火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究綜述

聶萬(wàn)勝， 蔡紅華

(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì), 北京 101416)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究綜述

聶萬(wàn)勝1， 蔡紅華2

(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì), 北京 101416)

在導(dǎo)彈/火箭從起飛到整個(gè)飛行過(guò)程中，其后的尾焰由于具有非常顯著的紅外輻射特性，進(jìn)而成為紅外設(shè)備主要探測(cè)目標(biāo)源。對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算研究和實(shí)驗(yàn)測(cè)量研究進(jìn)行了綜述，重點(diǎn)介紹了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算的步驟方法，并對(duì)各步驟的計(jì)算方法及其適用性進(jìn)行了總結(jié)歸納。對(duì)國(guó)內(nèi)外火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究進(jìn)展情況進(jìn)行了分析討論，并為今后火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究提出了意見(jiàn)建議。

導(dǎo)彈；火箭；發(fā)動(dòng)機(jī)；尾焰；紅外輻射;數(shù)值計(jì)算研究；實(shí)驗(yàn)測(cè)量研究

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)尾焰產(chǎn)生的紅外輻射，在火箭底部加熱、發(fā)動(dòng)機(jī)性能診斷方面有著重要的研究?jī)r(jià)值[1]；導(dǎo)彈/火箭從起飛到整個(gè)飛行過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰與背景形成強(qiáng)烈的對(duì)比，在導(dǎo)彈的早期預(yù)警、探測(cè)、識(shí)別和跟蹤中起到重要作用[2]。因此，開(kāi)展尾焰紅外輻射研究對(duì)提高發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平和探測(cè)預(yù)警能力尤為重要。從20世紀(jì)五六十年代開(kāi)始，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的輻射問(wèn)題一直備受關(guān)注，研究人員對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰輻射特性的研究已經(jīng)持續(xù)了半個(gè)多世紀(jì)[3-5]，主要研究手段包括數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)測(cè)量2種。

1 數(shù)值計(jì)算研究

國(guó)外從20世紀(jì)50年代就開(kāi)始致力于尾焰紅外輻射特性研究，先后取得了很大技術(shù)進(jìn)展。國(guó)內(nèi)對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算工作開(kāi)展較晚，直到90年代中后期才有文獻(xiàn)報(bào)道[6]19。火箭尾焰紅外輻射特性計(jì)算方法有很多，但一般都遵循如下步驟和思路進(jìn)行(以含有固體顆粒尾焰紅外輻射計(jì)算為例)：(1) 尾焰流場(chǎng)計(jì)算，得到溫度、壓力、氣體組分和固體粒子等詳細(xì)流場(chǎng)參數(shù)分布；(2) 輻射參數(shù)計(jì)算，基于光譜數(shù)據(jù)庫(kù)和合適的計(jì)算模型，計(jì)算得到氣體輻射參數(shù)和粒子輻射參數(shù)；(3) 基于以上計(jì)算結(jié)果，選擇合適的方法離散求解輻射傳輸方程，數(shù)值計(jì)算得到尾焰流場(chǎng)內(nèi)各點(diǎn)發(fā)射的輻射強(qiáng)度/輻射亮度，以及尾焰整體輻射強(qiáng)度/輻射亮度；(4) 通過(guò)計(jì)算大氣透過(guò)率，計(jì)算尾焰紅外輻射經(jīng)過(guò)大氣傳輸之后的特性。

目前，國(guó)內(nèi)外有關(guān)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性數(shù)值計(jì)算模型歸結(jié)起來(lái)可以分成2大類：一類是不考慮固體粒子吸收、發(fā)射和散射的準(zhǔn)氣體模型[7]，準(zhǔn)氣體模型使尾焰輻射的計(jì)算大為簡(jiǎn)化；另一類不僅考慮氣體及固體粒子的吸收、發(fā)射，還考慮固體粒子散射的模型[8-10]，考慮固體粒子的散射使輻射計(jì)算變得非常復(fù)雜。

1.1 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)計(jì)算

作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究的基礎(chǔ)，發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)計(jì)算可以分為純氣相尾焰流場(chǎng)計(jì)算[11-13]和氣固兩相尾焰流場(chǎng)計(jì)算[14-15]。發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)計(jì)算歸納起來(lái)主要有2類方法：一是采用理想模型、半經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算[16]，計(jì)算公式簡(jiǎn)單，能很快得到尾焰流場(chǎng)參數(shù)；二是利用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)軟件計(jì)算[17]，可以獲得尾焰中氣相和顆粒相的詳細(xì)流場(chǎng)參數(shù)分布，國(guó)內(nèi)外使用較多的CFD軟件是SPF[18](Standard Plume Flowfield)、GASP[19](General Aerodynamic Simulation Program)和FLUENT等。

目前研究者普遍采用的尾焰流場(chǎng)計(jì)算方法是利用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)CFD軟件進(jìn)行計(jì)算，具體方法為：(1) 采用CEA(Chemical Equilibrium with Applications)程序進(jìn)行0維計(jì)算，將獲得的噴管喉部/出口截面參數(shù)作為入口邊界條件，進(jìn)行尾焰流場(chǎng)計(jì)算，該方法的不足是忽略了發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒狀態(tài)對(duì)尾焰流場(chǎng)特性影響[20]；(2)確采用發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部——尾焰流場(chǎng)一體化計(jì)算方法，該方法克服了方法一的不足，但在計(jì)算多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)時(shí)存在大量重復(fù)計(jì)算的缺點(diǎn)[21]；(3) 基于前2種方法的缺點(diǎn)和局限，聶萬(wàn)勝等[22]提出了第三種方法，即先計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒流場(chǎng)，以獲得噴管喉部/出口截面參數(shù)作為入口邊界條件，然后計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)。

1.2 氣體輻射參數(shù)計(jì)算

光譜參數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)是進(jìn)行氣體輻射參數(shù)計(jì)算的基礎(chǔ)，美國(guó)、法國(guó)和俄羅斯先后建立了自己的光譜數(shù)據(jù)庫(kù)HITRAN和HITEMP數(shù)據(jù)庫(kù)、GEISA數(shù)據(jù)庫(kù)[23]和CDSD數(shù)據(jù)庫(kù)[24]。美國(guó)的HITRAN和HITEMP由于不斷更新而成為目前應(yīng)用最為廣泛的數(shù)據(jù)庫(kù)，最新版是HITRAN 2012[25]和HITEMP 2010[26]。

純氣相尾焰紅外輻射計(jì)算時(shí)只需計(jì)算氣態(tài)燃燒產(chǎn)物輻射參數(shù)，主要計(jì)算方法有逐線計(jì)算法、譜帶模型法(包括窄譜帶模型法、寬譜帶模型法)和總體模型法，不同輻射參數(shù)計(jì)算方法對(duì)比如表1所示。

表1 不同輻射參數(shù)計(jì)算方法對(duì)比

1.3 固體顆粒輻射參數(shù)計(jì)算

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或者碳?xì)淙剂习l(fā)動(dòng)機(jī)尾焰中會(huì)有許多固體顆粒，顆粒的成分和尺寸會(huì)很大地影響尾焰的紅外輻射特性，其特殊性表現(xiàn)在對(duì)能量的散射。由于尾焰中固體顆粒的尺寸與紅外光的波長(zhǎng)相近，所以這些固體顆粒的紅外輻射更接近于米粒子輻射[29]。雖然實(shí)際當(dāng)中遇到的顆粒既不是球形也不是勻質(zhì)，但是由于顆粒所處方位的隨機(jī)性，使顆粒呈現(xiàn)球形顆粒的某些特性，因此球形假設(shè)是可行的[30],目前對(duì)于球形粒子廣泛使用的顆粒輻射特性計(jì)算方法都是基于Gustav Mie解Maxwell方程得到的Mie理論[31]；而現(xiàn)實(shí)當(dāng)中也有一些問(wèn)題不能用基于均勻的球形顆粒進(jìn)行求解的問(wèn)題，如云層中的水滴粒子和冰晶粒子，這時(shí)非球形粒子的散射計(jì)算最有效的方法就是T矩陣方法，理論上T矩陣方法可以用于計(jì)算任意不規(guī)則形狀粒子[32]。

1.4 輻射傳輸方程求解

尾焰紅外輻射計(jì)算是基于已知尾焰流場(chǎng)參數(shù)分布和氣體、固體顆粒輻射參數(shù)基礎(chǔ)上進(jìn)行輻射傳輸方程求解，主要求解方法有離散坐標(biāo)法、有限體積法、蒙特卡羅法、射線跟蹤法、離散傳遞法和熱流法，不同求解方法對(duì)比見(jiàn)文獻(xiàn)[33]。

粒子輻射參數(shù)計(jì)算目前廣泛應(yīng)用的是Mie理論，采用的3種典型計(jì)算方法有熱流法、有限體積法和反向蒙特卡羅法。其中，有限體積法由于計(jì)算工作量小，計(jì)算精度高，而且對(duì)非規(guī)則計(jì)算域的適應(yīng)性強(qiáng)，所以得到愈來(lái)愈多的重視和研究。

1.5 大氣傳輸計(jì)算

有研究表明：當(dāng)傳輸路徑大于等于2 m時(shí)就要考慮大氣傳輸?shù)乃p影響[34]，關(guān)于大氣紅外特性的模擬，最重要的是計(jì)算大氣的紅外傳輸透過(guò)率和大氣自身的紅外輻射。由于針對(duì)大氣輻射特征進(jìn)行精確計(jì)算非常困難，目前，普遍采用大氣輻射傳輸計(jì)算軟件進(jìn)行紅外計(jì)算，應(yīng)用較為廣泛有LOWTRAIN、MODTRAN、FASCOD2和DISTORT等，上述幾種大氣輻射傳輸計(jì)算模型和另外幾個(gè)簡(jiǎn)化計(jì)算模型的具體描述和對(duì)比分析見(jiàn)文獻(xiàn)[35-36]。國(guó)內(nèi)有關(guān)大氣傳輸?shù)挠?jì)算大多采用國(guó)外軟件，但也有學(xué)者結(jié)合實(shí)際應(yīng)用需求進(jìn)行了基于MODTRAN的再開(kāi)發(fā)[37]。

隨著大氣環(huán)境參數(shù)(如大氣溫度、濕度、氣壓、霾濃度等)的不斷變化，紅外輻射經(jīng)過(guò)大氣傳輸后的特性差異很大[38-40]。由于我國(guó)地域遼闊，國(guó)外開(kāi)發(fā)的大氣輻射傳輸計(jì)算軟件中使用的計(jì)算模型與我國(guó)的實(shí)際大氣參數(shù)具有相當(dāng)大的出入，實(shí)時(shí)實(shí)地的大氣參數(shù)探測(cè)在計(jì)算紅外輻射大氣傳輸特性時(shí)起著重要的作用，在實(shí)際應(yīng)用時(shí)，可以采用相應(yīng)氣象臺(tái)站的高空氣候資料數(shù)據(jù)[41-43]。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算可以分為：(1) 純氣相尾焰紅外輻射計(jì)算，如氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算[44]等；(2) 氣固兩相尾焰紅外輻射計(jì)算，如含有碳煙顆粒的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[15,45]和含有Al2O3顆粒的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[14]尾焰紅外輻射計(jì)算等，與純氣相尾焰紅外輻射計(jì)算相比，需要考慮固體顆粒對(duì)輻射的散射作用，甚至很小質(zhì)量濃度的碳煙顆粒就會(huì)嚴(yán)重改變發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的紅外輻射特性[46]。

美國(guó)自20世紀(jì)70年代以來(lái)，先后建立了基于譜帶模型計(jì)算尾焰氣體輻射的GASRAD程序[47]，計(jì)算大型航天器發(fā)射段尾焰輻射的計(jì)算軟件ARC(Aerodyne Radiation Code)[48]，以及基于雙熱流及六熱流法建立的低空(0～60 km)標(biāo)準(zhǔn)紅外輻射計(jì)算模型(Standard Infrared Radiation Model，SIRRM)[49-50]，在單波條件下求解氣固耦合輻射傳輸方程，使用六熱流方法處理粒子多次散射問(wèn)題[51]。1973年NASA出版的燃燒氣體產(chǎn)物輻射手冊(cè)[52]，不僅對(duì)當(dāng)時(shí)氣體紅外輻射特性計(jì)算方法與研究進(jìn)展進(jìn)行了階段性總結(jié)，還給出了尾焰中常見(jiàn)組分氣體的光譜數(shù)據(jù)和典型粒子的吸收系數(shù)。

俄羅斯中央機(jī)械制造設(shè)計(jì)局(Central Research Institute of Machine-Building，TSNIMASH)的Plastinin等[53-58]針對(duì)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)及其輻射特性研究開(kāi)展了大量工作，主要針對(duì)美國(guó)AtlasⅡ和AtlasⅢ火箭(采用的是俄羅斯研制的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)RD-180)尾焰的流場(chǎng)與紅外輻射特性進(jìn)行計(jì)算和實(shí)驗(yàn)對(duì)比研究。計(jì)算過(guò)程中氣體組分吸收系數(shù)和譜線密度等分子譜線參數(shù)和碳煙顆粒吸收系數(shù)分別由文獻(xiàn)[59-62]和文獻(xiàn)[63]獲得；通過(guò)對(duì)飛行過(guò)程中的火箭尾焰進(jìn)行紅外輻射測(cè)量，獲得尾焰光譜輻射特性和紅外成像特性；對(duì)比分析了火箭尾焰中碳煙顆粒分布特性及其對(duì)紅外輻射特性的影響。

國(guó)內(nèi)的學(xué)者從20世紀(jì)90年代開(kāi)始采用多種方法對(duì)火箭、導(dǎo)彈和飛機(jī)等發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的紅外輻射特性進(jìn)行了計(jì)算研究，雖然起步較晚但已有一些成果，主要集中在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究。近十幾年來(lái)，國(guó)內(nèi)學(xué)者針對(duì)火箭和導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰輻射特性研究也在不斷進(jìn)行，純氣相尾焰紅外輻射計(jì)算主要采用輻射傳輸方程有限增量形式求解方法[64]、傳輸方程積分法[65]、有限體積法[66-67]和反向蒙特卡羅法[68]。開(kāi)展含有固體顆粒尾焰紅外輻射特性研究，采用的主要方法有:(1) 引入Al2O3顆粒相輻射的獨(dú)立傳播過(guò)程，然后與氣相輻射的有限增量模型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行疊加計(jì)算[69]；(2) 采用有限元法與分區(qū)法相結(jié)合方法[70]和源項(xiàng)六流法[71]模擬紅外輻射特性，采用Mie散射理論考慮固體Al2O3粒子的散射影響；(3) 采用窄譜帶模型和Mie散射理論建立紅外輻射傳輸模型，使用熱流法[72]、有限體積法[73-76]、離散坐標(biāo)法[77-78]和反向蒙特卡羅法[75,79]計(jì)算研究。

2 實(shí)驗(yàn)測(cè)量研究

尾焰紅外輻射特性測(cè)試任務(wù)主要有3種[6]20，如表2所示。

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測(cè)量是早期進(jìn)行尾焰輻射研究的主要研究手段[80]，Harwell等[81]采用紅外輻射計(jì)與紅外干涉光譜儀對(duì)氣氧/煤油模型發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性進(jìn)行了研究，并分析了環(huán)境空氣流速和推進(jìn)劑混合比對(duì)輻射特性的影響規(guī)律。Snaza等[82]采用紅外光譜輻射計(jì)(Spectroradiometer，既能測(cè)總能量，又能測(cè)各個(gè)波長(zhǎng)分光量值)和紅外成像相機(jī)對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性進(jìn)行了研究，并分析了推進(jìn)劑組分、固體顆粒尺寸分布對(duì)輻射特性的影響。

表2 尾焰紅外輻射測(cè)試任務(wù)對(duì)比

隨著輻射計(jì)算模型和計(jì)算機(jī)水平的不斷發(fā)展，現(xiàn)主要采用計(jì)算程序進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究；并且由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、飛行參數(shù)、推進(jìn)劑種類及其混合比、固體發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰中顆粒直徑等的變化都會(huì)對(duì)尾焰紅外輻射產(chǎn)生顯著影響[83-84]，而開(kāi)展紅外輻射特性實(shí)驗(yàn)測(cè)量研究難度和代價(jià)都非常大，因此目前實(shí)驗(yàn)測(cè)量主要被作為預(yù)估理論和計(jì)算程序準(zhǔn)確性驗(yàn)證的手段。Devir等[85]采用紅外成像相機(jī)對(duì)模型發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰進(jìn)行成像測(cè)量，并以此驗(yàn)證計(jì)算紅外輻射計(jì)算模型的準(zhǔn)確性。Moran等[86]采用在縮比固體火箭測(cè)試臺(tái)周圍布設(shè)多臺(tái)紅外相機(jī)的方法，對(duì)固體火箭點(diǎn)火起飛時(shí)的尾焰紅外輻射特性進(jìn)行成像測(cè)量，并研究向火箭尾焰噴水對(duì)尾焰沖擊及其紅外輻射特性的影響。

圖1 紅外電視系統(tǒng)拍攝到長(zhǎng)征七號(hào)火箭尾焰

國(guó)外在遠(yuǎn)距離高空羽流紅外探測(cè)方面較為先進(jìn)，美國(guó)在國(guó)防支援計(jì)劃(Defense Support Program， DSP)衛(wèi)星上安裝大規(guī)模紅外傳感器陣列來(lái)獲取遠(yuǎn)程彈道導(dǎo)彈和落點(diǎn)[87]。俄羅斯和平號(hào)空間站上曾搭載多種紅外和紫外探測(cè)設(shè)備，用來(lái)捕捉飛行器高空尾焰的輻射特征[88]。

2016年6月25日，國(guó)內(nèi)發(fā)射長(zhǎng)征七號(hào)運(yùn)載火箭時(shí)，利用紅外電視系統(tǒng)對(duì)整個(gè)火箭發(fā)射飛行過(guò)程進(jìn)行了測(cè)量跟蹤，如圖1所示。但國(guó)內(nèi)對(duì)尾焰紅外輻射特性測(cè)試工作仍顯得不夠充分，受搭載條件及測(cè)試技術(shù)限制，利用衛(wèi)星平臺(tái)對(duì)高空羽流紅外特性的測(cè)試工作鮮有開(kāi)展。

3 結(jié) 束 語(yǔ)

隨著我國(guó)航天活動(dòng)日益頻繁，結(jié)合紅外預(yù)警系統(tǒng)建設(shè)的迫切需要，對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性研究應(yīng)進(jìn)一步大力開(kāi)展，重點(diǎn)優(yōu)先開(kāi)展研究的內(nèi)容包括：

1) 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性通用計(jì)算軟件，適用于不同火箭/導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)參數(shù)已知情況下的尾焰紅外輻射特性計(jì)算，包括純氣相的尾焰流場(chǎng)和含有固體顆粒的尾焰流場(chǎng)；

2) 紅外輻射特性數(shù)據(jù)庫(kù)，針對(duì)國(guó)內(nèi)外現(xiàn)役主流火箭/導(dǎo)彈建立尾焰紅外輻射特性數(shù)據(jù)庫(kù)，為紅外設(shè)備探測(cè)和識(shí)別目標(biāo)提供數(shù)據(jù)支撐；

3) 發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性實(shí)驗(yàn)研究，包括模型發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性實(shí)驗(yàn)研究，用以驗(yàn)證紅外輻射計(jì)算模型準(zhǔn)確性，同時(shí)還要進(jìn)行天基、地基和箭上紅外系統(tǒng)的尾焰紅外輻射特性測(cè)量實(shí)驗(yàn)研究工作。

References)

[1]LUDWIG C B,KLIER A M,MALKMUS W,et a1.Infrared radiation from rocket plumes[J].Proc Spie,1990,253:410-422．

[2]張建奇.紅外物理[M].西安:西安電子科技大學(xué)出版社,2013:112-124.

[3]ROEHELLE W C.Review of thermal radiation from liquid and solid propellant rocket exhausts [R].Huntsville:Marshall Space Flight Center,1967:1.

[4]NELSON H F.Infrared radiation signature of tactica1 rocket exhausts [C]//AIAA,AIAA/ASME 3rd Joint Thermophy-sics,Fluids,Plasma and Heat Transfer Conference .St.Louis,Missouri:AIAA,1985:AIAA 82-0913.

[5]SURZHIKOV S T.Monte-Carlo simulation of plumes spectral emission [C]//36th AIAA Thermophysics Conference.Orlando:,AIAA ,2003:AIAA 2003-3895.

[6]王偉臣,王寧飛,李世鵬.火箭發(fā)動(dòng)機(jī)羽流紅外特性研究概述[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2009(5):18-22.

[7]DIRSCHCRKL R.Rocket motor plume technology,part 6:plume radiation[R].Neubiberg:North Atlantic Treaty Organization,1993:14-16.

[8]LIU J,SHANG H M,CHEN Y S,et al.Investigation of rocket plume radiation by discrete ordinates method[C]//AIAA 34th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno:AIAA ,1996:96-0348.

[9]RAITHBY G D,CHUI E H.A finite-volume method for predicting a radiant heat transfer in enclosures with participating media[J].Journal of Heat Transfer,1990,112(2):415-423.

[10]YU Q Z.Monte Carlo method for simulating the radiative characteristics of an anisotropic medium[J].Heat Transfer-Asian Research,1999,28(3):201-210.

[11]喬野,聶萬(wàn)勝,吳高楊,等.雙機(jī)并聯(lián)氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)特性三維數(shù)值仿真研究[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2015(5):30-34.

[12]蔡紅華,聶萬(wàn)勝,鄭剛.液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)型面對(duì)尾焰特性影響[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2015(5):35-38.

[13]田耀四,蔡國(guó)飆,朱定強(qiáng),等.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流流場(chǎng)數(shù)值仿真[J].宇航學(xué)報(bào),2006,27(5):876-880.

[14]豐松江,聶萬(wàn)勝,宋豐華,等.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性預(yù)估研究[J].固體火箭技術(shù),2009,32(2):183-187.

[15]WANG T S.Thermophysics characterization of kerosene combustion[C]//34th AIAA Thermophysics Conference.Denver:AIAA ,2000:1-11.

[16]PIESIK M T.Aluminized propellants and a method to defining low-altitude exhaust plumes[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1986,23(2):215-221.

[17]張術(shù)坤,蔡靜.尾焰紅外輻射特性計(jì)算研究綜述[J].激光與紅外,2010,40(12):1277-1232.

[18]DASH S M,PERGARNENT H S,THORPE R D.Computational models for the viscous/inviscid analysis of jet aircraft exhaust plumes [R].Washington:National Aeronautics and Space Administration,1980:32-36.

[19]AVITAL G,COHEN Y,GAMSS L,et al.Experimental and computational study of infrared emission from underexpanded rocket exhaust plumes[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer,2001,15(4):377-383.

[21]豐松江,聶萬(wàn)勝,解慶紛,等.燃燒室內(nèi)燃燒模型對(duì)尾焰流場(chǎng)及其輻射的影響[J].火箭推進(jìn),2006,32(2):6-10.

[22]聶萬(wàn)勝,蔡紅華.導(dǎo)彈/火箭燃燒尾焰沖擊特性計(jì)算研究綜述[J].裝備學(xué)院學(xué)報(bào),2016,27(3):1-6.

[23]HUSSON J N,ARIE E,BALLARD J,et al.The 1997 spectroscopic GEISA databank[J].Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer,1999,62(2):205-254.

[24]TASHKUN S A,PEREVALOV V I,TEFFO J L.ETC.CDSD-1000 the high-temperature carbon dioxide spectroscopic databank[J].Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer,2003,82(1):165-196.

[25]ROTHMAN L S,GORDON I E,BARBE A,et al.The HITRAN 2012 molecular spectroscopic database[J].Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer,2013,130 :4-50.

[26]ROTHMAN L S,GORDON I E,BARBE R J,et al.HITEMP the high-temperature molecular spectroscopic database[J].Journal of Quantitative Spectroscopy and Radiative Transfer,2010,111 (15):2139-2150.

[27]布向偉,朱學(xué)昌.火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射特性的數(shù)值模擬[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2011(2):19-23.

[28]梅飛,江勇,陳世國(guó),等.一種氣體吸收的逐線計(jì)算模型及其實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2012,32(3):1-8.

[29]SEYRAFI K.Engineering design handbook on infrared military systems:part one[R].Alexgandria:Headquarters United States Army Materiel Command,1973:2-52.

[30]MENGUC M P,MANICHAVAGAM S,D’SA D A.Determination of radiative properties of pulverized coal particles from experiments[J].Fuel,1994,73(4):391-411.

[31]王慧元.基于射線蹤跡法的含離散顆粒熱噴流輻射數(shù)值計(jì)算方法研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),2007:22.

[32]原桂彬,導(dǎo)彈羽焰及云層背景紅外輻射特性研究[D]. 哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué),2007:41-42.

[33]王大銳,張楠,葛明和.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰紅外輻射計(jì)算方法[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2015(1):69-73.

[34]TEJWANL G D.Transmittance and radiance computations for rocket engine plume environments[C]//2003 ASME Heat Transfer Conference.Las Vegas:ASME ,2003:HT2003-47406.

[35]ANDERSON G P,KNEIZYS F X,CHETWYND Jr J H,et al.Reviewing atmospheric radiative transfer modeling:new developments in high-and moderate-resolution FASCODE/FASE and MODTRAN[C]//SPIE's 1996 International Symposium on Optical Science,Engineering,and Instrumentation.Denver:International Society for Optics and Photonics,1996:82-93.

[36]MYERS D R,EMERY K,GUEYMARD C.Reviewing and validating spectral irradiance reference standards for photovoltaic performance evaluation[J].Journal of Solar Energy Engineering,2004,126(1):567-574.

[37]劉浩,董雁冰,王亞輝,等.實(shí)時(shí)大氣傳輸計(jì)算軟件的研制[J].紅外與激光工程,2006,35(增刊):404-407.

[38]高春雷,易維寧,崔文煜,等.不同大氣條件下紅外成像效果模擬[J].紅外與激光工程,2012,41(3):586-591.

[39]易亞星,姚梅,王國(guó)玉,等.大氣參數(shù)對(duì)目標(biāo)紅外可測(cè)度的影響分析[J].紅外技術(shù),2006,28(2):120-123.

[40]趙楠,李曉霞,馬森,等.來(lái)襲飛機(jī)的紅外輻射及其大氣傳輸特性研究[J].激光與紅外,2012,42(8):890-893.

[41]韓玉閣,宣益民.大氣傳輸特性對(duì)目標(biāo)與背景紅外輻射特性的影響[J].應(yīng)用光學(xué),2002,23(6):8-11.

[42]陳秀紅,魏合理,徐青山.紅外大氣透過(guò)率的計(jì)算模式[J].紅外與激光工程,2011,40(5):811-816.

[43]魏合理,戴聰明.輻射特性測(cè)量大氣傳輸修正研究:大氣輻射傳輸模式和關(guān)鍵大氣參數(shù)分析[J].紅外與激光工程,2014,43(3):884-890.

[44]喬野,聶萬(wàn)勝,豐松江,等.復(fù)燃對(duì)氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)及輻射特性影響數(shù)值研究[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2016(2):22-26.

[45]GARRISON M B,OZAWA T,LEVIN D A.An improved CO2,H2O and soot infrared radiation models for high temperature flows[C]//36th AIAA Plasmadynamics and Lasers Conference.Toronto:AIAA,2005:2005-4777.

[46]RODIONOV A V,PLASTININ YU A,KARABADZHAK G F.Soot oxidation modeling in plumes[C]//37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit.Salt Lake City:AIAA ,2001:2001-3858.

[47]REARDON J E,LEE Y C.A computer program for thermal radiation from gaseous rocket exhaust plumes (GASRAD) [R].Huntsvi:Marshall Space Flight Center,1980:1.

[48]BERNSTEIN L S,WORMHOUDT J,CONANT J A.The aerodyne radiation:physical assumptions and mathematical approximations[R].Billerica:Aerodyne Research,Inc.,1979:ARI-RR-173.

[49]LUDWING C B,MALKMUS W,WALKER J.The stan-dard infrared radiation model[C]//16th Thermophysics Conference.Palo Alto:AIAA,1981:AIAA 81-1051.

[50]LUDWING C B,MALKMUS W,WALKER J,et al.A theoretical model for absorbing,emitting,and scattering plume radiation [J].Spacecraft Radiative Transfer And Temperature Control,1982,83:111-127.

[51]FREEMAN G N,LUDWIG C B,MA1KMUS W,et a1.Development and validation of standardized infrared radiation model (SIRRM)[R].Edwards:Air Force Rocket Propulsion Laboratory,1979:AFRPL-79-55.

[52]LUDWIG C B.Handbook of infrared radiation from combustion gases[R].Washington:National Aeronautics and Space Administration,1973.

[53]PLASTININ Y,KARABADZHAK G,KHMELININ B.Ultraviolet,visible and infrared spectra modeling for solid and liquid fuel rocket exhausts[C]//39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno:AIAA,2001:AIAA-2001-0660.

[54]PLASTININ Y A,KARABADZHAK G F,KHMELININ B A,et al.Advanced model for soot radiation in the plume[C]//40th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit.Reno:AIAA,2002:AIAA- 2002-0798.

[55]BRENTNER K S,GIMELSHEIN S F,LEVIN D A,et al.Investigation of soot combustion in underexpanded jet plume flows[C]//41st AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit.Reno:AIAA,2003:AIAA -2003-0506.

[56]VISWANATH K,LEVIN D A,BRENTNER K S,et al.Modeling of soot oxidation and prediction of optical radiation in underexpanded plumes[C]//42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno:AIAA,2004:AIAA- 2004-1350.

[57]PLASTININ Y A,KARABADZHAK G F,KHMELININ B A,et al.Investigation of soot density in the LOX/kerosene engine booster exhaust of Atlas II and Atlas III from remote measurements of radiation intensity[C]//43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno:AIAA,2005:AIAA -2005-769.

[58]ALEXEENKO A A,GIMELSHEIN N E,LEVIN D A,et al.Modeling of flow and radiation in the atlas plume[J].Journal of Thermophysics and Heat Transfer,2002,16(1):50-57.

[59]LUDWIG C B.Measurements of the curves-of-growth of hot water vapor[J].Applied Optics,1971,10(5):1057-1073.

[60]MALCMUS W,THOMSON A.Infrared emissivity of diatomic gases for the anharmonic vibrating-rotator model[J].Journal of Quantitative Spectroscopy & Radiative Transfer,1962,2(1):17-39 .

[61]MALCMUS W.Infrared emissivity of carbon dioxide (4.3- u,band)[J].Journal of the Optical Society of America,1963,53(8):951-961.

[62]MALCMUS W.Infrared emissivity of carbon dioxide (2.7-u band) [J].Journal of the Optical Society of America,1964,54(6):751-758.

[63]HOWARTH C R,FOSTER P J,THRING M W.The effect of temperature on the extinction of radiation by soot particles[C]//3rd International Heat Transfer Conference.Chicago:AIHTC,1966:122.

[64]聶萬(wàn)勝，楊軍輝，何浩波,等.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴焰紅外輻射特性[J].國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào),2005,27(5):91-94.

[65]張小英,朱定強(qiáng),向紅軍,等.液體火箭噴焰紅外特性的數(shù)值仿真[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2005,31(11):1520-1523.

[66]劉尊洋,邵立,汪亞夫,等.飛行參數(shù)對(duì)液體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2013,33(4):1-7.

[67]劉尊洋，邵立，汪亞夫,等．復(fù)燃對(duì)液體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J].光子學(xué)報(bào),2013,42(4):480-485.

[68]張術(shù)坤,蔡靜.尾焰紅外輻射特性的反向蒙特卡羅法模擬[J].紅外與激光工程,2012,41(10):2604-2609.

[69]FENG S J,NIE W S,XIE Q F,et al.Numerical simulation of flow field and radiation of an aluminized solid-propellant rocket multiphase exhaust plume[C]//39th AIAA Thermophysics Conference.Miami:AIAA,2007:AIAA 2007-4415.

[70]齊宏,阮立明,管立川,等.導(dǎo)彈尾噴焰紅外輻射特性有限元法研究[J].裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào),2007,18(3):72-76.

[71]阮立明,齊宏,王圣剛,等.導(dǎo)彈尾噴焰目標(biāo)紅外特性的數(shù)值仿真[J].紅外與激光工程,2008,37(6):959-962.

[72]王雁鳴,談和平,董士奎,等.低空多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰紅外特性研究[J].固體火箭技術(shù),2009,32(6):634-637.

[73]郝金波,董士奎,談和平.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴餡紅外特性數(shù)值模擬[J].紅外與毫米波學(xué)報(bào),2003,22(4):246-250.

[74]帥永，董士奎.談和平.數(shù)值模擬噴焰2.7 微米紅外輻射特性[J].航空學(xué)報(bào),2005,26(4):402-406.

[75]劉尊洋,邵立,汪亞夫,等.復(fù)燃對(duì)固體火箭尾焰紅外輻射特性的影響[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2013,33(6):1-8.

[76]樊士偉，張小英，朱定強(qiáng),等.用FVM 法計(jì)算固體火箭羽流的紅外特性[J].宇航學(xué)報(bào),2005,26(6):793-797.

[77]董士奎,于建同,李東輝，等.貼體坐標(biāo)系下離散坐標(biāo)法計(jì)算尾噴焰輻射特性[J].上海理工大學(xué)學(xué)報(bào),2003,25(2):159-162.

[78]張小英,朱定強(qiáng),蔡國(guó)飚.固體火箭羽流紅外特性的DOM法模擬及高度影響研究[J].宇航學(xué)報(bào),2007,28(3):702-706.

[79]帥永,董士奎,劉林華.高溫含粒子自由流紅外輻射特性的反向蒙特卡羅法模擬[J].紅外與毫米波學(xué)報(bào),2005,24(2):100-104.

[80]TOURIN R H,BABROV H J,PENZIAS G J.Infrared radiation of flames[R].Flushing:Air Force Cambridge Research Laboratories,1961:AFCRL-1071.

[81]HARWELL K E,HYMAN W D,JACKSON H T,et al.Effects of external velocity on the spatial distribution of infrared radiation from a rocket exhaust plume[C]//AIAA 11th Thermophysics Conference.San Diego:AIAA,1976:AIAA 76-443.

[82]SNAZA C J.Investigation of the effect of solid rocket motor propellant composition on plume signature[R].Monterey:Naval Postgraduate School,1994:AD-A283365.

[83]ZIRKIND R.Radiation from rocket exhaust plumes[R].New York:Polytechnic Institute of Brooklyn Department,1966:PIBAL Report 984.

[84]SAMBAMURTHI J K.Plume particle collection and sizing from static firing of solid rocket motors[R].Huntsville:NASA/Marshall Space Flight Center,1995:NASA-TM-111873.

[85]DEVIR A,LESSIN A,LEV M,et al.Comparision of calculated and measured radiation from a rocket motor plume[C]//39th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit.Reno:AIAA,2001:AIAA 2001-0358.

[86]MORAN R P,HOUSTON J D.Infrared imagery of solid rocket exhaust plumes[R].Huntsvi:Marshall Space Flight Center,2012:20120002972.

[87]BEAULIEU M R,ALFRIEND K T,JERARDI T.Launch detection satellite system engineering error ana1ysis[J]. Journa1 of Spacecraft & Rockets,1998,35(4):487-495.

[88]KARABADZAK G F,TES1ENKO V,DRAKES J A,et al.Experimentation using the Mir Station as a space laboratory[C]//36th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit.Reno:AIAA,1998:AlAA-1998-288.

(編輯：李江濤)

Overview of Infrared Characteristics Study of Rocket Engine Plume

NIE Wansheng1， CAI Honghua2

(1. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China；2. Department of Graduate Management, Equipment Academy, Beijing 101416, China)

During the whole process of missile /rocket launching, the engine plume with significant infrared characteristics is the main target of infrared detection equipment. The paper summarizes the numerical calculation and experimental measurement study of the rocket engine plume , especially introduces the numerical computation process of the infrared characteristics and concludes the computational method of each step and its applicability. The paper also analyzes and discusses research progress of the infrared radiation characteristics of the engine plume at home and abroad and gives some advices on future study in this respect.

missile; rocket; engine; plume; infrared radiation; numerical calculation study; experiment measurement study

2016-09-20

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(91441123)

聶萬(wàn)勝(1969—)，男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)楹教焱七M(jìn)與流動(dòng)控制。nws1969@126.com

V43

2095-3828(2017)01-0047-07

A DOI 10.3783/j.issn.2095-3828.2017.01.011