某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究

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。

  

图1 战斗机的几何模型

Fig.1 Geometric model of fighter

表1 导热材料的物理参数表

Table 1 List of physical parameters of thermalconductivity material

  

材料密度/(kg/m3)比热容/(J/(kg·K))导热系数/(W/(m·K))Al(铝)2719871202．4Ni(镍)8900460．691．74Steel(钢)8030502．4816．27Ti(钛)4850544．257．44

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.2 Flow field boundary of the nozzle outer wall

1.2 数学模型

塑料熔体在注塑模具中的流动被认为是非牛顿、非稳态、非等温的瞬态不可压缩流动与传热过程。注塑仿真CAE依据连续介质力学、传热学及塑料流变学，建立塑料在模具型腔中的流动与转热数学模型。Moldflow中提供三种网格类型对模型进行网格划分:(1)中性面网格,应用于薄壳件产品;(2)双层面网格,应用于薄壳件产品，是目前应用最广的网格类型;(3)3D网格，可适用于所有类型产品，包括薄壳件和厚壁件[5]。由于按钮平均厚度较小，本文采用双层面网格模型，该模型基于广义Hele-Shaw流动的控制方程(包含连续性方程、运动方程、能量方程)[6]。

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

动量守恒方程为

  

图3 战斗机网格模型

Fig.3 Grid model of the fighter

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。

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， 其中质量守恒方程为

 

式中： u， v， w分别为流场中x， y， z方向的速度。

“自2016年实施营改增至今，公司累计减税1.32亿元，今年三项增值税减税政策出台后，公司又收到了500余万元的减税‘礼包’，国家持续释放的改革红利，加快了公司机场建设和航线拓展的步伐。”瑞丽航空有限公司财务负责人说。

潮州电厂引进的1000MW#3、#4超超临界机组，分别于2009年11月9日、2010年1月18日通过168小时试运行，于2010年10月18 -22日进行了现场监测及调查。电厂废水为循环利用，实现零排放；大气颗粒污染物主要采用静电除尘器进行处理，脱硫采用石灰石-石膏湿法烟气脱硫工艺，采用低NOx燃烧器、分级配风、降低燃烧温度水平等方式控制NOx产生；固体废物由专门的公司负责清理。

在公路工程的施工过程中，施工人员与管理人员的素质与专业技能对施工安全有直接的影响，因此，提高施工队伍的整体素质非常重要。要提高施工人员和管理人员的安全意识，可以定期进行培训和安全教育，培训内容要包括安全规范、施工流程、操作规范以及施工的具体规范等内容。另外，制定考核机制，主要包括职业素质与专业技术考核。以此提高其安全意识与职业素养，完善自身的不足之处，提高职业素养。管理者要加强对现场施工安全的重视，制定严格的安全管理制度，提高每个工作人员的安全意识，在整个施工过程中要不断渗透安全施工常识，保证每个施工环节的安全性与可靠性。

 

式中： p为静压；为应力张量；为重力所引起的体积力。

能量守恒方程为

 

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。

面部表情是技术动作的延伸，不能一味地要求面部表情而忽略了舞蹈的完整性，面部表情要与舞蹈动作保持协调一致。拉丁舞是一个速度比较快的舞蹈，在舞蹈中有很多动作是突然停止的，为了突出速度面部表情也要快速控制或者转头时要求快速转头，只有把动作、表情及音乐等各方面协调为一个整体，才能自然地表达作品，才能完整地呈现拉丁舞表演的魅力。

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。

“匠心”，或者说“工匠精神”，不是我们曾经认为的能挣大钱、发大财就是“先进”、就是“代表”。那种精雕细琢、精益求精，代表的是一个时代的精神和气质。为什么只有八千多万人口的德国，却能创造出2300个世界名牌？比起德国人、日本人，我们究竟缺少了什么？其实，瓶嘴儿上的“匠心”，不是不能为，而是不想为，因为这与赚钱无关，甚或加大成本影响利润。

  

 

图4 整机外蒙皮温度分布

 

Fig.4 Fuselage temperature distribution

  

图5 喷管尾焰的流场分布

Fig.5 Flow 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。

1.2.1 网格离散模型

1.2.2 流场的数值计算

  

图6 尾喷管外壁面温度分布

Fig.6 Temperature 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.7 Temperature distribution of nozzle outer wall and thermal conduction area with sub flow existence

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。

腹腔镜手术的特点是创伤少,出血少,术后恢复快。但老年人心肺储备功能降低,多伴有高血压,冠心病,糖尿病等并发症,容易出现术中血流动力学改变和认知损害,需选择安全有效的麻醉药物[1]。本研究分析了舒芬太尼、芬太尼用于老年腹腔镜全麻手术的效果对照,报告如下。

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.8 Axial 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.9 Comparison 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。

遗尿症是儿科常见病，是指5岁及以上儿童在夜间不能控制排尿，且每月至少发生2次，并持续发生3个月以上者[1] 。本病不伴有任何尿路症状，仅以夜间遗尿为主，其发病机制尚未完全明了，而长期的遗尿会造成小儿出现一定的心理压力，也给家庭造成一定的负担，故而需要积极治疗。治疗小儿遗尿症的药物较多，如去氨加压素、甲氯芬酯、丙咪嗪、奥昔布宁、中药等，效果不尽相同。近年来笔者采用奥昔布宁联合醋酸去氨加压素治疗小儿遗尿症，取得了较好的效果，现报道如下。

参考文献：

[1] Rao A G. Infrared Signature Modeling and Analysis of Aircraft Plume[J]. International Journal of Turbo and Jet Engines, 2011, 28(3): 187-197.

[2] Mcglynn J, Auerbach S P. IR Signature Prediction Errors for Skin-Heated Aerial Targets[J]. Proceedings of SPIE, 1997， 3062: 22-30.

[3] Mahulikar S P, Sonawane H R, Rao A G. Infrared Signature Studies of Aerospace Vehicles[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2007, 43(7): 218-245.

[4] 单勇, 张靖周, 郭荣伟. 导弹蒙皮红外辐射特性的数值计算与分析[J]. 航空动力学报, 2008, 23(2): 251-255.

Shan Yong, Zhang Jingzhou, Guo Rongwei. Numerical Computation and Analysis of the Infrared Radiation Characteristic of Missile Scarfskin[J]. Journal of Aerospace Power, 2008, 23(2): 251-255.(in Chinese)

[5] 夏新林， 艾青， 任德鹏．飞机蒙皮红外辐射的瞬态温度场分析[J]．红外与毫米波学报， 2007， 26(3)： 174-178.

Xia Xinlin, Ai Qing, Ren Depeng. Analysis on the Transient Temperature-Fields for Infrared Radiation of Aircraft Skin[J]. Journal of Infrared and Milimeter Waves, 2007， 26(3)： 174-178.(in Chinese)

[6] Xu Dingguo, Feng Weilin, Sang Jianhua. IR Characteristics of Aircraft Fuselage Skin[J]. Infrared and Laser Engineering, 2013, 42(1): 7-13.

[7] 潘丞雄, 张靖周, 单勇. 直升机机身表面温度场建模与数值分析[J]. 航空学报, 2011, 32(2): 249-256.

Pan Chengxiong, Zhang Jingzhou, Shan Yong. Modeling and Analysis of Helicopter Skin Temperature Distribution[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(2): 249-256.(in Chinese)

[8] 吕建伟， 王强. 飞行器表面温度和发射率分布对红外辐射特征的影响[J]. 光电工程， 2009, 36(2): 50-54.

Lü Jianwei, Wang Qiang. Effect of Temperature and Emissivity of Aircraft Skin on Infrared Radiation Characteristics[J]. Opto-Electronic Engineering. 2009, 36(2): 50-54.(in Chinese)

[9] 刘友宏， 邵万仁， 张锦绣．发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟[J]．航空动力学报， 2008， 23(4)： 591-597.

Liu Youhong, Shao Wanren, Zhang Jinxiu. Numerical Simulation of Flow-Field and Infrared Characteristics of an Aeroengine Exhaust System and Its Plume[J]. Journal of Aerospace Power, 2008, 23(4)： 591-597.(in Chinese)