对流辐射板抑制涡扇发动机热喷流红外辐射的实验

用对流辐射换热板来降低混合排气涡扇发动机热喷流的红外辐射,并在涡扇发动机热喷流模拟实验台上进行了实验研究.测量了安装对流辐射换热板前后,轴对称喷管的热喷流的温度分布,轴对称喷管和二元喷管的热喷流在3～5 μm波段的红外辐射强度.结果表明:对流辐射换热板可以降低热喷流高温核心区的温度约10%,降低涡扇发动机热喷流的红外辐射强度约20%～30%.      

辐射板强化喷管换热与红外抑制效果试验研究

试验研究了在发动机喷管中加装金属辐射板前后,喷管壁面温度、热喷流温度与喷管红外辐射特征的变化.结果表明,加装金属辐射板后,热喷流与喷管壁面之间的热量传递显著增强,热喷流中心温度降低,壁面温度明显升高,在90°方向上,热喷流3 ～ 5μm波段的红外辐射强度降低了38.5％.文中从热喷流、喷管壁面以及金属辐射板等相关部件的温度变化情况对红外辐射强度的变化原因进行了解释.     

加遮挡罩二元喷管红外辐射特性数值研究

采用计算流体动力学/红外辐射数值计算方法,针对涡扇发动机排气系统,研究了宽高比为3.33的圆转矩形二元喷管尾缘加装遮挡罩以及遮挡罩夹层通道注入冷却气流对红外辐射特性的影响.研究参数范围内的结果表明:遮挡罩内引射或强迫注气的冷却气流对喷流有进一步混合的作用,加装遮挡罩后喷流的红外辐射强度相对于单纯的二元喷管有一定幅度的降低;随着冷却气流流量的增大,二元喷管尾缘内壁面的温度降低效果越显著,有效地利用喷管的引射作用,可以取得良好的红外抑制效果;只有在喷管内壁面红外辐射占主导的探测范围内,加装遮挡罩抑制二元喷管红外辐射的作用才能得到体现.      

气膜孔排布对排气系统中心锥冷却和红外辐射特性的影响

运用计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)的数值模拟方法,以涡扇发动机排气系统为原型,对中心锥表面气膜冷却方案进行了数值研究,并揭示了中心锥冷却对红外辐射特征的作用效果.研究表明:气膜冷却中心锥可有效降低中心锥表面的温度,抑制排气系统在0°~15°范围内的红外辐射.在所研究的诸多方案中,与无冷却的涡扇排气系统相比,中心锥表面温度可以降低282K,0°方向上可降低总体红外辐射约57%.      

大气及地面红外辐射对高空飞机长波低发射率红外隐身效果的影响

计算分析了蒙皮反射的大气及地面红外辐射对高空飞机采用低发射率材料的红外隐身效果的影响.蒙皮温度采用恢复温度,红外辐射采用反向蒙特卡罗法计算.考虑了夏季和冬季两种典型大气和地面条件,亚声速巡航和超声速巡航两种飞行状态.结果表明:蒙皮对背景红外辐射的反射使得低发射率材料对飞机红外辐射强度的抑制效率降低1.5%~6%;考虑反射的背景红外辐射时,探测距离增加20%~70%;背景红外辐射对低速飞机的红外辐射影响较大,且夏季比冬季更明显;当飞行速度较低时,降低飞机上表面发射率,当飞行速度较高时,降低飞机全部表面的发射率,可获得更好的红外隐身效果.      

球形离散颗粒抑制尾喷流红外辐射传输数值模拟

以气溶胶烟雾红外抑制技术为背景,以Mie散射理论为基础,利用Fluent软件计算获得气固两相流场,采用射线踪迹法(RTANM)编制红外辐射传输计算程序开展了球形固体微粒环尾喷流喷射抑制喷流红外辐射传输数值模拟研究.研究参数主要考虑颗粒本身的光学特性以及颗粒在喷流射流中的扩散规律对抑制效果的影响.研究表明,各种影响因素中粒径对红外抑制率的影响最为显著,3～5μm范围内粒径在1.0μm左右最佳.      

二元喷管热喷流的红外光谱辐射特性实验

为了获得涡扇发动机二元喷管热喷流的红外辐射特性,分别对喷口面积相等且宽高比分别为1,4,8,12和16的二元喷管的热喷流的红外辐射特性进行了测试,并与轴对称喷管进行了对比。喷管内涵通道的气流温度为500℃,外涵通道的气流温度为环境温度,内、外涵气流的流量比为1:3。通过实验,获得了各个喷管的热喷流在3~5μm波段的红外光谱辐射强度分布和积分强度。结果表明,采用宽高比大于1的二元喷管能够有效降低热喷流的红外辐射,但是在宽高比大于8以后二元喷管热喷流的红外辐射不再随宽高比的增加而明显减小。     

用温度修正的k-ε模型研究排气系统红外辐射特性

为研究温度修正的k-ε湍流模型对排气系统红外辐射特性计算精度的改善程度,计算了某轴对称收敛喷管在3~5μm波段的空腔-喷流组合红外辐射特性,并与试验结果对比.喷管流场及温度场采用有限体积法(FVM)求解Navier-Stokes(N-S)方程得到,湍流模型分别采用标准k-ε模型和温度修正的k-ε模型.红外辐射特性的计算采用有限体积法求解吸收-发射性介质条件下的三维辐射传输方程,并考虑大气衰减作用.计算结果表明:温度修正的k-ε模型可有效预测排气系统热喷流的核心区长度,从而获得与试验结果一致的红外辐射强度.与标准k-ε模型相比,采用温度修正的k-ε模型计算得到的红外辐射强度的最大相对误差由64%降至了4.3%,说明温度修正的k-ε模型适用于精确模拟排气系统的红外辐射特性.      

收扩喷管加小突片对尾喷流红外辐射的影响

针对收扩喷管,在高温(约640℃)、高速(超音速)流动状态下,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷流红外辐射的抑制效果,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明,小突片对热射流的红外辐射具有明显的抑制作用,不仅使热射流的核心区长度大为缩短,而且使热射流的总体红外辐射信号大幅度下降(在本文实验范围内,最大可下降约57%)。      

涡扇发动机排气系统中心锥气膜冷却结构的气动和红外辐射特性实验

以降低涡扇发动机排气系统红外辐射为目的,针对某型涡扇排气系统构建1/3缩比模型,采用实验的方法比较了中心锥有/无冷却的排气系统喷流温度场和红外辐射场,验证了中心锥冷却结构能够大幅度降低涡扇发动机排气系统尾向红外辐射强度.研究结果表明:中心锥表面在外涵气体冷却下温度降低,同时尾焰核心温度也降低.当涵道比为0.3时,在0°~10°范围内,气膜冷却中心锥体排气系统红外辐射降低24%~32%;在20°~90°范围内,红外辐射强度降低0.8%~2.1%.当涵道比增加到0.8时,0°方向的红外辐射强度降低60%;20°~90°范围内的红外辐射强度降低了33%~51%.      

降低表面温度和发射率抑制排气系统红外辐射的研究

为了降低涡扇发动机轴对称排气系统的红外辐射特征,研究了降低排气系统腔体表面温度和发射率抑制红外辐射的规律。首先通过模拟实验研究了对中心锥进行冷却和涂覆低发射率涂层的红外抑制效果;然后用实验数据对本文使用的红外辐射特征计算方法和程序进行了验证;最后通过数值计算研究了典型尺寸的涡扇发动机排气系统降温和发射率分布对红外辐射特征的影响规律。结果表明：降低中心锥等部件的温度和发射率可明显降低排气系统在α〈15°范围内的红外辐射强度;若中心锥的温度降低100K,中心锥、涡轮和径向稳定器等部件的表面发射率降至0.2,则排气系统尾向的红外辐射强度可降低40%以上,探测距离缩短20%左右。     

二元引射喷管高空性能及对无人机红外抑制的数值研究

研究了长/短套管两种结构的二元引射喷管在高空飞行的无人机上的推力特性,以及对无人机3~5μm波段红外辐射特征分布的影响,同时还对比了高空和地面状态下二元引射喷管推力和红外辐射特征.排气系统和无人机的流场、温度场采用商用软件Fluent计算,红外辐射特征采用自主开发的软件（NUAA-IR）进行计算.结果表明:高空状态下二元引射喷管仍可以提高推力特性,但其效果略弱于地面状态;无人机采用二元引射喷管后在大部分探测方向上的红外抑制效果明显,最大降幅为90%;机尾探测方向上长/短套管两种结构的二元引射喷管的红外抑制规律与地面状态不同,短套管二元引射喷管的红外辐射强度大于长套管二元引射喷管,最大增幅为7%.      

S弯二元喷管红外辐射特性实验

基于轴对称排气系统设计了一套S弯二元喷管的实验模型,在实验工况下测量了喷管实验件的部分流场参数和远场红外辐射特性,对S弯二元喷管的红外辐射特性进行了分析和研究,并与基准轴对称喷管的红外辐射实验结果进行了对比。结果表明:上方探测平面是S弯二元喷管的主要辐射方向,其最大辐射角度为15°,在该方向角上固体壁面辐射的贡献最大。下方和侧向探测平面各方向角的红外辐射强度明显小于上方探测平面,主要是由于S弯二元喷管遮挡了大部分的内部高温壁面。与基准轴对称喷管对比,S弯二元喷管有着明显的红外抑制作用,在尾部方向S弯二元喷管的积分辐射强度相比轴对称喷管降低了81%,最大辐射强度相比轴对称喷管降低了47%,燃气辐射降低50%。      

波瓣喷管红外抑制系统的实验研究

在电加热风洞上对不同的引射流量比和遮挡间距进行了混合流出口的总温分布和混合管及遮挡套壁面温度分布的测试。结果表明：冷气掺混具有降低排气温度和混合管壁面温度的双重作用,其降温效果在大引射流量比下更为显著;当遮挡间距大于２０ｍｍ时,遮挡隔热可以使遮挡套壁温接近于环境温度。同时,在燃烧设备上对一典型结构的波瓣喷管红外抑制系统进行了尾焰辐射亮度和总体辐射强度测试,证实其可显著地降低红外辐射。     

TC11合金燃烧特性初步研究

钛火严重威胁航空发动机用钛安全,开展钛合金燃烧特性研究是发动机合理用钛及采取有效防范措施的基础。通过液滴引燃试验法初步研究了TC11合金的燃烧特性,分析了燃烧的过程特征、试片温度与氧气含量(分压)对启燃的影响及燃烧表面的微观组织。结果表明:在压缩空气/氧气作用下,TA1液滴发生燃烧并将TC11合金试片引燃,燃烧过程中反应剧烈,喷射出大量火花;随着TC11合金试片温度的提高,引燃所需的临界氧气分压逐渐降低;TC11合金试片的烧损表面形成了氧化层,从表面到内部呈现出疏松区、致密区和燃烧影响区三种典型的组织区。     

塞锥后体气膜冷却对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响

运用数值模拟方法,在主流质量流量为130 kg/s、总温为920 K和冷却空气总温为480 K的参数条件下,对比分析了塞锥后体气膜孔排布方式、气膜孔倾角(15°~30°)和气膜冷却空气用量(3%主流质量流量以内)对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响。研究结果表明:塞锥后体的气膜冷却对喷管推力系数的影响十分微弱;对塞锥后体提供1%主流质量流量的冷却空气,喷管红外辐射强度相对无冷却喷管降低50%左右;当冷却空气用量增大至3%时,喷管红外辐射强度下降约60%,总压恢复系数降低较为显著;在相同的冷却空气用量下,小孔排间距的多孔排布方式与大孔排间距相比,具有近乎相同的红外辐射抑制效果和低的总压恢复系数下降幅度;气膜孔倾角从30°减小至15°,对塞锥后体表面温度的降低以及喷管总压恢复系数的改善效果微弱。     

固液混合火箭发动机喷焰红外辐射特性分析

为了研究固液混合火箭发动机喷焰在不同飞行状态的红外辐射特性,建立了固液两相状态下喷焰的红外辐射计算模型,获得了喷焰在2~12μm波段的红外辐射.将喷焰的温度、压力、摩尔组分等作为输入条件,米氏散射(Mie)模型计算颗粒相的散射,采用有限体积法(FVM)离散辐射传递方程,利用中分辨率大气辐射传输(MODTRAN)模型计算不同观测距离的大气透过率,编程计算得到不同飞行高度,不同观测方向下喷焰的红外辐射.结果表明喷焰红外辐射亮度与温度分布类似,在2.7~3.0μm和4.2~4.5μm波段范围内的辐射较强,高温粒子在近红外比远红外对总辐射的贡献大,太空与地面观测不同飞行高度的发动机喷焰辐射率因大气衰减的不同而有所差异,可为目标跟踪与发动机设计提供参考.      

航空发动机排气喷管红外辐射特征数值研究

红外隐身技术对提高未来战机战场生存力具有重要意义,发动机排气系统是飞机后半球的主要红外辐射源。为了研究涡扇发动机排气喷管的红外辐射特性,采用与成熟商用CFD软件相结合的策略,基于离散传递方法,自主开发航空发动机排气系统红外辐射特征数值计算软件。提出一种射线行程追踪方法,用来提高软件计算效率和模拟精度;最后用该软件对某型涡扇发动机排气系统收缩喷管及两种采用不同红外抑制措施的喷管进行数值模拟研究。结果表明：相对于传统的收缩喷管,二元喷管能够在绝大部分探测方向上有效降低喷管的红外辐射,引射喷管可在大角度探测方向上起到显著的红外隐身效果。     

某型涡扇排气系统缩比模型红外辐射特性实验

针对某型涡扇排气系统构建1/5缩比模型,采用实验的方法验证了波瓣混合器能够降低涡扇发动机排气系统红外辐射.结果表明:相对于环形混合器,波瓣混合器使得排气系统出口尾焰温度降低11%左右,3～5μm波段红外辐射在各探测角度内降低7.3%～22.6%;涵道比从0.233增加到0.685,排气系统出口尾焰核心温度降低21%以上,红外辐射强度降低30%～59%;尾焰和排气系统内部壁面温度的降低使得排气系统红外辐射强度大幅度降低.