中心锥冷却结构对航空发动机红外辐射特性影响的数值研究.pdf

中心锥冷却结构对航空发动机红外辐射特性影响的数值研究娄宗勇1，乔 磊1，李岳锋2，邓雪姣2，陈立海1，李 恒2(1.河北石油职业技术大学，河北 承德 067000；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500)摘 要：为研究航空发动机中心锥冷却结构对红外辐射特性的影响，采用逆向蒙特卡洛法，计算了 1 个典型加力式涡扇发动机收扩喷管的红外辐射特性，并对比分析了在中心锥外层与开孔之间增加 1 个盖板(A 型)和不加盖板(B 型)两种中心锥冷却结构的红外抑制效果。研究结果表明：在正后方附近的探测方位上，收扩喷管的红外辐射贡献主要来自中心锥的高温固体壁面，有必要采取抑制措施降低其表面温度；A 型和 B 型两种中心锥冷却结构均可有效抑制中心锥部件的固体辐射；在不改变中心锥表面发射率的情况下，具有 A 型中心锥冷却结构的收扩喷管的辐射强度最大降低了 9.10%，具有 B 型中心锥冷却结构的收扩喷管最大降低了 16.98%。所得结论具有较高的工程应用价值，可为发动机红外隐身设计提供参考。关键词：航空发动机；红外隐身；中心锥；冷却结构；逆向蒙特卡洛法；数值模拟中图分类号：V228.7 文献标识码：A 文章编号：1672-2620(2022)06-0000-08Numerical Investigation of effect of central cone cooling structure on the infrared radiation characteristics of aero-engine exhaust systemLOU Zong-yong1,QIAO Lei1,LI Yue-feng2,DENG Xue-jiao2,CHEN Li-hai1,LI Heng2(1.Hebei Petroleum University of Technology,Chengde 067000,China;2.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment,Chengdu 610500,China)Abstract:In order to study the influence of the central cone cooling structure on the infrared radiation characteristics of aero-engine,the infrared radiation characteristics of a typical augmented turbofan convergent/divergent nozzle were calculated by using Reverse Monte Carlo Method(RMCM),and the infrared suppression effects of two central cone cooling structures with a cover plate(A-type central cone)and without a cover plate(B-type central cone)were compared and analyzed.The results show that the infrared radiation contribution of the nozzle is mainly from the high temperature solid wall of the central cone,and it is necessary to reduce the surface temperature of the nozzle.Both A-type and B-type cooling structures can effectively inhibit the solid radiation of the central cone components.Under the condition that the surface emissivity of the central cone is not changed,the radiation intensity of the adduction nozzle with A-type central cone cooling structure is reduced by 9.10%at most,and that of the adduction nozzle with B-type central cone cooling structure is reduced by 16.98%.The results have high engineering application value and can provide reference for the infrared stealth design of engine.Key words:aero-engine;infrared stealth;central cone;cooling structure;Reverse Monte Carlo Method;numerical simulation1 引言 发动机排气系统是战斗机后向主要的红外辐射源，开展针对发动机排气系统红外隐身技术研究、实现排气系统红外辐射特征的减缩，是实现收稿日期：2021-03-23作者简介：娄宗勇(1981-)，男，河北承德人，副教授，硕士，主要从事动力工程及工程热物理、红外隐身方面的研究。第 35 卷 第 6 期2022 年 12 月燃气涡轮试验与研究Gas Turbine Experiment and ResearchVol.35,No.6Dec.,2022 26支板、环形混合器、加力筒体、隔热屏、火焰稳定器、收扩喷管和外调节片等部件组成，隔热屏处未采用开孔处理。为了电磁隐身考虑，未在内外调节片之间引入冷却气流，计算时将内涵道的辐射特征近似地等效为涡轮的辐射特征。本文研究的3种类型中心锥的结构如图2所示。其中 O 型喷管是未采取中心锥冷却措施的原始喷管模型，该型喷管的中心锥与环形混合器之间均匀分布了 8 个径向支板，支板为实心结构。A 型喷管将支板设计成中空结构，使外涵冷气流经过支板流入中心锥。同时，将中心锥设计成内外 2 层，并在中心锥外层开孔，使引入的冷气流从开孔处流出；并在中心锥外层与开孔之间增加了 1 个盖板，在盖板与中心锥外层之间形成气膜缝槽，引入中心锥内部的冷气流从气膜缝槽流出，在中心锥前端形成一定的气膜覆盖，起到冷却中心锥壁面的作用。B 型喷管与 A 型喷管的唯一差异就是未在开孔处增加盖板，冷气流直接从中心孔流入主流，加大与主流的掺混。外涵冷气流在 A 型和 B 型冷却结构中心锥中的流动方向如图 3 所示。第 35 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 27战斗机红外隐身必须解决的一个主要问题。有效抑制发动机排气系统和尾喷流的红外辐射，会大大降低整个战斗机的红外辐射强度，从而降低战斗机被敌方发现的概率，缩短敌方探测到飞机的距离，对打赢现代化局部战争具有非常重要的意义1-2。随着计算机技术及计算数学的飞速发展，出现了一系列计算红外辐射能量在空间传输的数值方法，如区域法3-4、离散坐标法5、有限体积法6、离散传递法7、蒙特卡洛法8、逆向蒙特卡洛法9等。其中，蒙特卡洛法(Monte Carlo Method，MCM)对物理过程进行直接模拟，具有计算精度较高、适用性强的特点，但是在处理非均匀介质辐射传递时，计算量将大大增加。另外，传统的蒙特卡洛法在处理远距小立体角探测目标问题时收敛性也较差，许多没有到达探测点的光束也消耗了大量计算时间，导致计算效率低下。为此，在 MCM 的基础上，根据辐射传输的互易原理10，又发展出了逆向蒙特卡洛法(Reverse Monte Carlo Method，RMCM)。RMCM 能够大幅度提高目标辐射特性的计算效率11-18。目前，国内对航空发动机中心锥冷却结构红外辐射特性的相关研究较少，且主要以实验分析为主。如单勇等19对中心锥冷却结构的气动特性和红外辐射强度进行的实验研究。本文就中心锥冷却结构对航空发动机红外辐射特性的影响进行系统的分析研究。建立了一个典型加力式涡扇发动机收扩喷管的流场计算模型，在流场计算结果的基础上，采用RMCM 计算了该型喷管的红外辐射特性，并对比分析了两种中心锥冷却结构的红外抑制效果。该计算结果可为发动机红外隐身设计提供理论依据。2 物理模型 本文采用的发动机排气系统的几何简化模型如图 1 所示，模型由内涵道、外涵道、中心锥、径向图 1 收扩喷管简化模型示意图Fig.1 The simplified model of convergent/divergent nozzle图 2 3 种类型中心锥结构示意图Fig.2 The schematic diagram of three kinds of center cone structure图 3 中心锥冷却结构示意图Fig.3 The schematic diagram of central cone cooling structureA型A型O型B型B型加力筒体隔热屏火焰稳定器混合器支板外涵道内涵道中心锥外调节片喷管外涵冷气夹层外涵冷气图 6 对称面 CO2组分浓度分布对比Fig.6 The comparison of CO2 component concentration distribution in symmetry planeO型A型B型0.04400.04200.04000.03800.03600.03400.03200.03000.02800.02600.02400.02200.02000.01800.01600.01400.01200.01000.00800.00600.00400.00200.04200.04200.04200.01800.0240 0.02700.04200.03900.03900.03900.03900.02100.02100.02100.02103 流场计算 对喷管 1/4 模型进行流场计算，计算域轴向尺寸为 60D(D 为收扩喷管出口直径)，径向尺寸为10D。计算时采用分区结构化网格。为了精确模拟流动换热，在中心锥壁面附近进行了局部网格加密处理。网格总量约为 190 万，并通过了网格独立性验证。对称面及中心锥处的网格划分如图 4 所示。28 娄宗勇等：中心锥冷却结构对航空发动机红外辐射特性影响的数值研究 第 6 期图 4 对称面及中心锥附近网格Fig.4 The grid near the symmetry plane and the central cone 计算工况为地面状态，Ma=1.2，高度 H=0 km。流场计算时采用 SST k 两方程湍流模型，加入了离散坐标辐射模型(DO 模型)以考虑辐射换热影响，残差收敛标准设置为小于 110-4。3 种类型喷管对称面上的温度分布对比如图 5所示。O型喷管的高温区主要集中在排气系统内部，进入喷管扩张段后超声速气流速度急剧增加，静温明显降低。喷管出口下游由于激波的影响和其在自由边界上的反射，形成了一系列高温区和低温区。A 型喷管的温度分布与原型喷管的类似，但由于中心锥气缝中流出的冷气流与主流产生了一定的掺混，其尾流核心区温度比原型喷管的略低。B 型喷管的温度分布与原型喷管的有较大差异，由于外涵静压高于内涵静压，从支板流入中心锥的冷气流在开孔处喷出后，没有与主流完全掺混，在喷管轴线附近形成了一个局部低温区，低温区延伸至喷管出口后面很远的距离后才因主流的不断掺混作用逐渐消失。3 种类型喷管对称面上 CO2组分浓度分布对比如图 6 所示。O 型喷管的 CO2气体组分的空间分布存在明显的核心区，在射流中温度较高的区域，CO2组分的浓度也相应较高。A 型喷管的 CO2组分浓度分布与原型喷管的类似，但由于中心锥气缝中引入了未参与燃烧的冷气流，使得其核心区处的CO2组分浓度稍低。B 型喷管的 CO2组分浓度分布与其温度分布相似，在喷管轴线附近形成了一个低图 5 对称面温度分布对比Fig.5 The comparison of temperature distribution in symmetry planeO型O型11001067103310009679339008678338007677337006676336005675335004674334003673333000.04400.04100.03800.03500.03200.02900.02600.02300.02000.01700.01400.01100.00800.00500.002011001072104510179909629349078798528247977697417146866596316035765485214934664384103833553283008008508509009507509001100A型A型B型B型浓度区，随着与主流的掺混，该低浓度区逐渐消失。A 型和 B 型喷管中心锥夹层内部气流的流线图如图 7 所示。图中，背景颜色代表温度。A 型喷管中心锥中的冷气流从气膜缝流出后与主流掺混，并800800850900950750900110080080085090090011008001100 900900850550温度/K温度/K(CO2)(CO2)0.0420O型A型B型第 35 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 29在其外部低压区形成一个顺时针旋涡，气膜在该涡旋的作用下紧贴在锥体外壁面上，起到了冷却壁面的作用。B 型喷管中心锥夹层内部的冷气流由于没有盖板的阻挡，可以自由地流入主流，在夹层内部形成了一个冷气套，加强了与壁面的换热作用。3 种类型喷管中心锥和支板壁面处的温度分布如图 8 所示。O 型喷管的中心锥和支板由于处在高温内涵气流中，受到气流对流换热的作用，整个壁面温度都很高，基本上与内涵气流温度相当。A 型喷管在气膜槽缝附近壁温较低，为气膜冷却作用的结果，但因盖板影响了冷气流的出流，因此在其余位置换热作用不强，温度降低不明显。B 型喷管由于中心锥内部气流强化了与外壁面的换热，使得整个中心锥外壁面都得到了较好的冷却，温度有明显降低；其中心锥内壁面因完全处于冷气流中，未被高温燃气加热，因此其表面温度基本上与外涵气流温度相同。A型图 7 中心锥附近流线图Fig.7 The streamline near the center cone面网格。所有参与红外计算的固体壁面网格总数为259 636。红外计算视场边界确定用盒子示意图如图 10 所示。盒子的大小在分析流场结果的基础上确定，由于计算的马赫数较高，排气系统的尾流较长，为了尽量将所有的高温区域包含在内，本算例的盒子取得比较长。另外，因本算例未考虑喷管外壁面的影响，因此盒子并没有将全部固体壁面包含在内(注：盒子只是确定视场角边界所用，并不是必须将全部固体壁面包含在内)。图 9 红外计算固体壁面网格Fig.9 The solid surface grid for infrared calculation 探测方位定义如图 11 所示，进行探测方位设定时，以喷管出口中心为坐标原点，以喷管轴线方向单位矢量为 Z 轴，建立球坐标系。探测点布置在以探测距离为半径的球面上，因此任一探测方位可表示为球坐标的形式。考虑到模型具有轴对称性，为此只在一个对称面上布置探测点，具体方图 11 探测方位定义Fig.11 The defi nition of detection azimuthXOYZ04590图 8 中心锥表面静温分布对比Fig.8 The comparison of static temperature distribution on the surface of central coneO型A型B型500 546 592 637 683 729 775 821 867 912 958 1004 1050温度/KB型图 10 视场立体角边界确定用盒子Fig.10 The box for determining solid angle boundary of fi eld of view4 红外辐射计算 收扩喷管红外辐射计算时排气系统固体壁面及中心锥壁面附近的网格如图 9 所示，其中白色网格为网格文件中原有的边界网格，其他颜色网格为红外辐射计算程序根据对称边界信息自动拓扑出的壁d30 娄宗勇等：中心锥冷却结构对航空发动机红外辐射特性影响的数值研究 第 6 期 原型喷管各固体部件无量纲积分辐射强度的空间分布对比如图 13 所示。图中，I 为在 3.005.00 m 波段的积分辐射强度值，Imax为积分辐射强度的最大值。可看出，在喷管正后方(=0)的观测方向上，中心锥的辐射贡献最大，其次是涡轮、火焰稳定器，而混合器、支板以及隔热屏等部件的贡献很小。在=5 方向上，辐射最强的部件依然是中心锥，其次为涡轮、火焰稳定器，支板和环形混合器。在此方向上由于可观测到的面积增大，因此支板和环形混合器的辐射增强。随着的不断增大，中心锥、涡轮和火焰稳定器的辐射开始降低，而环形混合器的辐射开始增强。到=15 时环形混合器成了对辐射贡献最大的固体部件，而此时中心锥、涡轮和火焰稳定器的辐射水平相当。在 25 以后，由于其他部件已经不存在投影面积，因此辐射贡献全来自隔热屏和喷管扩张段。3 种类型喷管的无量纲积分辐射强度角向分布曲线对比如图 14 所示。3 种类型喷管的辐射强度的空间分布规律相同，最大辐射强度都出现在=5的探测方位。产生这种现象的原因是在此观测方向上，环形混合器对辐射的贡献不为 0，而且其余固图 13 固体部件无量纲积分辐射强度对比Fig.13 The comparison of dimensionless integral radiation intensity of solid parts-90-80-70-60-50-40-30-20-10 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90中心锥涡轮火焰稳定器支板混合器隔热屏喷管0.60.50.40.30.20.10/0.2/()图 12 原型喷管的无量纲光谱辐射强度分布Fig.12 The dimensionless spectral radiation intensity distribution of prototype nozzle1.00.80.60.40.203.0 3.5 4.0 4.5 5.09075604530150/m/图 14 无量纲积分辐射强度角向分布曲线对比Fig.14 The comparison of angular distribution curves of integrated radiation intensityO型A型B型0102030405060708090100110120130140150160170-180-170-160-150-140-130-120-110-100-90-80-70-60-50-40-30-20-101.00.90.80.70.60.50.40.30.20.100.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0/()式如图 11 所示。其中，仰角d的取值范围为 090，角度间隔 d=5；方位角=0；探测距离=5 000 m。红外辐射计算时，设定所有固体壁面发射率为 0.85；计算的光谱区间为 3.005.00 m，光谱分辨率 =0.025 m；在每个像素单元上随机发射 100 条辐射线，单个探测方位上发射的射线数在1 155 万 1.1 亿之间。原型喷管在探测角度 =090 方向上的无量纲光谱辐射强度分布如图 12 所示。图中，为波长，为某一具体波长的光谱辐射强度值，为3.005.00 m 波段内光谱辐射强度的最大值。可以看出，O 型喷管在 3.005.00 m 波段内的红外辐射大致可以分为 2 个部分，第 1 部分是在 3.004.15 m波段和 4.705.00 m 波段内的红外辐射，以固体壁面辐射为主；第 2 部分则是介于 4.154.70 m 波段内的红外辐射，以 CO2吸收-发射作用产生的气体辐射为主。当探测角度小于 30 时，喷管的红外辐射以高温固体壁面辐射为主；随着探测角度的增大，可探测到的固体壁面面积和固体壁面温度都相应降低，燃气辐射所占比例逐渐增加；当探测角度大于60 时，高温固体壁面被完全遮挡，此时 CO2吸收-发射作用产生的气体辐射将在喷管红外辐射中居主要地位。角度间隔 谱分辨率 第 35 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 31测方位上，喷管内部的高温部件被完全遮挡，燃气尾流的辐射贡献成为排气系统辐射的主要来源；且随着探测角度的增大，可观测到的尾喷流有效投影面积不断增大，造成辐射强度增加。从图 14 图 16 可以看出，在=020 范围内，A 型喷管的辐射强度比 O 型喷管的低。这是由于气流经过盖板与中心锥之间的气膜槽缝时形成了气膜冷却，降低了中心锥表面温度，进而降低了固体表面的辐射亮度。在 20 范围内，由于中心锥被完全遮挡，而且从槽缝中流出的冷气流与主流掺混的强度不大，因此在这些气体辐射占主导地位的方向上辐射强度降低得不明显。B 型喷管的辐射强度在所有探测方向上都要比 O 型喷管的低。这是因为 B 型喷管中不仅中心锥壁面温度降低了，减弱了固体壁面的辐射，而且冷气流从开孔处流出还加大了与主流高温燃气的掺混，降低了气体的辐射强度。O 型、A 型和 B 型喷管在不同探测方位上固体壁面辐射 3D 成像效果如图 17 图 19 所示。图中色卡所示为积分辐射亮度的归一化相对值。所谓的 3D 成像效果，是将二维的红外成像图中各像素点辐射亮度向喷管固体壁面网格投影的结果。3D 成像效果能够更加直观的反映排气系统固体壁面辐射能量的空间分布情况。体部件的投影面积相应增大所致。随着 的增大，排气系统的红外辐射强度迅速降低，在=25 方向各型喷管的辐射强度都降到了最低。这主要是由于在=525 范围内，排气系统的辐射主要以固体辐射为主，且随着 的增大，喷管内的高温部件逐渐被排气系统外调节片和外壁面所遮挡，固体辐射逐渐降低。从图 15 所示的排气系统固体辐射角向分布也可以看出这一趋势。排气系统气体辐射强度的角向分布曲线如图 16所示。在 25 的范围内，随着 的增大，排气系统的辐射强度逐渐增大。这主要是因为在这些探图 16 气体辐射角向分布曲线对比Fig.16 The comparison of gas radiation angular distribution curves0102030405060708090100110120130140150160170-180-170-160-150-140-130-120-110-100-90-80-70-60-50-40-30-20-101.00.90.80.70.60.50.40.30.20.100.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0/()图 17 不同方向 O 型喷管 3D 成像效果Fig.17 The three dimensional imaging of O-nozzle in different directions2015105组合辐射固体辐射00.05 0.11 0.18 0.24 0.31 0.37 0.44 0.50 0.56 0.63 0.69 0.76 0.82 0.89 0.95图 18 不同方向 A 型喷管 3D 成像效果Fig.18 The three dimensional imaging of A-nozzle in different directions201510组合辐射固体辐射500.05 0.11 0.18 0.24 0.31 0.37 0.44 0.50 0.56 0.63 0.69 0.76 0.82 0.89 0.95O型A型B型图 15 固体辐射角向分布曲线对比Fig.15 The comparison of solid radiation angular distribution curves0102030405060708090100110120130140150160170-180-170-160-150-140-130-120-110-100-90-80-70-60-50-40-30-20-101.00.90.80.70.60.50.40.30.20.100.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0/0.1/()O型A型B型 (2)在探测角度 020 范围内，A 型中心锥和B 型中心锥均可有效抑制中心锥部件的固体辐射；相对于原型喷管，具有 A 型中心锥的收扩喷管的辐射强度最大降低了 9.10%，具有 B 型中心锥的收扩喷管的辐射强度最大降低了 16.98%。参考文献：1 23456 789101132 娄宗勇等：中心锥冷却结构对航空发动机红外辐射特性影响的数值研究 第 6 期 3 种类型喷管中心锥部件的无量纲积分辐射强度对比如图 20 所示。两种采用中心锥冷却结构排气系统的积分辐射强度降幅曲线如图 21 所示。可看出，A 型喷管的辐射强度最大降低了 9.10%，B 型喷管的最大降低了 16.98%。图 19 不同方向 B 型喷管 3D 成像效果Fig.19 The three dimensional imaging of B-nozzle in different directions201510组合辐射固体辐射500.05 0.11 0.18 0.24 0.31 0.37 0.44 0.50 0.56 0.63 0.69 0.76 0.82 0.89 0.95邓洪伟，尚守堂，金 海，等.航空发动机隐身技术分析与论述 J.航空科学技术，2017，28(10)：17.徐德康.核打击能力和隐身性J.国际航空，2008，(1)：2627.Hottel H C，Cohen E S.Radiation heat exchange in a gas-fi lled enclosure:allowance for nonuniformity of gas temperatureJ.AICHE Journal，1958，(4)：314.Saltiel C，Naraghi M H N.Parallel processing approach for radiative heat transfer prediction in participating mediaJ.Journal of Thermophysics and Heat Transfer，1993，7(4)：739742.Ismai K A R，Salinas C S.Application of multidimensional scheme and the discrete ordinate method to radiative heat transfer in a two-dimensional enclosure with diffusely emitting and reflecting boundary wallsJ.Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer，2004。88(4)：407422.Floyd J 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