Based on Fluent Numerical Calculation of Refractive Index on Rocket Engine Nozzle Plume

Numerical 2D simulation and research on internal flow field and external flow field of rocket motor nozzle using FLUENT software. Analyze the flow condition of internal flow field and external flow field, and according to add in the amount of the different gas components, obtain the clear distribution of contour of density flow field, pressure flow field and various material components and so on. Simulation results agree with the results observed from the test on the ground, and provide reference for solid rocket motor development.

基于卷积神经网络的地面尾喷焰流场预测

针对采用传统计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法计算火箭发动机尾喷焰耗时较大的问题,提出了一种基于卷积神经网络方法的地面尾喷焰反应流场智能预测模型,用于实时、快速生成典型发动机型谱参数条件下的高精度喷焰流场结果.以固体弹道评估发动机(ballistic evaluation motor Ⅱ, BEM-Ⅱ)为研究对象,在一定发动机型谱参数范围内采用拉丁超立方抽样方法抽选样本空间,将基于CFD方法计算的40个尾喷焰稳态流场样本作为模型训练数据集.采用编码器-解码器结构,引入并行解码器、反卷积层和瓶颈层,使模型能够在数量较少的样本下取得良好的训练效果.采用试车实验数值结果验证和评估了不同欠膨胀状态下尾喷焰流场智能预测模型CNN-PLUME的预测性能.结果表明:建立的尾喷焰智能预测模型回归系数接近于1,模型鲁棒性强;可实时生成尾喷焰反应流场结果,模型效率高;喷焰流场预测结果与试验校核数据高度一致,模型预测精度高;在不同欠膨胀状态下尾喷焰流场最大误差为14.17%,模型泛化能力较强.该模型可为地面试车尾喷焰流场规律以及发动机型谱参数设计提供方法支撑.

一种基于蓝紫光的固体火箭发动机羽流烟雾特征信号在线测量方法

为实现固体火箭发动机工作状态下羽流烟雾特征信号在线测量,消除羽流辐射对烟雾测量的影响,采用406 nm蓝紫光激光器、蓝紫光滤波片与350~1020 nm波段光纤光谱仪搭建了固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统,并将其应用于标准∅118 mm试验发动机羽流烟雾光透过率测量。结果表明:采用406 nm蓝紫光激光器与蓝紫光滤波片组合探测方案可消除羽流辐射对烟雾光透过率测量的影响;19%铝含量聚醚推进剂相同工况下两次实验发动机羽流烟雾光透过率相对偏差为5.80%,验证了该方法具有较好测量重复性;对于不同工况HTPB推进剂发动机试验,在相近燃烧室压强下,随着推进剂铝含量提高,羽流凝相粒子体积浓度增加,羽流烟雾光透过率降低;针对相同配方HTPB固体推进剂,随着燃烧室压强的提高,羽流凝相粒子体积浓度降低,烟雾光透过率提高。因此,采用该方法可以实现固体火箭发动机工作状态下羽流烟雾特征信号在线测量与表征,有效简化烟箱/烟道收集法实验操作流程,为低特征固体推进剂配方及发动机性能优化及羽流烟雾特征信号产生机理研究等提供有效的测试评价手段。

来流导致的火箭发动机喷焰红外辐射强度不确定度量化分析

在火箭发动机喷焰红外辐射预测过程中,由于弹道参数的不确定性因素存在,会影响喷焰红外辐射信号计算结果的置信度。文中以Atlas-IIA低空喷焰为研究对象,以来流速度、来流温度、来流压力和飞行攻角为不确定性输入变量,采用拉丁超立方试验设计样本,开展喷焰反应流场与红外辐射特性计算,获得各样本点对应的喷焰红外辐射响应值,利用非嵌入混沌多项式(No-intrusive Polynomial Chaos,NIPC)方法构建代理模型,采用响应面法求解NIPC多项式系数,基于统计参量研究各参量对红外辐射信号的不确定度和敏感性。结果表明来流特性引起的辐射强度不确定度与波段的选取有较高的关联度。来流速度对光谱辐射强度的灵敏程度最高,来流压力和攻角次之,来流温度的影响可忽略不计;来流速度对2.5~3.2、2.8~3.0μm谱带内的辐射强度敏感,主Sobol指数占比均在80%左右,来流压力对4.35~4.65μm波段辐射强度的影响占比为70%;各参数间的耦合作用对喷焰红外辐射的影响不高于4%。该研究可为火箭发动机尾喷焰红外辐射准确预估和置信度评估提供理论支撑。

火箭发动机喷焰红外辐射数值计算方法研究(特邀)

火箭发动机高温尾喷焰因具有显著的红外辐射特征成为天基红外系统探测、跟踪、分类和识别任务重点关注的对象。火箭发动机喷焰辐射信号产生、传递机制的物理建模和数值计算一直是目标探测领域重点关注的问题,也正朝着高精度、高效率的方向发展。针对火箭发动机喷焰红外辐射数值计算研究,围绕喷焰红外辐射计算链路所涉及的各环节,从喷焰反应流场模拟、高温燃气辐射物性参数计算、辐射传输计算和数理模型校验试验等方面的研究情况展开综述。

固体火箭发动机尾焰中颗粒速度的粒子轨迹法测量

固体火箭发动机尾焰中存在浓密的小尺寸颗粒和稀疏的大尺寸颗粒。利用高速相机直接对尾焰进行拍摄,采用粒子轨迹法对尾焰中大颗粒速度测量。粒子轨迹法测速的关键是正确识别粒子轨迹并确定其长度,为此发展了从图像中判别粒子轨迹的算法,提出了确定轨迹长度的一维拟合算法。通过对模拟粒子轨迹图像的计算分析,检验了一维拟合算法的计算效率和精度。利用文中发展的粒子轨迹法对固体火箭发动机尾焰中大尺寸颗粒进行了全流场速度测量。测量结果展示了尾焰中粒子速度随时间的演化,揭示了在超音速尾焰中大尺寸粒子速度随着距喷管出口距离的增加而衰减的定量特征。在全部测量区域内及测量时间内,没有观察到粒子速度的突变,这表明大颗粒的运动速度没有受到尾焰中激波的影响。该测量手段为固体火箭发动机尾焰中大尺寸颗粒的速度测量提供了新的选择。

用FVM法计算固体火箭羽流的红外特性

建立了有限体积法(FVM)的理论模型模拟固体火箭羽流的红外特性,研究了燃气组分H2O,CO2,CO,HCL,OH,NO的吸收和发射,以及AL2O3粒子云的吸收、发射和散射,还研究了两相流场中气相和粒子云温度不均匀时对辐射传输方程的修正.计算一单喷管固体火箭的二维轴对称羽流在光谱2～5μm的红外特性,给出羽流辐射的空间分布和光谱分布并与文献计算的结果对比.研究表明:有限体积法能较好地模拟固体火箭羽流的红外特性;粒子辐射占固体火箭羽流红外辐射的主要部分;在光谱2～4μm粒子辐射使羽流辐射增强,而在光谱4～5μm粒子辐射使羽流辐射减弱.

基于辐射通量表观对比度光谱的红外预警卫星探测波段选择方法

选择合理的探测波段是设计红外预警卫星需要解决的重要问题.提出了一种基于点目标辐射通量表观对比度光谱确定红外预警卫星探测波段的方法.论文首先建立了较完善的火箭尾焰表观对比度光谱计算模型,进一步建模计算了典型液体和固体火箭尾焰在不同高度的红外辐射特性,使用通用大气辐射传输（CART）软件计算了典型大气条件下的地球/大气背景辐射以及不同高度处大气的透过率和路径辐射,在此基础上以典型液体和固体火箭为例,计算了尾焰在不同高度处的辐射通量表观对比度光谱.结果表明：不论液体还是固体火箭,在2.55～2.85 μm和4.19 ～4.48 μm波段的辐射通量表观对比度都比较大,红外预警卫星工作波段可以选为上述波段.

固体火箭羽流红外特性的DOM法模拟及高度影响研究

为研究固体火箭羽流的红外特性,建立了贴体坐标系下,考虑气相和Al2O3凝相温度不相等及Al2O3粒子直径变化情况下,计算固体火箭羽流红外特性的方法——离散坐标法(DOM)。计算了光谱2~5μ范围内,某固体火箭发动机在地面及不同飞行高度下羽流的红外特性,研究了飞行高度对羽流红外特性的影响。研究表明:在固体火箭羽流的红外辐射中,粒子辐射起着主导性的作用,粒子辐射在不同的波带对固体火箭羽流辐射的影响有所不同;在高度30~60km范围内,固体火箭羽流在光谱2~5μm沿表面外法线方向的辐射强度随飞行高度的上升而增强。

固体火箭发动机喷流流场数值仿真

采用The Diagonalized Upwind Navier-Stokes(DUNS)程序对两种火箭发动机的喷管-尾喷焰进行了一体化数值仿真。DUNS程序采用对角化ADI算法对雷诺平均N-S方程进行了求解,求解过程采用三阶精度TVD格式,q-ω两方程湍流模型。首先对文献中典型喷管的喷流流场进行了数值模拟,与文献结果进行了对比,然后针对某型号固体导弹的喷管-尾喷焰在不同飞行高度和不同飞行速度进行了数值模拟,为对该型号导弹的尾喷焰开展红外辐射研究打下了基础。

对两种弱电离尘埃等离子体特征参量的定量估计

对火箭喷焰和地球极区中层大气尘埃等离子体的特征参量做了定量估计和分析。研究表明,两种尘埃等离子体中分子的浓度远大于电子和离子的浓度,电子、离子与分子的碰撞频率大于相应带电粒子的等离子体频率,其尘埃粒子之间的库仑耦合参数远小于1,因而它们均为弱电离、弱耦合的尘埃等离子体。火箭喷焰中的尘埃粒子间距大于其德拜半径,而极区中层大气中的尘埃粒子间距远小于其德拜半径。这意味着火箭喷焰中的尘埃粒子是孤立的,而极区中层大气中的尘埃粒子是非孤立的。

火箭喷焰微波衰减特征的理论研究

目前火箭喷焰微波衰减的计算是基于等离子体理论，根据微波衰减常数的实验测量结果，必须将理论公式中的电子浓度估计到一个很高的值。然而，这一很高的电子浓度值与火箭喷焰的化学反应动力学理论结果不相符。为了解决这一矛盾，在尘埃等离子体理论基础上，导出了弱电离尘埃等离子体的微波衰减常数和相位常数计算公式。将固体火箭喷焰的有关参数重新代入计算，给出的微波衰减常数比等离子体理论给出的结果大1～3个量级。所得结果与微波衰减的实验观测相符。

一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究

针对连续测量固体火箭发动机羽焰温度的特点 ,提出了一种新的发射率假设模型 ,并在此基础上提出了一种新的多波长高温计的数据处理方法 ,即通过处理两个不同时刻多波长高温计的测量数据 ,由计算可同时获知两个时刻的真温及光谱发射率 .实验结果表明 ,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在± 2 0K以内 。

固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究

介绍了缩尺固体火箭发动机不含铝推进剂喷流红外辐射的测量方案、测试设备与测量结果的分析及结论,并对不含铝推进剂喷流的流场和红外辐射场进行了计算。实验分别从与喷流方向成60°、90°、120°夹角位置测量了同一尺寸缩尺火箭发动机使用不含铝粉固体推进剂时、在约90kPa和5kPa两个环境压力下缩尺火箭发动机燃烧室压力以及喷流的红外辐射强度,并对喷流流场进行了显示。本文给出了缩尺火箭发动机实验时,不同环境压力状态下,喷流在2.7μm波段(波段一)和4.3μm波段(波段二)两个波段的红外辐射强度以及喷流流场图像,同时给出了在对应状态下的流场计算及红外辐射计算的结果。实验的结果验证了计算方法的正确性。

液体火箭发动机尾喷焰红外辐射特性

对液体火箭尾部喷焰红外辐射特性进行了仿真计算。利用所扩展建立的液体火箭发动机尾喷焰红外辐射组分的谱带参数数据库和尾喷焰流场数值仿真结果对辐射传输方程进行了数值求解,得到不同观测条件下的光谱辐射亮度。通过与实测数据对比,表明计算方法可行,结果合理。

印度烈火-Ⅱ导弹助推段和再入段红外辐射特性计算研究

弹道导弹发射阶段发动机尾焰中的H2O、CO2等大量高温气体组分和弹头再入段高温气体流场以及受气动加热的本体均产生强烈的红外辐射,是红外预警、跟踪、制导的重要信号。针对印度烈火-Ⅱ导弹,开展其助推段和再入段的辐射特性计算分析。从窄带辐射模型出发,考虑流场中重要气体组分的红外辐射机制,建立高温气体组分光谱参数的计算方法,发展了目标红外辐射特性计算软件。根据助推段火箭发动机尾焰流场和再入段流场的数值模拟的物理化学参数,利用所发展的辐射计算软件,计算分析了烈火-Ⅱ导弹助推段和再入段典型状态的红外辐射特性,可以为针对烈火导弹的预警、反导提供参考。

固体火箭发动机尾焰流场特性研究

针对某固体火箭发动机,对二维轴对称尾焰流场进行数值模拟,并考虑复燃化学反应和Al2O3颗粒运动的影响。计算得到了尾焰射流的温度场和组分分布图,将计算结果和地面实验结果进行对比,对尾焰流场主要特点进行分析。结果表明复燃化学反应主要发生在燃气空气混合区域,化学反应使复燃区域温度升高约250 K。该计算方法能反映出尾焰复燃流场的主要特点,可为固体火箭发动机尾焰红外特性的计算提供流场基本数据。

高密度尘埃等离子体的非相干散射理论研究

将带电尘埃粒子的影响引入到非相干散射理论中,建立了包含电子、离子和尘埃组分的尘埃等离子体非相干散射理论模型.对火箭喷焰高密度尘埃等离子体条件下,离子谐振区和尘埃谐振区的非相干散射谱线进行了计算,讨论了尘埃粒径、温度和密度对谱线结构的影响,获得了尘埃颗粒影响非相干散射回波特征的基本物理规律.

脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用

近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流,这是脉冲式风洞的成功应用成果;在60～80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验,测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力,比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明:在M=5、6试验条件下,煤油自发点火延滞时间约4ms,因而工作时间为60～80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。

低空多喷管发动机喷焰红外特性研究

对多喷管火箭发动机低空尾焰的红外辐射特性进行了研究。基于热流法建立了喷焰红外传输计算模型，数值模拟了四喷管发动机尾流场2～5μm光谱的红外特性。获得了光谱、波段辐射强度仿真数据及红外仿真热像，并与单喷管喷焰的红外特性进行了比较。考察了不同的喷管间距、探测方向、飞行高度对喷焰表观辐射强度的影响。结果表明，多喷管尾喷焰红外辐射光谱选择性与单喷管相似，但光谱峰值无线性关系；对于低空四喷管发动机尾喷焰，红外特性随喷管间距增加有所增强，随飞行高度增加，喷焰红外辐射强度提高。