基于加力内锥冷却的红外隐身技术研究

邓洪伟，尚守堂，邵万仁，孙雨超

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

1 引言

随着以美国F-22A为代表的第4代战斗机的问世，隐身性逐渐成为先进战斗机发动机的关键特性之一。在严格意义上，不具备隐身能力的战斗机就称不上第4代战斗机[1]。飞机隐身能力主要从雷达隐身和红外隐身方面来实现。其中，红外隐身已经成为隐身技术研究的重要方面。

红外辐射强度是战斗机发动机红外隐身的重要技术指标，主要受温度以及固体表面的材料发射率与气体的发射率[2]的影响。由于加力内锥在发动机尾向的红外辐射较大，采用锥冷却技术降低加力内锥温度，能够有效减少其红外辐射。

本文主要利用数值模拟方法从冷却形式上对加力内锥冷却技术进行研究，力求在使用最少冷气的前提下，最大限度地降低内锥温度，从而减小红外辐射强度。

2 加力内锥仿真计算模型

2.1 几何构型

基本按照加力内锥等压力梯度扩压的设计原理，建立某型战斗机发动机加力内锥的数学模型，如图1所示。加力内锥模型的头部分别采用小孔气膜冷却、缝隙气膜冷却，以及二者组合气膜冷却，分别如图2～4所示。缝隙大小为5 mm，数目为1条；孔直径为2 mm，其数目有上百个，根据计算模型有所变化。接焊结构，前、后安装边与筒体采用搭接滚焊结构，如图1所示。

2.2 数值计算

应用CFD数值模拟技术，利用流场数值模拟工具FLUENT软件对加力内锥流场和温度场进行了数值计算。

（1）加力内锥的工作环境

加力内锥工作环境为发动机不加力的正常工作状态。计算模型内涵进口温度取值为1170 K，外涵温度取值为505 K。内锥冷却气流来自外涵空气。海拔高度取值为0 km，飞行Ma取值为0。内、外涵压力约为405 kPa。

（2）边界条件

边界条件分布如图5所示。内、外涵进口为压力入口，出口为压力出口；侧面为周期性边界条件。加力内锥冷却空气采用外涵引气，通过改变外涵压力调节冷却气流量。整个计算模型采用基于压力的不可压缩流；湍流模型采用标准k-ε模型；黏性项采用中心差分格式，对流项采用2阶迎风格式离散求解。

（3）计算网格

计算网格分别采用4面体和多面体网格，分别如图6、7所示。在固体壁面、缝隙和孔附近进行加密。某模型网格cell数目近70万，face数目近140万。

3 流场计算结果和分析

3.1 内锥小孔冷却方案数值计算

内锥小孔冷却选用约240个直径为2 mm的小孔，按照如图8、9所示的方案排列。计算发现，240个小孔能够有效冷却加力内锥头部，使其平均温度降低约210℃。内锥小孔冷却的壁面温度分布如图8所示，内锥头部温度分布放大如图9所示。计算发现，气孔冷却空气流量约占主流量的0.53%。虽然内锥冷却所需冷却空气流量不大,但小孔的布置对内锥头部冷却效果影响很大，小孔在加力内锥头部的合理布置能够改善内锥头部的温度分布。

改进后的小孔分布方案与原方案有一定差异，主要体现在小孔数目增加到近740个；此外，小孔的分布有所调整，交错排列，便于降低整体温度，并使温度分布更均匀。改进小孔分布后的加力内锥温度分布如图10所示，加力内锥壁面温度分布放大如图11所示。2种方案小孔的冷却空气量相同，但改进后方案的平均温度降低约255℃。

内锥小孔冷却的2种方案都呈现1个共同特点：对锥尖部的冷却效果比对锥根部的好。这是由于前面冷却小孔中流出的冷却气可以起到气膜的作用，阻止内涵高温燃气向后面的锥壁面传热。再加上后面小孔间距逐渐缩短，因此，加力内锥锥尖部冷却效果较好。

3.2 内锥缝隙冷却方案数值计算

为了解决内锥根部冷却效果差的问题，提出在内锥根部开缝隙的冷却方案。缝隙数目为1，宽度为5 mm。计算发现，开缝隙后，缝隙附近的固体壁面温度显著降低，但所需冷却空气量相对较大，冷却区域较小。缝隙冷却加力内锥温度分布如图12、13所示。

从图13中可以发现，缝隙出口壁面温度非常低，后面内锥温度基本保持不变，保持在991 K左右。其原因为缝隙冷却在内锥壁面和燃气之间形成1层气膜，起到降低温度的作用；但随着气流向后流出，气膜温度逐渐升高，冷却效果变差。因此，缝隙冷却与气膜冷却的作用呈现相反的趋势，即锥尖部温度相对较高，锥根部温度相对较低。

缝隙冷却气流3维流线温度分布如图14所示。从图中可见，下部黄色线条为缝隙冷却流出气流，该气流形成的气膜阻止了高温燃气和固体壁面的换热。缝隙冷却2维流线温度分布如图15所示。从图中可见，在加力内锥后部没有明显的回流区，流场损失较小。

3.3 内锥孔/缝组合冷却计算

对内锥小孔和缝隙冷却的计算认为，综合采用小孔冷却内锥尖部和缝隙冷却内锥根部，即内锥孔/缝组合冷却方式，能够获得较好的冷却效果。在比较240孔和740孔的小孔冷却方案后，选用740孔的小孔/缝隙组合冷却方案。

采用小孔冷却与孔/缝组合冷却的加力内锥温度分布如图16、17所示。2种方案所使用的冷却空气流量相同，但孔/缝组合冷却方案改变了冷却空气的分布，也就改变了加力内锥壁面温度的分布。采用2种冷却方案的加力内锥根部温度分布比较如图18所示。比较发现，孔/缝组合冷却更能降低加力内锥根部温度，起到合理降低内锥头部温度分布的作用。

4 红外辐射计算结果和分析

采用上述3种冷却方案，都可使加力内锥壁面温度明显降低（具体数据见表1），但在用同样1%以下的冷却空气流量下，采用孔/缝组合冷却方案，其温度降低最多，约降低25.8%。

表1 加力内锥平均壁面温度分布

在相同的材料发射率下，对采用3种冷却方案的加力内锥进行红外辐射计算，得到了规律性的结论。加力内锥在某角度的红外辐射百分比见表2。

表2 加力内锥红外辐射分布

采用3种冷却方案加力内锥的温度和红外辐射强度变化曲线如图19所示。

在图19中，1、2、3、4分别表示未冷却、小孔冷却、缝隙冷却和孔/缝组合冷却方案。从图中可见，红外辐射强度降低的百分比要比温度降低的百分比大，因为根据斯蒂芬－玻尔兹曼定律，全波长内红外辐射强度降低的百分比与温度的4次方成比例[4]。但本文计算的是3～5波段内加力内锥的辐射，并不是全波段的辐射，因此，红外辐射强度降低的百分比与温度的4～5次方成比例（未考虑多次反射）。

5 结论

对基于加力内锥冷却技术的红外隐身技术研究可知，温度是影响加力内锥红外辐射的主要因素。加力内锥冷却能够明显降低发动机加力内锥的红外辐射强度，是实现红外隐身的主要手段之一。红外辐射强度与温度的4～5次方成比例。此外，通过对不同冷却方式进行研究得到以下结论：

（1）小孔冷却能够明显降低加力内锥温度，小孔数目和分布会影响加力内锥的温度分布。采用小孔冷却对内锥尖部冷却效果较好，对根部略差。通过比较可知，采用740小孔比采用240小孔对加力内锥的冷却效果好，温度分布更均匀。

（2）缝隙冷却降低温度较明显，缝隙附近温度较低，离缝隙较远处冷却效果差；对内锥根部冷却效果好，对尖部效果差。此现象与小孔冷却相反。

（3）孔/缝组合冷却能够综合小孔冷却和缝隙冷却的优点，起到降低内锥根部和尖部温度的双重功效，是较为有效的冷却方式。

[1]邓洪伟，邵万仁，周胜田.航空发动机排气系统红外辐射特征数值计算研究[J].航空发动机，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]张建奇，方小平.红外物理[M].西安∶西安电子科技大学出版社，2004.