Numerical Simulation of Radiation Characteristics of Aircraft Exhaust Systems with Different Nozzles
-
摘要: 排气系统是飞行器最主要的红外辐射源，其喷管的形状类型对排气系统红外辐射强度的大小及分布有很大影响。本文建立了3种不同类型喷管的三维模型，在此基础上运用ANSYS软件模拟了各自排气系统的温度场分布，结合Curtis-Godson（C-G）谱带法对各类型喷管红外辐射特性进行了计算与对比研究。结果表明：在出口面积相同的条件下，二元矩形S弯喷管的尾焰核心区域面积最小，约为轴对称圆形喷管的60%；在矩形喷口的宽边探测面上，二元矩形S弯喷管的红外辐射强度最小。3类喷管中，二元矩形S弯喷管隐身性能最好，二元矩形喷管次之，轴对称圆形喷管最差。Abstract: The exhaust system is the most important infrared radiation source of an aircraft, and the shape of the nozzle contributes to the infrared radiation characteristics of the exhaust system. Three types of 3D nozzles were built, and the temperature field of the plume was simulated using ANSYS14.5. Then, the spectral infrared radiation characteristics of the plume were obtained using the single band Curtis-Godson (C-G) approximation method. The results show that under the same exit area, the core area of the S-shaped nozzle plume is minimum and is approximately 60% of the axisymmetric circular nozzle plume; in the rectangular nozzle wide edge detection surface, the infrared radiation of the dual rectangular nozzle is minimum, and among the three types of nozzles, the stealthy performance of the two-element rectangular S curved nozzle is the best, the two-element rectangular nozzle takes the second place, and the axial symmetrical circular nozzle is the worst.
-
Keywords:
- aircraft /
- nozzle /
- plume /
- temperature field /
- infrared radiation
-
0. 引言
微型J-T效应制冷器（焦耳-汤姆逊制冷器）[1]的研究始于20世纪50年代，这种制冷器是利用高压高纯的氮气、氩气或空气，通过节流小孔，产生节流制冷效应[2]。该制冷器无运动的机械机构，尺寸小，启动快，非常适合各型红外制导武器系统[3]。红外制导导弹在迅速发展的红外探测器件的牵引下，其抗干扰性已得到不断的改进和提高[4]。
红外导引头的探测器作用距离除与目标的红外辐射强度及辐射光谱特性有关外，也与其自身的灵敏度及外在环境的气象条件有关，因此，红外导引头在生产调试过程中，需使用专用测试系统完成高低温环境下探测器的制冷时间测试，以确定制冷量需求。
在此背景下，结合某型武器系统红外导引头制冷用气和测试需要，本文介绍了一种红外导引头制冷供气测试系统的设计方法，该系统可以满足导引头批量生产用气和测试需要。
1. 制冷供气测试系统设计
红外导引头制冷供气测试系统主要用于为某型红外导弹提供满足要求的制冷气体，并对导引头探测器制冷启动时间和制冷量进行测试和采集。
系统采用高压气驱增压泵对低压氩气进行增压，可实现到压自动停机；配置有高压电磁阀，通过工控机自动进行供气控制；配备有高低温试验系统和数据采集模块，可模拟导引头探测器实际工作温度，进行压力、温度、制冷量、成像数据的自动采集。
制冷供气测试系统从结构上主要由供气系统、高低温试验系统和数据采集系统组成（如图 1所示）。
1.1 供气系统设计
供气系统主要由气驱增压泵、纯化器、过滤器、高压缓冲罐、减压器、阀门、高压管路和智能压力控制器组成，用于对氩气进行增压、干燥、储存、过滤和减压输出。其气路原理图如图 2所示。
供气系统气路分为3路：
驱动气路：0.8~1 MPa的压缩空气分两路输入，一路经减压器（JY1）减压后为气驱增压泵提供驱动力，通过调节减压器压力可控制增压速率，另一路驱动气驱增压泵进行换向；
预增压气路：5~15 MPa的高纯氩气经纯化器（CHQ1）干燥净化后进入气驱增压泵，通过减压器（JY2）可调节进气压力大小，进而控制增压效率；
高压气路：气驱增压泵增压至100 MPa后，通过智能压力控制器控制气驱增压泵自动停止，增压后的高压氩气存入高压缓冲罐（HCG1）备用，并通过过滤器（G4）再次过滤，通过减压器（JY3）可控制输出压力。
本供气系统可实现的技术指标如下：
① 气体介质：高纯氩（5~15 MPa）；
② 增压压力：≤100 MPa；
③ 露点控制：≤－65℃（常压）；
④ 减压输出压力：0~55 MPa。
1.2 高低温试验系统设计
高低温试验系统由环境试验箱、模拟气瓶[5]、高压电磁阀、高压针阀、红外导引头、红外玻璃等组成，如图 3所示。
![]()
图 3 高低温试验系统外形组成图Figure 3. Outline composition diagram of high and low temperature test system其中，试验箱用于控制高压氩气、探测器等的温度，模拟探测器实际工作环境温度；高压储气瓶采用嵌入式安装框架集成在环境试验箱，可通过供气系统和安装框架上的针阀充入指定压力的高压氩气，进行制冷耗气量的测试，针阀用于高压储气瓶的开闭控制；高压电磁阀通过数据采集系统上位机控制，实现高压储气瓶中高压氩气向导引头输送，通过毛细管节流实现制冷效果；红外玻璃用于红外光透入对接模拟目标源。
高低温试验系统试验的技术指标如下：
① 测试温度：－50℃~+200℃；
② 储气压力：0~55 MPa。
1.3 数据采集系统设计
数据采集系统主要由测试柜体、工控机、显示屏、CAN盒、LVDS板卡、视频采集卡、直流电源等组成，可实现系统压力、温度、制冷启动时间、成像图片、视频等数据的采集。系统结构图如图 4所示。
测试软件实现的功能包括：
① 实时接收并显示LVDS卡图像、视频、CAN卡数据状态等；
② 温度和压力数据曲线实时显示；
③ 实时保存温度和压力数据；
④ 实时保存LVDS卡接收数据、视频卡接收视频、CAN卡接收数据；
⑤ 解析CAN卡和LVDS卡接收数据。
操作人员与设备间通过人机交互界面完成测试控制，该功能由主控模块负责，主控模块的基本操作流程如图 5所示。
① 主测试界面：用于实现测试过程控制和参数监控，能够实时显示压力、温度、图像等数据信息；
② LVDS解析界面：用于对CAN卡和LVDS卡接收数据进行分析、处理和转换，以便于后期数据处理；
③ AD校准界面：用于测试前对压力、温度等采集信号进行自校准，保证数据采集的准确性。
2. 系统结构的优化与改进
结合系统在工程实践中遇到的问题，对系统的结构进行优化改进，主要体现在以下几个方面：
2.1 模块化设计
系统采用模块化的设计思想，供气系统、高低温试验系统、数据采集系统采用分体设计，每个分系统按其功能设计为独立模块，互不干涉，其气路和电气接口采用通用接口，使得系统各独立模块可单独使用，提高了系统的适用范围。
2.2 高低温试验系统的优化设计
导弹在飞行过程中，其周围的气候条件差异性很大，有可能经历极端的高温或低温环境。为了模拟高低温条件对导弹捕获目标性能的影响，在高低温试验系统中需要用到高低温箱，同时，不同环境下导引头工作所需的制冷量不同，节流制冷器耗气量的大小决定了弹上气瓶的体积、重量、工作时间等[5]，这就要求为导引头提供不同容积的模拟气瓶以验证其在不同温度下对氩气的需求。
首先，模拟气瓶必须置于高低温箱内部以保证氩气能够达到设定的环境温度，同时模拟气瓶的充气控制阀门和供气控制阀门需设置在高低温箱外部以方便操作。
其次，模拟气瓶与阀门的连接管路尽量固定，以避免在反复测试过程中可能造成的漏气问题。
基于以上分析，在本项目设计时，模拟气瓶与阀门的设计和连接形式仍采用模块化的设计思想（如图 9所示），其设计思路如下：
① 模拟气瓶设置3种容积，气瓶直径相同，长度不同，可根据不同的制冷量组合选择所需容积；
② 模拟气瓶、电磁阀、压力传感器固定于气瓶架上，气瓶架和充气、供气针阀固定于面板上，所有器件采用不锈钢管连接，其充气口采用穿板接头固定于高低温箱侧板，有效保证了结构的整体性和稳定性，避免了频繁拆装；
③ 面板与高低温箱侧板嵌入式连接，其接触面填充宽温橡胶材料，以保证温箱的保温和密封性能；
④ 温箱侧壁设置过线孔并加橡胶塞。
通过以上设计，主要解决了以下问题：
① 高压供气管路一体化铺设，外部接口少，连接操作减少，避免了频繁拆装和漏气，提高了可靠性；
② 阀门操作时无需打开高低温箱门，避免了高低温箱内部温度变化，减少对试验的影响；
③ 模拟气瓶为同直径设计，简化了生产工艺，提高了互换性。
2.3 高低温箱防结霜设计及验证
高低温箱在进行环境温度模拟时，内部放置有导引头和红外滤光玻璃，目标源红外光经高低温箱门上的双层保温玻璃（光入口，见图 10）进入箱内，经红外滤光玻璃被导引头识别，但在实际工作过程中，因高低温箱内外部温度的差异，温箱门外层玻璃因与大气接触，不可避免会产生水汽进而结霜，由此造成接收光源强度减弱，影响导引头对光波的采集。
在本设计中，为防止温箱玻璃窗口在低温下结霜，影响光波照入强度，我们将高低温试验箱压缩机热风出口通过软管引至双层玻璃夹层内，通过预先试验识别结霜温度，借助温度传感器和PLC控制模块，当温度临近结霜温度时，热风自动吹出，使双层玻璃时刻保持加热状态，经实测验证达到了良好的除霜效果。
3. 结论
通过本设计系统的实施，提供了一套完整的红外导引头制冷供气测试解决方案，通过近3年的测试应用，表明本系统可以满足批量红外型武器系统测试需求；系统输出压力高，同时内部集成了3组不同容积的模拟气瓶，可以满足多种导引头的测试需求；通过设计优化和改进，系统在可靠性、人机工程等方面有很大改善；系统软件和板卡预留有升级接口，便于后期对系统的更新和完善。
-
![]()
图 6 YOZ平面上三类喷管尾焰红外辐射强度分布
Figure 6. Infrared radiation intensity distribution of plume from three types of nozzles
![]()
图 7 YOZ平面上3类喷管壁面红外辐射强度分布
Figure 7. Infrared radiation intensity distribution of three types of nozzle walls
![]()
图 8 YOZ平面上3类喷管排气系统红外辐射强度分布
Figure 8. Infrared radiation intensity distribution of exhaust system with different nozzles
表 1 喷管参数
Table 1 Parameters of three kind of nozzles
Nozzle type Nozzle length/m Nozzle height/m Nozzle width/m Nozzle inlet diameter/m Axisymmetric 1 0.225 0.225 0.6 Rectangle 1 0.2 0.8 0.6 S-pipeline 1 0.2 0.8 0.6 
下载: 导出CSV
-
[1] Aguiar P, Brett D, Brandon N P. Solid oxide fuel cell/gas turbine hybrid system analysis for high-altitude long-endurance unmanned aerial vehicles[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2008, 33(23): 7214-7223. DOI: 10.1016/j.ijhydene.2008.09.012
[2] Suresh Patel, Christopher Blac. Statistical modeling of F/A-22 flight test Buffet data for probabilistic analysis[C]// Aiaa/asme/asce/ahs/asc Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, 2005: DOI: 10.2514/6.2005-2289.
[3] Roblin A, Baudoux P E, Chervet P. UV missile-plume signature model[C]//Proc of SPIE, 2002, 4718: 344-355.
[4] Bakker E J, Fair M L, Schleijpen H M A. Modeling multispectral imagery data with NIRATAM v3.1 and NPLUME v1.6[C]// Proceedings of SPIE, 1999, 3699: 80-91.
[5] Watkins W R. Thermal background modeling and its use in science and technology[C]//Proceedings of SPIE, 1992, 1687: 84-106.
[6] 张海兴, 岳敏. 飞机红外辐射的理论计算[J]. 西安电子科技大学学报, 1997(1): 78-81. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-XDKD701.012.htm ZHANG Haixing, YUE Min. Theoretical calculation of the IR radiation of an aeroplane[J]. Journal of XIDIAN University, 1997(1): 78-81. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-XDKD701.012.htm
[7] 未军光, 杨青真, 李岳锋. 飞机发动机排气系统红外辐射强度数值仿真[J]. 计算机仿真, 2011, 28(4): 66-70. DOI: 10.3969/j.issn.1006-9348.2011.04.016 WEI Junguang, YANG Qingzhen, LI Yuefeng. Numerical simulation of infrared radiation for a aroengine exhaust system[J]. Computer Simulation, 2011, 28(4): 66-70. DOI: 10.3969/j.issn.1006-9348.2011.04.016
[8] 冯云松, 李晓霞, 路远, 等. 矩形喷管外尾焰红外辐射特性的数值计算[J]. 兵工学报, 2013, 34(4): 437-442. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-BIGO201304010.htm FENG Yunsong, LI Xiaoxia, LU Yuan, et al. Numerical calculation of infrared radiation characteristics of the exhaust plume outside a rectangular nozzle[J]. Acta Armamentalrii, 2013, 34(4): 437-442. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-BIGO201304010.htm
[9] 冯云松, 杨华, 杨莉, 等. 宽高比对矩形喷管外尾焰红外辐射的影响[J]. 光电工程, 2012, 39(11): 49-54. DOI: 10.3969/j.issn.1003-501X.2012.11.008 FENG Yunsong, YANG Hua, YANG Li, et al. Influence of aspect ratio on infrared radiation of the exhaust plume outside a rectangular nozzle[J]. Opto-Electronic Engineering, 2012, 39(11): 49-54. DOI: 10.3969/j.issn.1003-501X.2012.11.008
[10] 高翔, 杨青真, 施永强, 等. 出口形式对双S弯排气系统红外特性影响研究[J]. 红外与激光工程, 2015, 44(6): 1726-1732. DOI: 10.3969/j.issn.1007-2276.2015.06.009 GAO Xiang, YANG Zhenqing, SHI Yongqiang, et al. Numerical simulation of radiation intensity of double S-shaped exhaust system with different outlet shapes[J]. Infrared and Laser Engineering, 2015, 44(6): 1726-1732. DOI: 10.3969/j.issn.1007-2276.2015.06.009
[11] 刘常春, 吉洪湖, 黄伟, 等. 一种双S弯二元喷管的红外辐射特性数值研究[J]. 航空动力学报, 2013, 28(7): 1482-1488. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKDI201307007.htm LIU Changchun, JI Honghu, HUANG Wei, et al. Numerical simulation on infrared radiation characteristics of serpentine 2-D nozzle[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(7): 1482-1488. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKDI201307007.htm
[12] 邓洪伟, 赵春生, 贾东兵, 等. 航空发动机喷管隐身修形设计技术分析[J]. 航空发动机, 2014, 40(2): 10-14. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKFJ201402004.htm DENG Hongwei, ZHAO Chunsheng, JIA Dongbin, et al. Analysis of stealthy shape design technology for aeroengine exhaust nozzle[J]. Aeroengine, 2014, 40(2): 10-14. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HKFJ201402004.htm
[13] 李惠萍, 周起勃, 匡定波. 基于粒子系统和C-G法的尾焰红外模拟[J]. 红外与激光工程, 2008, 37: 601-603. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HWYJ2008S2062.htm LI Huiping, ZHOU Qibo, KUANG Dingbo. Simulation of infrared radiance of aircraft plume[J]. Infrared and Laser Engineering, 2008, 37: 601-603. https://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTOTAL-HWYJ2008S2062.htm
[14] 许爱华, 汪中贤, 于坚, 等. 高空高速无人机尾焰红外辐射特性计算研究[J]. 红外与激光工程, 2012, 41(7): 1700-1707. DOI: 10.3969/j.issn.1007-2276.2012.07.005 XU Aihua, WANG Zhongxian, YU Jianxian, et al. Numerical simulation of infrared radiation characteristics for plume of the high-altitude and high-speed UAV[J]. Infrared and Laser Engineering, 2012, 41(7): 1700-1707. DOI: 10.3969/j.issn.1007-2276.2012.07.005
[15] 张建奇. 红外物理[M]. 西安: 西安电子科技大学出版社, 2013. ZHANG Jianqi. Infrared Physics[M]. Xi'an: Xidian University Press, 2013.
计量
- 文章访问数: 182
- HTML全文浏览量: 130
- PDF下载量: 40
