【摘要】：論文針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流紅外抑制技術(shù),在尾噴口下游引入橫向射流,從而強(qiáng)化尾噴流的摻混和紅外抑制效果。針對(duì)橫流入射方式,頻率變化以及其與主流頻率的匹配關(guān)系進(jìn)行了數(shù)值分析與實(shí)驗(yàn)研究。首先從尾噴流核心區(qū)長(zhǎng)度、高溫區(qū)域面積、3~5μm波段紅外輻射強(qiáng)度等方面對(duì)其宏觀效果進(jìn)行了比較分析,進(jìn)一步利用大渦模擬算法,從橫向射流穿透卷吸深度、擬序結(jié)構(gòu)發(fā)展過(guò)程、雷諾剪切應(yīng)力瞬態(tài)變化特征等角度分析了橫向射流注入后對(duì)摻混特性的影響規(guī)律,初步揭示了橫向射流在不同入射形式下對(duì)尾噴流流動(dòng)摻混和紅外輻射特征的影響機(jī)制,最后通過(guò)實(shí)驗(yàn)對(duì)不同條件下尾噴流速度場(chǎng)分布及橫流入射后雷諾剪切應(yīng)力的變化驗(yàn)證了本文數(shù)值模擬結(jié)果。研究結(jié)果表明:(1)與軸對(duì)稱(chēng)噴管相比,圓轉(zhuǎn)矩噴管尾噴流速度衰減快,核心區(qū)長(zhǎng)度、高溫區(qū)面積以及在不同探測(cè)面的紅外輻射強(qiáng)度均有減小;擬序結(jié)構(gòu)發(fā)展和剪切層內(nèi)雷諾剪切應(yīng)力變化說(shuō)明射流流場(chǎng)中渦旋發(fā)展耗散速度快、速度邊界層脈動(dòng)強(qiáng)、射流柱易失穩(wěn)等因素是導(dǎo)致射流核心區(qū)長(zhǎng)度減小,摻混增強(qiáng)的內(nèi)在原因。(2)橫向射流注入后,尾噴流核心區(qū)長(zhǎng)度與高溫區(qū)域面積有明顯減小,紅外抑制效果也進(jìn)一步提高。橫向射流強(qiáng)化摻混的機(jī)制是誘導(dǎo)出CVP結(jié)構(gòu)(反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)),其使得流場(chǎng)渦旋發(fā)展耗散速度加快,剪切應(yīng)力峰值與帶寬也隨之增加,有效地增強(qiáng)了流場(chǎng)的能量耗散效率和射流剪切層的脈動(dòng)特征;而CVP結(jié)構(gòu)的作用效果與其穿透深度成正相關(guān),卷吸穿透越深,剪切層脈動(dòng)就越劇烈,強(qiáng)化摻混效果越好,且CVP結(jié)構(gòu)的渦旋強(qiáng)度和穿透深度隨橫流入射動(dòng)量比的增大而增加。(3)橫向射流穩(wěn)態(tài)入射結(jié)果表明,橫流入射孔形狀變化對(duì)強(qiáng)化摻混和紅外抑制效果的影響很大,矩形孔強(qiáng)化效果最好,方孔其次,圓孔最弱,這是由于孔的幾何形狀的變化強(qiáng)化了渦旋的擴(kuò)展范圍和耗散速度。且橫流孔排列方式的結(jié)果也說(shuō)明,就軸對(duì)稱(chēng)噴管而言,橫流垂直對(duì)稱(chēng)兩股入射的摻混效果最好,其高溫核心區(qū)長(zhǎng)度、面積以及3~5μm波段紅外輻射強(qiáng)度均最小,單股入射次之,而周向四股入射效果最差;圓轉(zhuǎn)矩噴管模型的研究結(jié)果也表明,橫向射流寬邊入射時(shí)的強(qiáng)化摻混效果強(qiáng)于窄邊入射,同樣是垂直對(duì)稱(chēng)兩股入射強(qiáng)于單股入射,周向四股入射的摻混效果較差。(4)橫向射流脈動(dòng)入射結(jié)果表明,在本文模擬范圍St≤0.25,橫流脈動(dòng)入射的強(qiáng)化摻混效果好于穩(wěn)態(tài)入射模型,且隨橫流脈動(dòng)頻率f的增加,摻混進(jìn)一步增強(qiáng);擬序結(jié)構(gòu)說(shuō)明橫流脈動(dòng)入射會(huì)強(qiáng)化射流柱的不穩(wěn)定振蕩模式,在射流柱出口近場(chǎng)會(huì)存在一個(gè)速度剪切層劇烈脈動(dòng)的區(qū)域,這導(dǎo)致橫流產(chǎn)生的CVP結(jié)構(gòu)向內(nèi)卷吸穿透的范圍更大更深;在多股橫流脈動(dòng)入射時(shí),其相位差的優(yōu)化匹配有利于進(jìn)一步強(qiáng)化摻混。(5)與橫流穩(wěn)態(tài)入射和橫流單一脈動(dòng)入射模型相比,橫流與尾噴流耦合脈動(dòng)入射時(shí)的強(qiáng)化摻混和紅外抑制效果會(huì)進(jìn)一步提高,這是由于耦合脈動(dòng)入射使得核心區(qū)內(nèi)的渦旋更豐富,結(jié)構(gòu)更不規(guī)則,渦旋更易纏繞搭接,耗散率更高。(6)使用熱線風(fēng)速儀在幾何、流動(dòng)相似條件下開(kāi)展試驗(yàn),得到了軸對(duì)稱(chēng)噴管、二元噴管、軸對(duì)稱(chēng)單股入射噴管的尾噴流速度場(chǎng)、剪切應(yīng)力分布情況,表明了上述數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性,并對(duì)模擬中剪切應(yīng)力分布揭示的摻混機(jī)理進(jìn)行了驗(yàn)證。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V231
【圖文】：

第一章 緒論1.1 研究背景與意義在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，制空權(quán)的獲取已成為贏得戰(zhàn)爭(zhēng)的一個(gè)關(guān)鍵因素，相應(yīng)地各國(guó)對(duì)飛行器及航空發(fā)動(dòng)機(jī)的要求也越來(lái)越高，如針對(duì)四代機(jī)提出的獨(dú)有的 4S 性能（超音速巡航、超視距攻擊、高機(jī)動(dòng)以及高隱身），以及圖 1.2 所示的高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度進(jìn)一步升高。而根據(jù)上世紀(jì) 80 年代以來(lái)歷次戰(zhàn)爭(zhēng)的有關(guān)數(shù)據(jù)顯示，在被擊落飛機(jī)中總數(shù)的 70%～80%是由紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈造成的[1-2]。在這種背景下，提高飛機(jī)的紅外隱身效果是一種可以有效提高飛機(jī)作戰(zhàn)效能及戰(zhàn)場(chǎng)生存率的有力方式[3]。紅外輻射特性研究結(jié)果表明[4]：固定翼飛行器的紅外輻射源包括機(jī)體外表面、發(fā)動(dòng)機(jī)腔體及尾噴流三個(gè)部分。當(dāng)飛行 Ma 小于 1.5 時(shí)，外表面蒙皮溫度較低，排氣系統(tǒng)成為主要輻射源，尤其是現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流溫度很高，是 3～5μm 波段紅外輻射的主要來(lái)源[5][6]，而目前使用的紅外制導(dǎo)或者紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)器大多是以 3～5μm 波段為主要工作波段[7][8]。因此降低尾噴流溫度，是改善發(fā)動(dòng)機(jī)整體紅外輻射特性及實(shí)現(xiàn)紅外隱身的有效手段。

第一章 緒論1.1 研究背景與意義在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，制空權(quán)的獲取已成為贏得戰(zhàn)爭(zhēng)的一個(gè)關(guān)鍵因素，相應(yīng)地各國(guó)對(duì)飛行器及航空發(fā)動(dòng)機(jī)的要求也越來(lái)越高，如針對(duì)四代機(jī)提出的獨(dú)有的 4S 性能（超音速巡航、超視距攻擊、高機(jī)動(dòng)以及高隱身），以及圖 1.2 所示的高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度進(jìn)一步升高。而根據(jù)上世紀(jì) 80 年代以來(lái)歷次戰(zhàn)爭(zhēng)的有關(guān)數(shù)據(jù)顯示，在被擊落飛機(jī)中總數(shù)的 70%～80%是由紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈造成的[1-2]。在這種背景下，提高飛機(jī)的紅外隱身效果是一種可以有效提高飛機(jī)作戰(zhàn)效能及戰(zhàn)場(chǎng)生存率的有力方式[3]。紅外輻射特性研究結(jié)果表明[4]：固定翼飛行器的紅外輻射源包括機(jī)體外表面、發(fā)動(dòng)機(jī)腔體及尾噴流三個(gè)部分。當(dāng)飛行 Ma 小于 1.5 時(shí)，外表面蒙皮溫度較低，排氣系統(tǒng)成為主要輻射源，尤其是現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流溫度很高，是 3～5μm 波段紅外輻射的主要來(lái)源[5][6]，而目前使用的紅外制導(dǎo)或者紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)器大多是以 3～5μm 波段為主要工作波段[7][8]。因此降低尾噴流溫度，是改善發(fā)動(dòng)機(jī)整體紅外輻射特性及實(shí)現(xiàn)紅外隱身的有效手段。

由紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈造成的[1-2]。在這種背景下，提高飛機(jī)的紅外隱身效果是一種可以有效提高飛機(jī)作戰(zhàn)效能及戰(zhàn)場(chǎng)生存率的有力方式[3]。紅外輻射特性研究結(jié)果表明[4]：固定翼飛行器的紅外輻射源包括機(jī)體外表面、發(fā)動(dòng)機(jī)腔體及尾噴流三個(gè)部分。當(dāng)飛行 Ma 小于 1.5 時(shí)，外表面蒙皮溫度較低，排氣系統(tǒng)成為主要輻射源，尤其是現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流溫度很高，是 3～5μm 波段紅外輻射的主要來(lái)源[5][6]，而目前使用的紅外制導(dǎo)或者紅外探測(cè)系統(tǒng)的探測(cè)器大多是以 3～5μm 波段為主要工作波段[7][8]。因此降低尾噴流溫度，是改善發(fā)動(dòng)機(jī)整體紅外輻射特性及實(shí)現(xiàn)紅外隱身的有效手段。圖 1.1 典型四代戰(zhàn)機(jī) F-22“猛禽” 圖 1.2 不同型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度發(fā)展

【參考文獻(xiàn)】

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2 王飛;張勃;吉洪湖;李偉;張宗斌;羅明東;;幾何對(duì)稱(chēng)橫向射流入射對(duì)尾噴流紅外輻射特征抑制的數(shù)值研究[J];航空發(fā)動(dòng)機(jī);2015年02期

3 施小娟;吉洪湖;;渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱(chēng)引射收斂噴管紅外輻射特性[J];航空動(dòng)力學(xué)報(bào);2015年04期

4 史萬(wàn)里;葛寧;;脈沖橫向射流的大渦模擬[J];航空動(dòng)力學(xué)報(bào);2013年01期

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1 王國(guó)蕾;可壓縮橫向射流和旋擰射流的大渦模擬研究[D];中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué);2012年

2 張燕;橫流沖擊射流渦旋結(jié)構(gòu)的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究[D];上海大學(xué);2005年

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本文編號(hào)：2790678