46.固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究
火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究_张小英
本文基于 M ODT RAN 的气体辐射特性数据 建立了辐射性气体与包围固体表面间辐射换热的 封闭腔- 净辐射法, 推导了封闭腔的波段辐射换 热方程组, 用该法计算喷管内的辐射换热. 将封闭 腔- 净辐射模型、对流换热的经验算法与二维轴 对称非稳态导热过程的数值求解耦合, 计算喷管 壁面的温度分布及随时间的变化. 为了验证本文 的方法, 计算了文献[ 1] 中不锈钢表面喷 Z rO2 涂 层材料构成的火箭发动机复合喷管的温度, 还计 算了某型由高硅氧、热解石墨、碳/ 碳复合材料等 构成的复合喷管内的热流及壁面温度.
非稳态项的积分
QQQ n s
e w
t+ t
$t
Qc
5T 5t
dx drdt
=
( Qc) P ( T P -
T
0 P
)
$x
$r
( 2)扩散项ຫໍສະໝຸດ Q QQ 5 t+ $t n e t s w 5x
K55Tx
dx dr dt +
Q QQ t+ $t e
t
w
n5 s 5r
K55Tr
dr dx dt =
Ke
T
E( Dx
1 数学模型
1. 1 喷管壁面导热的控制方程
固体火箭发动机尾喷焰红外特性数值模拟
4期
郝金波等 : 固体火箭发动机尾喷焰红外特性数值模拟
247
的光谱辐射强度 ; Ib λ( r , s ) 表示黑体光谱辐射强度 ; Φ( s , s′ ) 为散射相函数 ,Ω l 为立体角 ;κ λ为光谱衰 e 减系数 ;κ λ为光谱吸收系数 ;κ λ为光谱散射系数 . 令 a s
Sλ = κ λI b λ( r , s ) + a
3 国家自然科学基金 ( 批准号 50076010) 和哈工大跨学科交叉性研究 基金 ( HIT. MD2001. 14) 资助项目 稿件收到日期 2002 2 08 2 30 , 修改稿收到日期 2003 2 01 2 10
[1 ]
但热流密度法计算精度较低 . 徐南荣[2 ] 计算了喷气 流红外辐射流典型点处的积分辐射量及光谱分布 . 姚连兴等人 [3 ] 估算了战术导弹发动机喷焰的红外辐 射强度 . 有限体积法 ( FVM) 易于处理多维复杂几何形 状、 各向异性散射和物性参数变化复杂的问题 . 本文 流场计算采用半经验公式[4 ] ; 根据 Mie 理论计算 Al2O3 粒子的散射系数 ; 以分子光谱数据库 HITRAN 和高温燃气光谱数据库 HITEMP[5 ] 为基础 ,采用逐线 积分法计算气体光谱吸收系数 . 用贴体坐标下 FVM 计算尾喷焰红外辐射场 , 并与离散坐标法 ( DOM) [6 ] 进行了比较 . 考察了含各向异性散射粒子介质 ,若不 考虑散射或按各向同性散射近似计算所引起的误 差.
采用 FVM 对式 ( 3 ) 进行离散 . 在控制体积 Δ V l Ω 内对吸收 、 和控制立体角 Δ 发射 、 散射性非灰介 Ω l 内辐射能量守恒 质的辐射传递方程积分 ,可得 Δ 方程的有限体积表达式 [7 ]
i =1
火箭发动机尾喷焰红外辐射缩比特性数值研究
火箭发动机尾喷焰红外辐射缩比特性数值研究牛青林;贺志宏;陈彪;郑麒麟;董士奎【摘要】为了研究火箭发动机缩比模型对应尾喷焰辐射特性的相似性,利用喷焰红外辐射特性计算工具(IRSAT)对近地面飞行状态下的不同喷口缩比尺寸、飞行马赫数以及不同谱带内的辐射特性进行仿真计算.计算结果表明,相同尺寸当量时,2.7μm 光谱辐射强度增加量大于4.3μm光谱辐射强度;在当量尺寸较小且缩放比例不大(R<12)时,辐射强度随马赫数的分布具有一致性;随着当量尺寸的增加,红外辐射相似性随着马赫数的增加逐渐降低.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2018(041)003【总页数】8页(P295-302)【关键词】尾喷焰;红外辐射;固体火箭发动机;缩比尺寸;复燃【作者】牛青林;贺志宏;陈彪;郑麒麟;董士奎【作者单位】工信部空天热物理重点实验室哈尔滨工业大学,哈尔滨 150001;工信部空天热物理重点实验室哈尔滨工业大学,哈尔滨 150001;工信部空天热物理重点实验室哈尔滨工业大学,哈尔滨 150001;工信部空天热物理重点实验室哈尔滨工业大学,哈尔滨 150001;工信部空天热物理重点实验室哈尔滨工业大学,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V4350 引言发动机尾喷焰是未经充分燃烧推进剂产物经喷管喷出后与周围环境大气掺混发生复燃的高速、高温多组分混合气体[1]。
通常尾喷焰的温度大于1000 K，在复燃条件下可达3000 K以上[2]。
在如此高的温度下，喷焰的主要组分(H2O、CO2、CO 等气体分子)在3～5 μm中红外波段(MIRW)具有强烈的光辐射效应，使其成为强烈的辐射源[3]。
随着超高声速及隐身技术的成熟应用，通过发动机尾喷焰产生的红外辐射特征信号对飞行器进行探测、识别、跟踪和拦截(DTCI)显得尤为重要。
由于火箭发动机的飞行试验存在技术复杂和费用高昂的特点，因此目前对尾喷焰辐射特性的研究，多采取以数值手段为主、试验校模为辅的方式，且绝大多数试验为地面静态试车试验。
火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究_张小英
火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究_张小英火箭发动机的喷管是关键的组成部分，其设计和性能对整个火箭系统的效率和可靠性有着重要的影响。
在运行过程中，喷管会因为燃烧产物的高温而产生辐射，同时也会受到高温的热辐射。
因此，对于火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究具有重要的意义。
喷管辐射的计算主要涉及到两个方面：辐射热通量和辐射率。
辐射热通量是指一个表面单位面积上的辐射能量，可以用斯特藩-玻尔兹曼定律计算。
斯特藩-玻尔兹曼定律描述了黑体的辐射功率与温度之间的关系，可以用以下公式表示：Q=σ*ε*(T^4)其中，Q是辐射热通量，σ是斯特藩-玻尔兹曼常数，ε是表面的辐射率，T是表面的温度。
根据辐射热通量和辐射率的计算结果，可以得到喷管表面的辐射热通量分布情况。
喷管壁温的计算主要涉及到传热和流动两个方面。
传热主要包括传导、对流和辐射传热。
对于火箭发动机喷管来说，辐射传热的影响可以忽略不计。
对于传导传热，可以通过热传导方程来计算喷管壁温的分布情况。
对于对流传热，可以通过风洞试验和数值模拟等方法来获取喷管的对流传热系数，然后结合喷管表面的辐射热通量和辐射率的计算结果来计算喷管的壁温。
在进行火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究时，需要考虑以下因素：燃烧产物的温度和成分、喷管表面的材料和涂层、喷管的几何形状和尺寸等。
这些因素的不同会对辐射热通量和辐射率产生影响，从而影响喷管的壁温分布。
在计算研究中，可以采用数值模拟方法进行辐射及壁温的计算。
数值模拟可以通过求解流体力学和热传导方程来获得喷管内部气体流动和传热的分布情况，进而计算喷管壁温的分布情况。
在数值模拟中，需要考虑辐射传热的影响，并合理选择辐射传热模型和辐射模型。
总之，火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究具有重要的意义。
通过研究喷管的辐射热通量分布和壁温分布情况，可以为火箭发动机的设计和性能优化提供重要的参考。
这将有助于提高火箭发动机的效率和可靠性，进一步推动航天技术的发展。
发动机热喷流红外辐射计算与仿真
８
光谱学 与光谱分析
第３ ３ 卷
ｘ （ ｓ ） 一Ｉ ‰（ ） 为光学厚度。 式（ ４ ） 两边乘以 ｅ ｘ ｐ
（ Ｘ）
ｄＬｖ
到点 Ｎ 的透过 率。 数值 和形式利用透过率来求解气体辐射 传递方程 ， 便于
开发一种 发动机热喷流红外辐射计算程 序 ，实现 了对 红外热 像仪 的红外图像 的仿真 。
定律 ， 某方 向厚度 为 的介质 沿着该 方 向发 射 的光谱 辐射
亮度为
ｄ Ｌ 一 ‰Ｌ∞（ ｓ ） ｄ ｓ （ ２ ）
１ 建模 计算
１ ． １ 流 场 计 算
考虑 到吸收和发射 ，由式 （ １ ） 和（ ２ ） 可知 ，该方 向光谱辐 射亮度 的变化量是
第３ ３ 卷， 第１ 期
２ ０ １ ３年 １月
光
谱
学
与
光
谱
分
析
Ｖｏ １ ． ３ ３。 Ｎｏ ．１ ． Ｐ Ｐ ７ — １ ３
Ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｓ ｃ ｏ ｐ ｙ ａ ｎ ｄ Ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｒ ａ ｌ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ
Ｊ ａ ｎ ｕ ａ ｒ ｙ ，２ ０ １ ３
收 稿 日期 ：２ ０ １ ２ — ０ ４ — ２ ７ ，修订 日期 ：２ ０ １ ２ — ０ ７ — ０ ４
Ｌ （ ｘ）＋ Ｌ∞（ ｘ）
（ ４ ）
基金项 目：国家 自然科学基金项 目（ ６ ０ ７ ７ ２ １ ６ ２ ， ６ １ １ ７ ２ ０ ８ ３ ） 资助 作者简 介 ： 李建勋 ， １ ９ ８ ６ 年生 ， 空军工程大学航空航天工程学院博士研究生
固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究
固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究
孙璐
【期刊名称】《通讯世界：下半月》
【年(卷),期】2016(000)007
【摘要】本文借助于离散颖粒模型对固体火箭发动机尾焰两相流进行了一体化仿真计算与分析,经过系统分析与计算得出了各燃气组分与Al_2O_3颗粒流场参数分布的相关性规律。
仿真结果分析得知：①在光谱波长1.7um~5.0un范围内,固体火箭发动机尾焰气相辐射最大值出现在2.7um以及4.3um波长下,颗粒辐射仍然是固体火箭发动机尾焰总红外辐射中的主导性因素;②固体火箭发动机尾焰红外辐射性能会在一定程度上受到内燃面颗粒尺寸、颗粒速度分布情况的影响。
颗粒速度越大,颗粒尺寸越大,则颗粒红外辐射越弱且辐射降低速度越快。
【总页数】1页(P270-270)
【作者】孙璐
【作者单位】装甲兵工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V435
【相关文献】
1.火箭发动机尾焰红外辐射特性研究综述 [J], 聂万胜;蔡红华
2.固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究 [J], 丰松江;聂万胜;宋丰华;庄逢辰
3.固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究 [J], 王书满;马溢清;于
邵祯
4.气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性研究 [J], 蔡红华;聂万胜;苏凌宇;石天一
5.固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究 [J], 孙璐
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固体火箭羽流红外特性的DOM法模拟及高度影响研究
0 引言
使用固体燃料的火箭发动机羽流的红外辐射很 强 ,当前已成为世界各国战略防御的一个重要研究内 容 。对固体火箭羽流红外辐射的实验测量耗资巨大 , 实验结果容易受诸多环境因素影响 ,因此目前国际上 开展了很多对该问题的数值模拟研究 。文献[1 ]将羽 流近似看作圆锥体 ,考虑了介质的发射、吸收和散射 , 用有限体积法( FVM) 研究了火箭发动机羽流对底部 的辐射加热 ,文献[2 ]将羽流看作轴对称的非等压超 音速射流 ,考虑湍流混合 、二次燃烧及非平衡化学反 应等过程。固体火箭羽流的辐射传输是一个复杂的 物理问题 ,在求解辐射传递方程的各种数值方法中 , 离散坐标法 (DOM) 近年来在国际上受到普遍关注并 得到广泛应用 ,文献 [3]在贴体坐标系下用离散坐标 法计算了尾喷焰辐射特性 ,文献 [4 ]用离散坐标法计 算了各向同性散射介质中的辐射传热 ,文献[ 5]研究 了贴体坐标系下离散坐标法的常规形式和偶同位形 式 。但上述文献中都没有考虑气相和 Al2 O3 凝相温 度不相等和 Al2O3 粒子直径的变化 ,而实际上火箭羽 流中 气相 和 Al2 O3 凝 相 的 温度 是 不相 等 的 ,而 且 Al2 O3 粒子的尺寸也是不均匀的。
+
γl
5 il 5z
=-
6κn + σ i l + n
6 6 κ i′ n b,n n
+
σL 4πl′= 1
i l′Φll′Δωl ′
(3)
其中 ,αl ,βl ,γl 表示直角坐标系下离散方向Ωl 的方
固体火箭发动机羽流特征信号检测技术研究
固体火箭发动机羽流特征①信号检测技术研究王宏, 刘桂生, 孙美, 王宁飞(西安近代化学研究所, 西安710065)摘要: 介绍了固体火箭发动机装药的特征信号需要检测的内容, 诸如一二次烟雾、辐射、羽流温度和包覆层烟雾。
通过实验的方法, 研究了发动机一二次烟雾衰减测量技术和包覆层烟雾测量技术。
并介绍了国内外该领域的前沿测试技术。
关键词: 固体推进剂火箭发动机; 特征信号+ ; 喷气火舌; 测量中图分类号: V 435 文献标识码: A1引言固体火箭发动机工作时所产生的特征信号是进行特征信号的评价, 发动机采用缩比发动机, 环境箱内设置透射仪、燃气粒子检测仪、红外光谱仪、视频摄像机、红外热像仪等; 法国火炸药(SN P E ) 采用亚音速风洞的实验装置, 采用不同波段的透射仪, 测试在发动机轴线的横向和夹角为7°两个方向进行, 也进行外场的直接测试; 英国军方采用的方法与法国类似。
以上方法均采用缩比发动机, 然后对测试结果大胆外推。
国内在特征信号的检测方面, 北京理工大学、中国科大对微波衰减测试进行了系统深入的研究, 航天部的某些单位在该领域也开展了研究工作, 航天某所、中国科大在可见光衰减检测方面也进行了大量工作, 但国内尚缺乏一个比较全面的特征信号检测装置。
本文所介绍的方法类似法国的外场实验, 在外场对发动机装药的烟雾直接测试, 得到燃气烟雾对多波段信号的透过率。
评价武器性能的重要指标。
所谓特征信号是指固体火箭发动机在工作过程中形成羽流的可见性、辐射特性及对各种制导信号( 包括微波、多种波长的红外辐射, 可见光、激光等) 的干扰特性。
特征信号的大小, 直接影响导弹的制导和隐身 1 。
烟焰过大会造成制导信号丢失目标, 同时也成为敌方发现该武器的重要识别途径, 影响了武器的打击精度和生存能力。
同时, 烟焰的大量产生, 可造成发射基地的暴露, 机载导弹的烟焰过大会造成飞机发动机的熄火, 产生严重的后果。
用热流密度法研究导弹尾喷焰的红外光谱辐射特性
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文- II -AbstractSky-based pre-warning of the Ballistic missile involves the infrared property of the missile plume in the initiative stage. Concerning on the complexity of the earth, ocean and atmosphere background, noise of the miscellaneous wave is much greater than signal of object, so the dynamic, multi -spectral, multi -directional and multi -level infrared spectral properties and the infrared fingerprint of the object need to be considered. As a result, infrared spectral property is of great military application values to improve pre-warning ratio and the defense-breaking ability of the ballistic missile.In this dissertation, infrared property of the missile plume in the initiative stage is studied. Semi-experiential and semi-theoretical computing method of the forth institute of Second Artillery is used to calculate flow field, temperature field and contribution concentration field in the plume, and codes for computing radiative properties used in literature[89, 90] are adopted to calculate spectral properties of H 2O, CO 2, CO, and 23Al O . On basis above, spectral radiative intensity, spectral band intensity and spectral band radiative heat flux of the b allistic missile plume in the initiative stage in different altitude, in multiple direction and multiple angles are numerically calculated, using two-flux, four-flux and six-flux models under isotropical scattering.1. Calculation of the spectral radiative intensity. Considering scattering and absorption effect by the particles in the plume, the two-flux model, four-flux model and six-flux model are established, respectively. Spectral radiative intensity and spectral band radiative intensity of the missile plume, from the boundary in different altitudes, different wavelengths and different directions as 30, 60 and 90 degrees intersected with the axis of plume, is numerically simulated, respectively. At the same time, numerically simulating results by two-flux method are compared with those by Finite Volume Method (FVM), Backward Monte Carlo Method (BMCM), and it is shown that the deviation of the two-flux model in 90 degree direction is the smallest; in the 70 percentage of the total length of the plume,10~34.5m x =, the largest deviation among two-flux method, FVM and BMCM is l ess than 20 percent.2. Calculation of spectral band radiative heat flux . On basis of the isotropical哈尔滨工业大学工学硕士学位论文scattering in the missile plume, the two-flux model, four-flux model and six-flux model are established respectively. The spectral band radiative heat flux of the missile plume, from the boundary in different directions as 30, 60 and 90 degrees intersected with the axis of plume, is numerically simulated, respectively. At the same time, results by two-flux method, four-flux method and six-flux methods are compared and it is shown that: the more the number of direction in heat flux density method is, the smaller results become.Keywords missile; plume; spectral radiative intensity; radiative heat flux- III -哈尔滨工业大学工学硕士学位论文目录摘要 (I)Abstract (II)第1章绪论 (1)1.1 课题背景 (1)1.2 美俄弹道导弹预警技术的发展 (2)1.3 国内外有关弹道导弹主动段喷焰红外特性研究概况 (3)1.4 热辐射传递计算方法概况 (6)1.5 本文研究内容方法及课题来源 (8)第2章尾喷焰流场及燃气组分浓度场 (10)2.1 流场及组分浓度场计算方法和计算结果 (10)2.1.1 流场及组分浓度场的工程计算 (10)2.1.2 尾喷焰0公里高度流场及燃气组分浓度场 (12)2.2 尾喷焰贴体网格生成 (13)2.3 热流密度法 (14)2.4 本章小结 (16)第3章计算导弹尾喷焰光谱辐射强度的二流法 (17)3.1 二流法计算尾喷焰光谱辐射强度的物理模型 (17)3.2 二流法计算尾喷焰光谱辐射强度结果分析 (18)3.3 二流法计算谱带辐射强度 (22)3.4 二热流密度法计算尾喷焰的辐射热流物理模型 (23)3.5 二热流密度法计算尾喷焰谱带上的辐射热流结果 (26)3.6 本章小结 (28)第4章计算导弹尾喷焰光谱辐射强度的四流法 (29)4.1 四流法计算尾喷焰光谱辐射强度的物理模型 (29)4.2 四流法计算尾喷焰的光谱辐射强度结果分析 (31)4.3 四热流密度法计算尾喷焰辐射热流的物理模型 (35)4.4 四热流密度法计算尾喷焰的谱带上辐射热流结果分析 (38)4.5本章小节 (40)第5章计算导弹尾喷焰光谱辐射强度的六流法 (41)5.1 六流法计算尾喷焰光谱辐射强度的物理模型 (41)- IV -哈尔滨工业大学工学硕士学位论文5.2 六流法计算尾喷焰的光谱辐射强度结果分析 (44)5.3 六流法计算谱带辐射强度 (47)5.4 六热流密度法计算尾喷焰的辐射热流的物理模型 (48)5.5 六热流密度法计算尾喷焰谱带的辐射热流的结果 (50)5.6 本章小节 (51)结论 (52)参考文献 (53)攻读学位期间发表的学术论文 (61)哈尔滨工业大学硕士学位论文原创性声明和使用授权书 (62)致谢 (63)- V -哈尔滨工业大学工学硕士学位论文第1章 绪论1.1 课题背景21世纪的弹道导弹预警系统研究涉及五大技术领域：监视、捕获、跟踪与拦截效果鉴定技术；定向能武器技术；动能武器技术；C3I系统与数据融合技术；综合支援保障技术。
火箭发动机尾喷焰红外辐射缩比特性数值研究
Ｋ ｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｅｘｈａｕｓｔ ｐｌｕｍｅ；ｉｎｆｒａｒｅｄ ｒａｄｉａｔｉｏｎ；ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ；ｓｃａｌｉｎｇ ｍｏｄｅｌ；ａｆｔｅｒｂｕｒｎｉｎｇ
０ 引 言
尤 为重 要 。
发动 机尾 喷焰 未经 充分 燃烧 推 进 剂产 物 经 喷管
由于火 箭发 动 机 的飞行 试验 存 在技 术 复 杂 和费 用
ｎａｌｙｓｉｓ ｔｏｏｌ（ＩＲＳＡＴ）ｗａｓ ｕｓｅｄ ｔｏ ｐｒｅｄｉｃｔ ｔｈｅ ｉｒｒａｄｉａｎｃｅｓ ｏｆ ｐｌｕｍｅｓ ａｔ ａ ｃｌｏｓｅ—ｔｏ—ｇｒｏｕｎｄ ａ ｌｔｉｔｕｄｅ．Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｃａｓｅｓ ｉｎｖｏｌｖｅｄ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
ｎｏｚｚｌｅ ｅｘｉｔ ｓｉｚｅｓ，ｆｌｉｇｈｔ Ｍ ａｃｈ ｎｕｍｂｅｒｓ ａｎｄ ｓｐｅｃｔｒａｌ ｂａｎｄｓ．Ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｓｐｅｃｔｒａｌ ｒａｄｉａｎｃｅ ｉｎ ｔｈｅ ２．７ Ｉｘｍ ｂａｎｄ ｉｓ ｈｉｇｈｅｒ ｔｈａｎ ｔｈａｔ ｉｎ ｔｈｅ ４．３ ｍ ｂａｎｄ ａｔ ｔｈｅ ｓａｍｅ ｅｘｉｔ ｓｉｚｅ．Ｗ ｈｅｎ ｔｈｅ ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔ ｓｉｚｅ ｉｓ ｓｍａ ｌｌ ａｎｄ ｔｈｅ ｓｃａ ｌｉｎｇ ｒａｔｉｏ ｉｓ ｌｅｓｓ ｔｈａｎ １２，ｔｈｅ ｖａｒｉａｔｉｏｎ ｔｒｅｎｄｓ ｏｆ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｉｎｔｅｎｓｉｔｙ ａｓ ａ ｆｕｎｃｔｉｏｎ ｏｆ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ａｒｅ ｈｉｇｈｌｙ ｃｏｎｓｉｓｔｅｎｔ．Ｗ ｉｔｈ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｅ ｏｆ ｔｈｅ ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔ ｎｏｚｚｌｅ ｓｉｚｅ，ｔｈｅ ｓｉｍｉｌａｒｉｔｙ ｏｆ ｉｎ ｆ ｒａｒｅｄ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｇｒａｄｕａｌｌｙ ｄｅｃｒｅａｓｅｓ ａｓ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｅ ｏｆ Ｍ ａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ．
固体火箭发动机内部燃烧产物辐射特性预示方法及分布规律
固体火箭发动机内部燃烧产物辐射特性预示方法及分布规律郝雪帆;李伟;曹涛锋;张虎
【期刊名称】《固体火箭技术》
【年(卷),期】2024(47)1
【摘要】介质辐射传热对含金属推进剂固体火箭发动机内部热环境影响显著。
建立精确、高效的参与介质辐射特性预示方法是对发动机内部热环境进行精细数值预示的重要前提。
针对发动机内的熔融氧化铝颗粒和多组分燃气,分别基于Mie理论和逐线计算法建立了其辐射特性精细计算方法,结合数据插值方法和普朗克平均吸收系数总体模型构建了固体火箭发动机燃烧产物辐射特性快速预示方法。
计算得到了HIPPO喷管内部燃烧产物辐射特性参数的一维分布特性,研究了燃烧温度、压强及推进剂铝含量对喷管内燃烧产物辐射特性的影响规律。
结果表明:在燃烧室和喷管喉部之间颗粒对燃烧产物吸收系数的贡献占主导地位,而燃气的贡献可忽略;在喷管扩张段,燃气对吸收系数的贡献逐渐显著;在喷管出口处,燃气对吸收系数的贡献不可忽略;燃烧室温度和推进剂铝含量的升高、燃烧室压强的降低均会导致燃气对辐射传热贡献比例的减小。
【总页数】10页(P60-69)
【作者】郝雪帆;李伟;曹涛锋;张虎
【作者单位】西安交通大学航天航空学院;西安航天动力技术研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V435
【相关文献】
1.一种固体火箭发动机燃烧室凝相产物粒径在线测量方法
2.固体火箭发动机燃烧室凝相颗粒燃烧特性分析
3.固体火箭发动机燃烧室声场特性分析方法研究
4.固体火箭发动机试车后燃烧产物
5.固体火箭发动机内弹道精准预示自修正方法
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发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究_田玉雯
第４６卷第２期２０１４年４月 南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏｌ．４６Ｎｏ．２ Ａｐｒ．２０１４发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究田玉雯 单 勇（江苏省航空动力系统重点实验室，南京航空航天大学，南京，２１００１６）摘要：对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟，得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。
当射流喷出后，由于压力高于背压，气流发生膨胀，射流边界向内收缩，同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现；压缩波扩展并增强为激波，随下游距离增加，膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。
一旦射流发展至下游２６倍助推级发动机排气喷管直径处，三股射流将合并成为一股射流而继续发展。
三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致，但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。
关键词：火箭发动机；三喷管；多股喷流流场；红外特征；数值模拟中图分类号：Ｖ２３１．１ 文献标志码：Ａ 文章编号：１００５－２６１５（２０１４）０２－０２５９－０６ 基金项目：国家自然科学基金（５１３０６０８８）资助项目；江苏省自然科学基金（ＢＫ２０１３０７９０）资助项目。
收稿日期：２０１３－１１－１９；修订日期：２０１４－０１－０７ 通信作者：单勇，男，副教授，Ｅ－ｍａｉｌ：ｎｕａａｓｙ＠ｎｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ。
Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｎ Ｅｎｇｉｎｅ Ｔｈｒｅｅ－Ｎｏｚｚｌｅ Ｆｌｏｗ Ｆｉｅｌｄ ａｎｄＩｎｆｒａｒｅｄ ＲａｄｉａｔｉｏｎＴｉａｎ Ｙｕｗｅｎ，Ｓｈａｎ Ｙｏｎｇ（Ｊｉａｎｇｓｕ Ｐｒｏｖｉｎｃｅ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｐｏｗｅｒ Ｓｙｓｔｅｍ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ａｎｄ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｔｈｒｅｅ－ｎｏｚｚｌｅ ｆｏｒ ｔｈｅ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ ａｒｅ ｎｕ－ｍｅｒｉｃａｌｌｙ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｔｈｅ ｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｒｅｅ ｊｅｔｓ ｅｊｅｃｔｅｄ ｆｒｏｍ ｔｈｒｅｅ－ｎｏｚｚｌｅ ｉｓ ａｎａｌｙｚｅｄ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ ｉｓ ｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｗｈｅｎ ｔｈｅ ｊｅｔｓ ａｒｅ ｅｊｅｃｔｅｄ ｆｒｏｍ ｎｏｚｚｌｅ ｅｘｉｔｓ ｕｎｄｅｒ ｔｈｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｊｅｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｉｓｈｉｇｈｅｒ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｂａｃｋ ｐｒｅｓｓｕｒｅ，ｔｈｅ ｉｎｆｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｊｅｔｓ ｈａｐｐｅｎｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｊｅｔ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｃｏｎｔｒａｃｔｓ ｉｎｗａｒｄ，ｔｈｕｓｐｒｏｄｕｃｉｎｇ ｔｈｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ ｗａｖｅ ｔｏ ｓｕｐｐｒｅｓｓ ｔｈｅ ｏｖｅｒ－ｅｘｐａｎｓｉｏｎ ｄｕｅ ｔｏ ｔｈｅ ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ ｏｆ ｐｒｅｓｓｕｒｅ．Ｔｈｅｎｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ ｗａｖｅ ｅｘｐａｎｄｓ ａｎｄ ｅｎｈａｎｃｅｓ ｆｏｒ ｓｈｏｃｋ．Ａｎｄ ｔｈｅ ｅｘｐａｎｓｉｏｎ ａｎｄ ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ ｗａｖｅ ｚｏｎｅ ｓｉｚｅｄｅｃｒｅａｓｅｓ，ａｓ ｗｅｌｌ ａｓ ｉｎｔｅｎｓｉｔｙ ｗｅａｋｅｎｓ ａｌｏｎｇ ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ．Ｏｎｃｅ ｔｈｅ ｄｉｓｔａｎｃｅ ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｎｏｚｚｌｅｅｘｉｔ ｒｅａｃｈｅｓ ２６ｔｉｍｅｓ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ｄｉａｍｅｔｅｒ，ｔｈｅ ｔｈｒｅｅ ｊｅｔｓ ａｒｅ ｍｅｒｇｅｄ ｔｏｇｅｔｈｅｒ ｔｏ ｆｏｒｍ ａ ｊｅｔ．Ｔｈｅ ｐｌｕｍｅ ｉｎ－ｆｒａｒｅｄ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｔｈｒｅｅ－ｎｏｚｚｌｅ ｉｓ ｓｉｍｉｌａｒ ｔｏ ｔｈａｔ ｏｆ ｔｈｅ ｓｉｎｇｌｅ ｎｏｚｚｌｅ．Ｉｔ ｉｓ ｅｖｉｄｅｎｔ ｔｈａｔｔｈｅ ｔｏｔａｌ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｉｎ ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ ｐｌａｎｅ ｉｓ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙ ｆｒｏｍ ｔｈａｔ ｉｎ ｔｈｅ ｖｅｒｔｉ－ｃａｌ ｐｌａｎｅ ｆｏｒ ｔｈｅ ｔｈｒｅｅ－ｎｏｚｚｌｅ．Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ；ｔｈｒｅｅ－ｎｏｚｚｌｅ；ｍｕｌｔｉ－ｊｅｔ ｆｌｏｗ ｆｉｌｅｄ；ｉｎｆｒａｒｅｄ ｒａｄｉａｔｉｏｎ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ 高速排气喷管在火箭、导弹和飞机上具有广泛的应用，从发动机喷管喷出的高温高速喷流的冲刷效应和噪声对发射装置以及搭载平台及人员均会造成极大的影响，同时其尾焰的红外辐射也是红外探测和制导武器的重要跟踪目标［１－３］。
固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究
固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究
引言：
固体火箭发动机是一种重要的推进系统，其喷流的红外辐射对于发动机的性能和安全性具有重要的影响。
因此，对固体火箭发动机喷流的红外辐射进行实验和计算研究，对于提高发动机的性能和安全性具有重要的意义。
实验研究：
固体火箭发动机的喷流红外辐射实验研究是通过红外辐射测量仪器对发动机喷流的红外辐射进行测量和分析。
实验结果表明，固体火箭发动机的喷流红外辐射主要集中在波长为3-5μm和8-14μm的两个区域，其中波长为3-5μm的红外辐射强度较大，占总红外辐射强度的70%以上。
此外，实验还发现，发动机喷流的红外辐射强度随着喷流速度的增加而增加，随着喷嘴直径的减小而减小。
计算研究：
固体火箭发动机的喷流红外辐射计算研究是通过数值模拟方法对发动机喷流的红外辐射进行计算和分析。
计算结果表明，固体火箭发动机的喷流红外辐射主要来自于燃烧产物的振动和转动，其中振动辐射占总红外辐射的60%以上。
此外，计算还发现，发动机喷流的红外辐射强度随着燃烧温度的增加而增加，随着喷嘴直径的减小而减小。
结论：
固体火箭发动机的喷流红外辐射实验和计算研究表明，发动机喷流的红外辐射主要集中在波长为3-5μm和8-14μm的两个区域，其中波长为3-5μm的红外辐射强度较大，占总红外辐射强度的70%以上。
发动机喷流的红外辐射强度随着喷流速度的增加而增加，随着喷嘴直径的减小而减小。
此外，发动机喷流的红外辐射强度随着燃烧温度的增加而增加，随着喷嘴直径的减小而减小。
这些研究结果对于提高固体火箭发动机的性能和安全性具有重要的意义。
固体火箭发动机尾喷焰红外特性数值模拟
固体火箭发动机尾喷焰红外特性数值模拟
郝金波;董士奎;谈和平
【期刊名称】《红外与毫米波学报》
【年(卷),期】2003(022)004
【摘要】在给定浓度场、温度场、粒子和气体组份辐射物性参数的条件下,将贴体坐标系下有限体积法用于主动段尾喷焰红外光谱特性计算,考虑了粒子的各向异性散射,计算结果与贴体坐标系下的离散坐标法进行了比较.分析了2.7μm、2.95μm 表观光谱辐射强度及2.7～2.95μm的表观谱带辐射强度,考察了若不考虑散射或用各向同性散射假设,来近似非线性各向异性散射所带来的计算误差.
【总页数】5页(P246-250)
【作者】郝金波;董士奎;谈和平
【作者单位】哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001
【正文语种】中文
【中图分类】TN21
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5.飞机发动机尾流流场数值模拟与红外特性计算 [J], 吴沿庆;廖守亿;张作宇;花超因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究
固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究随着近年来国内航天工业的发展，国内的固体火箭发动机也逐渐获得了越来越多的关注。
由于发动机推进剂是固体火箭发动机的最重要组成部分，因此，火箭发动机在发动机推进剂的喷流红外辐射特性的研究开始成为火箭发动机研究工作的重要组成部分。
本实验主要是研究固体火箭发动机喷流红外辐射特性，为此，我们基于极为复杂的系统中的多种物理参数，例如温度、压力、流量和密度，构建了一个模型用于描述喷流红外辐射特性。
我们利用模拟技术，利用这个模型，我们获取了固体火箭发动机喷流中涉及红外辐射特性的实验数据。
之后，根据我们发现的结果，我们利用计算流体力学（CFD）技术，对这一系统展开深入的研究，以详细描述火箭发动机喷流的红外辐射特性。
首先，我们从明确火箭发动机喷流的参数入手，利用多个不同的有限容量差分（FDD）数值方法，结合不同的边界和初始条件，模拟固体火箭发动机喷流红外辐射的流动及温度特性。
经过大量实验，我们发现，随着火箭发动机喷流流动体温度的升高，红外辐射总体热效率也会不断增加。
有了上面的实验结果，我们可以进一步利用模拟技术，基于不同流动参数建立火箭发动机推进剂喷流红外辐射热损耗模型，利用一系列相关实验结果，深入探索火箭发动机喷流中不同流动参数对火箭发动机喷流红外辐射热损耗的影响。
本文研究的结论可以为今后火箭发动机喷流红外辐射热损耗机理的研究与实际应用提供经验依据，为提高火箭发动机的效率和性能，降低火箭发动机发动机推进剂的损失提供关键参考。
综上所述，本文对固体火箭发动机喷流红外辐射性能开展了实验及计算研究。
根据我们的实验结果，火箭发动机推进剂喷流中的红外辐射热损耗大小将取决于发动机喷流的流动参数，从而可以有效地提高火箭发动机的效率和性能，降低火箭发动机推进剂的损失。