火箭发动机尾焰红外辐射特性的数值模拟
多喷管火箭发动机尾流场流动与辐射特性的数值模拟分析
多喷管火箭发动机尾流场流动与辐射特性的数值模拟分析
多喷管火箭发动机尾流场流动与辐射特性的数值模拟分析
采用k-ε湍流模型和离散坐标模型(discrete ordinates method,DO模型),使用CFD技术对4喷管火箭发动机的尾流场进行3-D数值模拟,研究了不同飞行高度和不同喷管均布直径的情况下尾流的流动特性和尾流对火箭底部的辐射特性.结果显示飞行高度对火箭底部的辐射热流密度有很大影响:飞行高度增加时,尾流边界逐渐变宽、变长;喷管之间距离缩小时,尾流增长,火箭底部辐射热流密度增大,高温区域增大.研究结果对多喷管火箭的总体设计有一定的指导价值.
作者：孙萍范新运作者单位：西北工业大学,西安,710072 刊名：机电一体化ISTIC英文刊名：MECHATRONICS 年，卷(期)：2008 14(7) 分类号：V2 关键词：多喷管尾流场辐射数值模拟。
航天器火箭发动机燃烧过程数值模拟及特性分析
航天器火箭发动机燃烧过程数值模拟及特性分析随着现代航天技术的发展，火箭发动机作为推动航天器进入太空的核心部件，一直在不断地提高性能与稳定性。
而燃烧过程数值模拟技术，则是保证火箭发动机性能和稳定性的重要手段之一。
本文将从数值模拟和特性分析两个角度探讨航天器火箭发动机燃烧过程的相关主题。
一、数值模拟技术的应用火箭发动机燃烧过程的复杂性，导致实验数据的获取较为困难。
此时，数值模拟技术的应用，为我们提供了一种成本低廉，同时能够快速准确地获得结果的方式。
1. 什么是数值模拟？数值模拟技术，是指将复杂的物理现象，通过数学计算，将其置于计算机的环境中进行模拟的技术。
在火箭发动机燃烧过程中，数值模拟可以通过计算机自动求解连续方程，对燃料和气体的运动变化进行预测。
2. 数值模拟的步骤（1）建立模型。
在进行数值模拟之前，需要建立数学模型和计算模型。
（2）离散化。
将算法连续方程离散化，即把原来连续的区间按照一定的间隔分成若干份，分别求解每个离散化区间上的解。
（3）求解方程。
使用计算机对燃料和气体的运动变化进行预测。
求解的过程中，需要考虑细节，如内部和耦合边界条件的正确处理、时间步长和空间步长的选取等等。
（4）分析结果。
通过对数值计算结果的分析，可以得到火箭发动机燃烧过程的输出结果。
具体包括温度，压力，速度等物理量的变化情况。
二、特性分析除了数值模拟技术之外，我们还需要深入分析火箭发动机燃烧过程的特性，以对该过程进行全面地了解，为发动机设计和改进提供依据。
1. 燃料喷注特性喷注是火箭发动机燃烧过程中的一个重要环节。
燃料的喷入方式和喷射面积，都会对燃烧的过程产生影响。
因此，需要分析不同的喷注方式和面积所产生的效果，以确定燃烧过程的燃料使用效率和喷注性能。
2. 燃烧稳定性燃烧稳定性是影响火箭发动机性能的一个重要指标。
发动机燃烧过程的稳定性，不仅影响着火箭的飞行轨迹和工作寿命，还可能对航天员的安全产生重要影响。
因此，需要对燃烧稳定性进行深入的分析，并针对不同的稳定性问题，进行对应的优化措施。
基于有限体积法的液体火箭发动机燃气红外特性仿真
2017年第4期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.4 2017 总第354期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.354收稿日期：2016-11-30；修回日期：2017-03-04作者简介：王大锐（1986-），男，博士，工程师，主要研究方向为液体火箭发动机推力室设计及发动机状态监测技术文章编号：1004-7182(2017)04-0039-05 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170410基于有限体积法的液体火箭发动机燃气红外特性仿真王大锐，梁 薇，马丽娜，姚世强（北京航天动力研究所，北京，100076）摘要：运用有限体积法对某轨姿控发动机典型工况燃气流场红外辐射特性进行仿真计算。
首先通过Fluent 软件对发动机典型工况燃气流场进行计算，再利用最新的光谱数据库对主要辐射组分吸收系数进行计算，最后对燃气红外辐射特性进行计算；重点分析不同波长、不同天顶角、不同波段下燃气红外辐射强度分布规律。
研究结果表明：所提计算方法可靠，红外特性计算结果准确，有利于掌握液体火箭发动机红外辐射特性计算和分析方法。
关键词：轨姿控发动机；红外辐射；仿真计算；逐线法 中图分类号：V439+.7 文献标识码：ASimulation on Liquid Rocket Engine Gas Infrared CharacteristicBase on Finite Volume MethodWang Da-rui, Liang Wei, Ma Li-na, Yao Shi-qiang(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)Abstract: Using method of finite volume, we simulate infrared radiation properties of the attitude and orbit control engine gasflow field. First for the engine gas flow field is calculated by Fluent in typical working conditions. Used the latest spectrum database for the major components of radiation absorption coefficient to calculate. Finally, the gas infrared radiation characteristic is calculated. Analyzed infrared radiation intensity distribution in different wavelengths, different zenith angle, different wave band. The results show that the proposed method of calculation is reliable and calculation results of infrared characteristics is accurate, conducive to liquid rocket engineers further grasp the infrared radiation characteristics calculation and analysis methods.Key words: Attitude and orbit control engine; Infrared radiation; Simulation calculation; Line by line method0 引 言液体火箭发动机是卫星、火箭等航天器的重要辐射源，因此掌握发动机红外辐射特性对航天器红外辐射研究具有重要意义，中国采用多种辐射计算方法对该问题进行研究。
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
发动机燃气喷流红外辐射场的数值模拟
学模型及计算方法.
1摇 喷流流场计算
在高温流动中,热辐射与气体流动是耦合的,
即流场中流体元的辐射强度依赖于流体元各个组
分的局部密度与温度,而流体元的特征又受到辐
射强度的影响. 但对于发动机燃气喷流流场,其温
度一般小于 5 000 K,可以在流场计算中忽略热辐
射的影响. 此外,燃气喷流实际上是一个多组分的
sin 兹驻兹驻准
(6)
其中,軍N0棕 为( l-驻l) 到 l 站位的 N0棕 的平均值;子軈为
光谱间隔 驻棕 内的平均透射率. 喷流中平均光谱
透射 率 的 计 算 采 用 单 线 模 型 SLG ( Single Line
乙( ) 算子 exp K棕( l) dl ,并沿路径从 l1 寅 l2 积分得
N棕( l2 ) = N棕( l1 ) 子棕( l1 ,l2 ) -
乙l2 N0棕( l) l1
鄣 鄣l
子棕
(
l,l2
)
dl
定义
乙 æ
l2
ö
子棕 ( l1 ,l2 )
=
exp
ç
è
-
K棕 (l)
l1
dl
÷
ø
为 l1寅l2 纯气体介质的光谱透射率. 对于喷流热
为了精确模拟喷流的红外辐射信号,首先需
摇 收稿日期: 2004鄄03鄄09 摇 基金项目: 航天科技资金资助项目 摇 作者简介: 詹摇 光(1979-) ,男,辽宁兴城人,硕士生, iceberg
zg2001@ sina. com.
830
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 2005 年
要精确给出喷流的流场参数. 飞行器发动机超音
液态火箭发动机燃烧特性的数值模拟及实验验证
液态火箭发动机燃烧特性的数值模拟及实验验证液态火箭发动机是当今最常用的火箭发动机之一，它通过将液态燃料与液态氧化剂混合燃烧，产生高温高压气体推动火箭。
由于其构造简单、推力大、比冲高等优势，液态火箭发动机在航天、导弹等领域得到广泛应用。
然而，液态火箭发动机内部燃烧过程的复杂性使得其设计和优化变得困难。
数值模拟和实验验证是研究液态火箭发动机燃烧特性的主要手段。
一、数值模拟数值模拟是研究液态火箭发动机燃烧特性的重要方法之一，它通过建立数学模型模拟燃烧过程，得到燃烧过程的详细信息。
数值模拟可以帮助精确地描述燃烧室内的温度、压力、速度、物质分布等参数，并预测燃烧室内的流场状况、燃烧反应过程、喷嘴出口速度等重要性能指标。
模拟液态火箭发动机的燃烧过程是一项非常复杂的任务，需要细致地考虑燃烧室内的化学反应、火焰传播、热传输等多个物理过程。
计算流体力学（CFD）是数值模拟的重要工具之一，它基于质量守恒、动量守恒和能量守恒等基本方程，模拟流体在连续介质中的运动和相互作用。
在液态火箭发动机的数值模拟中，CFD可以用来描述燃烧室内的流动和燃烧过程。
为了模拟液态火箭发动机的燃烧过程，需要使用高性能计算机和有效的数值模拟软件。
其中，常用的数值模拟软件包括OpenFOAM、ANSYS Fluent、STAR-CCM+等。
这些软件具有强大的求解能力和广泛的应用性，在航天、机械等领域得到了广泛应用。
二、实验验证与数值模拟相比，实验验证是验证数值模拟结果的必要手段。
通过实验可以得到液态火箭发动机内部燃烧过程中的温度、压力、速度等参数，以及火焰传播、燃烧效率等重要性能指标。
实验可以验证数值模拟的准确性和可靠性，并提供燃烧反应机理和实际燃烧室的参数数据。
为了开展液态火箭发动机的实验验证，需要建立实验平台。
实验平台包括试验室、测试仪器和测试装置。
试验室应满足安全、稳定、控制能力强的要求，测试仪器应具有高灵敏度、高分辨率、高精度等特点，测试装置要能够模拟实际燃烧环境。
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。
火箭发动机热辐射特性的仿真与模拟研究
火箭发动机热辐射特性的仿真与模拟研究现代火箭发动机作为推动飞行器飞向太空的关键部件，在运行过程中会产生大量的热量。
这些热量不仅会对火箭发动机本身造成影响，还会对周围环境和附件设备造成不良影响。
因此，研究火箭发动机的热辐射特性，对于提高火箭发动机的工作效率、延长使用寿命具有重要意义。
热辐射是火箭发动机热传递的重要方式之一，它是指物体由于其温度而向外辐射的能量。
火箭发动机在运行过程中会产生大量的热量，其中一部分通过热辐射的方式传递出去。
热辐射不仅会影响火箭发动机自身的温度分布，还会对火箭发动机周围的其他部件和设备造成影响。
为了研究火箭发动机热辐射特性，需要进行仿真与模拟研究。
仿真与模拟是一种有效的研究方法，通过建立数学模型和计算模拟的方法，可以对火箭发动机的热辐射特性进行深入研究。
通过仿真与模拟研究，可以分析火箭发动机的热传输规律，揭示热辐射对火箭发动机性能的影响，为优化火箭发动机设计提供重要参考。
在进行时，首先需要建立火箭发动机的数学模型。
火箭发动机是一个复杂的热系统，包括燃烧室、喷管、涡轮等多个部件，各部件之间存在着复杂的热传递和热辐射关系。
建立火箭发动机的数学模型，可以通过对火箭发动机各部件的热传输特性进行建模，揭示火箭发动机内部热量分布和热辐射规律。
在建立火箭发动机的数学模型后，需要进行仿真与模拟计算。
通过计算机软件对火箭发动机的数学模型进行仿真与模拟分析，可以得到火箭发动机各部件的温度分布、热量传输情况以及热辐射特性。
通过仿真与模拟计算，可以定量地分析火箭发动机热辐射的强度、方向性和分布规律，揭示火箭发动机内部热辐射的机理和规律。
火箭发动机热辐射特性的仿真与模拟研究不仅可以揭示火箭发动机的热传输规律，还可以为火箭发动机的优化设计提供重要参考。
通过对火箭发动机的热辐射特性进行深入研究，可以找到减少热辐射损失、提高火箭发动机工作效率的有效方法，为火箭发动机的性能和可靠性提升提供技术支持。
除了影响火箭发动机本身的性能外，火箭发动机的热辐射特性还会对周围环境和附件设备造成影响。
火箭发动机有遮挡情况的尾焰红外辐射计算
火箭发动机有遮挡情况的尾焰红外辐射计算尹振跃; 朱定强; 任泓帆【期刊名称】《《火箭推进》》【年(卷),期】2019(045)005【总页数】7页(P25-31)【关键词】火箭发动机尾焰; 红外辐射; 反向蒙特卡洛方法; 遮挡【作者】尹振跃; 朱定强; 任泓帆【作者单位】北京航空航天大学宇航学院北京100083【正文语种】中文【中图分类】V434.140 引言火箭发动机尾焰具有高速、高温、大流量的特点[1]，会产生强烈的红外辐射特性。
对于结构复杂的火箭发动机系统，其主发动机和多个姿控游机会产生多个尾流流场，这些发动机和涡轮排气出口组件等结构会对一些位置产生遮挡效应，使得该位置的辐射量数值变小，影响了整体的热流密度分布[2]。
同时，由于实验测量尾焰红外辐射强度成本较高且不易实现[3]，故数值仿真尾焰红外辐射强度成为了一种成本低并且可靠的研究方式。
运用反向蒙特卡洛方法(Backward Monte Carlo Method, BMCM)的火箭发动机尾焰流场辐射特性研究起始于上世纪90年代，取得了一系列成果。
H.F.Nelson[4]1992年在计算火箭发动机尾焰对发动机底部加热问题中首次提出了反向蒙特卡洛法计算模型，并通过计算结论证明BMCM可以很好地计算热辐射传递问题。
D.V.Walters和R.O.Backius[5]研究了在非均匀并具有吸收、发散、散射介质中反向蒙特卡洛法的应用，其中热辐射相互作用为反向蒙特卡洛法提供了理论基础。
张涛[6]的博士论文中提到了光线发射过程中遮挡判断的基本数学算法。
以上研究成果为复杂有遮挡情况下的火箭发动机尾焰流场的红外辐射特性研究提供了重要帮助。
目前，针对复杂状况下尾焰的辐射特性研究并不完善，因此需要进一步研究。
本文把遮挡算法的数学模型与反向蒙特卡洛辐射计算模型结合在一起，编写基于C++语言的计算机程序，研究了有遮挡情况下，火箭发动机尾焰流场的红外辐射特性。
1 计算方法1.1 反向蒙特卡洛方法反向蒙特卡洛法是终点开始，逆向追踪光束路径，从而确定沿路径发射的辐射能进入探测器的数量，其主要依据为辐射传递因子的互易性[7]。
基于蒙特卡洛法的尾焰红外辐射特性仿真与试验
基于蒙特卡洛法的尾焰红外辐射特性仿真与试验
郑海晶;白廷柱;王全喜
【期刊名称】《光子学报》
【年(卷),期】2018(47)8
【摘要】根据尾焰中气体的吸收特性,基于蒙特卡洛法建立了尾焰红外辐射特性模型,并用该模型计算了某型发动机尾焰在5个不同红外波段的辐射特性
(1.32~1.69μm,1.56~2.27μm,2.27~3.8μm,3.8~8.3μm,8.3~20μm).为了验证仿真模型的有效性,进行了发动机点火试验.试验结果与仿真结果表明该型涡喷发动机在2.27~3.8μm波段辐射最强,在长波波段8.3~20μm辐射面积最大.
【总页数】15页(P162-176)
【关键词】物理光学;辐射效应;红外吸收光谱;尾焰;蒙特卡洛
【作者】郑海晶;白廷柱;王全喜
【作者单位】北京理工大学光电学院;海军装备研究院系统所
【正文语种】中文
【中图分类】O432.1
【相关文献】
1.矩形喷管外尾焰红外辐射特性的数值计算 [J], 冯云松;李晓霞;路远;金伟
2.空中飞行目标尾焰红外辐射信号的建模与仿真 [J], 高思莉;汤心溢
3.高速飞行目标尾焰红外辐射特性的建模仿真计算 [J], 祝念;高思莉;岳娟
4.尾焰红外辐射特性计算研究综述 [J], 张术坤;蔡静
5.F22尾焰红外辐射特性及探测仿真研究 [J], 沈飞;丁亮;康戈文;李滚;王进达因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
固液混合火箭发动机尾焰的红外特性研究
火箭发动机热辐射特性的仿真与模拟研究
火箭发动机热辐射特性的仿真与模拟研究1. 研究背景与意义火箭发动机作为航天器的关键部件之一，其热辐射特性对于航天器的热控制和工作性能具有重要影响。
因此，深入研究火箭发动机的热辐射特性，对于优化设计和提高工作效率具有重要意义。
本文旨在通过仿真与模拟方法，全面探究火箭发动机的热辐射特性，为火箭发动机设计和优化提供科学依据。
2. 研究方法与流程2.1 数据收集与整理首先，我们收集了大量关于火箭发动机的相关文献和实验数据，并对其进行整理和分类。
通过这一步骤，我们建立了一个全面而准确的数据基础。
2.2 仿真模型建立基于收集到的数据基础，我们建立了一个完整而实用的火箭发动机热辐射仿真模型。
该模型包括了各个部件之间的传热关系、材料特性、流体流动等因素，并考虑到了不同工况下的变化。
2.3 仿真参数设定在进行仿真之前，我们需要设定一些关键参数，以确保仿真结果的准确性。
这些参数包括发动机的几何形状、材料特性、工况条件等。
通过合理设定这些参数，我们可以模拟出不同工况下的热辐射特性。
2.4 仿真与模拟分析在设定好参数后，我们进行了大量的仿真与模拟分析。
通过对不同工况下的热辐射特性进行仿真，我们可以获取到火箭发动机在不同条件下的热辐射分布、温度分布等关键信息。
2.5 结果验证与优化在进行仿真与模拟分析之后，我们对结果进行了验证和优化。
通过与实验数据进行对比，并结合理论计算结果，我们可以验证仿真结果的准确性，并进一步优化模型和参数设定。
3. 火箭发动机热辐射特性分析3.1 热辐射分布通过进行大量的仿真与模拟计算，我们得到了火箭发动机在不同工况下的热辐射分布图。
从图中可以看出，在火箭发动机外壁上存在着明显的温度梯度，在喷管附近温度最高，在其他部位逐渐降低。
3.2 温度分布除了热辐射分布外，我们还对火箭发动机的温度分布进行了仿真与模拟。
通过对温度分布的分析，我们可以发现火箭发动机的不同部件存在着明显的温度差异，这对于热控制和工作性能具有重要影响。
卫星轨控推进器尾焰红外辐射的数值模拟
卫星轨控推进器尾焰红外辐射的数值模拟金伟;凌永顺;吕相银【期刊名称】《光电工程》【年(卷),期】2010(037)010【摘要】为全面了解卫星的红外辐射特性,需掌握卫星轨控推进器尾焰的红外辐射特性.按照先计算尾焰的流场、再计算尾焰的吸收系数、最后用有限体积法求解尾焰红外辐射亮度的先后顺序,较完整地建立了卫星轨控推进器尾焰红外辐射的求解模型.根据该模型计算得到的尾焰辐射亮度,进一步求解获得了1 000～4 500 cm-1 内的光谱和波段辐射强度.通过分析,光谱辐射强度在1 525 cm-1、1 700 cm-1、2 155 cm-1、2 175 cm-1、2 350 cm-1 和3 750 cm-1附近的数值较大;到喷管出口截面的垂直距离不同,最大的波段辐射强度可能对应不同的方位角.在波数2 350cm-1和3 750 cm-1 附近,光谱辐射强度与同类文献中的计算结果能够相互吻合.此结果表明,该模型具有较高的可行性和精确性.【总页数】5页(P6-10)【作者】金伟;凌永顺;吕相银【作者单位】电子工程学院脉冲功率激光技术国家重点实验室,合肥230037;电子工程学院电子工程学院安徽省红外与低温等离子体重点实验室,合肥230037;电子工程学院电子工程学院安徽省红外与低温等离子体重点实验室,合肥230037;电子工程学院电子工程学院安徽省红外与低温等离子体重点实验室,合肥230037【正文语种】中文【中图分类】V435+.6【相关文献】1.火箭发动机尾焰红外辐射特性的数值模拟 [J], 布向伟;朱学昌2.数值模拟液体火箭尾焰流场和红外辐射特性 [J], 刘尊洋;汪亚夫;邵立;孙晓泉3.轨控推进器喷管对尾焰红外辐射的影响研究 [J], 金伟;凌永顺;吕相银4.轨控推进器尾焰对太阳辐射吸收的研究 [J], 金伟;凌永顺;吕相银5.激光微推进器用于微小卫星的姿轨控仿真 [J], 郑航;胡晓军;郭海;唐志平因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
火箭尾喷焰红外辐射特性的理论计算
ｇ ｓ ｓ ｃ ｎ ａｎ ｄ ｉ ｅ ｐ ｕ ，ｓ ｈ ａ ｐｅ ｔａ ｉ ｅ ａ ｓ ｒ ｉ ｎ ｃ ｅ ｃｅ ｔ ｎ ｅ ｖ ｅ ｓｔ ｄ ｈ ｌ ｄ ， ａ ｅ ｏ ｔｉ ｅ ｎ ｔ ｌ ｍｅ ｕｃ ｓ ｓ ｃｒ ｌ ｂ ｏｐｔ ｏ ｆ ｉｎ ，ｉ ｔｒ ａ ｄ ｎ ｉ ａ ａｆ ｗｉ ｔ ｈ ｌ ｎ ｏ ｉ ｌ ｙｎ ｈ
褚 宏伟 ， 小剑 许 （ 京航 空航 天 大 学 电子信 息 工程 学 院 ， 北 北京 １０ ９ ） ０ １ １ 摘 要 ： 喷 焰是 一种 高 温 高压 气体 ，向 空间辐 射较 强的 热辐 射 能 ，对 飞行 器 的 隐身性 能 有重 要 影 尾
响 。为计 算尾 喷 焰的 红外 辐射 特性 ， 首先基 于 Ｎａｉ —ｔ ｅ 方程 和 其他控 制 方程 ， 对 流场进 行 划 分 ｖｅ Ｓｏ ｓ ｒ ｋ 在 处理 的 情 况下得 到 了整 个 流 场的 特性 分 布 ， 包括 温度 、 力和 各 气体 组 分参 量 等 。在 此 基础 上 ， 虑 压 考
中 图分 类 号 ：Ｔ １ Ｎ２ ５ 文 献 标 志 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ — ２ ５ ２ １ ） １ ０ １ — ５ ０ ７ ２ ７ （０ ２ ０ — ０ ０ ０
Ｔｈ ｏ ｅ ｉａ ｏ ｐ ａ ｉ ｎ ｏ ｈｅ ｉ ｒ ｒ ｄ ｒ ｄ ａ ｉ ｎ ｅ ｒ ｔｃ ｌｃ ｍ ｕｔ ｔｏ ｆｔ ｎｆ ａ ｅ ａ ｉ ｔｏ
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
【相关文献】
1.液体火箭发动机尾喷焰红外辐射特性 [J], 聂万胜;杨军辉;何浩波;丰松江;庄逢辰
2.火箭发动机尾喷焰红外辐射缩比特性数值研究 [J], 牛青林;贺志宏;陈彪;郑麒麟;董士奎
3.低空多喷管发动机喷焰红外特性研究 [J], 王雁鸣;谈和平;董士奎;帅永
4.固体火箭发动机尾喷焰复燃流场计算 [J], 姜毅;傅德彬
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。
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火 箭 发 动机 尾 焰 红 外 辐 射 特 性 的数 值 模 拟
布 向伟 ，朱 学 昌
（Ｌ Ｊ 京宇航 系统工 程研 究所 ，北京 ，１０ ７ ） ０ ０ ６
摘要 ：建 立火箭发 动机尾 焰 红外辐射 传输 的有 限体 积 离散模 型 ，采用逐 线积 分方 法计算 气体光 谱吸 收 系数 ，计算不
合 、相互 补充 。 目前 由于 理 论模 型精 度 不断 提 高 ，尾
喷焰 辐射研 究 以理论建 模 研 究为 主 ，试验 测 量 结果 常 作为校 核手段 。随着计 算流 体力 学 、大气辐 射 学软件 、
分子光 谱数 据 和辐 射传 输 方程 数值 算 法等 相 关专 业研
式 中 ，（ ） Ｓ处 Ｓ 方 向 的光谱 投 射辐 射 强度 ； 为
ｊ ） 黑体 光谱辐 射 强度 ； （ 为
入 射 引起 的散射源 ：
（） 为光 谱衰减 系数 ；
究的 发展 ， 国 内外 有关 火 箭尾 焰 红外 辐射 特 性 的研 究 不 断深入 ，其 数值 模型 不断完 善 Ｊ 。 数值 模拟 由流场 计 算 、组分 物 性参 数 计算 以及 辐
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ａｎ ｆｎ ｔ ｏ ｕ ｄ ｌｗａ ｓａ ｌ ｈ ｄ ｔ ａ ｃ ｌ ｔ ｈ ｐ ｃ ｒ ｌａ ｓ ｒ ｔｏ ｏ ｆ ｃ ｅ ｔ ｏ ｈ ｏ ｏ ｅ ｔ ｂ ｓ ｒ ｃ ： ｉ ｉ ｖ ｌ ｍｅ ｍｏ ｅ ｓ ｅ ｔ ｂ ｉ ｅ Ｏ ｃ ｌ ｕ ａｅ ｔ ｅ ｓ ｅ ｔａ ｂ ｏ ｐ ｉ ｎ ｃ ｅ ｅ ｓ ｉ ｉ ｎ ｓ ｆｔ ｅ ｃ ｍｐ ｎ ｎ ｓ ｙ
和试 验两 种 ，理 论建 模有 助 于试 验 结果 的分 析 ，试 验
性进 行 了数值 模拟 ，详 细分 析 了 Ｃ Ｏ 、Ｈ： 和 Ｃ 等 Ｏ Ｏ
组分对 于辐 射特 性 的影 响 。
１ 尾 焰 辐 射 传输 方程 有 限体 积 法 数 学 模 型
有 限体 积法 易 于处 理多 维 复杂几 何 形状 、各 向异
ｌｎｅ ｂｙ ｌｎ ｅｔ ｉ — —ｉ ｅ ｍ ｈｏｄ． ｅ ｉ ｒ ｒ ｄ ｒ ｄｉ ｔｏｎ ｃ ｒ ｃｅ ｉｔｃｓｆｏｍ ｏｃ ｔｅ Ｔｈ ｎｆａ ｅ ａ ａｉ ｈａ ａ ｔｒ ｓｉ ｒ ｒ ｋｅ ｘｈａ ｔｐｌ ｅ ａ ｅ ｏ ａｎｅ ｕｓ ｕｍ ｒ ｂｔ ｉ ｄ．Ｄ ｉｆ ｒ ｎｔｄ ｓｒｂｕｔｏｎｓｏ ｈ ｆ ｅ ｅ ｉ ｔｉ ｉ ｆｔ ｅ ｃ ｏｍ ｐ ｅｎ ｓ ａ ｅ ｃ ｓ ｄ ｒ Ｏ ｎ ｌ ｅ ｔ ｎｆｕ ｎｃ ｈｅ ｉ ｒａ ｅｄ ｒ ｄｉｔｏ ｃ ｒ ｃ ｅ ｉｔｃｓ ｏｎ ｔ ｒ ｏｎ ｉ ｅ ｅｄ ｔ ａ ａ ｙｚ ｈｅ ｉ ｌ ｅ ｅ ｏｎ ｔ ｎｆ ｒ ａ ａ ｉ ｎ ｈａ ａ ｔ ｒｓｉ ．Ｓｏｍ ｅ ｉ ｅｒ ｓｉ ｏ ｌ ｉ ｎｓ ａ ｅ ｎｔ ｅ ｔｎｇ ｃ ｎｃ ｕｓｏ ｒ ｆｎａ ｌ ｃｈｉｖｅ ｉ ｌｙ ａ ｅ ｄ． Ｋ ｅ Ｗ ｏｒ ：Ｅｘ ｕｓ ｕｍ ｅ ｎｆａｒ ｄ ｒ ｄｉ ｔｏｎ；Ｎｕｍ ｅ ｉ ａｌｓｍ ｕｌ ｔｏｎ； ｎｉｅ ｖ ｕ ｅｍ ｏｄｅ ｙ ｄｓ ｈａ ｔｐｌ ；Ｉ ｒ ｅ ａ ａ ｉ ｒｃ ｉ ａｉ Ｆｉ ｔ ｏｌ ｍ ｌ
射传 输方 程求解 ３个 方面 组成 。本 文 以某液 体火 箭发 动机 为研 究对象 ，采 用逐 线积 分方法 ，基于 ＨＩ Ｒ Ｎ Ｔ Ａ
Ｓ （ ） 辐射源 函数 ，它包 含 了发射源 及 空间各 方 向 为
Ｓ（Ｓ ＝ （） ， ＋ ｓｉ （Ｓ ，） ｂ ）
４ Ｌ４ （， ， 丁Ｊ ｎ、 、Ｓ ｒｑ （ ） ） Ｓ ＝ ｉ ，
同组分 的尾 焰红 外辐射特 性 ，得 到组 分分布对 液体 火箭发 动机尾 焰红外 辐射特 性 的影 响规律 。
关键 词：尾 焰；红 外辐射 ；数 值模 拟 ；有 限体 积法
中图分类号 ：Ｖ ３ ４４ 文献标 识码 ：Ａ
Ｎｕｍ ｅ ｉ ａ ｍ ｕ ａ ｉ ｎ ｏ ｎ ｒ ｒ ｄ Ｒａ ｉ ｔｏ ｉ ｎａ ｕｒ ｓｆ ｏ ｒｃ ｌ Ｓｉ ｌ ｔｏ ｆＩ ｆ ａ ｅ ｄ ａ ｉ ｎ Ｓ ｇ ｔ ｅ ｒ ｍ
性 散射 和物 性参 数变 化 复杂 的 问题 。 吸收 、发射 和 散 射 性非 灰介 质 内 的辐 射传 输方程 的表 达式 为
＝ ・１ ＝ ｆ （） （，） ｓ 。 ｓ 一 ａｓｌ 十 Ｖ ｌ ，） ｓ （） １
则能 够对 理论 模 型进行 验 证和 修 正 ，两种 手 段相 互 结
０ 引 言
火箭 发动 机 工作 时产 生 的红 外辐 射 ，在 火 箭底 部 加热 、发动机 性 能诊 断方面 有重 要 的研 究价 值 Ｌ， 与 １其 Ｊ 背景 形成 强 烈 的对 比 ，在 导弹 的早 期预 警 、探 测 、识 别和 跟踪 中起 到 重要 作用 。研 究途 径主 要有 理 论建 模
２ １ 年 第 ２期 ０ 总第 ３２ １ 期
文 章编 号 ：１ ０ — １ ２２ １ ）２ ０ １ — ５ ０ ４ ７ ８ （０ １０ ． ０ ９０
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
ＭＩ ＳＳＩ ＬＥＳ ＮＤ Ａ ＳＰＡＣＥ ＶＥＨＩ ＣＬＥＳ
Ｎ ０２ ． ２０１ １ Ｓ ｕｍ ３１ Ｎｏ． ２
Ｒｏ ｋ ｔＥｘ ａ ｔＰｌ ｅ ｃ ｅ ｈ ｕｓ ｕｍ
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（ ｉｎ ｎｔｕｅｏ ｐ ｃ ｙｔｍ Ｅ ｇｎ ｅｉｇ Ｂ ｉｎ ， ０ ０ ６ Ｂｅ ｉｇＩｓｔｔ ｆ ａｅＳ ｓ ｎ ｉｅ ｒ ， ｅ ｉｇ １ ０ ７ ） ｊ ｉ Ｓ ｅ ｎ ｊ