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高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟

傅杨奥骁 江涛 刘庆宗 丁明松 李鹏 董维中 高铁锁 许勇

傅杨奥骁, 江涛, 刘庆宗, 丁明松, 李鹏, 董维中, 高铁锁, 许勇. 高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟[J]. 红外与激光工程, 2022, 51(10): 20220023. doi: 10.3788/IRLA20220023
引用本文: 傅杨奥骁, 江涛, 刘庆宗, 丁明松, 李鹏, 董维中, 高铁锁, 许勇. 高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟[J]. 红外与激光工程, 2022, 51(10): 20220023. doi: 10.3788/IRLA20220023
Fu Yang’aoxiao, Jiang Tao, Liu Qingzong, Ding Mingsong, Li Peng, Dong Weizhong, Gao Tiesuo, Xu Yong. Numerical simulation on radiation effect of hypersonic vehicle's hot gas jet[J]. Infrared and Laser Engineering, 2022, 51(10): 20220023. doi: 10.3788/IRLA20220023
Citation: Fu Yang’aoxiao, Jiang Tao, Liu Qingzong, Ding Mingsong, Li Peng, Dong Weizhong, Gao Tiesuo, Xu Yong. Numerical simulation on radiation effect of hypersonic vehicle's hot gas jet[J]. Infrared and Laser Engineering, 2022, 51(10): 20220023. doi: 10.3788/IRLA20220023

高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟

doi: 10.3788/IRLA20220023
基金项目: 基础加强计划重点基础研究项目(2019-JCJQ-ZD-049)
详细信息
    作者简介:

    傅杨奥骁,男,博士生,主要从事气动物理学及高温气体动力学方面的研究

    董维中,男,研究员,博士,主要从事高温气体动力学等方面的研究

    通讯作者: 高铁锁,男,研究员,硕士,主要从事气动物理学及高温气体动力学方面的研究。
  • 中图分类号: V211.751

Numerical simulation on radiation effect of hypersonic vehicle's hot gas jet

Funds: Basic Strengthening Program Key Basic Research Projects(2019-JCJQ-ZD-049)
  • 摘要: 喷流反作用控制系统(Reaction Control System, RCS)热喷高温燃气辐射效应对飞行器光学探测跟踪具有重要影响。基于谱带辐射模型,通过求解带化学反应源项的三维Navier-Stokes方程和辐射传输方程,对高超声速飞行器喷流反作用控制系统热喷干扰流场及其红外辐射特性进行了数值模拟,分析了二次燃烧效应、不同飞行条件以及不同观测角度对流场红外辐射特性的影响。研究表明:典型状态喷流辐射计算与实验测量结果一致,流场与红外辐射数值方法具有较好的适应性;飞行器RCS工作所形成热喷干扰流场的红外辐射,主要由喷流燃气中的CO2和H2O组分贡献,其中CO2对辐射的贡献更大,流场中二次燃烧效应对流场辐射强度有显著影响,在20 km高度下可使流场辐射强度提高一倍以上;随着马赫数/高度的增加,流场辐射强度均呈现先略有减小,后增大的趋势,随着高度增加,二次燃烧效应对流场辐射强度的影响明显减弱;由飞行器RCS工作引起的辐射增量十分显著,俯视观测以及3~5 μm波段的目标辐射强度最大。文中的研究结果可为飞行器探测跟踪提供参考。
  • 图  1  冷喷试验流场参数分布云图

    Figure  1.  Contour of coldjet test flow field parameter

    图  2  沿上表面子午线压差系数分布对比

    Figure  2.  Comparison of differential pressure coefficient distribution along upper surface meridian line

    图  3  喷焰流场计算结果

    Figure  3.  Computation result of rocket motor plume flow field

    图  4  光谱辐射辐射强度对比

    Figure  4.  Comparison of spectral radiant intensity

    图  5  计算外形示意图

    Figure  5.  Schematic diagram of the computation configuration

    图  6  观测视角示意图

    Figure  6.  Schematic diagram of observation angle

    图  7  流场参数分布云图

    Figure  7.  Contour of flow field parameters distribution

    图  8  流场光谱辐射强度

    Figure  8.  Flow field spectral radiant intensity

    图  9  喷管出口流场参数沿法向分布对比

    Figure  9.  Comparison of normal flow field parameter distribution at nozzle exit

    图  10  不同马赫数下的辐射强度对比(H=20 km)

    Figure  10.  Comparison of radiant intensity for different Mach number (H=20 km)

    图  11  喷管出口流场参数沿法向分布对比(H=20 km)

    Figure  11.  Comparison of normal flow field parameter distribution at nozzle exit (H=20 km)

    图  12  不同高度下的辐射强度对比(Ma=5)

    Figure  12.  Comparison of radiant intensity for different altitude (Ma=5)

    图  13  喷管出口流场参数沿法向分布对比(Ma=5)

    Figure  13.  Comparison of normal flow field parameter distribution at nozzle exit (Ma=5)

    图  14  RCS工作/关闭时表面温度分布

    Figure  14.  Surface temperature contour with/without RCS

    图  15  不同观测角度下的辐射强度分布

    Figure  15.  Radiant intensity at different observation angles

    表  1  化学反应模型

    Table  1.   Chemical reaction model

    No.ReactionNo.Reaction
    1CO2+M1↔CO+O+M111NO+CO ↔ CO2+N
    2H2O+M2↔H+OH+M212CO2+O ↔ O2+CO
    3CO+M3 ↔C+O+M313CO+CO ↔ CO2+C
    4N2+M4 ↔N+N+M414CO+O ↔ O2+C
    5O2+M5 ↔O+O+M515CO+N ↔NO+C
    6NO+M6 ↔N+O+M616OH+CO ↔CO2+H
    7H2+M7 ↔H+H+M717OH+H2 ↔H2 O+H
    8OH+M8 ↔O+H+M818H+O2 ↔OH+O
    9O+NO ↔N+O219O+H2 ↔OH+H
    10O+N2 ↔N+NO20OH+OH ↔H2O+O
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    表  2  喷管出口条件

    Table  2.   Nozzle exit condition

    MaP/MPaT/K$ \gamma $R/J·(kg·K)−1
    2.7960.133315961.27400
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    表  3  喷管出口燃气组分质量分数

    Table  3.   Hot gas species mass fraction at nozzle exit

    CO2H2OCON2O2NO
    ci0.08670.29760.17440.41910.00020.0015
    H2OHCNHO
    ci0.01520.00497×10−111×10−60.00030.0001
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出版历程
  • 收稿日期:  2022-01-07
  • 修回日期:  2022-03-11
  • 网络出版日期:  2022-11-02
  • 刊出日期:  2022-10-28

高超声速飞行器热喷高温燃气红外辐射特性数值模拟

doi: 10.3788/IRLA20220023
    作者简介:

    傅杨奥骁,男,博士生,主要从事气动物理学及高温气体动力学方面的研究

    董维中,男,研究员,博士,主要从事高温气体动力学等方面的研究

    通讯作者: 高铁锁,男,研究员,硕士,主要从事气动物理学及高温气体动力学方面的研究。
基金项目:  基础加强计划重点基础研究项目(2019-JCJQ-ZD-049)
  • 中图分类号: V211.751

摘要: 喷流反作用控制系统(Reaction Control System, RCS)热喷高温燃气辐射效应对飞行器光学探测跟踪具有重要影响。基于谱带辐射模型,通过求解带化学反应源项的三维Navier-Stokes方程和辐射传输方程,对高超声速飞行器喷流反作用控制系统热喷干扰流场及其红外辐射特性进行了数值模拟,分析了二次燃烧效应、不同飞行条件以及不同观测角度对流场红外辐射特性的影响。研究表明:典型状态喷流辐射计算与实验测量结果一致,流场与红外辐射数值方法具有较好的适应性;飞行器RCS工作所形成热喷干扰流场的红外辐射,主要由喷流燃气中的CO2和H2O组分贡献,其中CO2对辐射的贡献更大,流场中二次燃烧效应对流场辐射强度有显著影响,在20 km高度下可使流场辐射强度提高一倍以上;随着马赫数/高度的增加,流场辐射强度均呈现先略有减小,后增大的趋势,随着高度增加,二次燃烧效应对流场辐射强度的影响明显减弱;由飞行器RCS工作引起的辐射增量十分显著,俯视观测以及3~5 μm波段的目标辐射强度最大。文中的研究结果可为飞行器探测跟踪提供参考。

English Abstract

    • 喷流反作用控制系统(Reaction Control System, RCS)是目前很多高超声速飞行器采用的气动控制方法,相比于常规的气动舵面控制技术,其具有响应快、不受空域限制的优点[1],可明显提升高超声速飞行器的控制和机动能力。

      喷流反作用控制系统工作时,其产生的喷流气体会与来流发生强烈的相互干扰作用,形成一系列复杂的流场结构,对飞行器气动力热特性产生影响,这种现象被称为喷流干扰效应[2-3]。在实际工程应用中,喷流反作用控制系统一般采用小型火箭发动机,喷管出口为高温燃气,一般称之为“热喷”,与之相对的是在风洞试验中,出于成本和可实现性的考虑,采用温度一般较低的空气作为喷流气体,被称为“冷喷”。喷流燃气的气体性质与常温空气有较大差别,同时,喷流燃气中未完全燃烧的组分进入主流后还会发生二次燃烧(复燃)现象[4-5],使喷流干扰问题更加复杂。

      RCS产生的燃气喷流温度高且含有CO2、H2O等组分,会产生较强的红外辐射,而红外辐射是目标探测、识别技术中重要的信号源[6],因此RCS工作时喷出的高温燃气对飞行器整体红外辐射特性的改变,将影响防御系统对飞行器的探测、识别、跟踪与拦截。基于此,开展喷流反作用控制系统热喷干扰流场的红外辐射特性研究具有很强的工程应用价值。

      近年来,已有部分学者开展了针对飞行器热喷干扰流场的研究,但这些研究大多针对热喷干扰对飞行器气动特性的影响[7-9]。一些学者开展了高超声速飞行器的红外辐射特性研究,如Horvath等[10]及Schwartz等[11]开展了航天飞机再入过程的红外辐射特性观测;Brandis等[12]针对返回舱再入飞行状态,开展了流场辐射特性数值模拟,并与风洞试验数据进行了对比;高铁锁等[13]采用数值模拟方法,开展了高超声速拦截弹窗口流场的红外辐射特性数值模拟;江涛等[14]针对印度烈火-II导弹,采用数值模拟方法开展了助推段及再入段的红外辐射特性研究;牛青林等[15]通过数值模拟方法,研究了HTV-2飞行器的点源红外辐射特性及最大探测距离,后续还进一步研究了RCS工作[16]对目标辐射特性的影响。

      总的来看,目前关于热喷干扰的研究,大多关注其对飞行器气动特性的影响,而国内外对于高超声速飞行器红外辐射特性的研究还相对不足:大多数研究仅关注了飞行器在典型稳态飞行状态下的辐射信号[10-15],较少有考虑飞行器RCS开启时目标的辐射特性变化,已有的关于RCS工作对目标辐射特性影响的研究中[16],由于喷管工作方式属于尾喷,因此并未包含复杂喷流干扰效应的影响,也未考察喷流燃气的二次燃烧效应对辐射特性的影响。由于飞行器RCS工作时产生的喷流干扰效应会对流场结构及表面温度分布产生显著影响,进而影响流场及飞行器本体的辐射特性,同时燃气喷流的二次燃烧效应对流场辐射特性影响显著且会受到飞行速度、高度等因素的影响,因此有必要进一步开展多种条件下包含复杂喷流干扰效应的飞行器RCS热喷干扰流场及其红外辐射特性的研究。

      为了较为真实地反映喷流反作用控制系统热喷干扰流场特性,评估热喷高温燃气的红外辐射特性,文中针对典型锥柱裙外形,通过自主研发的气动物理流场数值模拟软件(AEROPH_Flow)和气动物理辐射计算软件(AEROPH_Radiation),开展了热喷干扰流场及其红外辐射特性的数值模拟,分析了二次燃烧效应、不同飞行条件以及不同观测角度对流场红外辐射特性的影响。

    • 为了模拟流场中的二次燃烧效应,控制方程采用包含化学反应源项的三维Navier-Stokes方程,其无量纲化形式如下[17]

      $$ \frac{{\partial {\boldsymbol{Q}}}}{{\partial t}} + \frac{{\partial {\boldsymbol{F}}}}{{\partial x}} + \frac{{\partial {\boldsymbol{G}}}}{{\partial y}} + \frac{{\partial {\boldsymbol{H}}}}{{\partial z}} = \frac{1}{{Re}}\left( {\frac{{\partial {{\boldsymbol{F}}_{\boldsymbol{V}}}}}{{\partial x}} + \frac{{\partial {{\boldsymbol{G}}_{\boldsymbol{V}}}}}{{\partial y}} + \frac{{\partial {{\boldsymbol{H}}_{\boldsymbol{V}}}}}{{\partial z}}} \right) + W $$ (1)

      式中:Q是守恒变量;${\boldsymbol{F,G,H}}$${{\boldsymbol{F}}_{\boldsymbol{V}}}{\boldsymbol{,}}{{\boldsymbol{G}}_{\boldsymbol{V}}}{\boldsymbol{,}}{{\boldsymbol{H}}_{\boldsymbol{V}}}$分别对应三个方向的对流项和黏性项:$ W $为化学非平衡源项。

      在文中计算中,飞行器表面取为非催化壁并忽略烧蚀效应,表面温度通过表面热辐射平衡条件获得[18]

      $$ {q_w} = \varepsilon \sigma T_w^4 $$ (2)

      式中:qw是表面热流;ε是表面材料辐射系数;σ为斯特藩-波耳兹曼常数;Tw是表面温度。

      计算采用12组分(CO2、H2O、CO、N2、O2、NO、H2、OH、C、N、H、O)20反应化学反应模型,如表1所示,化学反应速率参数取自参考文献[19-22]。采用结构网格的有限差分方法离散控制方程(1),对流项采用AUSMPW+格式离散,黏性项采用中心差分格式离散,时间离散采用LU-SGS隐式方法,湍流模型采用Menter SST两方程模型。混合气体的输运系数采用Wilke半经验公式计算,单个组分的输运系数采用Blotter曲线拟合公式和Eucken关系式,扩散系数采用等效二元扩散模型计算,考虑气体在高温下的热力学激发,包括各组分的束缚电子激发效应和分子组分振动能量激发效应。具体处理方法详见参考文献[17, 23]。

      表 1  化学反应模型

      Table 1.  Chemical reaction model

      No.ReactionNo.Reaction
      1CO2+M1↔CO+O+M111NO+CO ↔ CO2+N
      2H2O+M2↔H+OH+M212CO2+O ↔ O2+CO
      3CO+M3 ↔C+O+M313CO+CO ↔ CO2+C
      4N2+M4 ↔N+N+M414CO+O ↔ O2+C
      5O2+M5 ↔O+O+M515CO+N ↔NO+C
      6NO+M6 ↔N+O+M616OH+CO ↔CO2+H
      7H2+M7 ↔H+H+M717OH+H2 ↔H2 O+H
      8OH+M8 ↔O+H+M818H+O2 ↔OH+O
      9O+NO ↔N+O219O+H2 ↔OH+H
      10O+N2 ↔N+NO20OH+OH ↔H2O+O

      为了分析流场中二次燃烧效应的影响,文中还对比计算了不考虑二次燃烧反应的喷流状态,采用相同的多组分气体模型和方法,但不考虑高温下气体发生的化学反应,即化学反应冻结。在文中,两种计算模型的结果分别以化学反应流(Reacting)和反应冻结流(Frozen)表示。

    • 由于文中研究涉及到的流场不包含凝相颗粒、热防护系统烧蚀分解产物等散射介质,因此在局部热力学平衡条件下流场中的辐射传输方程可简化为:

      $$ \frac{{{\rm d}{I_\omega }}}{{{\rm d}l}} = {k_\omega }\left( {{B_\omega } - {I_\omega }} \right) $$ (3)

      式中:l为辐射传输路径;$ {I_\omega } $为光谱辐射亮度;$ {k_\omega } $为光谱吸收系数;$ {B_\omega } $为黑体辐射亮度。

      对公式(3)求解可得通过路径长度L后的辐射亮度:

      $$ \begin{split} {I_\omega }(L) ={I_\omega }(0){{\text{e}}^{ - \int_0^L {{k_\omega }\left( l \right){\rm d}l} }} + \int_0^L {{k_\omega }\left( l \right){B_\omega }(l){{\text{e}}^{ - \int_0^L {{k_\omega }\left( {l'} \right){\rm d}l'} }}{\rm d}l} \end{split} $$ (4)

      不考虑外界向高温气体的辐射,此时方程(4)中右端第一项为零,方程变为:

      $$ {I_\omega }(L) = - \int_0^L {{B_\omega }(l)\frac{{\partial \tau }}{{\partial l}}{\rm d}l} $$ (5)
      $$ \tau \left( {l,\omega } \right) = \exp \left( { - \sum\limits_i {X\left( {l,\omega ,i} \right)} } \right) $$ (6)
      $$ X\left( {l,\omega ,i} \right) = \int_l^L {{k_{\omega ,i}}} \left( l \right){\rm{d}}l $$ (7)

      式中:$ \tau $为光谱透射率;$ {k_{\omega ,i}} $表示辐射组分i的光谱吸收系数。

      上述辐射传输方程可通过视线追踪法(LOS)[24]求解。文中主要考虑了流场中以下分子的红外辐射机制:(1) CO2红外谱带(2.7、4.3、15 μm);(2) H2O红外谱带(6.27、2.66、1.88 μm等);(3) CO的基态(4.67 μm);(4) OH的基态(2.8 μm)和第一谐波带系(1.4 μm)。依据统计窄谱带模型(SNB)计算方法,结合单线组SLG模型[25]求解各组分的辐射物性参数,计算所需的光谱参数通过NASA-SP-3080光谱数据库[25]获得。表面辐射计算采用灰体辐射模型[14-15, 18],文中仅考虑固定辐射系数(取0.8)的情况。

    • 为了验证文中的流场数值模拟方法,选取参考文献[26]中的侧向喷流干扰试验进行计算对比。该系列风洞试验包含冷喷和热喷试验,冷喷试验喷流气体为空气,热喷试验喷流气体为小型固体火箭发动机产生的燃气,而风洞来流均为空气。在计算中,冷喷试验状态采用完全气体模型计算,热喷试验状态采用前述的化学反应流模型计算。

      图1给出了冷喷试验流场参数分布云图(其中流场对称面为马赫数Ma云图,模型表面为压力系数Cp云图),图2给出了冷/热喷状态下弹体上表面子午线上压差系数($ \Delta {C_P} = {C_{P,{\rm{jet}}}} - {C_{P,{\rm{nojet}}}} $)分布对比。可见,冷喷状态下,计算结果与试验数据吻合较好;热喷状态下,计算结果对喷口上游分离位置、下游低压区内的表面压力分布模拟较好,计算结果显示在喷口下游(X/D=4.7~4.9,其中D为模型身部直径)位置存在由反射激波与表面发生碰撞而引起的压力过冲现象,一些文献计算结果同样存在这种现象[7,27],但试验结果则没有这种现象。

      图  1  冷喷试验流场参数分布云图

      Figure 1.  Contour of coldjet test flow field parameter

      图  2  沿上表面子午线压差系数分布对比

      Figure 2.  Comparison of differential pressure coefficient distribution along upper surface meridian line

    • 为了验证文中的辐射计算模型,选取了参考文献[28]中的BEM2火箭发动机喷焰辐射特性试验进行对比验证。该发动机喷口直径为22.5 mm,喷管出口温度1 963 K,压力288 kPa,速度2125 m/s,出口组分及摩尔分数为CO(11.1%),CO2(13.6%),H2(5.5%),H2O(40.4%)和HCl(19.4%),试验中辐射测量设备放置在垂直于喷流轴线9.4 m处。

      首先根据文献中的试验条件,采用前述的流场数值模拟方法计算了考虑二次燃烧效应的发动机喷焰流场,如图3所示。根据流场计算结果,进一步采用文中的辐射计算方法计算了喷焰的光谱辐射强度,并与文献中的试验数据进行对比,如图4所示,可见,文中计算结果与试验数据吻合较好。

      图  3  喷焰流场计算结果

      Figure 3.  Computation result of rocket motor plume flow field

      图  4  光谱辐射辐射强度对比

      Figure 4.  Comparison of spectral radiant intensity

    • 计算外形采用典型锥柱裙外形,如图5所示,弹体总长2250 mm,身部直径为386 mm,底部最大直径为502 mm,喷流控制方式为轨控,发动机位于质心,距头部1177 mm。喷流控制发动机为工程应用中的典型小型火箭发动机,其推进剂为N2O4/MMH(一甲基肼),燃烧室总温3200 K,总压4 MPa,总推力为6800 N,喷管出口直径78 mm,出口条件见表2~表3

      图  5  计算外形示意图

      Figure 5.  Schematic diagram of the computation configuration

      表 2  喷管出口条件

      Table 2.  Nozzle exit condition

      MaP/MPaT/K$ \gamma $R/J·(kg·K)−1
      2.7960.133315961.27400

      表 3  喷管出口燃气组分质量分数

      Table 3.  Hot gas species mass fraction at nozzle exit

      CO2H2OCON2O2NO
      ci0.08670.29760.17440.41910.00020.0015
      H2OHCNHO
      ci0.01520.00497×10−111×10−60.00030.0001

      流场计算状态参考典型弹道条件范围:高度H=20~50 km,马赫数Ma=2~10。

    • 在开展热喷干扰流场的红外辐射特性计算时,视角定义为视线与飞行目标对称轴的夹角,计算时定义了角度θφ,如图6所示。文中计算的视角范围为θ=0~360°,φ=0°。

      图7给出了典型状态(H=20 km,Ma=5)下,计算得到的飞行器RCS热喷干扰流场参数分布云图,可见:由发动机产生的喷流与高速来流相互作用,形成了典型的弓形激波结构,弓形激波附近的流场温度明显升高,最高可达2500 K左右;喷流燃气进入主流后,CO2组分的质量分数有一定升高,而CO2正是燃气中易燃组分发生二次燃烧反应的产物之一,这表明高温燃气进入主流后,与来流空气相互作用产生了二次燃烧效应。

      图  6  观测视角示意图

      Figure 6.  Schematic diagram of observation angle

      图  7  流场参数分布云图

      Figure 7.  Contour of flow field parameters distribution

      由于俯视观测(θ=270°)时可以观察到绝大部分热喷干扰流场,因此这里给出了该典型状态下,俯视观测角度下的流场光谱辐射强度(波长1~5 μm),如图8所示。

      图  8  流场光谱辐射强度

      Figure 8.  Flow field spectral radiant intensity

      可见,在该波段内,流场的红外辐射主要由CO2分子和H2O分子贡献,CO分子和OH分子的贡献相对较小,流场在4.3 μm谱带附近的红外辐射最强(主要由CO2分子贡献),在2.7 μm谱带附近的辐射次之(主要由H2O分子贡献);考虑二次燃烧效应后,流场辐射强度明显增大,其中辐射波峰处可增大达一倍以上,原因分析如下:图9给出了喷管出口位置(X=1.177 m)沿法向的流场温度和组分质量分数分布对比,可以看出,考虑流场中的二次燃烧效应后,由于二次燃烧反应是放热反应,喷流干扰区内的流场温度升高,同时二次燃烧反应会生成CO2、H2O等强辐射组分,使该两种组分质量分数增大,在二者共同作用下,导致流场辐射强度明显增大。由此可见,二次燃烧效应对流场红外辐射特性有显著影响,在实际计算中必须予以考虑。

      图  9  喷管出口流场参数沿法向分布对比

      Figure 9.  Comparison of normal flow field parameter distribution at nozzle exit

    • 由于不同飞行状态下,热喷干扰流场结构和特性会发生改变,导致流场辐射特性发生变化,因此,图10进一步给出了高度H=20 km时,不同马赫数下流场在不同波段内的积分辐射强度对比。从图中可见,二次燃烧效应对短波段(1~3 μm和3~5 μm)辐射强度的影响略大于长波段(5~12 μm),随着马赫数增大,流场的辐射强度先略有下降,后逐渐增大,其原因可由图11的分析得到。图11(a)给出了不同马赫数下喷管出口位置沿法向的温度分布对比,图11(b)给出了CO2和H2O组分的密度分布对比,随着飞行马赫数增大,一方面由于来流压迫作用增强,使得喷流穿透深度减小、喷流影响范围减小,使流场辐射强度下降;另一方面,由于马赫数增大喷流干扰作用增强,使得流场温度明显升高,同时也使喷流干扰区内的气体组分密度明显升高,导致流场辐射强度增大,而流场辐射强度是在这两种因素的共同影响下发生变化的:随着马赫数从4增大到5,主要是前者的影响使流场辐射强度略有下降,而随着马赫数进一步增加到8和10,则主要是后者的影响使流场辐射强度逐渐增大。

      图  10  不同马赫数下的辐射强度对比(H=20 km)

      Figure 10.  Comparison of radiant intensity for different Mach number (H=20 km)

      图  11  喷管出口流场参数沿法向分布对比(H=20 km)

      Figure 11.  Comparison of normal flow field parameter distribution at nozzle exit (H=20 km)

      图12进一步给出了不同飞行高度下,流场在不同谱带内的积分辐射强度。从图中可见,随着飞行高度增加,流场整体辐射强度同样呈现先减小、后增大的趋势,其原因可结合图13分析得到。图13(a)给出了不同飞行高度下喷管出口位置沿法向的温度分布对比,图13(b)给出了CO2和H2O组分的密度分布对比,从图中可见,随着飞行高度升高,一方面由于环境压力下降,喷流穿透深度明显增大、喷流影响范围增大,导致流场整体辐射增强,而另一方面,由于高空环境下密度迅速下降、喷流与来流相互作用减弱,使流场温度降低、喷流干扰区内气体组分密度迅速下降,导致流场整体辐射减弱,而流场辐射强度同样是在这两种因素的共同影响下发生变化的:从20到30 km,主要是后者的影响削弱了流场辐射,而从30到50 km,则主要是前者影响使流场辐射增强。从图12还可以看出,随着高度增加,二次燃烧效应对流场辐射强度的影响明显减弱,这是由于高空状态下密度迅速降低,来流氧气质量流量显著下降,导致二次燃烧反应明显减弱。

      图  12  不同高度下的辐射强度对比(Ma=5)

      Figure 12.  Comparison of radiant intensity for different altitude (Ma=5)

      图  13  喷管出口流场参数沿法向分布对比(Ma=5)

      Figure 13.  Comparison of normal flow field parameter distribution at nozzle exit (Ma=5)

    • 图14给出了RCS工作/关闭状态下飞行器表面温度分布云图对比,图15给出了H=20 km、Ma=5状态下,RCS工作/关闭状态下不同波段内目标总辐射强度沿φ=0°探测轨道面的分布。从图中可见:RCS工作时,由喷流高温燃气引起的辐射增量十分显著,在特定波段、特定探测角度下可使辐射强度增大数倍;由于喷口位于飞行器上表面,RCS工作时俯视观测(θ=180~360°)的辐射强度明显更高,这一方面是由于此时可以观测到绝大部分喷流燃气的辐射,另一方面是由于喷口附近由喷流干扰引起的表面加热现象严重,会导致该区域表面温度上升、表面辐射增强;RCS工作时,在相同观测角度下,3~5 μm波段的辐射强度最大,这一方面是由于在该飞行状态下,飞行器表面辐射的光谱峰值更靠近该波段,另一方面是由于喷流燃气中组分中CO2分子在4.3 μm谱带附近的红外辐射最强,因此导致流场在3~5 μm波段的辐射强度明显更强。总的来看,针对当前计算状态下由于RCS工作时引起的辐射增强,在探测应用中应侧重关注3~5 μm波段的辐射强度变化。

      图  14  RCS工作/关闭时表面温度分布

      Figure 14.  Surface temperature contour with/without RCS

      图  15  不同观测角度下的辐射强度分布

      Figure 15.  Radiant intensity at different observation angles

    • 文中通过开展高超声速飞行器RCS热喷干扰流场及其红外辐射特性的数值模拟,分析了二次燃烧效应、不同飞行条件以及不同观测角度对流场红外辐射特性的影响,得到以下结论:

      (1)验证算例的对比结果显示,文中的流场/红外辐射特性数值模拟结果与试验结果吻合较好,表明文中采用的数值计算方法适用于飞行器喷流流场及其红外辐射特性计算。

      (2)在文中条件下,飞行器RCS工作时形成的热喷干扰流场的红外辐射,主要由CO2和H2O组分贡献,其中CO2对辐射的贡献更大;流场中的二次燃烧效应对流场辐射强度有显著影响,在20 km高度下可使流场辐射强度提高一倍以上。

      (3)流场的红外辐射特性会受飞行马赫数和高度的影响,随着马赫数/高度的增加,流场辐射强度均呈现先略有减小,后增大的趋势;随着高度增加,二次燃烧效应对流场辐射强度的影响明显减弱。

      (4)飞行器RCS工作时,由喷流高温燃气引起的辐射增量十分显著,此时俯视观测下的辐射强度最高,在相同观测角度下,3~5 μm波段的辐射强度最大。针对这种由RCS工作引起的辐射增强,在探测应用中可以侧重关注3~5 μm波段的辐射强度变化。

      文中选取的外形和计算状态仍相对有限,在更高飞行高度及更高马赫数状态下,流场中会进一步出现离解/电离效应、热化学非平衡效应、稀薄滑移效应等复杂的物理化学现象,在后续研究中,有必要进一步探索多种外形、多种飞行状态下飞行器RCS工作对目标红外辐射特性的影响。同时,文中的表面温度采用简化的表面热辐射平衡条件及假定辐射系数进行了初步计算,在下一步工作中,还可以采用考虑飞行器结构内部热传导的气动-结构传热耦合求解方法,并结合真实的防热材料辐射系数计算飞行器表面温度及辐射特性。

参考文献 (28)

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