫度和紅外輻射特性的影響；Zhou等[27]通過數(shù)值研究了安裝一體化紅外抑制器的直升機雷達/紅外綜合隱身特性。

對于排氣系統(tǒng)與后機身一體化設計的紅外抑制器，旋翼下洗氣流在機身內部的組織方式是一個重要的問題，它與機身頂部進氣口布置和面積密切相關；同時由于旋翼誘導的氣流流動存在切向誘導速度，以及尾槳氣流的作用，因此機身左右兩側的內部流動和排氣流動存在特定的差異。對此，本文基于旋翼下洗氣流和尾槳氣流的簡化模型，通過數(shù)值模擬研究下洗氣流進氣口對后機身內部氣流流動和紅外輻射特性的影響。

1 物理模型

圖1(a)為配裝雙發(fā)動機的排氣系統(tǒng)與后機身一體化設計的紅外抑制器結構示意圖，圖1(b)為后機身內部縱向中截面的旋翼下洗氣流組織示意圖。發(fā)動機動力渦輪后的高溫燃氣從主噴管排入混合管中，利用主噴管的排氣動能抽吸環(huán)境空氣進入混合管與排氣進行摻混，在排氣系統(tǒng)與后機身一體化設計的結構中，混合管的過渡型面與后機身內部空間相匹配，從圓形進口過渡為機身側面的狹長排氣口，機身頂部布置進氣狹縫，引導旋翼下洗氣流進入后機身內部對混合管進行冷卻，并隨混合管排氣一同從機身側面狹長排氣口排出，混合管相對于機身的排氣氣流角為60°。

圖1 直升機一體化紅外抑制器示意圖

排氣系統(tǒng)如圖2所示，本文采取一個縮尺的結構模型，動力渦輪出口后的主噴管直徑為80 mm；主噴管采用波瓣噴管，它是一種高效引射噴管形式[12-15]，12個波瓣沿周向均勻布置，波瓣的擴張角為24.5°；混合管進口直徑為144 mm，具有大曲率過渡型面，排氣噴口的長度為630 mm、寬度為33 mm，它具有大形狀比的狹長特征，排氣口面積與進口面積比為1.28，混合管軸向長度約為1 100 mm。

圖2 排氣系統(tǒng)示意圖

旋翼長度或旋翼旋轉面半徑R為2 085 mm，從上方觀測其旋轉方向為順時針方向；尾槳平面直徑Φ為 435 mm，尾槳氣流方向與當?shù)匦須饬鞣较蛳嗄?，如圖3(a)所示。鑒于本文重點關注后機身頂部下洗氣流進氣口布置方式對于旋翼下洗氣流在機身內部的流動組織影響，如圖3(b)所示，在機身縱向上，對應于每個排氣噴管分別開設前、后2個旋翼下洗氣流進氣口，即前進氣口和后進氣口。對于前進氣口條縫，依據(jù)其相對于機身對稱面的距離分別定義為A、B和C這3種布置位置，同樣地，對于后進氣口條縫，設計a、b和c這3種布置位置。在后文所涉及的進氣口布置敘述中，以“大寫字母-小寫字母”這種方式表示“前-后”進氣口的位置。

圖3 后機身進氣口布置方式示意圖

本文所研究的下洗氣流進氣口布置方式如表1 所示，其中，0-0表示后機身沒有下洗氣流進口的情形。在A-a、B-b和C-c方案中，前進氣口的長度和寬度分別為190 mm和22.5 mm，后進氣狹縫的長度和寬度分別為630 mm和22.5 mm，它們的進氣面積相同，但進氣口位置不同；進一步地，以B-b方式為基準，增加進氣狹縫寬度，即B′-b′方案，對比分析進氣口面積的影響。

表1 后機身進氣口布置參數(shù)

2 計算方法

針對排氣系統(tǒng)與后機身一體化設計的紅外抑制器，本文基于旋翼下洗氣流和尾槳氣流的簡化模型，將排氣系統(tǒng)內流和機身外流耦合求解。考慮到旋翼誘導的氣流流動存在切向誘導速度，以及尾槳氣流的作用，機身左右兩側的內部流動和排氣流動存在特定的差異，因此為減少計算網(wǎng)格數(shù)，在計算域中僅截取后機身部分進行計算，如圖3(a)所示；計算域包含混合管和后機身內的內流域以及后機身外部的外流域。直升機懸停時，外流域主要受旋翼下洗氣流、尾槳氣流的作用，選取直徑為旋翼直徑2倍、高為旋翼直徑3倍的圓柱形空間作為外流域，旋翼直徑D0為4 170 mm，如圖4所示。外流域邊界大氣壓力設為環(huán)境大氣壓101 325 Pa，溫度為293 K。

圖4 計算域示意圖

相應的邊界條件設置為：對于排氣系統(tǒng)內流，主噴管進口定義為流量進口邊界，按照發(fā)動機排氣速度約100 m/s的實際狀況，每個噴管的進口質量流量設為0.342 kg/s，進口總溫為840 K，進口氣流湍流度為5%；假設進口熱流氣體為航空煤油燃燒后得到的燃氣，根據(jù)化學反應方程式求出其主要組分氮氣、二氧化碳和水蒸氣質量分數(shù)依次為0.706、0.209和0.085[24]?；旌瞎苓M口處的引射通道設為壓力入口，總壓為環(huán)境大氣壓力、溫度為293 K，氣流組分主要為氮氣和氧氣，質量分數(shù)分別為0.756和0.244。

旋翼下洗氣流按照激勵盤模型建立[19,24]，即將其簡化為一個旋轉平面，下洗氣流速度最大值為20 m/s，位于旋轉平面的0.8倍半徑處，從旋轉中心至該位置以及自該位置至旋翼葉尖的速度分布按照線性變化，假設旋翼安裝角為φ=10°，如圖5所示，則旋翼下洗氣流的垂直速度和切向速度分別為vi,ver=vicosφ和vi,tan=visinφ，vi為旋翼上某點位置處的氣流速度。尾槳氣流從機身左側往右側流動，尾槳平面通流速度取為12 m/s。

圖5 旋翼下洗氣流速度示意圖

計算域外場設為壓力邊界；所有固體壁面均采用無滑移固壁邊界條件并按照流-固耦合面進行傳熱計算。

網(wǎng)格劃分中，鑒于后機身及其內部結構均不規(guī)則，采用非結構化網(wǎng)格。波瓣和混合管壁面上的網(wǎng)格尺寸約為2 mm，機身壁面上的網(wǎng)格尺寸約為6 mm。在波瓣噴管、混合管和機身等固體壁面附近以及排氣噴口出口處等區(qū)域進行局部網(wǎng)格加密處理。為了驗證網(wǎng)格獨立性，通過改變壁面近壁區(qū)和混合管出口處的網(wǎng)格加密區(qū)大小及加密區(qū)內網(wǎng)格尺寸，共設計了4套網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)分別為950萬、1 300萬、1 700萬和2 050萬。表2給出了直升機左側引射-混合管在不同網(wǎng)格數(shù)下的引射系數(shù)值，計算結果表明，當網(wǎng)格數(shù)達到1 700萬時，引射-混合管的引射系數(shù)達成了網(wǎng)格無關，同時混合管出口壓力和溫度分布也不再隨網(wǎng)格數(shù)增加而改變。

表2 不同網(wǎng)格數(shù)下引射-混合管引射系數(shù)計算結果

內外流耦合的流場計算采用CFD計算軟件，根據(jù)已有研究[23-26]，湍流模型選用SST(Shear Stress Transport)k-ω雙方程模型，可壓縮的雷諾時均Navier-Stokes(RANS)方程離散格式選用二階迎風格式，選取離散坐標輻射模型(DO模型)計算燃氣與壁面、壁面與壁面間的輻射換熱，根據(jù)燃氣的主要成分構成，氣體吸收系數(shù)取為0.1[18-19]，鑒于機身表面的發(fā)射率選擇范圍較大，且考慮本文主要目的在于對比分析不同進氣口布置方式對紅外輻射的影響，因此表面發(fā)射率簡單取為0.8。計算收斂判據(jù)設置為各項殘差均小于10-5。

紅外輻射計算采用正反射線追蹤法[25-27]，為了獲得目標自身的紅外輻射特征，不計入大氣傳輸過程中的紅外輻射能量損失。選取后機身縱向截面作為探測平面，以對比分析不同進氣方式下的后機身紅外輻射差異，如圖6所示，探測距離設為600 m，周向每隔10°設置一個探測點，共計36個探測點。

圖6 紅外探測點位置分布

3 計算結果及分析

3.1 流場分析

圖7為后機身2個典型截面上的氣流溫度(T)分布云圖和速度分布圖，其中YZ平面為對應于混合管排氣口前緣的鉛垂面，XY平面為鄰近機身排氣口下游的水平面。如圖7(a)所示，旋翼下洗氣流對于機身兩側排出的熱噴流摻混作用存在較大的差異，左、右兩側的熱噴流在下游的發(fā)展呈現(xiàn)明顯的不對稱性，右側熱噴流在機身下方的發(fā)展向內偏轉程度強于左側噴流，鄰近排氣口的排氣更貼近機身，高溫核心區(qū)的長度雖有微弱的縮減，但與外流的摻混作用區(qū)更長，這是受到旋翼下洗氣流中的橫向流動影響所致。圖7(b)和圖7(c)分別為不考慮尾槳通流和考慮尾槳通流時的XY平面速度矢量圖，與不考慮尾槳通流的情形相比，尾槳通流的存在影響排氣噴口附近的流場，它對于左側排氣熱噴流流動具有一定的“抽吸”效應，對于右側的排氣，則阻隔其向機身后向的流動。比較圖7(d)和圖7(e)、圖7(f)和圖7(g)，從排氣噴口附近的氣流溫度分布云圖上可以更清晰地看到，考慮尾槳通流的作用時，熱噴流對排氣噴口附近機身壁面的影響更顯著。

圖7 2個典型截面上的溫度和速度分布圖

圖8顯示了不同進氣口分布位置對后機身內部氣流流動的影響，圖中選取的截面為后機身縱向中截面。當進氣口布置在后機身頂部外側時，如圖8(a)所示，下洗氣流進入機身內部后的流動靠近機身蒙皮，從機身兩側排氣出口流出，它可以在高溫混合管壁面和機身壁面之間形成較好的冷卻空氣層，但是由于旋翼下洗氣流在機身中央空間的流動受到制約，對混合管內側壁面的冷卻作用很弱；當進氣口布置在后機身頂部內側時，如圖8(c)所示，旋翼下洗氣流主要從后機身中央空間流通，對混合管內側形成較好的冷卻作用，但在混合管與機身壁面之間的流動較弱，使得該區(qū)域的氣流溫度較高；因此，就進氣口的布置而言，B-b方案的機身內部下洗氣流流動組織更為合理，如圖8(b)所示。同時，也可以看出，由于旋翼下洗氣流具有切向速度分量，相對于后機身左右兩側的進氣口而言，形成不同的進氣角度，因而也導致后機身左右腔室內的流場分布呈現(xiàn)明顯的不對稱性。

圖8 后機身內部空間的流場

圖9和圖10分別給出了上述3種不同進氣口分布位置下的混合管外側(面向機身表面一側)和內側(左右混合管相對一側)壁面溫度分布，可以直觀地看出機身頂部進氣口布置的影響，可見，B-b方案的機身內部下洗氣流流動組織對混合管外側的冷卻最好，因此有利于降低混合管壁面與機身表面之間的熱量傳遞。

圖9 混合管外側壁面溫度分布

圖10 混合管內側壁面溫度分布

表3給出了后機身不同進氣口布置方案下的各進氣口單位面積的進氣質量流量。對比A-a、B-b和C-c這3種方案，雖然進口面積相同，但由于它們的位置不同，造成各進氣口的進氣流量變化，總體而言，當進氣口布置在后機身頂部外側時，旋翼下洗氣流進入機身內部的質量流量相較其他2種方案有較大的下降；相對于B-b方案，B′-b′方案的進氣面積是前者的2倍，雖然進口質量流量增大，但單位面積進氣質量流量卻相對降低。表明旋翼下洗氣流通入機身內部的流動受進氣口布局的影響很大，它取決于旋翼下洗氣流與后機身相干、下洗氣流侵入機身內部相對攻角以及氣流在機身內部流動等諸多復雜因素。

表3 各進氣口單位面積進氣質量流量

3.2 后機身表面溫度分布

圖11為后機身頂部未開設進氣口后機身右側、頂部和左側表面的溫度分布，由于機身內部沒有旋翼下洗氣流冷卻、只有機身外部的旋翼下洗氣流對流冷卻，因此高溫混合管對機身壁面的輻射換熱導致機身側面和頂部的局部溫度較高，局部最高溫度高于環(huán)境溫度近60 ℃，同時機身腹部的排氣也在旋翼下洗氣流和尾槳氣流的壓迫或牽引下，對后機身排氣口下方表面和尾槳附近表面形成局部加熱。同時對比分析有/無尾槳通流的后機身表面溫度可見，尾槳通流在機身左側對排氣噴口熱噴流形成抽吸、在機身右側則壓迫排氣的后向發(fā)展，較不考慮尾槳通流的情形，后機身兩側的局部高溫區(qū)有一定的增加。

圖11 后機身表面溫度分布(0-0方案)

圖12為基于不同進氣口方案下的后機身表面溫度分布。下洗氣流進入后機身內部不僅可以冷卻高溫混合管壁面，而且可以形成對機身表面的隔熱防護，因此可以降低后機身表面溫度。從圖12可以看出，A-a和B-b進氣口布置方案對于后機身壁面的熱防護效果要明顯優(yōu)于C-c方案，但同時也注意到，在前2種方案中，從進氣口上方的位置可以窺視到混合管的局部高溫區(qū)域，而C-c方案則對應溫度相對較低的壁面；相對于B-b方案，B′-b′方案的后機身壁面溫度分布進一步改善，局部熱點區(qū)域減少，但同時也導致從上方窺視的機身內部高溫壁面區(qū)域增大。

圖12 不同進氣方案下后機身表面溫度分布

3.3 紅外輻射特性空間分布

圖13顯示了探測面上不同進氣口方案的后機身在3～5 μm波段的紅外輻射強度(I)分布，為了清晰地分析各紅外輻射源的貢獻，將氣體輻射、后機身表面輻射和內部可視壁面輻射加以分解。對于排氣噴流，如圖13(a)所示，由于從后機身狹長噴口排出的尾焰厚度薄，在旋翼下洗外流作用下迅速摻混，因此排氣噴流的紅外輻射即使在0-0方案下也很小，峰值輻射方位基本對應噴口排氣方向，尤其是右側排氣口方向，采用后機身進氣方式，機身內部的冷卻與外流冷卻摻混的綜合作用使得排氣噴流3～5 μm波段的峰值紅外輻射強度相對于0-0方案大約有7.7%～10%的降低；對于3～5 μm波段的紅外輻射，機身表面的貢獻與排氣噴流基本相當，如圖13(b)所示，紅外輻射強度較高的方位在機身側上方，相對于0-0方案，旋翼下洗氣流的內部冷卻作用可以使得后機身表面3～5 μm波段的峰值紅外輻射強度降低35%左右(C-c方案除外)；對于后機身內部的高溫部件而言，通過排氣口下方可探測的3～5 μm 波段紅外輻射強度高于排氣噴流和后機身表面一個量級，它具有更強的方向指向，后機身上方的進氣口引氣冷卻可以有效降低下方峰值紅外輻射強度，B-b和B′-b′方案的降低幅度達33%，但同時卻導致上方的紅外輻射有一定的增加，尤其是進口面積較大的B′-b′方案，如圖13(c)所示；因此從總的3～5 μm波段紅外輻射強度分布看，B-b的進氣口布局較優(yōu)，如圖13(d)所示，總體而言，對于排氣系統(tǒng)與后機身一體化紅外抑制器，降低排氣噴口下方的紅外輻射依然是需要關注的一個重要問題。

圖13 3～5 μm波段紅外輻射強度分布

圖14顯示了探測面上不同進氣口方案的后機身在8～14 μm波段的紅外輻射強度分布。對于8～14 μm波段的紅外輻射，排氣噴流的貢獻非常微弱，如圖14(a)所示；后機身表面對8～14 μm 波段的紅外輻射貢獻最大，輻射強度較高的方位在機身兩側和上方，相對于0-0方案，旋翼下洗氣流的內部冷卻作用可以使得后機身表面8～14 μm 波段的峰值紅外輻射強度降低10%左右(C-c方案除外)，如圖14(b)所示；后機身內部的高溫部件在下方的8～14 μm波段紅外輻射強度也較高，后機身上方的進氣口引氣冷卻可以降低峰值紅外輻射達10%左右，同樣地，與3～5 μm 波段紅外輻射強度的分布特征一致，上方的8～14 μm波段紅外輻射強度在進口面積較大的B′-b′方案中也有明顯的增強，如圖14(c)所示；從總的紅外輻射強度分布看，如圖14(d)所示，機身頂部的進口方案對后機身8～14 μm波段側向和下方的紅外輻射強度分布影響不是很顯著，但開口面積較大的B′-b′方案對后機身上方的紅外輻射強度分布影響較大，相對而言B-b方案較優(yōu)。

圖14 8～14 μm波段紅外輻射強度分布

4 結 論

1)旋翼下洗氣流對于機身兩側排出的熱噴流摻混作用存在較大的差異，左右兩側熱噴流的發(fā)展呈現(xiàn)明顯的不對稱性；與不考慮尾槳氣流的情形相比，考慮尾槳氣流的作用時，排氣熱噴流對噴口附近機身壁面的局部加熱效應更顯著。

2)后機身頂部的下洗氣流進口位置對機身內部的氣流組織有明顯影響，當進氣口布置在后機身頂部外側時，旋翼下洗氣流進入機身內部的質量流量相對較小；當進氣口布置在后機身頂部內側時，旋翼下洗氣流在混合管與機身壁面之間的流動較弱，使得該區(qū)域的氣流溫度較高。

3)對于一體化紅外抑制器后機身，機身表面3～5 μm波段的紅外輻射強度與排氣噴流基本相當，后機身內部的高溫部件在下方3～5 μm波段紅外輻射強度高于排氣噴流和后機身表面一個量級，它具有更強的方向指向；后機身表面對8～14 μm 波段的紅外輻射貢獻最大，機身頂部進口面積增大雖有利于減小表面局部熱點區(qū)域，但卻導致后機身上方紅外輻射強度有較大的增強。

4)進氣口的位置和面積是重要的設計參數(shù)，通過后機身頂部進氣口多個布局方案對比，確定了一個較為合理的進氣狹縫布局方案，不僅可以對混合管進行有效的冷卻，而且對后機身壁面形成有效的熱防護，其3～5 μm波段和8～14 μm波段的峰值紅外輻射強度相對較低。

本文在一體化紅外抑制器后機身進氣口布局方案中考慮的結構形式尚不充分，針對其多參數(shù)優(yōu)化設計及其與內部混合管構型、排氣口布局的協(xié)同設計依然值得進一步研究。