直升机红外抑制器遮挡罩间距对红外辐射特性的影响

运用CFD/IR(computational fluid dynamics/infrared)数值模拟的方法,研究了直升机红外抑制器遮挡罩不同遮挡间距对红外辐射特性的影响.计算结果表明:相对未加装遮挡罩的红外抑制器,加装遮挡罩后红外辐射强度在水平面和铅垂面下方可以削弱90%以上;随着遮挡间距的增加,遮挡罩外露壁面的温度呈现单调降低的趋势;在研究的三种遮挡间距(5,10,35 mm)下,10 mm遮挡间距的红外抑制效果更为优越.      

一体化红外抑制器后机身狭缝进口布置对气流组织和红外辐射特性的影响

针对一体化红外抑制器后机身顶部狭缝进气口布局的精细化设计需求,提出了改变进气狭缝位置以及面积的4个方案,基于旋翼下洗气流和尾桨气流的简化模型进行了后机身内外流耦合流动传热数值研究,并运用正反射线追踪法计算得到了后机身3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布,通过对比分析了狭缝进气口布局对一体化红外抑制器后机身气流组织和红外辐射特性的影响。结果表明：旋翼下洗气流对于机身两侧排出的热喷流掺混作用有所差异,存在尾桨气流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;后机身顶部进气位置影响旋翼下洗气流的进气流量以及机身内部气流流动,进气口布置在后机身顶部外侧不利于旋翼下洗气流的导入,而进气口布置在后机身顶部内侧则导致旋翼下洗气流在混合管与机身壁面之间的局部流动较弱,使得该区域的气流温度较高;进气口面积增大虽有利于减小表面局部热点区域,却导致后机身上方的红外辐射强度有较大的增强。因此,进气口的位置和面积是重要的设计参数,合理的后机身内部气流组织可以提供有效的混合管冷却和后机身壁面热防护,改善3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布。     

直升机发动机舱通风、遮挡和隔热对红外辐射特性的影响

为了降低直升机发动机舱蒙皮的温度,减弱直升机红外辐射能量,采用数值仿真的方法研究其处于悬停状态、考虑了旋翼下洗作用的发动机舱蒙皮温度场和直升机红外辐射特性.针对基准发动机舱结构提出了在舱内加设辐射遮挡套、增开通风百叶窗、排气管尾缘修型和蒙皮内侧敷设隔热层等改进方案,研究了上述改进方案对直升机发动机舱蒙皮温度场和红外辐射特性的影响,得到了如下结论:①在发动机舱内加设辐射遮挡套后,整机侧向探测方位角内3~5μm红外辐射强度出现了约25%的增幅,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.②在发动机舱顶部增开通风百叶窗,直升机3~5μm红外辐射低于原始结构约12%,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.③在发动机舱顶部增开通风百叶窗的基础上,对排气管尾缘采取延伸遮挡以及在发动机舱蒙皮内侧敷设隔热层,整机3~5μm波段红外辐射的最大值下降约70%,8~14μm波段红外辐射的最大值下降约10%.      

发动机背负式安装无人机的排气系统红外特征的计算研究

用数值模拟的方法研究了对发动机背负式安装的无人机排气系统的红外辐射特征.排气系统的流场采用商业软件计算,红外辐射特征采用根据离散传递法自行发展的程序进行计算,研究了排气系统在3～5μm波段红外辐射强度的空间分布.在红外辐射计算过程中,考虑了喷管内壁的发射和反射、燃气组分CO₂、H₂O和CO的吸收-发射、后机身结构的遮挡以及大气吸收等影响.结果表明:通过发动机的背负式安装、尾喷口的下遮挡设计及其相对机身的内缩可使排气系统在下半球的红外辐射强度明显降低,但由此也造成了上半球的辐射强度有所增强;大气对该无人机排气系统前半球红外辐射的吸收明显强于后半球.      

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。     

狭长出口弯曲混合管一体化红外抑制器红外特性分析

将发动机热端部件-弯曲混合管埋入尾机身模型内部并引入旋翼下洗气流与热排气强迫混合,这是一种新型的一体化红外抑制器结构。通过数值模拟和实验分析比较了波瓣喷管与旋翼下洗的混合流场,并且获得了不同旋翼下洗气流作用下模型壁面的红外辐射光谱。结果表明:在弯曲混合管出口存在低压区,使得周围冷却气流在压差的驱动下被不断吸入混合;模型的红外辐射主要以8～14μm波段的红外辐射为主,随着旋翼下洗气流速度的增加,模型的红外辐射强度逐渐降低。     

波瓣喷管/气膜冷却混合管气动和红外辐射特性实验

 针对某型后向进气、前向排气的涡轴发动机用红外抑制器,提出了波瓣喷管和气膜冷却混合管组合的红外抑制概念,旨在进一步降低混合管壁面红外辐射强度。用实验的方法,对气膜混合管内流特性、红外辐射特性进行了研究。研究结果表明：混合管壁面的3个引射入口的静压都低于外界大气压力,从而自然形成引射驱动动力;引射流量比与主、次流温度比有关,通过实验得到的温度修正指数可以将冷态实验结果外推到热态情况;与一般混合管相比,整体引射流量提高30％,在3~5 μm波段内,红外辐射强度降低了12%~27%,在8~14 μm波段内,红外辐射强度降低了12%~28%,其总压损失仅仅提高了1%。     

战斗机8~14μm波段红外特征及低发射率材料隐身效果

对某典型战斗机在8~14μm波段范围内的红外积分辐射强度空间分布进行了数值计算,考虑了大气透过率的影响,计算了使用红外搜索跟踪系统对战斗机进行探测时的探测距离,并分析了该战斗机采用低发射率材料后的红外隐身效果.战斗机的流场采用商用Fluent软件进行计算,红外辐射特征及探测距离采用自开发的NUAA-IRSE软件进行计算.计算结果表明:在8~14μm波段,周向角一定时,俯仰角越大红外积分辐射强度越大;俯仰角一定时,周向角越大红外积分辐射强度越大.采用低发射率材料后,战斗机在整个空间方向范围内,其红外积分辐射强度降低,战斗机红外隐身效果提高.      

涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性数值研究

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引射喷管的红外辐射特性,结合引射喷管的CFD计算,采用离散传递法计算红外辐射强度,研究了普通引射喷管以及带5°下倾角的引射喷管后半球3～5μm以及8～14μm波段的红外辐射强度空间分布规律,并与相似尺寸的涡扇/涡喷发动机收缩喷管进行比较。结果表明：在探测角度较大时,涡扇发动机引射喷管的红外辐射强度较收缩喷管小20%左右;引射喷管结构上的非对称性导致红外辐射强度角向分布也呈现非对称性特征;8～14μm波段与3～5μm波段的红外辐射空间分布规律基本相同,但辐射能量小40%左右。     

混合管出口掺混距离对气流温度的影响

就弯曲混合管出口与模型出口之间相对距离的改变,对一体化红外抑制器模型出口混合气流温度的影响进行了数值模拟和分析.并通过实验,对出口间距变化时模型壁面的红外辐射场进行了测量.结果表明,延长混合管出口与模型出口之间相对距离,可以增加混合管热排气与冷却气流的掺混距离,使模型出口混合气流温度峰值下降约42%;但同时会使模型壁面在3～5μm波段和8～14μm波段的红外辐射强度有所增加.      

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究，研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内，俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱，气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等；由于气体的容积性热辐射特征，喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显，喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加；排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小，其出现位置小于俯仰偏转角；在大的俯仰偏转角下，排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低，但在探测面下方却有明显的增强，导致另一个峰值的出现.      

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 ...     

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.      

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%.      

模化比对直升机用红外抑制器红外辐射特性的影响

对波瓣喷管一弯曲混合管构成的直升机用红外抑制器壁面和尾焰的红外辐射特性进行了一系列的数值研究,旨在将三维流场数值计算、壁温计算与红外辐射计算结合起来综合分析抑制器红外辐射特性,与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差15%左右,且红外辐射强度空问分布规律一致;通过对不同缩比模型的数值计算,揭示了模化比对壁面及尾焰的红外辐射特性的影响规律:(1)几何相似的红外抑制器在主流入口速度、温度相同时,壁面红外辐射强度与几何模化比的2次方成正比;(2)尾焰红外辐射强度与几何模化比的2.32次方成正比.