二元矩形喷管排气系统红外辐射特性

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轨控推进器喷管对尾焰红外辐射的影响研究

ｆｕｎｈｔｗｈｎｔｅｄｓａｃｔｅｈｕｍｅａｄｔｅｎｏｚｅｅｔｎｇｓｃｉｎｇｔｌｓ，ｅｐｕｍｅｒｄａｉｏｄｔａ，ｅｈｉｔｎｅｂｅｗｅｎｔｅｐｌｎｈｚｌｘｉｅｔｏｅｏｅｔｌｉｃｈａｉｔｏｎａｔ０＝７／６ｗｉｆｅｔｄｂｅｎｚｌｘｎｉｒｎｄｍｏｅｎ１ｌｂｅａｃｅｙｔｏｚｅｅｐａｄｎｇｍｏｅａｒ；ｗｈｎｔｅｅｓｉｔｆｔｅｉｉｅｌｈｅｍｉｓｖｉｏｎｓｄｈｙｈｎｚｅｗａｌｉｅｕｅｏｚｌｌｓｒｄｃｄ，ｔｅｐｕｍｅｂａａａｉｅｉｔｎｉｙａＯ７ｄ１ｌｄｃｅｓｈｌｎｄｒｄｉｔｖｎｅｓｔｔ＝ｒｗｉｌｅｒａｅ；ｎａｏｔｅｎｚｅ６ｅｔｏｚｌｒｈ
第３卷第１期２２
２１年１００２月
红外技术
ＩｒｒｄＴｅｃｏｌｙｎｆａｅｈｎｏｇ
Ｖ１２Ｎｏ１０３＿．．２
Ｄｅｃ２０１．０
（系统与设计＞
轨控推进器喷管对尾焰红外辐射的影响研究
ＪＮｅ，ＬＩＩＷｉＮＧｎｇｓｎ，ＬＸｉｎｇｙｎＹｏ —ｈｕＶａ — ｉ
（ｅａＩｒｒｎｏｅｐｒｔｒｌｓＡｈｉｒｖｎｅＥｅｔｎｃｎｉｅｒｇＩｓｉｔＨｆｉ３０７ＣｉａＫｙＬｂｏｎａｅａｄＬｗＴｍｅａｕｅａｍａｏｎｕＰｏｉｃ，ｌｃｏｉＥｇｎｅｉｔｕ，ｅｅ２０３，ｈｎ）ｆｆｄＰｆｒｎｎｔｅ

隐形飞机的材料

所谓材料技术，就是采用吸波材料，使飞机不反射或少反射雷达波，降低其RCS，“迷盲”对方雷达，从而提高飞机的生存能力和突防能力。

这里所说的吸波材料是靠雷达波在材料中感生的传导电流，产生磁损耗或电损耗，以衰减雷达波，进而减少目标的RCs。

这些材料包括铅铁金属粉、不锈钢纤维、石墨粉、铝箔、炭黑、陶瓷电解质和铁氧体等，它们可以以添加剂的形式引入飞机的表面涂层中，也可以直接加入到橡胶、树脂等高分子粘合剂中，制成具有隐身性能的复合材料板材或飞机结构。

据报道，美国F-117A飞机的表皮涂层中就使用了至少6种以上的吸波材料；而B-2隐形轰炸机的机身和机翼则都直接采用了吸波材料结构。

所谓阻抗加载技术，就是根据电磁波干涉原理，产生以附加波来抵消入射波，以实现隐身的一种技术。

最常见的一种方法是在机身上适当地“开口子”或“拉槽”，人为地产生一些“谐振腔”，这些谐振腔会在入射波的激励下自动产生以抵消入射波的附加波：另一种做法是通过飞机内部的专门装置来产生附加波，该附加波的空间分布与飞机周围散射(反射)电磁波的分布相同，幅值相等，但相位相反，因而附加波和散射电磁波可以相互抵消。

等离子体是由电子、正负离子、中性气体分子和原子等粒子混合而成的物质。

是继固体、液体、气体三种形态之后的第四态物质。

等离子可以通过专门的等离子体发生器来产生，也可以通过物体表面涂敷放射性同位素来产生。

不管何种产生方式，只要飞机表面形成一层具有足够电离密度和厚度的等离子体，雷达辐射的电磁辐射就会有一部分被等离子体吸收，另一部分则在等离子体层中发生绕射，或改变传输方向，而不产生有效反射。

这就是所谓的等离子体隐身技术。

近年来，等离子体隐身技术在俄、美等国已取得了突破性进展。

为了对付性能越来越高的雷达侦察系统，除了上述几种技术以外，最近两年，一种被称作“电子隐身”的反雷达探测技术也应运而生。

该技术通过减少飞机上的无线电设备、减小电缆的电磁辐射、对机载电子设备进行屏蔽等办法，来抑制飞机本身的电磁辐射，降低被雷达侦察到的概率。

采用低发射率涂层的发动排气系统红外特征实验

ｗａａｕｅｔｎｔｏｔｔｅｎｚｌｏｉｆａｅｍｉｓｖｔｏｔｇｈｅｕｔｈｗｈｔｌｗｓｍｅｓｒｄｗｉａｄｗｉｕｈｏｚｅｌｗｎｒｄｅｓｉｉｃａｉ．Ｔｅｒｓｌｓｏｔａｏｈｈｒｙｎｓ
ＣＨＥＮｕ＿ＪｎｈＳｎ，ＨＵＡＮＧｅＪｎ．，ＩＨｏｇ．ｕ，ＩＲｅＷｉ
（ｏｌｅｆｎｒｙａｄｏｅｎｉｅｒｇＮａｊｇＵｉｒｉＡｒｎｕｉｎｓｏａｔｓＮｎｉ０Ｃｉａ１ｌｇＥｅｇｎｗｒｇｎｅｉ，ｎｉｎｖｓｙｏｅｏａｔｓｄｔｎｕｉ，ａｊｎ２，ｈｎＣｅｏＰＥｎｎｅｔｆｃａＡｒｃｇ１１０６２ＩｏｅｃｌｉｒｔｎｉｅＣ．ｆＩｈｎｈｉ０１９Ｃｉ、．ＣＣｍｍｒｉＡｒａＥｇｎＯ，Ｓａｇａ１０，ｈｎＡＶａｃｆＬｄ２ａ
ｓｍｕａｉｎｔｓｅｃｆｔｒｏａｎｉｅ．Ｔｅｉｆａｅａｉｔｎｉｔｎｉｎ３５ｕｏｘｓｍｍｔｉｉｌｔｅｔｂｎｈｏｕｂｆｎｅｇｎｓｈｎｒｄｒｄａｉｎｅｓｔｉ～ｍｆａｉｏｒｏｙｙｒｃｃｎｅｇｎｏｚｅｏｅｏｉｎａｉｎｏ。５，１。。２。３。４。６。７。ａｄ９。ｏｏｉｏｔｌｌｎｏｖｒｅｔｚｌｎｔｒｅｔｔｆ０，。，１，０，０，５，０，５ｎ０ｎｈｒｎａａｅｎｈｏ０５ｚｐ

海陆空天惯性世界——战机超音速2

第二部分“猛禽”雄风起，四海尽雌伏——设计特点及作战性能作为一种空战平台，F/A-22的最大优势在于具备出色隐身性能的同时，成功融合了战后第二代战斗机的高速性能和三代机的亚、跨声速机动性能，并在超声速巡航和过失速机动方面取得了真正具备实战意义的突破，这是目前世界上其他任何战斗机都无法相比的。

－－隐身F/A-22隐身性能的实现主要通过外形设计和结构设计（主要是内部武器舱和S形进气道）实现，在雷达隐身方面，洛?马宣称该机与早期隐身飞机（F-117A、B-2A）相比，将吸波材料/结构的使用降低到了最低限度，改善了该机的后勤维护特性并减轻了重量。

同时，射频管理和有关战术也有利于该机在实战条件下的隐身。

外形、结构与细节设计F/A-22隐身设计的特点非常明显。

最主要的是通过大量的平行设计使回波波峰集中到少数几个非重要方向上：F/A-22的进气道上/下唇口、主翼前缘、平尾前缘、平尾后缘内侧、尾撑后缘及矢量喷管表面一侧后缘；主翼后缘、平尾后缘外侧及矢量喷管表面另一侧后缘都是平行的，这样可把散射波峰合并到偏离头向及尾向的非重要方向上，尽管这会增加该方向的散射功率，但减少散射波峰数量确实能给隐身带来更大的好处。

F/A-22采用了大量的平行设计以确保散射波峰集中到4个非重要方向上，而YF-22A可能形成8个散射波峰F/A-22在设计上还注意了减小侧向雷达散射截面积（RCS）。

例如采用整个机身上部与机翼融合的设计和外倾的双垂尾；平尾前缘内侧切入主翼后缘内侧，后缘延伸到尾喷管后方，与机翼一起对后机身提供了最大限度的占位遮蔽作用；采用脊形（类似两个头盔上下合并成的形状）前体截面，进气道上表面成曲线形，侧缘有窄边条，与独特的座舱盖形成了头盔形剖面；机身侧面向内倾斜约35°（一般认为侧向雷达威胁的主要方向在30°以内）等。

该机的其他雷达隐身设计特点有：雷达罩设计成“频率选择表面”（FSS），能阻挡某些频率雷达波透过雷达罩照射到天线，同时保证对本机雷达的透波性能；雷达采用一个向上的固定安装角，使天线回波方向偏离头向的重要锥角范围；采用S形进气道，使雷达波不能直接从进气口照射到发动机叶片，同时在弯曲进气道内被多次反射而衰减能量；所有控制面端头的缝隙及全动平尾与尾撑之间的缝隙都开有菱形槽，避免控制面偏转后活动面端头平面及与其对应的固定部分端面产生强的反射回波（因为开菱形槽使两端面之间形成了足够的倾斜角）；将主要天线和传感器采用内埋或共形布置；将各口盖边缘设计成锯齿形（如雷达罩与机身蒙皮的对缝、起落架舱门的前后缘、武器舱门的前后缘、附面层控制板的前后缘等），并且锯齿边与主翼前缘或后缘平行；口盖所采用的密封装置可保证95%以上的维修活动结束后，不必对口盖进行低可探测性复原处理；机体表面的通气口都采用精密加工的钛合金隔栅加以屏蔽等。

遮挡板参数对二元喷管气动和红外辐射影响

ＴＡＮＧＺｈｅｎｇ．ｆｕ，ＷＡＮＧＸｉｎｇ．ｔａｏ，ＳＨＡＮＹｏｎｇ，ＺＨＡＮＧＪｉｎｇ．ｚｈｏｕ
（１．Ｕｎｉｔ９５８９９，ＴｈｅＰ，Ｂｅｊｉｉｎｇ１０００７６，Ｃｈｉｎａ；２．ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＥｎｅｒｇｙａｎｄＰｏｗｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｆＡｏｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ２１００１６，Ｃｈｉｎａ）
ｔｗｏ－－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎｎｏｚｚｌｅｗｉｔｈｏｎｅ－－ｌａｙｅｒｓｈｅｌｔｅｒｂｆｆａｌｅｉｓｈｉｇｈｅｒｔｈａｎｔｈａｔｏｆｔｈｅｂａｓｅｌｉｎｅｎｏｚｚｌｅａｔｍｏｓｔｄｅ・－
唐正府，王杏涛，单勇，张靖周
（１．中国人民解放军９５８９９部队，北京１０００７６；２．南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京２１００１６）
摘要：采用计算流体力学／红外辐射强度数值计算的方法，以宽高比３．３３二元收敛喷管为研究对象，计算分析了
红外辐射强度仅为４Ｗ／Ｓｒ左右。这说明了双层遮挡结构的二元喷管（喷口后延）在某些方向上有较强的红外抑制

发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟_刘友宏

magnifica tion
计算网格采用四边形为主的非结构化网格 , 空腔内网格很密 , 外流网格逐渐稀疏 , 在固壁附近网格进行加密处理 .进行了网格无关解数值试验 . 计算区域网格划分和轴对称喷管内流网格划分的局部放大如图 2 所示 .
1 .1 计算模型
由于发动机排气系统具有轴对称性 , 所以选取对称平面作为计算对象 .建立的发动机排气系统内外流一体化流场的轴对称计算区域模型包含加力燃烧室、内外涵、喷管、发动机机外流、外调节片与喷管筒体之间的引射流、尾喷流 , 如图 1 所示 .排气系统由喷管平直段、预收敛平直段、收敛段、扩张段和内侧的隔热屏、外侧引射冷却夹层通道构成 , 喷管筒体内侧的隔热屏因为开孔直径非常小 , 冷气流量小 , 从而气膜冷却热流也很小 , 所以流场计算模型中没有直接考虑隔热屏的隔热作用 , 外涵气流直接冷却喷管筒体内壁面 .在图 1 的计算区域中 , 下侧线为对称轴 x 轴 , x 轴的原点位于喉部截面 , 赋予对称轴边界条件 ;图中左侧由中心向外依次为内、外涵进口、引射流进口和大气外流进口 , 内外涵进口分别赋予相应的来流总温、总压边界条件 , 喷管筒体外侧、外调节片内侧引射的空气进口则赋予大气压力进口边界条件 , 排气系统以外的大气进口赋予远场大气来流边界条件 ; 图中上侧为大气外流边界 , 赋予远场大气来流边界条件 ;图中右侧为计算域出口 , 赋予远场压力边界条件 , 其它参数为一阶精度外推 .收扩喷管的固壁为无滑移、绝热边界条件 .内外涵气流在排气系
Abstract :T he f low field of an aeroengi ne e xhaust system including it s inner space and outer space w as calculat ed using the Navier-Sto kes equat ions .A nd then the infrared calculation m odel of the aeroengine ex haust sy stem and it s plume usi ng i nt egratio n m ethod of the radiative t ransf er equat ion (RT E)w ere est ablished .T he co rresponding FO RT RAN prog rams f or the i nf rared radiat ion calculatio n w ere w rit ten , w hich can simulate tw o cases if the af t er burner is o n or no t .If the af ter burne r is on t he soo t abso rption and it s radiatio n must be considered ex cept f or the gas m edia radiation of t he w ate r st ream , t he carbo n di oxide , the carbon mo no xide and the nit rog en mo no xide .T his paper fi nally gi ves t he sim ulat ed result s of the inf rared characteristics in t he w av e of 3 ～ 5 μm in the f lying conditi on of high al tit ude .

不同出口型式S型喷管红外辐射特性研究

２０１３年９』ｊ２５日收到，ｌＯ月２５日修改第一作者简介：丁娟（１９８５～），女，河南开封人，硕士研究生，研究方向：流体机械及１二程。Ｅ — ｍａｉｌ：出ｎ商ｕａｎｌ９８５９２０＠１６３．ｃｏｎ。ｒ
控制的通用任意进口截面、出口截面的进气道、喷管
通道型面设计方法，其依据的数学原理是任意曲线都可以由弧长和曲率来近似表示，亦即一个封闭的几何图线与某一沿弧长的曲率分布（ｓ）一一对应，具体原理和思路可参见文献［２］。１．２Ｓ型喷管设计参数由于在ｓ型喷管的实际应用背景和具体的参数、条件方面缺乏相关的公开资料，在本文的研究中利用已知的某型涡喷发动机地面工作状态下的相关参数，以该型发动机的基准喷管为基础进行了单ｓ弯喷管的改型设计和计算、分析。本文设计中所用的基准轴对称喷管的尺寸参数和计算状态分别为：喷管进口面积０．６６４７６Ｉｎ，喉部面积０．２２２４ｍ，喷管出口面积０．３０２５１ＴＩ，喷管长度７２０ｍｍ，扩张段长度３１８．７９６ｍｍ，扩张角７．９９７７。；喷管压比ＮＰＲ取为４．７，则喷管进口总压由下式确定：Ｐ＝ＮＰＲＰ。，其中Ｐ。为喷管背压。飞行高度０ｋｍ，远场静压为本地大气压，即Ｐ＝１０１３２５Ｐａ，外流马赫数为０，静温２８８．１５Ｋ。设计得到的喷管结构如图１所示。

第四代战斗机性能指标概述

ＳｕｍｍａｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｔｈｅＦｏｕｒｔｈＧｅｎｅｒａｔｉｏｎＦｉｇｈｔｅｒＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ西北工业大学张加圣王海涛万小朋赵美英在设计先进飞机时。

在考虑超音速巡航能力，隐身性能，高机动性和敏捷性，足够的有效载荷，大航程、高可用性，多目标攻击和超视距攻击能力，短距起降性能，高可靠性和维护性的同时，还应着重考虑性能优化问题。

继９０年代美国推出第四代战斗机Ｆ－２２之后，俄罗斯和欧洲各国相继研制出了具有第四代战斗机性能的新一代战斗机。

但是由于第四代战斗机的标准还是不太明确，因此一些据称是第四代的战机，其性能指标其实只能达到第三代半，大多是第三代战斗机的改进型，很多基本性能远没有达到第四代的要求。

本文以当今各国所公认的第四代战斗机１７—２２和Ｆ－３５为参考，对其性能指标加以介绍，以供设计先进战斗机时参考。

超音速巡航能力第四代战斗机配有先进的高推重比发动机，可以使战斗机在发动机不开加力的情况下以马赫数６６航窄制造技术・２００８年第１６期Ｍａ＝１．５～１．６进行长时间的超音速飞行，而第三代战斗机只有在发动机开加力的情况下才能进行短时间的超音速飞行。

用于第四代战斗机的发动机推重比由８增加到１０以后，当保持发动机推力不变时，海平面最大爬升率增加１６％，在高度９０００ｒｎ以Ｍａ＝０．９和Ｍａ＝１．６稳定盘旋的过载值分别增加９％和１１％，同样高度由Ｍａ＝０．８增速到Ｍａ＝１．６的时间缩短１８％。

这种发动机有着良好的高度和速度特性，而且推力随Ｍａ的增大而增大，特别是Ｍａ＞１时迅速增大，如果与良好的飞机气动特性相结合，可保证飞机实现不加力超音速巡航，增大超音速航程，节省油量。

良好的隐身性能第四代战斗机都具备较好的隐身能力。

在第四代战斗机的结构设计中大量使用了复合材料，使飞机的结构重量大为减轻。

同时结合大量的特种吸波材料和在关键部位涂以吸波涂层，加上对外形进行精心的隐身几何设计和热屏蔽技术，使这种飞机具有很好的对雷达、红外探测等手段的隐身特性，可以在敌防区进行长时间的活动而难以被敌方所发现。

发动机排气系统红外辐射特性数值模拟

ＵＹＵＡＸｉ— ｉ，ＯＮＧＺｏｇｘａｇ，ＩＪａ —ｕＨｅ，ＮｎｗｅＴｈｎ．ｉｎＬｉｎｘｎ（．ｎｉｅｒｇＣｌｇ，ｉＦｒｎｉｅｒｇＵｉｅｓｙＸｎ７０３，ｈｎ；１ＥｇｅｎｏｌｅＡｒｏｅＥｇｅｎｎｖｒｉ，ｉ１０８Ｃｉａｎｉｅｃｎｉｔａ２ＴｅＦｆｌｈＣｌｇｆｉＦｒ，ｗｉ３０３Ｃｉａ．ｈｉｈＦｉｔｏｌｅｏｒｏｅＷｕｅ７３０，ｈ）ｔｇｅＡｃｎ
ｉｅｅａｕｅｐｅｓｒｄｃｎｉｔｎｙｄｓｉｕｉｎａｅｃｌｕａｅｙｓｌｉｇｔｅＮａｉｒＳｏｅｑａｉｎ．ｅａ－ｔｔｍｐｒｔｒ，ｒｓｕｅａｏｓｓｅｃｉｔｂｔｒａｃｌｔｄｂｏｖｎｈｖｅ — ｔｋｓｅｕｔｓＴｂｓｎｒｏｏｈｓｒｔｎａｄｅｓｉｉｆｔｅｗｔｒｖｐｒｔｅｃｒｏｉｘｄｎｈａｂｎｍｏｏｉｅｍｕｔｂｏｓｅｅ，ｈｎｔｅｏｐｉｍｉｓｖｔｏｈａｅａｏ，ｈａｂｎｄｏｉｅａｄｔｅｃｒｏｎｘｄｓｅｃｎｉｒｄｔｅｈｏｎｙｄ
红外光谱吸收与发射，然后采用辐射传递方程（Ｔ）ＲＥ积分法计算了发动机排气系统的红外辐射特征。结果表明，动机排气系统红外辐射强度沿天顶角的分布图不再是 “ ” ，是“ 发梨形而超
椭圆” 。形

飞机红外辐射特性及其探测技术研究_王超哲

［7 ］［6 ］
则尾焰在空中某一方向上在探测器工作波段的光谱辐射强度为：
2 H s， λR Ip = τa
（ 3）
R 为尾焰至观测点的距离； τ a 为尾焰至观测点式中，的距离 R 形成的透过率。 2． 2 尾喷口红外辐射模型由涡轮盘后面的加力筒形成的热空腔是典型的灰色辐射体，辐射率 ε ≈0 ． 8 ，温度同发动机工作状态有很大关系，额定工作状态的温度要远远小于加力工作状态的温度。热空腔温度可认为是排气温度，其红外辐射在空中某一方向上在探测器工作波段的辐射强度 I t 模型为： It = nεσT4 A t η λ1 － λ2 cosθ π
第 41 卷
第9 期
激光与红外 LASER ＆ INFRARED
Vol． 41 ， No． 9 September， 2011
2011 年 9 月
5078 （ 2011 ） 09099606 文章编号：1001-
·红外技术·
飞机红外辐射特性及其探测技术研究
王超哲，童中翔，芦艳龙，柴栋
（空军工程大学工程学院，陕西西安 710038 ）
T 为热空腔平均温
度； A t 为喷口壁在轴线上的投影面积； n 为发动机台数； θ 为喷口表面法线与探测器光轴之间的夹角，当 It = 0。 θ ＞ 90 ° 时， 2． 3 蒙皮红外辐射模型蒙皮的红外辐射可分为自身辐射和反射环境辐射两部分。由于飞行环境的不确定性，本文的研究先不考虑飞机对太阳辐射的反射。飞机高速飞行时，气动加热使飞机蒙皮温度升其温度分布可以用 FLUENT 软件计算，计算方法高，同上，只是边界条件和尾焰不同。在获取飞机蒙皮根据普朗克定律可以求出尾焰温度场中各点处的光谱辐射度 M λ，从而得到各点的光谱辐射亮度 b， L λ， b。对于空气喷气发动机尾焰辐射，利用传输方程可得到

矩形喷管外尾焰红外辐射特性的数值计算

摘要：为了掌握矩形喷管外尾焰的红外辐射光谱特性和强度分布，建立了矩形喷管的几何模型，采用Ｆｌｕｅｎｔ６．３软件对矩形喷管外三维流场进行数值模拟，得到尾焰流场的温度、压强和密度等数据，并根据尾焰的特点确立红外辐射核心计算区域。采用洛伦兹线型的统计窄带模型，求出尾焰在某一窄带的平均吸收系数；采用有限体积法求解了气体介质中辐射传输方程；计算得到了矩形喷管外尾焰的红外辐射光谱特性与在３— ５ｍ波段的总强度分布。结果表明：矩形喷管外尾焰为扁平状，其宽边对称面内的红外辐射强度大于窄边对称面内的红外辐射强度，并且尾焰辐射在２．７
ｒａｄｉａｔｉｏｎｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｔｈｅｒｅｃｔａｎｇｕｌａｒｎｏｚｚｌｅｐｌｕｍｅ．Ａｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌｎａｒｒｏｗ－ｂａｎｄｍｏｄｅｌｗｉｔｈＬｏｒｅｎｔｚｉａｎｐｒｏｉｌｆｅｗａｓｕｓｅｄｔｏｏｂｔａｉｎｔｈｅｍｅａｎａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｃｏｅｉｃｆｉｅｎｔｓｏｆｔｈｅｐｌｕｍｅｉｎａｎａｒｒｏｗｂａｎｄ．ＴｈｅｎＦｉｎｉｔｅＶｏｌｕｍｅＭｅｔｈｏｄｗａｓｕｓｅｄｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｒａｄｉａｔｉｖｅｔｒａｎｓｆｅｒｅｑｕａｔｉｏｎｓ

高速热喷流条件下二元收扩喷管扩张段壁面冷却的初步试验研究

维普资讯
第１７卷第１期
２００２年
航空动力学报
ＪｕｎｌｏｒｓａｅＰｗｅｏｒａｆＡｅｏｐｃｏｒ
Байду номын сангаас
Ｖｏ１．１７
ＮＯ．１
１月
Ｊｎ２０ａ．０２
文章编号：００８５（０２Ｏ— ４— ５１００５２０）１０００
ｗｅｅｍｅｓｅｔａｉｈｔｆｌｃｌｎｇ．ｒａｕｒｄｗｉｈｎｄｗｔｏｕｉｍｏｉＴｈｅｒｓｌｓｓｗｅＴｈｅｃｏｎｈａｉｎｉｉａｔｉｅｕｔｈｏｄ：ｏｆｇｄｓｇｆｃｎｎｉｆｕｃｈｅｎｅｒｗａｌｌｗｅｕｅ，ｄｔｎｆｕｎｃｓｄｉｆｒｎｔｏｏｉｃｍｅ．ｌｅｎｅｏｎｔａｌｆｏｐｒｓｒａｎｈｅｉｌｅｅｗａｆｅｅｔｗｉｈｃｌｓｈｅｓＴｈｅｎｇｉｌａｅａａｉｎａｎｆｒｄｒｄｉｔｏｎｄｗａｌｔｍｐｒｔｒｒｏｉｕｌｅｒａｅｏｏｉｌｅｅａｕｅｗｅｅｂｖｏｓｙｄｃｅｓｄｂｙｃｌｎｇ．Ｔｈｅｅｗｅｅｂｅｔｒｒｒｔｅｂｅｅｉｓｔｏｇｈｃｌｎｂｙｓｏｎｄｗｉｅｓｒｐｉｏｌｇ．ｎｆｔｈｒｕｏｉｇｌｔａｇｇｌｔｉｆｌｃｉｍｎ
Ａｂｔａｔ：Ａｔｈｉｐｅｎｈｏｘｈｓｌｃｎｄｉｉｎｓ，ｒｌｉｒｘｒｍｅｔｌｉｖｓｓｒｃｇｈｓｅｄａｄｔｅａｕｔｆｏｗｏｔｏａｐｅｉｎａｙｅｐｅｉｎａｎｅ — ｍｔｇａｉｎｎｈｉｅｇｎｔｗａｌｃｏｉｇｉｔｏｏｔｅｄｖｒｅｌｏｌｎｏｆＴｗｏＤｉｎｓｏａｌＤｏｚｅｈｅｎｏｍｅｉｎＣ— Ｎｚｌａｄｂｅｃｎｄｕｔｄ．ｃｅＴｈｅｅｒｗｅｅｔｅｆｍｏｌｃｍｅｓｄ，ｍｅｙ，ｌｔ，ｒｈｒｅｉｌｃｉｓｈｅｓｕｅｎａｌｓｏｄＮｃｅｅｈｏｅａｇｇｅｓｒｐ．ｎｔｘｐｅｉｎｇｒｔ — ｌｎｄｗｉｌ — ｔｉＩｈｅｅｒ

航空发动机红外辐射特性测试评估技术

本文从试验平台、测试系统、测试方法、误差控制四个方面提出了以发动机试车台为试验平台的红外辐射特性测试方案，并开展了某型发动机红外辐射特性测试，获取了有效数据，研究了红外辐射特征分布，为后续发动机红外特性研究和型号鉴定提供了技术支持。２测试方案２１试验平台
航空发动机红外辐射特性测试方法包括空空编队测试和地面测试两种。空空测试目前采用载机安装红外测量吊舱，将目标飞机、发动机作为一个整体进行红外辐射特性测试；地面测试包括飞机发动机地面开车、移动试车台和露天试车台三种方式。
Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅｉｎｆｒａｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｔｅｓｔｉｎｇｒｅｓｅａｒｃｈｏｆａｅｒｏｅｎｇｉｎｅｉｓｔｈｅｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｂａｓｉｓｆｏｒｉｎｆｒａｒｅｄｓｔｅａｌｔｈｄｅｓｉｇｎａｎｄｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｏｆｐｌａｎｅａｎｄａｅｒｏｅｎｇｉｎｅＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｏｆｉｎｆｒａｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｔｅｓｔｉｎｇ，ｔｈｅｐｒｏｊｅｃｔｏｎｔｈｅａｒｅｏｅｎｇｉｎｅｔｅｓｔｂｅｄｗａｓｐｒｏｐｏｓｅｄｆｒｏｍｆｏｕｒａｓｐｅｃｔｓｓｕｃｈａｓｐｌａｔｆｏｒｍ，ｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍ，ｔｅｓｔｉｎｇｍｅｔｈｏｄａｎｄｅｒｒｏｒｃｏｎｔｒｏｌＴｈｅｉｎｆｒａｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｔｅｓｔｉｎｇｏｆａｅｒｏｅｎｇｉｎｅｗａｓｃａｒｒｉｅｄｏｕｔａｎｄｔｈｅａｖａｉｌａｂｌｅｄａｔａｗｅｒｅａｃｑｕｉｒｅｄａｓｔｈｉｓｐｒｏｊｅｃｔＴｈｒｏｕｇｈｄａｔａｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇａｎｄｅｖａｌｕａｔｉｎｇ，ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｓｔｈａｔａｅｒｏｅｎｇｉｎｅｉｎｆｒａｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｉｓｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌＫｅｙｗｏｒｄｓ：ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ；ｉｎｆｒａｒｅｄｓｔｅａｌｔｈ；ｉｎｆｒａｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｔｅｓｔｉｎｇ；ａｒｅｏｅｎｇｉｎｅｔｅｓｔｂｅｄ；ｅｖａｌｕａｔｉｎｇ

预警机红外辐射特性研究

Abstract: In o rder t o st udy t he inf rared radiat ion feature of ear ly -w arning aircraft , t he pr edig est model is est ablished. T hen t he t emperat ur e and peak w aveleng t h of ear ly - w arning aircraft are calculated. T he skin, eng ine t ail pipe, engine wake f lam e and r adar t ransmit t er vent are regarded as t he chief inf rared radiat ion of ear ly - w arning aircr af t . T he r adiant intensit y o f early - w arning aircraft o f diff erent direct ions on 8 ) 12 Lm bands of E - 2 / H aw key e 20000 is comput ed. At last t he result is analyzed, w hich pr ovides basis f or t he research o n infr ar ed det ect ion of ear ly - w arning aircraf t and inf rared homing w eapons w hich at t acking early - w ar ning aircraft . Key words: early - w arning aircraft ; infrared r adiat ion resources; radiant intensit y; t emper at ure; peak w av elengt h 空中预警机是集侦察、通信、指挥、控制于一体的作战飞机。预警机作为现代战争的大脑中枢系统 , 对战争的成败起着关键性的作用。由于预警机在现代战争中的不可或缺性及其在实战中的出色表现 , 世界各主要国家和地区还是不惜重金发展先进的预警机系统。本文以 E - 2/ 鹰眼 20000 预警机为例, 分析了预警机主要红外辐射源 , 计算了各主要辐射源温度及峰值波长 , 对该预警机在 8~ 12 Lm 波段不

低发射率对二元引射喷管无人机红外特征及探测距离的影响

ＳｉＲｅｎ，ＪｉＨｏｎｇｈｕ，ＨｕａｎｇＷｅｉ
Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ８ＬＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ）（ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＥｎｅｒｇｙａｎｄＰｏｗｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆ
低发射率对二元引射喷管无人机红外特征及探测距离的影响
斯仁吉洪湖黄伟
（南京航空航天大学能源与动力学院，南京，２１００１６）
摘要：为了降低无人机的红外特征及探测距离，采用数值模拟的方法研究了采用二元引射喷管的无人机的红外
无人机的辐射强度的降幅为６７～７７，探测距离的降幅为４Ｏ～５Ｏ。
关键词：无人机；二元引射喷管；红外辐射；探测距离；低发射率；红外抑制
中图分类号：Ｖ２１８文献标志码：Ａ文章编号：１００５ — ２６１５（２０１３）０５ — ０６６５ — ０６
ｏｎｔｈｅｉｎｆｒａｒｅｄｓｉｇｎａｔｕｒｅａｎｄｔｈｅｄｅｔｅｃｔｉｏｎｒａｎｇｅａｒｅｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅｅｘｈａｕｓｔｊｅｔａｎｄ

三种典型流动状态下的喷流红外辐射特性

第４２卷第４期
Ｖｏ１．４２ＮＯ．４
红外与激光工程
ＩｎｆｒａｒｅｄａｎｄＬａｓｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ
２０１３年４月
Ａｐｒ．２０１３
三种典型流动状态下的喷流红外辐射特性
（ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｎＯｐｔｉｃａｌＲａｄｉａｔｉｏｎＬａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１００８５４，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｉｎｒａｆｒｅｄｒａｄｉａｔｉｏｎｉｎ３－５ＩｘｍｂａｎｄｏｆａｘｉｓｙｍｍｅｔｒｉｃＬａｖａｌｎｏｚｚｌｅｉｎｕｎｄｅｒｅｘｐａｎｄｉｎｇ，ｄｅｓｉｇｎｉｎｇ
ｒａｄｉａｔｉｏｎｃｏｄｅ．Ｔｈｅ３－Ｄｆｌｏｗｉｆｅｌｄｏｆｔｈｅｊｅｔｗａｓｓｉｍｕｌａｔｅｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｌｙｂｙｉｆｎｉｔｅｖｏｌｕｍｅｍｅｔｈｏｄ（ＦＶＭ），
ｐｌｕｍｅＩＲｒａｄｉａｔｉｏｎｉｎｔｅｎｓｉｔｉｅｓｏｆｕｎｄｅｒｅｘｐａｎｄｉｎｇｓｔａｔｅａｒｅｍａｘｉｍａｌ，ｔｈｏｓｅｏｆｔｈｅｄｅｓｉｇｎｉｎｇａｎｄｏｖｅｒｅｘｐａｎｄｉｎｇｄｅｃｒｅａｓｅｉｎｔｕｍ，ｗｈｉｃｈｒｅｌａｔｅｄｔｏｌｏｆｗｃｈｒａａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｉｔｉｌｌｕｍｉｎａｔｅｓｔｈａｔｔｈｅＩＲｒａｄｉａｔｉｏｎ

有这样的大屁股，才是战机中的战斗机

有这样的⼤屁股，才是战机中的战⽃机严肃点，这个屁股后⾯的喷⽓管我们学名叫尾喷管，⼜叫排⽓喷管，简称喷管。

其主要作⽤是将由涡轮流出的、仍有⼀定能量（势能、热能）的燃⽓膨胀加速，以较⼤的速度（⼀般为550～600⽶/秒）排出发动机，⽤以产⽣推⼒。

现场实录F35B尾喷管，看看做⼯有多复杂超机动性、隐⾝、超视距打击和超声速巡航等是当前先进战机的⼏个主要标准，⽽超机动性、超声速和隐⾝三者都与尾喷管息息相关。

咱们在开始今天的⽂章前先看⼀个⼩视频⼤家直观的了解⼀下这个战机的“屁股”战机改变尾喷管⽅向，实现悬停↓↓F-35B是如何做到垂直起降的↓↓F-35B尾喷管结构的解读↓↓尾喷管与超声速尾喷管与超声速的缘分，我们得从⽓体的这个特性说起：•亚声速（速度低于当地声速）⽓体在截⾯不断变⼩的管道中会加速。

•超声速（速度⾼于当地声速）⽓体在截⾯不断变⼩的管道中会减速，在截⾯增⼤的管道中反⽽会加速。

战机尾喷管⼤致有两种分类⽅法：1，收敛和收敛扩张；2，喷⼝⾯积可调和不可调。

不可调节的收敛形尾喷管（固定喷⼝的亚声速尾喷管）：结构最简单，重量最轻，⼴泛应⽤于亚声速及低超声速飞机上的不带加⼒燃烧室的涡喷发动机，及涡轮后燃⽓焓降较⼩的涡桨和涡扇发动机。

（如WP5甲的尾喷管）可调节的收敛形尾喷管：能使发动机在各种⼯况下都获得良好的性能，带加⼒的发动机必须采⽤可调节的尾喷管，保证在加⼒状态下相应地加⼤喷⼝。

有的发动机通过改变喷⼝⾯积来改变⼯况。

其主要类型有：多鱼鳞⽚式，双鱼鳞⽚式，移动尾椎体式，⽓动调节式。

（鱼鳞⽚⼜叫调节⽚，多鱼鳞⽚式参考WP6，WP7）可调节的收敛扩张形尾喷管：超声速飞机⽤（⽆论有⽆加⼒），其燃⽓的膨胀⽐很⼤，⽤此型尾喷管减⼩燃⽓不完全膨胀的推⼒损失。

有移动尾椎体式和多调节⽚式等。

（如AL-31f）超声速飞机还⽤过引射式尾喷管，⽤引⽓⽓流调节主流的膨胀⽐。

以上尾喷管是直流式的，燃⽓向后排出。

还有偏转燃⽓流的，如“飞马”发动机，带有折流板，⽤于短距/垂直起降，类似的还有F-135发动机，3轴承旋转喷管，⽤于STOVL。

羽流的红外辐射特性计算

羽流的红外辐射特性计算成志铎（南京理工大学动力工程学院，南京 210094）摘要：为了研究坦克尾向的红外辐射特性，利用计算流体力学软件FLUENT对坦克尾向流场进行数值模拟。

模拟不同的排气速度、不同的喷口数目、不同的尾气成分以及有无风速这四种工况,进而分析这四种不同工况下的速度场、压力场、浓度场、温度场的分布情况，以及各个面的红外辐射量的对比，得出各个因素对辐射量影响的大小。

由模拟结果可以看出有无风速对各个面辐射量影响最大；在喷口数目不同时左右两个侧面的红外辐射量的改变都接近50%；在出口速度增加了67%时，右侧面的辐射量约增加1.6倍；不完全燃烧比完全燃烧尾气对上表面的辐射量增加了21%。

这些模拟结果一定程度为坦克排气的红外辐射特征研究提供了依据。

关键词：羽流坦克排气流场红外辐射引言从第二次世界大战以来，坦克在战争中一直作为地面战的主要进攻型武器。

发挥了很大的威力，越来越多的国家在研制先进的反坦克武器。

在这些反坦克武器中装有红外识别传感器，用以对坦克进行识别从而进行攻击。

另一方面，坦克红外伪装隐身技术也在向前发展。

为了提高这些武器的识别与反识别能力，必须对坦克目标本身在不同工作状态下，相对于不同地物背景下的红外辐射特性进行深人细致地研究。

［1］而为了提高坦克的机动性、攻击性和防护性等性能，坦克发动机的功率不断升高，柴油机燃烧气体的温度以及燃烧产生的废气量大大增加，柴油机标定工况时的排气温度可达800 K以上。

坦克排出的废气中主要二氧化碳和水蒸气组成的，其光带均位于红外线的波长范围，这样会使坦克防护性能下降，因此对其尾气红外的计算对坦克是非常重要的。

而要研究坦克排气的红外热辐射特征，首先需要了解排气流场与温度场的分布情况。

［2］由于羽流的实际实验比较难做，所以大多是通过模拟，来验证处理方法的正确性，再应用于实际情况中。

而在以前的研究方法中，在流场及壁温计算中采用了较简单的处理方法，没有将排气系统的三维流场计算、壁温计算与红外辐射计算结合起来。

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第47卷第4期2017年4月激光与红外LASER&INFRAREDV o l.47,N o.4A pril, 2017文章编号:l〇〇l-5078(2017)04-0460-05 •红外技术及应用-二元矩形喷管排气系统红外辐射特性黄章斌\李晓霞冯云松2,郭宇翔\马德跃1(1.脉冲功率激光技术国家重点实验室，电子工程学院，安徽合肥230037;2.安徽省红外与低温等离子体重点实验室，安徽合肥230037)摘要:排气系统是飞行器最为主要的红外辐射源，而喷管的形状类型在很大程度上影响着排气系统红外辐射强度的大小及分布。

文章建立了二元矩形喷管的三维模型，并在此基础上运用A N S Y S软件模拟其排气系统的温度场分布，结合C -G谱带法对其尾流的光谱辐射亮度进行了计算，最后得到了二元矩形喷管排气系统在不同平面上的红外辐射强度分布。

结果表明：二元矩形喷管外尾流在宽边探测面上的红外辐射强度要远大于窄边探测面上的；二元矩形喷管高温壁面在宽边探测面上的红外辐射强度要小于窄边探测面上的；二元矩形喷管排气系统在宽边探测面上的红外辐射强度要小于窄边探测面上的。

关键词：飞行器;尾喷管；尾焰；温度场；红外辐射中图分类号:TN219 文献标识码：A DOI：10.3969/j.issn. 1001-5078. 2017. 04. 013Infrared radiation characteristics of aircraft exhaust systemwith binary rectangle nozzleH U A N G Z h a n g-b in1，LI X ia o-x ia1’2, F E N G Y u n-s o n g2, G U O Y u-x ia n g1，M A D e-y u e1(1. State Key Laboratory of Pulsed Power Laser Technology, Electronic Engineering Institute, Hefei 230037, China ；2. Key Laboratory of Infrared and Low Temperature Plasma of Anhui Province, Hefei 230037, China)Abstract ： Exhaust system is the most important infrared radiation source of the aircraft and the shape of the nozzle affects the infrared radiation characteristics of exhaust system. The 3D model of binary rectangle nozzle was b u ilt,an dthe temperature field distribution of exhaust system was simulated by ANSYS software. And th en, spectral radiance ofthe plume was calculated by the single band C - G approximation method. F inally,the infrared radiation intensity distribution of the exhaust system with binary rectangle nozzle in different planes was obtained. The results show the infrared radiation intensity of the plume in wide side detection surface is far greater than that in the narrow side detection surface ； the infrared radiation intensity of the nozzle wall in wide side detection surface is smaller than that in thenarrow side detection surface；the infrared radiation intensity of the exhaust system in wide side detection surface issmaller than that in the narrow side detection surface.Key words ：aircraft ；nozzle ；plume ；temperature field ；infrared radiationi引言的生存受到严重威胁，数据显示,在现代战争中，有随着红外探测与制导技术的迅猛发展,飞行器 75%〜80%的战损飞行器是被红外制导武器击落基金项目：国家青年科学基金项目（N a 61405248)资助。

作者简介:黄章斌（1991 -),男，硕士，主要从事光电对抗方面的研究工作。

E-m ail:408867079@qq. com收稿日期=2016-07-12;修订日期=2016-08-27激光与红外N。

.4 2017黄章斌等二元矩形喷管排气系统红外辐射特性461的。

飞行器的主要红外辐射源有蒙皮、尾喷管及尾焰，当飞行速度小于 1.5M a时，整个排气系统（尾喷管及尾焰）在3~5p m内的辐射占整个飞行器的90%以上，相比而言，是红外探测器对飞行器进行探测识别的最主要依据[1 <，因此展开飞行器排气系统红外辐射特征研究对提高飞行器的生存力具有重大意义。

国内外许多研究人员对飞行器尾焰的红外辐射特性进行了计算，张海兴[6]运用C-G近似法求得了圆形喷管飞机尾焰辐射亮度；未军光[7]采用离散传递法离散求解耗散-吸收性介质中辐射传输方程，计算了飞机排气系统红外辐射强度分布；冯云松[8]采用有限体积法求解了气体介质中辐射传输方程，得到了矩形喷管外尾焰红外辐射光谱特性。

喷管类型不仅影响着喷管的气动性能，同时也在很大程度上影响着排气系统的隐身效果[9]。

因此，本文将运用CATIA V5-20软件对较为常见的矩形二元喷管进行建模，然后运用ANSYS14. 5对喷管的尾焰温度场进行模拟分析，并结合C-G谱带法求出各温度场的光谱辐射强度及排气系统红外辐射强度分布。

2研究对象2.1喷管的怍用和类型在涡扇发动机中，喷管的主要作用是使发动机排出的燃气在其内部得到膨胀，并将气体膨胀功转换为动能，气流从喷口处高速喷出，产生一个反作用推力推动飞行器前行。

同时，可以通过改变喷管尾部的收缩扩张及管道喉部横截面积可加快燃气膨胀做功速率，提高发动机效率，增大飞行器推力。

根据喷管调节能力的不同，可将喷管分为收敛型和收扩型;根据喷管是否具有矢量推力能力，可分为矢量型和厂规型；根据形状的不同，又可分为轴对称喷管、二元喷管、S弯型喷管、塞氏喷管等。

2.2喷管物理模型本文将以目前较为常见的二元矩形喷管为例进行研究。

运用CATIA V5-21软件对喷管进行建模，如图1所示，其具体参数如表1所示。

表1喷管参数Tab.1Parameter of nozzle喷管类型喷管长度/m喷口高度/m喷口宽度/m喷管入口直径/m二元矩形10.20. 80.63尾焰流场的数值模拟以喷口中心为坐标原点，喷口面的轴向方向为Z轴，Z轴与喷口窄边平行，F轴与喷口宽边平行。

同时假设Z0Z所在平面为窄边红外探测平面，F0Z所在平面为宽边探测平面。

如图2所示。

Fig. 2 Nozzle coordinate system流场计算区域及其网格划分情况如图3所示。

为了使尾流得到充分发展，应将流场计算区域设置足够大，在z轴方向的长度为5〇£»，在z、r轴方向的长度为20D，其中D为喷管进口直径；网格划分采用分区结构化方式，面网格为四边形结构，体网格为六面体结构，在喷口处进行网格加密处理，网格总数为54. 48万左右。

462激光与红外第47卷图3计算区域网格划分Fig. 3 Gridding of computational area采用商业软件ANSYS14. 5对流场进行计算，湍流模型选用Transition SST( 4 eqn)模型。

假设燃气完全燃烧，则喷口处气体N2、C02和H20的质量百分比含量为〇. 70，0. 211，0. 089;外场边界及进口引射的气体均为空气，N2与02的质量百分比含量为0. 76和0. 24。

设飞行器的飞行高度为6000 m(大气温度为249.2 K)，飞行马赫数位0.8 Ma。

边界条件:喷管人口压力人口，总温度830 K，压强0. 16 MPa;长方体的几个面为压力出口，温度为249. 2 K，压强为41 kPa。

得到尾焰温度场的数值模拟结果如图 4 所示，尾焰核心区域以及喷口处壁面温度较高，在810 K左右。

图4尾焰温度场Fig. 4 Temperature field of plume4红外辐射特性计算4.1尾焰红外辐射特性气体辐射具有强烈的光谱选择性和容积性，通常采用光谱或单色辐射特性参数考虑选择性;而气体辐射容积性需要研究辐射能量的空间分布，在研究气体辐射问题时多用辐射强度分布来描述辐射能量的空间分布。

尾焰的气体成分主要为c o2和H20,辐射能量主要集中在 2. 7|jun、4. 3|ju n和 6. 3|ju n的福射带。

根据尾焰气体的特性，选用谱带模型的C-G近似法，将非均匀气体的辐射近似为局部均匀气体辐射的迭加。

其计算思路是沿视线方向将尾焰分成等温、等压的若干层，计算出每一层的光谱透射率，然后根据辐射传输方程计算视线方向的总辐射亮度，最后对波数间隔求和得到辐射波段的辐射亮度，主要计算步骤如下：(1)将沿视线方向所截取的尾焰部分分为等温、等压的》层，其温度为:T,,，压强为心，每层的厚度为Z(其中》= 1，2,3,…），尾焰划分示意图如图 5所示；(3)计算各气体组分在每层中的光学厚度；(4)计算C02和H20的光谱吸收系数；(5)根据所得光学厚度和光谱吸收系数计算出每层的光谱透射率；(6) 由辐射传输方程求出每层的光谱辐射亮度；(7)对层数和波数求和，求出波段内沿视线方向的辐射亮度。

按照前文所述计算方法和步骤，计算得到尾焰在2~ 8p m范围内的光谱红外辐射特性如图6所不，在 2. 7|xm、4. 3|xm、4. 5|jun、6. 3iju ii附近都出现了不同程度的辐射峰，这是由于波长2.7評、6.3pm激光与红外No.4 2017黄章斌等二元矩形喷管排气系统红外辐射特性463是H20的辐射峰值，4. 3pm、4. 5是C02的辐射峰值。