火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究綜述

聶萬勝， 蔡紅華

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

火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究綜述

聶萬勝1， 蔡紅華2

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

在導彈/火箭從起飛到整個飛行過程中，其后的尾焰由于具有非常顯著的紅外輻射特性，進而成為紅外設(shè)備主要探測目標源。對火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性數(shù)值計算研究和實驗測量研究進行了綜述，重點介紹了火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性數(shù)值計算的步驟方法，并對各步驟的計算方法及其適用性進行了總結(jié)歸納。對國內(nèi)外火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究進展情況進行了分析討論，并為今后火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究提出了意見建議。

導彈；火箭；發(fā)動機；尾焰；紅外輻射;數(shù)值計算研究；實驗測量研究

火箭發(fā)動機工作時尾焰產(chǎn)生的紅外輻射，在火箭底部加熱、發(fā)動機性能診斷方面有著重要的研究價值[1]；導彈/火箭從起飛到整個飛行過程中，發(fā)動機尾焰與背景形成強烈的對比，在導彈的早期預警、探測、識別和跟蹤中起到重要作用[2]。因此，開展尾焰紅外輻射研究對提高發(fā)動機技術(shù)水平和探測預警能力尤為重要。從20世紀五六十年代開始，火箭發(fā)動機尾焰的輻射問題一直備受關(guān)注，研究人員對火箭發(fā)動機尾焰輻射特性的研究已經(jīng)持續(xù)了半個多世紀[3-5]，主要研究手段包括數(shù)值計算和實驗測量2種。

1 數(shù)值計算研究

國外從20世紀50年代就開始致力于尾焰紅外輻射特性研究，先后取得了很大技術(shù)進展。國內(nèi)對火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射計算工作開展較晚，直到90年代中后期才有文獻報道[6]19?；鸺惭婕t外輻射特性計算方法有很多，但一般都遵循如下步驟和思路進行(以含有固體顆粒尾焰紅外輻射計算為例)：(1) 尾焰流場計算，得到溫度、壓力、氣體組分和固體粒子等詳細流場參數(shù)分布；(2) 輻射參數(shù)計算，基于光譜數(shù)據(jù)庫和合適的計算模型，計算得到氣體輻射參數(shù)和粒子輻射參數(shù)；(3) 基于以上計算結(jié)果，選擇合適的方法離散求解輻射傳輸方程，數(shù)值計算得到尾焰流場內(nèi)各點發(fā)射的輻射強度/輻射亮度，以及尾焰整體輻射強度/輻射亮度；(4) 通過計算大氣透過率，計算尾焰紅外輻射經(jīng)過大氣傳輸之后的特性。

目前，國內(nèi)外有關(guān)火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性數(shù)值計算模型歸結(jié)起來可以分成2大類：一類是不考慮固體粒子吸收、發(fā)射和散射的準氣體模型[7]，準氣體模型使尾焰輻射的計算大為簡化；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算變得非常復雜。

1.1 火箭發(fā)動機尾焰流場計算

作為火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究的基礎(chǔ)，發(fā)動機尾焰流場計算可以分為純氣相尾焰流場計算[11-13]和氣固兩相尾焰流場計算[14-15]。發(fā)動機尾焰流場計算歸納起來主要有2類方法：一是采用理想模型、半經(jīng)驗公式計算[16]，計算公式簡單，能很快得到尾焰流場參數(shù)；二是利用計算流體動力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)軟件計算[17]，可以獲得尾焰中氣相和顆粒相的詳細流場參數(shù)分布，國內(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計算方法是利用計算流體動力學CFD軟件進行計算，具體方法為：(1) 采用CEA(Chemical Equilibrium with Applications)程序進行0維計算，將獲得的噴管喉部/出口截面參數(shù)作為入口邊界條件，進行尾焰流場計算，該方法的不足是忽略了發(fā)動機內(nèi)部燃燒狀態(tài)對尾焰流場特性影響[20]；(2)確采用發(fā)動機內(nèi)部——尾焰流場一體化計算方法，該方法克服了方法一的不足，但在計算多噴管發(fā)動機尾焰流場時存在大量重復計算的缺點[21]；(3) 基于前2種方法的缺點和局限，聶萬勝等[22]提出了第三種方法，即先計算發(fā)動機內(nèi)部燃燒流場，以獲得噴管喉部/出口截面參數(shù)作為入口邊界條件，然后計算發(fā)動機尾焰流場。

1.2 氣體輻射參數(shù)計算

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

純氣相尾焰紅外輻射計算時只需計算氣態(tài)燃燒產(chǎn)物輻射參數(shù)，主要計算方法有逐線計算法、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)計算方法對比如表1所示。

表1 不同輻射參數(shù)計算方法對比

1.3 固體顆粒輻射參數(shù)計算

固體火箭發(fā)動機或者碳氫燃料發(fā)動機尾焰中會有許多固體顆粒，顆粒的成分和尺寸會很大地影響尾焰的紅外輻射特性，其特殊性表現(xiàn)在對能量的散射。由于尾焰中固體顆粒的尺寸與紅外光的波長相近，所以這些固體顆粒的紅外輻射更接近于米粒子輻射[29]。雖然實際當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],目前對于球形粒子廣泛使用的顆粒輻射特性計算方法都是基于Gustav Mie解Maxwell方程得到的Mie理論[31]；而現(xiàn)實當中也有一些問題不能用基于均勻的球形顆粒進行求解的問題，如云層中的水滴粒子和冰晶粒子，這時非球形粒子的散射計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

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

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

1.5 大氣傳輸計算

有研究表明：當傳輸路徑大于等于2 m時就要考慮大氣傳輸?shù)乃p影響[34]，關(guān)于大氣紅外特性的模擬，最重要的是計算大氣的紅外傳輸透過率和大氣自身的紅外輻射。由于針對大氣輻射特征進行精確計算非常困難，目前，普遍采用大氣輻射傳輸計算軟件進行紅外計算，應用較為廣泛有LOWTRAIN、MODTRAN、FASCOD2和DISTORT等，上述幾種大氣輻射傳輸計算模型和另外幾個簡化計算模型的具體描述和對比分析見文獻[35-36]。國內(nèi)有關(guān)大氣傳輸?shù)挠嬎愦蠖嗖捎脟廛浖?，但也有學者結(jié)合實際應用需求進行了基于MODTRAN的再開發(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)過大氣傳輸后的特性差異很大[38-40]。由于我國地域遼闊，國外開發(fā)的大氣輻射傳輸計算軟件中使用的計算模型與我國的實際大氣參數(shù)具有相當大的出入，實時實地的大氣參數(shù)探測在計算紅外輻射大氣傳輸特性時起著重要的作用，在實際應用時，可以采用相應氣象臺站的高空氣候資料數(shù)據(jù)[41-43]。

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

美國自20世紀70年代以來，先后建立了基于譜帶模型計算尾焰氣體輻射的GASRAD程序[47]，計算大型航天器發(fā)射段尾焰輻射的計算軟件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)標準紅外輻射計算模型(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題[51]。1973年NASA出版的燃燒氣體產(chǎn)物輻射手冊[52]，不僅對當時氣體紅外輻射特性計算方法與研究進展進行了階段性總結(jié)，還給出了尾焰中常見組分氣體的光譜數(shù)據(jù)和典型粒子的吸收系數(shù)。

俄羅斯中央機械制造設(shè)計局(Central Research Institute of Machine-Building，TSNIMASH)的Plastinin等[53-58]針對液氧煤油發(fā)動機尾焰流場及其輻射特性研究開展了大量工作，主要針對美國AtlasⅡ和AtlasⅢ火箭(采用的是俄羅斯研制的液氧煤油發(fā)動機RD-180)尾焰的流場與紅外輻射特性進行計算和實驗對比研究。計算過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[59-62]和文獻[63]獲得；通過對飛行過程中的火箭尾焰進行紅外輻射測量，獲得尾焰光譜輻射特性和紅外成像特性；對比分析了火箭尾焰中碳煙顆粒分布特性及其對紅外輻射特性的影響。

國內(nèi)的學者從20世紀90年代開始采用多種方法對火箭、導彈和飛機等發(fā)動機尾焰的紅外輻射特性進行了計算研究，雖然起步較晚但已有一些成果，主要集中在飛機發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究。近十幾年來，國內(nèi)學者針對火箭和導彈發(fā)動機尾焰輻射特性研究也在不斷進行，純氣相尾焰紅外輻射計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顆粒相輻射的獨立傳播過程，然后與氣相輻射的有限增量模型計算結(jié)果進行疊加計算[69]；(2) 采用有限元法與分區(qū)法相結(jié)合方法[70]和源項六流法[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]、離散坐標法[77-78]和反向蒙特卡羅法[75,79]計算研究。

2 實驗測量研究

尾焰紅外輻射特性測試任務(wù)主要有3種[6]20，如表2所示。

對發(fā)動機尾焰紅外輻射特性進行實驗測量是早期進行尾焰輻射研究的主要研究手段[80]，Harwell等[81]采用紅外輻射計與紅外干涉光譜儀對氣氧/煤油模型發(fā)動機尾焰紅外輻射特性進行了研究，并分析了環(huán)境空氣流速和推進劑混合比對輻射特性的影響規(guī)律。Snaza等[82]采用紅外光譜輻射計(Spectroradiometer，既能測總能量，又能測各個波長分光量值)和紅外成像相機對固體火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性進行了研究，并分析了推進劑組分、固體顆粒尺寸分布對輻射特性的影響。

表2 尾焰紅外輻射測試任務(wù)對比

隨著輻射計算模型和計算機水平的不斷發(fā)展，現(xiàn)主要采用計算程序進行發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究；并且由于火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)、飛行參數(shù)、推進劑種類及其混合比、固體發(fā)動機尾焰中顆粒直徑等的變化都會對尾焰紅外輻射產(chǎn)生顯著影響[83-84]，而開展紅外輻射特性實驗測量研究難度和代價都非常大，因此目前實驗測量主要被作為預估理論和計算程序準確性驗證的手段。Devir等[85]采用紅外成像相機對模型發(fā)動機尾焰進行成像測量，并以此驗證計算紅外輻射計算模型的準確性。Moran等[86]采用在縮比固體火箭測試臺周圍布設(shè)多臺紅外相機的方法，對固體火箭點火起飛時的尾焰紅外輻射特性進行成像測量，并研究向火箭尾焰噴水對尾焰沖擊及其紅外輻射特性的影響。

圖1 紅外電視系統(tǒng)拍攝到長征七號火箭尾焰

國外在遠距離高空羽流紅外探測方面較為先進，美國在國防支援計劃(Defense Support Program， DSP)衛(wèi)星上安裝大規(guī)模紅外傳感器陣列來獲取遠程彈道導彈和落點[87]。俄羅斯和平號空間站上曾搭載多種紅外和紫外探測設(shè)備，用來捕捉飛行器高空尾焰的輻射特征[88]。

2016年6月25日，國內(nèi)發(fā)射長征七號運載火箭時，利用紅外電視系統(tǒng)對整個火箭發(fā)射飛行過程進行了測量跟蹤，如圖1所示。但國內(nèi)對尾焰紅外輻射特性測試工作仍顯得不夠充分，受搭載條件及測試技術(shù)限制，利用衛(wèi)星平臺對高空羽流紅外特性的測試工作鮮有開展。

3 結(jié) 束 語

隨著我國航天活動日益頻繁，結(jié)合紅外預警系統(tǒng)建設(shè)的迫切需要，對火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性研究應進一步大力開展，重點優(yōu)先開展研究的內(nèi)容包括：

1) 火箭發(fā)動機尾焰紅外輻射特性通用計算軟件，適用于不同火箭/導彈發(fā)動機尾焰流場參數(shù)已知情況下的尾焰紅外輻射特性計算，包括純氣相的尾焰流場和含有固體顆粒的尾焰流場；

2) 紅外輻射特性數(shù)據(jù)庫，針對國內(nèi)外現(xiàn)役主流火箭/導彈建立尾焰紅外輻射特性數(shù)據(jù)庫，為紅外設(shè)備探測和識別目標提供數(shù)據(jù)支撐；

3) 發(fā)動機尾焰紅外輻射特性實驗研究，包括模型發(fā)動機尾焰紅外輻射特性實驗研究，用以驗證紅外輻射計算模型準確性，同時還要進行天基、地基和箭上紅外系統(tǒng)的尾焰紅外輻射特性測量實驗研究工作。

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(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

國家自然科學基金資助項目(91441123)

聶萬勝(1969—)，男，教授，博士生導師，主要研究方向為航天推進與流動控制。nws1969@126.com

V43

2095-3828(2017)01-0047-07

A DOI 10.3783/j.issn.2095-3828.2017.01.011