基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法、系统、设备及介质技术方案

一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法、系统、设备及介质，根据多级火箭发动机飞行过程中的真实弹道数据，火箭推进剂配方和配比，发动机尺寸参数，采用计算流体力学方法计算得到多级助推的火箭喷焰温度、压强和组分浓度等流场特性，采用统计窄谱带模型求解高温气体在喷焰包袱体积分路径上的辐射特性参数，然后计算得到动态喷焰红外光谱辐射强度和辐射图像等特性；能够对随弹道时变的、宽光谱波段范围的红外图谱信号进行预测，提升助推过程中高超声速飞行器喷焰红外光谱辐射的预测能力。测能力。测能力。

【技术实现步骤摘要】
基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法、系统、设备及介质


[0001]本专利技术属于高超声速飞行器
，尤其涉及一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法、系统、设备及介质。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器具有快速、强机动性和攻击范围广等特点，给现有预警系统带来了挑战，具有多级助推的高超声速飞行器尤为如此。助推阶段，高超声速飞行器发动机喷焰的主要组分(H2O、CO2、CO、HCl等)因高温气体能级振动
‑
转动跃迁，在宽光谱范围(1.5μm～12μm)内产生复杂的光辐射效应，已经作为天基红外预警系统对高超声速飞行器进行“助推段拦截”的主要光辐射信号源。飞行过程中，由于高超声速飞行器所处当地环境温度、压强和本体速度的时变现象，以及喷焰与周围环境空气发生掺混、剪切等效应，使得喷焰形态结构、尺寸、参数分布等强烈依赖于周围环境的物理状态和飞行工况。因此，对具有多级助推的高超声速飞行器喷焰红外图谱进行精确的预测就显得尤为重要。
[0003]具有多级助推的高超声速飞行器，其发动机喷焰作为随弹道时变的，有别于地球背景的强红外信号，对天基预警系统进行远距离探测、跟踪和识别具有重要意义。目前，关于喷焰红外辐射信号的研究主要可概括为：地面静态点火(缩比模型，原型和等效发动机试车)，飞行遥测(多级运载火箭，缩比多级助推高超声速飞行器试车等)和数值仿真(推进剂配方，发动机形状及尺寸等)。地面点火和飞行遥测实验，多用于对数值模型的校验以及辐射现象研究，耗资大且不适用于喷焰红外辐射特性的系统研究，而数值方法能够获取各种工况下的喷焰红外辐射特性，目前已经被广泛采用。传统上，采用地面静态点火和飞行遥测对发动机喷焰红外信号进行研究，能够获得可靠的喷焰辐射数据，但受气相环境和探测不确定性等的影响，大多用于数值方法的校验，不适于系统地研究各类型导弹在多种工况下的辐射现象，对随弹道时变的、宽光谱波段范围的红外图谱信号获取能力有限。

技术实现思路

[0004]为了克服上述现有技术的不足，本专利技术的目的在于提出一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法、系统、设备及介质，根据多级火箭发动机飞行过程中的真实弹道数据，火箭推进剂配方和配比，发动机尺寸参数，采用计算流体力学方法计算得到多级助推的火箭喷焰温度、压强和组分浓度等流场特性，采用统计窄谱带模型求解高温气体在喷焰包袱体积分路径上的辐射特性参数，然后计算得到动态喷焰红外光谱辐射强度和辐射图像等特性。
[0005]为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法，具体包括以下步骤：
[0007]步骤1、根据给定的火箭发动机型号，输入发动机喷口性能参数，包括：发动机燃烧室直径和长度；喷嘴喉部直径；发动机喷口直径，半扩张角；推进剂组成及浓度：氧化剂，粘
合剂，添加剂；燃烧室工况参数：燃烧室压强和温度；
[0008]步骤2、根据助推段火箭星下点轨迹、推力及加速度，得到火箭飞行弹道数据；在此基础上，根据飞行弹道数据及大气廓线，采集对应弹道点海拔位置的环境大气物理特性；
[0009]步骤3、根据步骤1和步骤2结果，建立喷焰流体计算域和计算网格，并采用有限体积法求解喷焰流动控制方程：
[0010][0011][0012][0013]计算得到飞行弹道对应的喷焰流场特性分布，包括：温度、压强、气体组分浓度；
[0014]步骤4、从高分辨率气体光谱数据库提取参考温度下的谱线数据：η0谱线位置，S谱线积分强度，E"谱线能级跃迁低态能量，γ
self
自增宽半宽，γ
air
空气增宽半宽，n半宽的温度指数，然后根据步骤3求解得到的飞行弹道对应的喷焰流场特性分布，对气体谱线参数进行外推至任意给定温度压强下的谱线强度S和谱线半宽γ：
[0015][0016]其中，T
ref
为参考温度，Q为配分函数，c2为第二辐射常数；
[0017]步骤5、根部步骤4的求解结果，计算谱带Δη内喷焰组分窄谱带平均谱线强度S
Δη
、谱线半高半宽(HWHM)γ
Δη
和谱线密度d
Δη
，窄谱带平均吸收系数κ
Δη
和谱线重叠参数β
Δη
，路径平均的等效吸收系数和等效谱线重叠参数
[0018][0019][0020][0021]其中，下标i为气体种类，N为谱带Δη内谱线数量，u为压力路径长度，P为局地总压，L为视线位置；
[0022]步骤6、根据步骤5的窄谱带等效吸收系数和等效谱线重叠参数计算得到视线方向上路径(L1→
L2)气体组分的窄谱带总透过率公式如下，
[0023][0024]步骤7、根据步骤6计算得到的高温气体混合物的窄谱带透过率，采用射线追踪方法计算积分路径上的高温气体红外光谱辐射亮度：
[0025][0026]其中，下标i，j表示探测器成像口面上的像素矩阵元，m为积分路径方向，I
b,Δη
为喷焰局部黑体辐射，I
Δη
为计算得到的视线方向上的光谱辐射信号。
[0027]步骤1中所述的发动机喷口性能参数包括：发动机燃烧室直径和长度；喷嘴喉部直径；发动机喷口直径，半扩张角；推进剂组成及浓度：氧化剂、粘合剂、添加剂；燃烧室工况参数：燃烧室压强和温度。
[0028]步骤2中所述的火箭飞行弹道数据包括：火箭飞行时间、高度和速度。
[0029]步骤2中所述的对应地区的环境大气物理特性，包括大气局地温度、压强和空气密度。
[0030]一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测系统，包括：
[0031]流场计算模块：根据步骤1和步骤2的结果，求解得到沿助推弹道的喷焰流场，用于喷焰红外图谱计算所需的流动物理特征输入；
[0032]高温气体辐射特征计算模块：用于将步骤3计算得到的喷焰流场特征：温度、压强、多组分浓度及其分布尺寸，按照步骤4计算公式，将高温气体谱线外推至任意给定的热力学状态下；在此基础上，按照步骤5，采用统计窄谱带方法计算得到喷焰窄谱带辐射特征参数，包括窄谱带透过率、发射率；
[0033]辐射传输求解模块：利用步骤5计算结果，采用射线追踪方法求解得到探测器口面像素阵列对应像素点的光谱辐射强度。
[0034]一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测设备，包括：
[0035]存储器，用于存储计算机程序；
[0036]处理器，用于执行所述计算机程序时实现如权利要求1至5任一项所述的基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法。
[0037]一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时能够对火箭发动机熄火过程喷焰红外信号进行动态获取。
[0038]本专利技术与现有技术相比，具有如下优点：
[0039]1、本专利技术根据火箭发动机理论性能，飞行弹道，通过求解喷焰流本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于带模型的助推段火箭喷焰红外图谱预测方法，其特征在于，具体包括以下步骤：步骤1、根据给定的火箭发动机型号，输入发动机喷口性能参数；步骤2、根据助推段火箭星下点轨迹、推力及加速度，得到火箭飞行弹道数据；在此基础上，根据飞行弹道数据及大气廓线，采集对应弹道点海拔位置的环境大气物理特性；步骤3、根据步骤1和步骤2结果，建立喷焰流体计算域和计算网格，并采用有限体积法求解喷焰流动控制方程：求解喷焰流动控制方程：求解喷焰流动控制方程：计算得到飞行弹道对应的喷焰流场特性分布，包括：温度、压强、气体组分浓度；步骤4、从高分辨率气体光谱数据库提取参考温度下的谱线数据：η0谱线位置，S谱线积分强度，E"谱线能级跃迁低态能量，γ
self
自增宽半宽，γ
air
空气增宽半宽，n半宽的温度指数，然后根据步骤3求解得到的飞行弹道对应的喷焰流场特性分布，对气体谱线参数进行外推至任意给定温度压强下的谱线强度S和谱线半宽γ：其中，T
ref
为参考温度，Q为配分函数，c2为第二辐射常数；步骤5、根部步骤4的求解结果，计算谱带Δη内喷焰组分窄谱带平均谱线强度S
Δη
、谱线半高半宽(HWHM)γ
Δη
和谱线密度d
Δη
，窄谱带平均吸收系数κ
Δη
和谱线重叠参数β
Δη
，路径平均的等效吸收系数和等效谱线重叠参数和等效谱线重叠参数和等效谱线重叠参数
其中，下标i为气体种类，N为谱带Δη内谱线数量，u为压力路径长度，P为局地总压，L为视线位置；步骤6、根据步骤5的窄谱带等效吸收系数和等效谱线重叠参数计算得到视线方向上路径(L1→
L2)气体组分的窄谱带总透过率公式如下，步骤7、根据步骤6计算得到的高温气体混合物的窄谱带透过率，采用射线追踪方法计算积分路径上的高温气体红外光谱辐射亮度：其中，下标i，j...

【专利技术属性】
技术研发人员：李金录，白璐，郭立新，白敬宇，李寅，
申请(专利权)人：西安电子科技大学，
类型：发明
国别省市：