某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究

    王杏涛 祁鸣 张二磊

    

    

    

    摘要： 战斗机在飞行过程中， 由于高温尾焰热辐射及发动机内部的传热作用， 在尾喷管外壁面接近喷管出口位置会形成一个温度较高的区域， 进一步增强战斗机的红外辐射信号， 进而降低其红外隐身性能。 本文在飞行条件下某战斗机机身外流场和喷管流场建模仿真基础上， 对战斗机尾喷管外壁面温度场分布进行数值计算， 得出了尾喷管外壁面温度场的分布规律及其内部热传导的分布特點， 并与试验测试的尾喷管温度分布图像进行对比验证。

    关键词： 尾喷管外壁面； 建模仿真； 内部导热； 温度分布； 试验验证

    中图分类号： V271.4+1； E926.31文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2018）02-0060-05

    0引言

    随着红外探测及制导技术的发展， 现代战争中的红外精确制导武器已经成为作战飞机所面临的主要战场威胁之一。 通过采用红外隐身技术降低自身的红外辐射信号， 能够有效降低红外制导武器的作用距离， 使得作战飞机的生存能力大大提高。 因此， 红外辐射特征的抑制对于提升作战飞机的红外隐身性能具有重要作用。

    战斗机的红外辐射信号主要来自机身外蒙皮、 尾焰高温气体、 高温的发动机可视部件三个部分， 传统的第三代喷气式战斗机的特点是发动机与机身是非一体化设计， 发动机在安装时将尾喷管部件裸露在机身尾部， 没有采取遮挡措施。 由于高温尾焰的辐射加热和发动机内部传热作用， 在尾喷管外壁面接近喷管出口位置会形成一个温度较高的区域，对战斗机红外目标特性产生重要影响[1-3]。

    尽管对于飞行器内流场和外流场的耦合问题已经开展了一些研究， 但对飞行器后机身靠近喷管出口的外壁面加热问题的研究相对缺乏。 为了准确模拟该处的温度分布规律， 本文建立了某战斗机的整机模型， 对其外流场、 尾喷管流场以及尾喷管外壁面的温度场进行数值仿真， 分析外流场、 尾焰对喷管外壁面传热效应， 揭示尾喷管外壁面的温度分布规律， 并与试验结果进行了对比验证。

    1物理模型

    1.1几何模型

    以某战斗机为基础建立简化的整机计算仿真模型， 见图1。 机身长度为21 m， 翼展宽度为14 m， 外流计算域为一个长195 m、 宽120 m、 高度100 m的长方体外场； 在战斗机模型的进气道入口位置设置压力出口， 作为进气道耦合边界， 仿真过程中调整出口压力， 保证该处流量在合理范围之内； 在后机身建立发动机喷管模型， 作为尾焰耦合边界， 喷管外侧为后机身外壁面， 二者之间简化为固体导热。

    对热传导区域采用不同的导热性能材料分别进行计算仿真， 研究不同材料下后机身尾喷管外

    收稿日期： 2017-10-16

    基金项目： 航空科学基金项目（20160112003）

    作者简介： 王杏涛（1987-）， 男， 河南洛阳人， 工程师， 主要从事红外目标与环境特性仿真研究。

    引用格式： 王杏涛， 祁鸣， 张二磊 . 某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究[ J]. 航空兵器， 2018（ 2）： 60-64.

    Wang Xingtao， Qi Ming， Zhang Erlei.Simulation Modeling Study of the Nozzle Outer Wall Temperature Distribution of Fighter[ J]. Aero Weaponry， 2018（ 2）： 60-64.（ in Chinese）图1战斗机的几何模型

    Fig.1Geometric model of fighter

    壁面的温度分布特点和规律， 本文主要选用的几种材料如表1所示。

    表1导热材料的物理参数表

    Table 1List of physical parameters of thermal

    conductivity material材料密度/（kg/m3）比热容/

    （J/（kg·K））导热系数/

    （W/（m·K））Al（铝）2 719871202.4Ni（镍）8 900460.691.74Steel（钢）8 030502.4816.27Ti（钛）4 850544.257.44

    根据该战斗机尾喷管的结构， 在尾喷管模型的外壁面进行了结构调整， 如图2所示。 图2（a）是喷管壁面只有热传导区域， 喷管主流通过壁面向尾喷管外壁面进行导热； 图2（b）是在尾喷管外壁面进行结构微调， 该处针对战斗机尾喷管外壁面的气流漏气进行设计， 在尾喷管外壁面前端加了一个环形次流出口， 有一定流量和温度的次流， 对尾喷管外壁面进行加热， 同时还受到内部主流的热传导作用。

    图2尾喷管外壁面流场边界

    Fig.2Flow field boundary of the nozzle outer wall

    1.2数学模型

    航空兵器2018年第2期王杏涛， 等： 某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究1.2.1网格离散模型

    采用离散化的数值计算方法进行机身温度场的计算仿真， 首先对战斗机几何模型和外场模型进行网格离散化， 图3为战斗机和外场几何模型的离散化网格。 在进行网格划分过程中， 通过局部网格加密和优化手段， 在流场变换均匀的区域， 网格相对稀疏， 而流场变化比较剧烈的区域， 网格相对稠密。 这样的网格疏密布置更加合理， 既保证网格划分数量不至于过大， 又能够捕捉到关键的红外隐身结构特征。

    图3战斗机网格模型

    Fig.3Grid model of the fighter

    1.2.2流场的数值计算

    在离散化的网格模型基础上， 综合考虑机身外流场的蒙皮气动加热、 喷管尾焰对后机身的加热以及环境来流耦合传热问题， 采用流场计算软件Fluent对整个流场进行求解。 其理论基础为求解代表质量守恒定律、 动量守恒定律和能量守恒定律的离散化流动控制方程。

    本文针对战斗机稳定飞行状态进行仿真， 外场为三维稳态可压缩流动， 因此流动控制方程中的时间项都为0， 其中質量守恒方程为

    （ρu）x+（ρv）y+（ρw）z=0

    式中： u， v， w分别为流场中x， y， z方向的速度。

    动量守恒方程为

    ρ（v·Δ ）v=-Δp+ρg+Δ·（τ）

    式中： p为静压； τ为应力张量； ρg为重力所引起的体积力。

    能量守恒方程为

    Δ·[v（ρE+p）]=Δ·[κeffΔT-∑jhjJj]

    式中： E为总能； κeff为有效的导热系数； T为温度； hj为热焓； Jj为质量的扩散流率。

    在计算方法上采用双精度压力耦合求解， 湍流模型采用k-ω SST模型， 辐射模型采用离散坐标辐射模型， 气体设定为理想气体， 固体壁面边界条件采用无滑移速度边界， 在尾喷管位置涉及内外耦合的传热壁面设置为流-固耦合壁面， 战斗机其他表面内侧均为绝热边界。

    2仿真计算结果

    2.1整机温度场

    图4为高空11 km、 马赫数0.85飞行条件下整机蒙皮温度场， 机身温度场是由气动加热和喷管内部传热作用共同形成的。 由图可以看到， 机身其他部位迎风面区域温度略高， 最高温度231 K， 比环境温度高了14 K， 由于飞行马赫数较低， 因此机身上的气动加热效果并不明显， 机身表面的气动温升并不显著； 机身的主要高温区在后机身靠近喷管出口的发动机外壁面位置， 此处的温度整体较高。

    图5为喷管尾焰流场的压力、 温度、 速度分布， 从图中可以看到， 尾焰流场在周围环境马赫数0.85的自由来流耦合作用下， 其温度、 速度的尾焰核心区依然很明显， 其中出口的尾焰核心区温度达到560 K， 流场在喷管出口附近形成一个低压区， 在这个低压区附近， 尾焰温度降低， 速度最高达到800 m/s， 马赫数最高达到1.7， 可见喷管主流形成了超声速的流场分布。 经过与相关文献[4-9]的对比， 战斗机机身蒙皮温度分布和尾焰流场分布的计算结果具有一定的合理性。

    图4整机外蒙皮温度分布

    Fig.4Fuselage temperature distribution

    图5喷管尾焰的流场分布

    Fig.5Flow field distribution of nozzle flame

    2.2喷管外壁面温度

    图6为后机身尾喷管外壁面和导热区的温度分布， 可以看到， 铝喷管的外壁面温度较其他材料喷管同一部位温度高， 钛喷管温度分布最低， 总体温度分布趋势都是靠近喷管出口温度最高， 从喷管出口向后温度逐渐降低； 其中图6（d）中喷管两端温度较高， 中间温度较低， 这是因为前端导热区域较薄， 内部导热的效果高于从喷管出口的导热效果导致的。

    图7为导热区域为有次流加热的钛材料尾喷管外壁面温度分布和导热区温度分布， 可以看到次流出口位置的喷管壁面温度明显较高， 然后温度逐渐降低， 在接近喷管出口位置温度逐渐升高， 这种温度先降低再上升的趋势更加明显。

    图8为尾喷管外壁面沿轴向的温度分布曲线， 从图中可以看到， 四种导热材料的温度变化趋势基本一致， 从前到后逐渐升高， 其中钛的温度曲线最低； 次流存在下的尾喷管壁温相对不加次流的要图6尾喷管外壁面温度分布

    Fig.6Temperature distribution of the nozzle outer wall

    图7次流存在的尾喷管外壁面和导热区域温度分布

    Fig.7Temperature distribution of nozzle outer wall and

    thermal conduction area with sub flow existence

    低， 这是因为次流沿尾喷管外壁到达喷管出口位置时， 次流与周围大气已经掺混， 具有冷却作用， 导致在喷管出口端位置温度降低。

    3验证

    针对某双发试验飞机进行了尾喷管红外图像采集试验， 由于条件限制， 试验中测试飞机在地面进行发动机试车， 当发动机达到巡航状态稳定时， 采用中波红外热像仪对发动机尾喷管进行红外图像数据采集。

    图9为红外热像仪采集的尾喷管外壁面红外亮度图像， 从图中可以看到， 尾喷管外壁面前端的红外辐射亮度较高， 靠近喷管出口， 红外辐射亮度逐渐降低， 红外辐射亮度即反映其位置的温度分布， 说明喷管前端温度较高， 靠近出口温度逐渐降低， 到达出口温度又有所回升， 这与仿真的尾喷管外壁面温度分布趋势基本一致。

    图8喷管外壁面沿轴向的温度分布

    Fig.8Axial temperature distribution of the nozzle outer wall

    图9尾喷管外壁面温度仿真结果与试验的对比

    Fig.9Comparison between simulation results and

    experimental results of nozzle outer wall

    temperature distribution

    4结论

    （1） 通过对某战斗机机身和尾喷管的建模仿真， 得到了进气道、 尾喷管、 外流耦合作用下的战斗机整机温度场和尾焰流场， 由于受到喷管内部传热的影响， 尾喷管壁面温度相比于机身其他部位明显偏高。

    （2） 仅有内部导热作用的尾喷管壁面温度分布呈现从前到后逐渐升高的趋势， 在喷管出口位置温度最高。

    （3） 由于内部导热和次流加热的同时作用， 尾喷管壁面前端和后端温度较高， 中间部位温度较低， 与测试中的尾喷管外壁面温度分布趋势基本一致。

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    Simulation Modeling Study of the Nozzle Outer Wall

    Temperature Distribution of Fighter

    Wang Xingtao， Qi Ming， Zhang Erlei

    （China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China）

    Abstract： In the flight of the fighter， a hot area forms near the nozzle exit position because of the thermal radiation of the high temperature tail flame and the engine internal heat transfer. As a result， the fighters infrared radiation signal will be enhanced and the infrared stealth performance will be reduced. Based on the simulation modeling of fuselage external flow field and nozzle internal flow field in fighter flight condition， the nozzle outer wall temperature distribution rule and the characteristics of internal thermal conduction are obtained by numerical calculation. The results are verified by comparing with the experimental results.

    Key words： nozzle outer wall； simulation modeling； internal thermal conduction； temperature distribution； experimental verification1Oppressive jamming will incapacitate its normal function for phased array radar。 for this problem， the basic of polarization mismatch will be used， and isolate the interference source at the receiver， improve the ability of antiinterference. In this paper， a joint beamforming technique for polarization and spatial domain is first proposed， which is derive， which is a problem of secondorder cone programs， to obtain the polarized beam with a null and polarization constraint in desired sidelobe region. Numerical examples are provided to demonstrate the usefulness and effectiveness of the proposed approaches.Polarization； interference rejection； phased array radar