杨宗耀，张靖周，单勇

南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016

武装直升机是具有良好机动性能、以反坦克为主并兼顾对地火力支援和空战的武器平台，在现代高科技战场环境中，它受到来自声、光、雷达和红外等多个频谱目标探测器的监视，尤其是来自地面和空中红外制导导弹的威胁[1-3]，为了提升武装直升机的战场生存力及对敌攻击的突然性，必须发展先进的红外隐身技术。

武装直升机主要红外辐射源来自发动机排气系统外露的高温部件和排出的高温燃气，为此，国外自20世纪70年代便开展了针对发动机排气系统的引射式红外抑制器技术研究，其采用冷气引射掺混排气喷流、壁面冷却或遮挡等技术原理，降低排气系统外高温部件和喷流的红外辐射强度，并相继发展出多种形式的红外抑制器装配应用于多种型号的武装直升机[4-7]。针对红外抑制器中涉及的流动传热[8-11]、高效引射掺混[12-15]以及红外辐射特征分析[16-19]等基础问题，国内外研究人员一直进行着不懈的研究，以不断提高其红外抑制效能。

从未来武装直升机的隐身化发展趋势分析，美国波音和西科斯基公司联合研发的科曼奇RAH-66直升机排气系统与机身一体化红外抑制技术代表了先进红外抑制技术的发展方向，由于发动机排气系统埋入后机身，不仅有效遮挡了高温部件的红外辐射，同时也有利于构建低雷达散射的机身外形[20]。在与直升机后机身一体化设计的红外抑制器中，排气混合管的过渡型面更加复杂，它需要将发动机动力涡轮出口的圆形排气截面过渡为机身侧面的狭长排气口，同时还需要利用后机身顶部进气狭缝将旋翼下洗气流引入后机身内部对高温排气混合管壁面进行冷却，并与排气混合从机身侧面狭长排气口排出。针对这种排气系统与机身一体化红外抑制结构形式，唐正府等[21-22]开展了波瓣喷管-狭长出口弯曲混合管引射混合特性以及红外辐射特性的初步研究；任利锋等[23]通过数值模拟分析了狭长排气出口形状对红外辐射特征的影响；Pan等[24-25]基于旋翼下洗简化模型，进行了直升机内外流耦合流动和传热的数值模拟，剖析了发动机排气参数和机身表面辐射特性对直升机红外辐射特性的影响；蒋坤宏等[26]着重研究了一体化红外抑制器内部遮挡和排气狭长出口修型对后机身表面温度和红外辐射特性的影响；Zhou等[27]通过数值研究了安装一体化红外抑制器的直升机雷达/红外综合隐身特性。

对于排气系统与后机身一体化设计的红外抑制器，旋翼下洗气流在机身内部的组织方式是一个重要的问题，它与机身顶部进气口布置和面积密切相关；同时由于旋翼诱导的气流流动存在切向诱导速度，以及尾桨气流的作用，因此机身左右两侧的内部流动和排气流动存在特定的差异。对此，本文基于旋翼下洗气流和尾桨气流的简化模型，通过数值模拟研究下洗气流进气口对后机身内部气流流动和红外辐射特性的影响。

1 物理模型

图1(a)为配装双发动机的排气系统与后机身一体化设计的红外抑制器结构示意图，图1(b)为后机身内部纵向中截面的旋翼下洗气流组织示意图。发动机动力涡轮后的高温燃气从主喷管排入混合管中，利用主喷管的排气动能抽吸环境空气进入混合管与排气进行掺混，在排气系统与后机身一体化设计的结构中，混合管的过渡型面与后机身内部空间相匹配，从圆形进口过渡为机身侧面的狭长排气口，机身顶部布置进气狭缝，引导旋翼下洗气流进入后机身内部对混合管进行冷却，并随混合管排气一同从机身侧面狭长排气口排出，混合管相对于机身的排气气流角为60°。

图1 直升机一体化红外抑制器示意图

排气系统如图2所示，本文采取一个缩尺的结构模型，动力涡轮出口后的主喷管直径为80 mm；主喷管采用波瓣喷管，它是一种高效引射喷管形式[12-15]，12个波瓣沿周向均匀布置，波瓣的扩张角为24.5°；混合管进口直径为144 mm，具有大曲率过渡型面，排气喷口的长度为630 mm、宽度为33 mm，它具有大形状比的狭长特征，排气口面积与进口面积比为1.28，混合管轴向长度约为1 100 mm。

图2 排气系统示意图

旋翼长度或旋翼旋转面半径R为2 085 mm，从上方观测其旋转方向为顺时针方向；尾桨平面直径Φ为 435 mm，尾桨气流方向与当地旋翼气流方向相逆，如图3(a)所示。鉴于本文重点关注后机身顶部下洗气流进气口布置方式对于旋翼下洗气流在机身内部的流动组织影响，如图3(b)所示，在机身纵向上，对应于每个排气喷管分别开设前、后2个旋翼下洗气流进气口，即前进气口和后进气口。对于前进气口条缝，依据其相对于机身对称面的距离分别定义为A、B和C这3种布置位置，同样地，对于后进气口条缝，设计a、b和c这3种布置位置。在后文所涉及的进气口布置叙述中，以“大写字母-小写字母”这种方式表示“前-后”进气口的位置。

图3 后机身进气口布置方式示意图

本文所研究的下洗气流进气口布置方式如表1 所示，其中，0-0表示后机身没有下洗气流进口的情形。在A-a、B-b和C-c方案中，前进气口的长度和宽度分别为190 mm和22.5 mm，后进气狭缝的长度和宽度分别为630 mm和22.5 mm，它们的进气面积相同，但进气口位置不同；进一步地，以B-b方式为基准，增加进气狭缝宽度，即B′-b′方案，对比分析进气口面积的影响。

表1 后机身进气口布置参数

2 计算方法

针对排气系统与后机身一体化设计的红外抑制器，本文基于旋翼下洗气流和尾桨气流的简化模型，将排气系统内流和机身外流耦合求解。考虑到旋翼诱导的气流流动存在切向诱导速度，以及尾桨气流的作用，机身左右两侧的内部流动和排气流动存在特定的差异，因此为减少计算网格数，在计算域中仅截取后机身部分进行计算，如图3(a)所示；计算域包含混合管和后机身内的内流域以及后机身外部的外流域。直升机悬停时，外流域主要受旋翼下洗气流、尾桨气流的作用，选取直径为旋翼直径2倍、高为旋翼直径3倍的圆柱形空间作为外流域，旋翼直径D0为4 170 mm，如图4所示。外流域边界大气压力设为环境大气压101 325 Pa，温度为293 K。

图4 计算域示意图

相应的边界条件设置为：对于排气系统内流，主喷管进口定义为流量进口边界，按照发动机排气速度约100 m/s的实际状况，每个喷管的进口质量流量设为0.342 kg/s，进口总温为840 K，进口气流湍流度为5%；假设进口热流气体为航空煤油燃烧后得到的燃气，根据化学反应方程式求出其主要组分氮气、二氧化碳和水蒸气质量分数依次为0.706、0.209和0.085[24]。混合管进口处的引射通道设为压力入口，总压为环境大气压力、温度为293 K，气流组分主要为氮气和氧气，质量分数分别为0.756和0.244。

旋翼下洗气流按照激励盘模型建立[19,24]，即将其简化为一个旋转平面，下洗气流速度最大值为20 m/s，位于旋转平面的0.8倍半径处，从旋转中心至该位置以及自该位置至旋翼叶尖的速度分布按照线性变化，假设旋翼安装角为φ=10°，如图5所示，则旋翼下洗气流的垂直速度和切向速度分别为vi,ver=vicosφ和vi,tan=visinφ，vi为旋翼上某点位置处的气流速度。尾桨气流从机身左侧往右侧流动，尾桨平面通流速度取为12 m/s。

图5 旋翼下洗气流速度示意图

计算域外场设为压力边界；所有固体壁面均采用无滑移固壁边界条件并按照流-固耦合面进行传热计算。

网格划分中，鉴于后机身及其内部结构均不规则，采用非结构化网格。波瓣和混合管壁面上的网格尺寸约为2 mm，机身壁面上的网格尺寸约为6 mm。在波瓣喷管、混合管和机身等固体壁面附近以及排气喷口出口处等区域进行局部网格加密处理。为了验证网格独立性，通过改变壁面近壁区和混合管出口处的网格加密区大小及加密区内网格尺寸，共设计了4套网格，网格数分别为950万、1 300万、1 700万和2 050万。表2给出了直升机左侧引射-混合管在不同网格数下的引射系数值，计算结果表明，当网格数达到1 700万时，引射-混合管的引射系数达成了网格无关，同时混合管出口压力和温度分布也不再随网格数增加而改变。

表2 不同网格数下引射-混合管引射系数计算结果

内外流耦合的流场计算采用CFD计算软件，根据已有研究[23-26]，湍流模型选用SST(Shear Stress Transport)k-ω双方程模型，可压缩的雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程离散格式选用二阶迎风格式，选取离散坐标辐射模型(DO模型)计算燃气与壁面、壁面与壁面间的辐射换热，根据燃气的主要成分构成，气体吸收系数取为0.1[18-19]，鉴于机身表面的发射率选择范围较大，且考虑本文主要目的在于对比分析不同进气口布置方式对红外辐射的影响，因此表面发射率简单取为0.8。计算收敛判据设置为各项残差均小于10-5。

红外辐射计算采用正反射线追踪法[25-27]，为了获得目标自身的红外辐射特征，不计入大气传输过程中的红外辐射能量损失。选取后机身纵向截面作为探测平面，以对比分析不同进气方式下的后机身红外辐射差异，如图6所示，探测距离设为600 m，周向每隔10°设置一个探测点，共计36个探测点。

图6 红外探测点位置分布

3 计算结果及分析

3.1 流场分析

图7为后机身2个典型截面上的气流温度(T)分布云图和速度分布图，其中YZ平面为对应于混合管排气口前缘的铅垂面，XY平面为邻近机身排气口下游的水平面。如图7(a)所示，旋翼下洗气流对于机身两侧排出的热喷流掺混作用存在较大的差异，左、右两侧的热喷流在下游的发展呈现明显的不对称性，右侧热喷流在机身下方的发展向内偏转程度强于左侧喷流，邻近排气口的排气更贴近机身，高温核心区的长度虽有微弱的缩减，但与外流的掺混作用区更长，这是受到旋翼下洗气流中的横向流动影响所致。图7(b)和图7(c)分别为不考虑尾桨通流和考虑尾桨通流时的XY平面速度矢量图，与不考虑尾桨通流的情形相比，尾桨通流的存在影响排气喷口附近的流场，它对于左侧排气热喷流流动具有一定的“抽吸”效应，对于右侧的排气，则阻隔其向机身后向的流动。比较图7(d)和图7(e)、图7(f)和图7(g)，从排气喷口附近的气流温度分布云图上可以更清晰地看到，考虑尾桨通流的作用时，热喷流对排气喷口附近机身壁面的影响更显著。

图7 2个典型截面上的温度和速度分布图

图8显示了不同进气口分布位置对后机身内部气流流动的影响，图中选取的截面为后机身纵向中截面。当进气口布置在后机身顶部外侧时，如图8(a)所示，下洗气流进入机身内部后的流动靠近机身蒙皮，从机身两侧排气出口流出，它可以在高温混合管壁面和机身壁面之间形成较好的冷却空气层，但是由于旋翼下洗气流在机身中央空间的流动受到制约，对混合管内侧壁面的冷却作用很弱；当进气口布置在后机身顶部内侧时，如图8(c)所示，旋翼下洗气流主要从后机身中央空间流通，对混合管内侧形成较好的冷却作用，但在混合管与机身壁面之间的流动较弱，使得该区域的气流温度较高；因此，就进气口的布置而言，B-b方案的机身内部下洗气流流动组织更为合理，如图8(b)所示。同时，也可以看出，由于旋翼下洗气流具有切向速度分量，相对于后机身左右两侧的进气口而言，形成不同的进气角度，因而也导致后机身左右腔室内的流场分布呈现明显的不对称性。

图8 后机身内部空间的流场

图9和图10分别给出了上述3种不同进气口分布位置下的混合管外侧(面向机身表面一侧)和内侧(左右混合管相对一侧)壁面温度分布，可以直观地看出机身顶部进气口布置的影响，可见，B-b方案的机身内部下洗气流流动组织对混合管外侧的冷却最好，因此有利于降低混合管壁面与机身表面之间的热量传递。

图9 混合管外侧壁面温度分布

图10 混合管内侧壁面温度分布

表3给出了后机身不同进气口布置方案下的各进气口单位面积的进气质量流量。对比A-a、B-b和C-c这3种方案，虽然进口面积相同，但由于它们的位置不同，造成各进气口的进气流量变化，总体而言，当进气口布置在后机身顶部外侧时，旋翼下洗气流进入机身内部的质量流量相较其他2种方案有较大的下降；相对于B-b方案，B′-b′方案的进气面积是前者的2倍，虽然进口质量流量增大，但单位面积进气质量流量却相对降低。表明旋翼下洗气流通入机身内部的流动受进气口布局的影响很大，它取决于旋翼下洗气流与后机身相干、下洗气流侵入机身内部相对攻角以及气流在机身内部流动等诸多复杂因素。

表3 各进气口单位面积进气质量流量

3.2 后机身表面温度分布

图11为后机身顶部未开设进气口后机身右侧、顶部和左侧表面的温度分布，由于机身内部没有旋翼下洗气流冷却、只有机身外部的旋翼下洗气流对流冷却，因此高温混合管对机身壁面的辐射换热导致机身侧面和顶部的局部温度较高，局部最高温度高于环境温度近60 ℃，同时机身腹部的排气也在旋翼下洗气流和尾桨气流的压迫或牵引下，对后机身排气口下方表面和尾桨附近表面形成局部加热。同时对比分析有/无尾桨通流的后机身表面温度可见，尾桨通流在机身左侧对排气喷口热喷流形成抽吸、在机身右侧则压迫排气的后向发展，较不考虑尾桨通流的情形，后机身两侧的局部高温区有一定的增加。

图11 后机身表面温度分布(0-0方案)

图12为基于不同进气口方案下的后机身表面温度分布。下洗气流进入后机身内部不仅可以冷却高温混合管壁面，而且可以形成对机身表面的隔热防护，因此可以降低后机身表面温度。从图12可以看出，A-a和B-b进气口布置方案对于后机身壁面的热防护效果要明显优于C-c方案，但同时也注意到，在前2种方案中，从进气口上方的位置可以窥视到混合管的局部高温区域，而C-c方案则对应温度相对较低的壁面；相对于B-b方案，B′-b′方案的后机身壁面温度分布进一步改善，局部热点区域减少，但同时也导致从上方窥视的机身内部高温壁面区域增大。

图12 不同进气方案下后机身表面温度分布

3.3 红外辐射特性空间分布

图13显示了探测面上不同进气口方案的后机身在3～5 μm波段的红外辐射强度(I)分布，为了清晰地分析各红外辐射源的贡献，将气体辐射、后机身表面辐射和内部可视壁面辐射加以分解。对于排气喷流，如图13(a)所示，由于从后机身狭长喷口排出的尾焰厚度薄，在旋翼下洗外流作用下迅速掺混，因此排气喷流的红外辐射即使在0-0方案下也很小，峰值辐射方位基本对应喷口排气方向，尤其是右侧排气口方向，采用后机身进气方式，机身内部的冷却与外流冷却掺混的综合作用使得排气喷流3～5 μm波段的峰值红外辐射强度相对于0-0方案大约有7.7%～10%的降低；对于3～5 μm波段的红外辐射，机身表面的贡献与排气喷流基本相当，如图13(b)所示，红外辐射强度较高的方位在机身侧上方，相对于0-0方案，旋翼下洗气流的内部冷却作用可以使得后机身表面3～5 μm波段的峰值红外辐射强度降低35%左右(C-c方案除外)；对于后机身内部的高温部件而言，通过排气口下方可探测的3～5 μm 波段红外辐射强度高于排气喷流和后机身表面一个量级，它具有更强的方向指向，后机身上方的进气口引气冷却可以有效降低下方峰值红外辐射强度，B-b和B′-b′方案的降低幅度达33%，但同时却导致上方的红外辐射有一定的增加，尤其是进口面积较大的B′-b′方案，如图13(c)所示；因此从总的3～5 μm波段红外辐射强度分布看，B-b的进气口布局较优，如图13(d)所示，总体而言，对于排气系统与后机身一体化红外抑制器，降低排气喷口下方的红外辐射依然是需要关注的一个重要问题。

图13 3～5 μm波段红外辐射强度分布

图14显示了探测面上不同进气口方案的后机身在8～14 μm波段的红外辐射强度分布。对于8～14 μm波段的红外辐射，排气喷流的贡献非常微弱，如图14(a)所示；后机身表面对8～14 μm 波段的红外辐射贡献最大，辐射强度较高的方位在机身两侧和上方，相对于0-0方案，旋翼下洗气流的内部冷却作用可以使得后机身表面8～14 μm 波段的峰值红外辐射强度降低10%左右(C-c方案除外)，如图14(b)所示；后机身内部的高温部件在下方的8～14 μm波段红外辐射强度也较高，后机身上方的进气口引气冷却可以降低峰值红外辐射达10%左右，同样地，与3～5 μm 波段红外辐射强度的分布特征一致，上方的8～14 μm波段红外辐射强度在进口面积较大的B′-b′方案中也有明显的增强，如图14(c)所示；从总的红外辐射强度分布看，如图14(d)所示，机身顶部的进口方案对后机身8～14 μm波段侧向和下方的红外辐射强度分布影响不是很显著，但开口面积较大的B′-b′方案对后机身上方的红外辐射强度分布影响较大，相对而言B-b方案较优。

图14 8～14 μm波段红外辐射强度分布

4 结 论

1)旋翼下洗气流对于机身两侧排出的热喷流掺混作用存在较大的差异，左右两侧热喷流的发展呈现明显的不对称性；与不考虑尾桨气流的情形相比，考虑尾桨气流的作用时，排气热喷流对喷口附近机身壁面的局部加热效应更显著。

2)后机身顶部的下洗气流进口位置对机身内部的气流组织有明显影响，当进气口布置在后机身顶部外侧时，旋翼下洗气流进入机身内部的质量流量相对较小；当进气口布置在后机身顶部内侧时，旋翼下洗气流在混合管与机身壁面之间的流动较弱，使得该区域的气流温度较高。

3)对于一体化红外抑制器后机身，机身表面3～5 μm波段的红外辐射强度与排气喷流基本相当，后机身内部的高温部件在下方3～5 μm波段红外辐射强度高于排气喷流和后机身表面一个量级，它具有更强的方向指向；后机身表面对8～14 μm 波段的红外辐射贡献最大，机身顶部进口面积增大虽有利于减小表面局部热点区域，但却导致后机身上方红外辐射强度有较大的增强。

4)进气口的位置和面积是重要的设计参数，通过后机身顶部进气口多个布局方案对比，确定了一个较为合理的进气狭缝布局方案，不仅可以对混合管进行有效的冷却，而且对后机身壁面形成有效的热防护，其3～5 μm波段和8～14 μm波段的峰值红外辐射强度相对较低。

本文在一体化红外抑制器后机身进气口布局方案中考虑的结构形式尚不充分，针对其多参数优化设计及其与内部混合管构型、排气口布局的协同设计依然值得进一步研究。