液体火箭发动机喷焰多波段辐射信号高度律

doi:10.7527/S1000-6893.2024.30568

首届空天前沿大会优秀论文专栏

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液体火箭发动机喷焰多波段辐射信号高度律

孙一强¹, 朱檀枭¹, 牛青林², 贺志宏¹, 董士奎¹()

^1.哈尔滨工业大学空天热物理工信部重点实验室，哈尔滨 150001
^2.中北大学机电工程学院，太原 030051

收稿日期:2024-04-22 修回日期:2024-05-25 接受日期:2024-06-25 出版日期:2024-12-25 发布日期:2024-07-08
通讯作者: 董士奎 E-mail:dongsk@hit.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(U22B2045)

Altitude-scaling law for multi-band radiation signals from liquid-propellant rocket engine exhaust plumes

Yiqiang SUN¹, Tanxiao ZHU¹, Qinglin NIU², Zhihong HE¹, Shikui DONG¹()

^1.Key Laboratory of Aerospace Thermophysics of Ministry of Industry and Information Technology，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China
^2.College of Mechatronic Engineering，North University of China，Taiyuan 030051，China

Received:2024-04-22 Revised:2024-05-25 Accepted:2024-06-25 Online:2024-12-25 Published:2024-07-08
Contact: Shikui DONG E-mail:dongsk@hit.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(U22B2045)

摘要/Abstract

摘要：

实际探测中火箭发动机喷焰单波段红外辐射强度与飞行高度之间往往是一种非单调关系，在反演高度时，会出现多值性问题。以典型液体火箭发动机尾喷焰为研究对象，基于计算流体力学（CFD）方法计算尾喷焰反应流场的温度、压力和组分信息，采用视在光线（LOS）法并结合NASA-SP-3080高温气体辐射物性数据库计算尾喷焰本征红外辐射信号，采用Modtran软件获取11~61 km俯视和水平观测时的大气透过率，进而计算得到火箭发动机尾喷焰表观辐射信号。从液体火箭发动机推进剂元素构成和气体辐射产生机理出发，提出基于多波段表观辐射强度构造无量纲特征参数，即所谓的相对二阶差（RSOD），作为尾喷焰红外辐射高度律的表征参数，分析获得了RSOD和飞行高度之间映射关系。研究发现，首先通过多波段辐射强度二次构造的辐射特征量，能够获得其与飞行高度的单调关联关系，且经过不同推力验证，具有一定普适性。然后，利用这种单调关系，能较好地反演发动机所在高度，在31~61 km范围内，反演结果更为准确。最后发现不同推进剂类型的RSOD区分度较好，推测利用RSOD信息作为特征量有利于区分不同的发动机类型。

关键词: 液体火箭喷焰, 表观红外辐射, 多波段, 相对二阶差（RSOD）, 高度律

Abstract:

The relationship between the intensity of single-band infrared radiation from rocket motor plumes and flight altitude is often non-monotonic in actual detections. The issue of multivalence occurs in height inversion. This paper focuses on analyzing many typical liquid propellant rocket engine plumes. Computational Fluid Dynamics（CFD）is used to determine the temperature， pressure， and component information of the reactive flow field of the plume. The Light-on-Sight（LOS）method and the NASA-SP-3080 high-temperature gas radiative property database are employed to calculate the intrinsic infrared radiation signals of the plume. Additionally， the Modtran program is used to determine the atmospheric transmittance at altitudes ranging from 11 to 61 km in both top-down and horizontal observations. Subsequently， the apparent radiation signals of the rocket engine plume are computed. On the basis of the element composition of the liquid propellant and the mechanism of gas radiation generation， it is proposed to construct a dimensionless characteristic parameter based on the multi-band apparent radiance， the so-called Relative Second Order Difference（RSOD）， as the characterization parameter of the altitude-scaling law of the plume infrared radiation. The monotonous mapping relationship between the RSOD and the flight altitude is obtained analytically. It is found that the monotonic correlation between the radiative signatures constructed through the quadratic construction of multi-band radiated signals and the flight altitude can be obtained， and it is verified by different thrusts that the relationship is universal to a certain extent. Then， using this monotonic relation， better inversion altitude results can be obtained， and the inversion accuracy is higher in the range of 31-61 km. Finally， it is found that the RSOD differentiation is better for different engine propellant types， and it is speculated that the use of RSOD information as a characteristic quantity can be beneficial to differentiating engine types.

Key words: liquid-propellant rocket engine exhaust plume, apparent infrared radiation, multi-band, Relative Second Order Difference (RSOD), altitude-scaling law

中图分类号:

孙一强, 朱檀枭, 牛青林, 贺志宏, 董士奎. 液体火箭发动机喷焰多波段辐射信号高度律[J]. 航空学报, 2024, 45(24): 630568.

Yiqiang SUN, Tanxiao ZHU, Qinglin NIU, Zhihong HE, Shikui DONG. Altitude-scaling law for multi-band radiation signals from liquid-propellant rocket engine exhaust plumes[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(24): 630568.

图/表 31

图 1

图 2

图 3

表 1

RD-180火箭发动机性能参数［21，30-32］

参数	指标
推进剂	LOX/RP-1
真空推力 $F$ /kN	4 152
燃烧室压力 $P c$ /bar	257
氧燃比 $O / F$	2.72
膨胀比 $A e / A t$	37
喷口出口直径 $D e$ /m	1.43
运载火箭	Atlas III/Atlas V
发动机数目	1（2喷管）

表 1

表 2

RD-180发动机等效喷口出口参数

等效喷口出口参数		数值
出口半径 $R e$ /m		1.049
出口压力 $P e$ /Pa		70 065
出口温度 $T e$ /K		1 935
出口速度 $U e$ /（m·s^-1）		3 340
出口气体质量分数	H	0.000 013
	O	0
	OH	0.000 119
	H₂O	0.284 044
	CO	0.239 839
	CO₂	0.470 111
	H₂	0.005 871
	O₂	0.000 003
	N₂	0

表 2

图 4

表 3

表 4

不同计算域的网格分布

飞行高度 h/km	计算域		网格数
飞行高度 h/km	$L f$ /m	$R f$ /m	g	d
11	500	50	1 000	80
15~25	1 500	80	1 500	100
31~61	2 500	120	2 000	150

表 4

图 5

图 6

图 7

图 8

表 5

表 6

图 9

图 10

图 11

表 7

RS-56和RD-191火箭发动机性能参数

发动机名称	RS-56-OBA	RS-56-OSA	RD-191
推进剂	LOX/RP-1
真空推力 $F$ /kN	1 047	380.6	2 090
燃烧室压力 $P c$ /bar	44.68	51.37	257
氧燃比 $O / F$	2.25	2.27	2.6
膨胀比 $A e / A t$	8	25	37
喷口出口直径 $D e$ /m	1.32	1.32	1.43
运载火箭	Atlas II		Angara
发动机数目	2	1	1

表 7

图 12

图 13

表 8

RD-275M和RS-68发动机性能参数

发动机名称	RD-275M	RS-68
推进剂	UDMH/N₂O₄	LOX/LH₂
真空推力 $F$ /kN	1 830	3 313
燃烧室压力 $P c$ /bar	165	97.2
氧燃比 $O / F$	2.67	6.0
膨胀比 $A e / A t$	26.2	21.5
喷口出口直径 $D e$ /m	1.431	2.44
运载火箭	Proton-M	Delta IV
发动机数目	3	1

表 8

表 9

RD-275M和RS-68发动机喷口出口参数

发动机名称		RD-275M	RS-68
出口压力 $P e$ /Pa		62 903.7	47 594.7
出口温度 $T e$ /K		1 610.2	1 673.0
出口速度 $U e$ /（m·s^-1）		3 089.3	4 052.9
出口气体质量分数	H	0.000 001	0.000 006
	O	0	0
	OH	0.000 004	0.000 017
	H₂O	0.289 270	0.965 127
	CO	0.071 850	0
	CO₂	0.286 180	0
	H₂	0.004 190	0.034 850
	O₂	0	0
	N₂	0.348 505	0

表 9

图 14

图 15

图 16

图 17

图 18

表10

RSODh的各项系数及R2

发动机	探测方式	$r 0$	$r 1$	$h 0$	$R 2$
RD-180	水平	-1.340	1.187	31.878	0.985
RD-180	俯视	-0.970	0.987	35.902	0.963
RD-191	水平	-2.066	1.798	36.295	0.992
RD-191	俯视	-1.729	1.566	41.417	0.961
RS-56	水平	-1.484	1.317	32.842	0.989
RS-56	俯视	-1.067	1.071	37.006	0.967

表10

图 19

图 20

图 21

参考文献 41

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E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

飞行时间t/s	飞行高度h/km	飞行速度V/（m·s^-1）	大气压力P_∞/Pa	大气温度T_∞/K
62.69	11	414.26	22 632	216.65
73.69	15	550.19	12 044	216.65
87.46	21	793.32	4 677.8	217.65
96.22	25	961.23	2 511.0	221.65
107.17	31	1 226.74	1 008.20	227.65
114.81	35	1 417.76	558.92	237.05
124.14	41	1 703.44	242.39	253.85
130.31	45	1 900.92	143.13	265.05
139.52	51	2 221.28	66.94	270.65
145.11	55	2 441.25	39.97	259.45
153.27	61	2 791.95	17.66	242.65

h/ km	表观辐射强度/（W·sr^-1）
h/ km	2.7~3.0 μm	4.2~4.5 μm	3.7~4.8 μm	7.7~9.5 μm
11	650 164.3	24 296.6	451 535.6	288 750.4
15	1 806 391.0	89 115.7	1 177 685.7	561 602.2
21	3 734 857.6	414 252.8	2 473 676.6	686 605.7
25	4 409 546.4	962 849.5	3 588 292.1	574 781.6
31	3 730 992.5	2 246 681.3	4 817 205.5	374 466.5
35	2 872 447.4	2 914 147.5	5 063 578.5	260 125.3
41	1 868 262.1	3 242 472.9	4 476 037.9	173 789.3
45	1 405 029.8	3 025 619.3	3 826 237.2	143 084.6
51	697 687.6	1 966 429.4	2 309 414.6	93 278.2
55	358 444.7	1 210 248.2	1 391 954.7	64 849.1
61	178 226.5	653 674.4	755 557.3	44 783.3

h/ km	表观辐射强度/（W·sr^-1）
h/ km	2.7~3.0 μm	4.2~4.5 μm	3.7~4.8 μm	7.7~9.5 μm
11	1 004 666.6	1 560.5	616 546.3	452 390.0
15	3 966 876.9	56 815.5	2 511 613.0	1 078 757.8
21	7 536 788.5	1 095 478.0	7 711 916.9	1 498 686.3
25	8 784 653.3	3 116 166.6	11 699 000.0	1 372 791.5
31	7 652 861.2	7 220 551.5	14 273 600.0	1 002 264.6
35	6 103 040.4	9 216 720.9	14 254 200.0	746 998.4
41	4 080 041.5	10 353 600.0	12 612 500.0	530 745.4
45	3 027 854.3	9 754 882.7	11 162 000.0	442 896.8
51	1 466 582.5	6 204 441.3	6 878 999.0	283 259.7
55	714 409.9	3 530 278.1	3 931 006.1	182 360.3
61	319 869.9	1 856 914.8	2 108 277.1	105 357.1

液体火箭发动机喷焰多波段辐射信号高度律

Altitude-scaling law for multi-band radiation signals from liquid-propellant rocket engine exhaust plumes

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