横向射流对排气系统红外辐射影响的实验研究

为了研究横向射流注入后飞机发动机排气系统红外辐射的变化情况,设计了不同横向射流注入方案。实验探测了在喷口处注入横向射流后,排气系统在水平探测面上,3~5μm波段内的红外辐射强度。分析了排气系统的光谱辐射强度和积分辐射强度的变化情况,并结合速度分布图及红外热像图给出了解释。由于射流能够挤压尾喷流,提高主流剪切层脉动强度,强化其与冷气流的掺混,不同方案横向射流的注入,均能引起排气系统红外辐射强度的降低;在同一个探测面上,探测器能探测的红外辐射强度因不同射流方案对尾喷流的挤压方向不同而有较大差异,探测到的红外辐射由强到弱的方案依次:垂直注入、周向四股注入和水平注入;对尾喷流而言,相比于无横向射流注入状态,采用横向射流双股、单股垂直注入时,其红外辐射强度分别下降了60%,45%;横向射流双股、单股水平注入时,分别下降了5.1%,5.3%;采用周向四股注入时,下降了24.7%。     

横流注入形式对发动机尾喷流红外辐射特性影响的数值研究

针对轴对称收敛喷管，在其出口设计了横向射流装置，在保持横流总流量相同且进口总温为840K的情况下，数值模拟研究了横流不同注入形式对发动机尾喷流红外辐射的抑制效果.横流的注入能够增强尾喷流与外界气流的掺混，减小高温区长度.结果表明:周向4股注入时的掺混效果要明显弱于横流单股、双股相对注入，故其红外抑制效果也较差；在侧方探测面上，方位角大于20°时，横流单股注入与双股相对注入时的抑制效果非常接近,但后者效果稍好，其最大降幅达到71.6%；在下方探测面，两者的辐射强度均要比其在侧方探测面时大，且双股相对注入时的辐射强度与周向4股注入形式相当；在上方探测面上，相对于其他注入形式，横流单股注入时的辐射强度相对较小，最大降幅达到78.4%.      

横向射流相位差对排气系统气动和红外特征影响数值研究

横向射流是降低航空发动机尾喷流在3～5μm波段上红外辐射特征的一种高效低阻的途径。本文以收敛喷管为对象,在喷口下游布置了一对上下对称的扁平横向射流孔,数值模拟研究了两股同频横向射流之间相位差（0°,90°和180°）对下游掺混与红外抑制的影响规律。结果表明,脉动横向射流诱导产生的流向涡强化了掺混,不同横向射流之间的相位差会使涡对出现的时间与空间复杂交错,可以充分卷吸气流,加强尾喷流与外界大气的掺混。而相位差的优化设计可以进一步提高涡对之间的掺混增益,增强红外抑制效果的作用。与Δφ=0无相位差状态相比,随着相位差增大,红外抑制效果逐渐增强。相位差为π时,掺混效果最好,高温区长度降低约14%,红外积分辐射特征最大降幅约13%,光谱辐射降幅最大可达21%,有效增强了对尾喷流的红外抑制。     

微喷射流强化尾喷流混合的三维数值模拟

尾喷流是飞行器主要的红外辐射源之一,采用微喷射流技术能够对尾喷流红外辐射进行有效控制.对将微喷射流技术用于尾喷流混合进行数值模拟,研究结果表明:采用微喷射流技术后,在尾喷流中形成流向涡,强化了尾喷流与周围空气的掺混,高温核心区面积减小,并且发现微喷射流的出口横向尺寸和微喷射流在主喷流中的穿透深度是影响掺混的决定性因素.      

基于大涡模拟的圆转矩喷管尾喷流强化掺混机理研究

为揭示2元圆转矩喷管尾喷流强化掺混的内在机制,应用大涡模拟(LES)方程对2种相同进、出口直径的喷管模型(轴对称、2元圆转矩)在Ma=0.8、高雷诺数(2×10~5)条件下进行了数值模拟计算。结果表明:与轴对称喷管相比,圆转矩喷管射流掺混效应增强,速度衰减快,核心区长度和高温区域面积减小。同时尾喷流拟序结构变化说明:2种喷管主要拟序结构均包含涡环、涡辫、发卡涡、螺旋涡等相似结构;但圆转矩喷管在射流近场诱导出的涡旋更丰富,边角剪切涡发展更快,形成明显的CVP结构,导致其射流柱失稳时刻提前、距离缩短;同时,喷管形式的改变使得射流剪切层内雷诺应力增大,速度脉动增强。拟序结构发展及雷诺剪切应力变化说明在射流流场中涡旋发展耗散速度增大、速度边界层脉动增强、射流柱易失稳是导致射流掺混增强的本质因素,为异形喷管的强化掺混机理提供了依据。     

不同锯齿对圆转矩形喷管红外辐射特征影响数值模拟

在考虑中心锥、波瓣混合器、火焰稳定器以及加力燃烧室筒体影响的条件下,将轴对称收扩喷管改型设计为圆转矩形基准喷管,进一步在喷管出口进行修型设计.并对不同锯齿喷管流动、换热与红外辐射特征进行了数值分析.得到如下结论:考虑高温部件后,喷管红外辐射强度的方向性特征更加明显;相比圆转矩形基准喷管,采用多个小尺寸锯齿时,射流高温区长度有一定缩短,采用单个大尺寸锯齿时,高温区长度进一步缩短,其正后方红外辐射强度降低;将轴对称收扩喷管改为圆转矩形喷管并加装锯齿后,强化尾喷流与外流掺混,降低其红外辐射强度的同时带来了一定的推力损失.     

齿冠形收敛喷管模型气动和红外辐射特性数值研究

针对齿冠形收敛喷管的气动和红外辐射特性进行了数值计算,并与常规收敛喷管进行了对比.在本文研究范围内的结果表明:①齿冠形收敛喷管的推力损失大于常规收敛喷管;②齿冠形尾缘引射外界大气与主流掺混的能力强于常规收敛喷管,核心区长度得到有效衰减;③齿冠形喷管的热喷流3～5μm红外辐射强度在侧向相对常规收敛喷管的衰减量在15%左右,尾缘内倾角对于尾喷流红外辐射强度衰减的影响甚微;④齿冠内倾时,尾向处能遮挡喷管内部热部件.      

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.      

超音尾喷流红外抑制方案的研究

超音速发动机尾喷流的红外抑制是超音速飞行器隐身性能的重要组成部分。本文提出两种超音速尾喷流的红外抑制方案二次旋流方案与组合波瓣方案 ,并对两种方案共 7组试验件在不同的结构和二次流速度情况下进行了大量重复试验。在旋流方案试验中 ,对二次流加旋诱发大尺度流向涡进行了系统的研究 ,得到旋流角度、二次流速度等对掺混效果的影响规律 ,试验结果表明 :对于本结构方案 ,当二次流速度为 49m/s,旋流角在 3 0°左右 ,掺混效果最好 ,且随二次流流速的增加而加强。在组合波瓣方案的试验中 ,对组合波瓣用于超音尾喷流红外抑制进行了研究 ,试验结果表明可对超音尾喷流的红外起到有效的抑制作用。     

二元塞式矢量喷管塞锥尾缘冷却及红外辐射抑制效果

运用数值模拟方法,在主流总温920K、冷却空气总温470K的参数条件下,对比分析了塞锥尾缘气膜孔开孔率(1%~4%)、冷却空气用量(4.3%主流质量流量以内)和矢量偏转角(0°~20°)对二元塞式喷管塞锥尾缘冷却和红外辐射的影响。结果表明塞锥尾缘气膜冷却可以有效降低表面温度和喷管红外辐射强度,开孔率为2%的气膜孔阵列的表面降温效果相对较优;冷却空气质量流量比超过2.85%时,塞锥表面温度降低幅度随冷却质量流量比的变化趋于减缓,当冷却空气质量流量比为2.85%时,水平探测面±30°探测角内红外辐射强度相对无冷却喷管下降50%左右,铅垂探测面上气膜冷却表面降温对红外辐射强度的抑制效果更为显著;矢量角对于壁面温度分布影响很小,但对红外辐射强度空间分布具有重要的影响。     

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.      

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。     

自耦合射流激励同向气流掺混的数值研究

针对同向两股气流掺混的某一特定物理模型,对自耦合射流作用下的气流掺混过程进行了数值模拟研究以揭示激励参数对于同向两股气流掺混的影响.与未施加自耦合射流激励的掺混过程相比,自耦合射流周期性的吹/吸诱导流场内产生复杂的大尺度涡系结构,使得同向两股气流形成对流型混合,有效缩减了主流核心区长度;随着自耦合激励器驱动频率和驱动振幅的增大,自耦合射流出口附近的涡强度增强,同向两股气流掺混效果得到有效改善.      

声激励喷流流动的实验研究

本文就喷管上游加入“声激振”对喷流流动特性的影响进行了机理性实验研究,得出在不同声激振参数和喷流工况条件下的喷流参数变化规律及相应的流动显示图象。实验结果表明,一定的声激振能量可引起喷流核心区长度缩短,掺混宽度增加,并对外界空气增大引射掺混。      

Effects of forward-flight speed on plume flow and infrared radiation of IRS-integrating helicopter

To address deeper understandings about the aero-thermal performance of an integrating infrared suppressor under more realistic situations, a numerical investigation is motivated in the current study, concerning the effects of forward-flight speed on exhaust plume flow and infrared radiation of the Infrared Suppressor-integrating(IRS-integrating) helicopter, wherein the forward-flight speed is changed from 0 m/s(hover state) to 100 m/s, while both the engine exhaust parameters and the main-rotor ...     

面向飞/发一体化设计的高温尾喷口流场分析

结合飞/发一体化设计理念,以提升红外隐身性能为目的,引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布,并提取矩形喷管中心面,研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明:相对于入口热流温度,矩形喷口降温率约为30%,尾气流喷出后偏向两侧流动,高温核心区体积快速衰减;圆形喷口降温率约为10%,尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形,高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口,更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时,中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。     

掺混孔结构对大曲率受限空间出口温度分布的影响

回流燃烧室的掺混射流在大曲率受限的弯管中与主流掺混,回流导致沿径向的压力梯度变化,增加了掺混流动的复杂性。为了研究不同掺混孔结构对掺混射流与主流在大曲率弯曲通道内的掺混规律,本文在有收缩比弯曲通道中多孔射流的出口温度分布测试中,对影响掺混冷却的各变化参数按照单一变量进行比对研究,对孔径、孔间距等掺混孔结构变量进行分析并提出最优的掺混孔设计经验,最后实验获得的三头部回流燃烧室的出口温度场的分布,初步验证作为回流燃烧室的掺混结构设计和优化的参考依据的可行性。