CN109948284B - 尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及公开了尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法，包括步骤有：(1)实测获取或利用精细建模方法计算得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线；(2)根据所述尾喷焰的控制状态参数，计算流场特征参数；(3)建立所述尾喷焰的各组分气体吸收系数变化函数、所述尾喷焰的线宽随波数变化函数和所述尾喷焰的温度变化函数，迭代计算温度随波数变化曲线，优化所述红外光谱辐射特性曲线；(4)将视向角和优化后的红外光谱辐射特性曲线通过统计谱带的解析模型，计算得到各视向角上的红外光谱辐射强度。本发明解决了以往尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角计算效率低的问题。

Description

尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法

技术领域

本发明涉及数据处理技术领域，尤其涉及尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法。

背景技术

火箭发动机燃烧产生并经喷管加速形成的超音速尾喷焰，高温高压的尾喷焰会向空间辐射出强烈的红外能量，这种火箭发动机尾喷焰的红外信号特征被广泛应用于目标探测、跟踪及识别，这种现象受到广泛关注。目标主动段的红外辐射与发动机尾喷焰的结构(形状、尺寸、压力和温度)和化学组分有关，在各海拔高度下又受到视向角的影响。传统的数值计算方法是通过CFD方法计算得到某一海拔高度下准定常的尾喷焰流场特性(温度、压强、密度、组分浓度等)，以其为基础，按待仿真的视向角，计算传输路径上的尾喷焰气体的吸收系数，再通过辐射传输方程计算得到视向的辐射特性(辐射强度)。这种方法可以获取高精度特定视向角下的红外光谱辐射强度，但是计算时间成本较大。

通过研究发现，各典型高度下尾喷焰的流场结构是相似的，即呈现出轴线方向高温向径向过渡到低温的圆柱状的包络体，同时其投影面积又受视向角的影响。由于尾喷焰的物理形态及相关组分发射谱带位置是固定的，本发明基于上述认识，采用谱带内的工程解析方法，计算尾喷焰等效黑体的光谱辐射强度，并拟合建立光谱辐射强度随视向角变化的关系曲线，从而实现对全空间尾喷焰红外光谱辐射强度的快速预估。

发明内容

本发明要解决的技术问题在于，针对现有技术中尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角(特别是角度间隔很小情形下)计算效率低的问题，提供了一种尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法，能够有效快速地实现计算。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法，其改进之处在于：包括如下步骤：

(1)实测获取或利用精细建模方法计算得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线；

(2)根据所述尾喷焰的控制状态参数，计算流场特征参数；

(3)建立尾喷焰的各组分气体吸收系数变化函数、尾喷焰的线宽随波数变化函数和尾喷焰的温度变化函数，迭代计算温度随波数变化曲线，优化所述红外光谱辐射特性曲线；

(4)将视向角和优化后的红外光谱辐射特性曲线通过统计谱带的解析模型，计算得到各视向角上的红外光谱辐射强度。

优选的：步骤(1)所述利用精细建模方法计算得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线，包括：

以发动机及飞行状态的参数作为输入条件，通过CFD建模方法仿真得到尾喷焰的流动特性参数；再以所述尾喷焰的流动特性参数为基础，通过计算尾喷焰吸收系数和辐射传输方程，得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线。

较优选的：步骤(2)包括：

当膨胀比k≤1.1时，计算所述尾喷焰的边界条件，包括扩散的最大半径R_{plume_max}和扩散的长度L_{plume_max}：

首先计算尾喷焰核心区的长度L_{plume_core}：

L_{plume_core}＝17.3(M_0.5)^0.135(ρ_exit/ρ_0.5)^0.717(R_exit)

式中，M_0.5为马赫数等效中值；ρ_exit为发动机喷管出口处的密度；ρ_0.5为密度等效中值；R_exit为发动机喷管出口的半径；其中：

上述式中，U_exit为发动机喷管出口处的速度；h_0.5为焓等效中值；r_0.5为半径等效中值；h_env为环境来流的焓值；h_exit为发动机喷管出口处的焓值；m_exit为发动机喷管出口处分子的摩尔质量；m_env为环境气体分子的摩尔质量；R为气体常数；

为发动机喷管出口处气体定压比热；

为环境气体定压比热；

其次，当所述扩散的长度L_{plume_max}大于所述尾喷焰核心区的长度L_{plume_core}时，轴向位置x处的速度由下式计算：

U(x)＝U_exit(L_{plume_core}/x)^β

式中，x为轴向位置；β为指数因子；其中：

所述轴向位置x处的半径为：

R(x)＝R_exit(-ln(1-Δ))^1/2(ρ_exit/ρ(x))^1/2(U_exit/U(x))

式中，Δ为发动机动量通量的确定系数；ρ(x)为所述轴向位置x处的密度；其中：

令：

U(L_{plume_max})＝max{aU_exit,U_env}

式中，U(L_{plume_max})为轴向位置x＝L_{plume_max}时的速度；a为尾喷焰流动趋于结束时，轴向速度下降到发动机喷管出口速度的倍数；

计算所述扩散的长度L_{plume_max}：

当膨胀结束时，根据发动机动量通量的确定系数Δ的值，在轴向位置x＝L_{plume_max}时，计算出所述扩散的最大半径R_{plume_max}；

当膨胀比k＞1.1时，计算所述尾喷焰的边界条件，包括扩散的最大半径R_{plume_max}和扩散的长度L_{plume_max}：

首先计算尾喷焰出口处边界对应的膨胀角：

δ＝θ_exit+Δν

式中，δ为发动机喷管出口处膨胀角；θ_exit为发动机喷管的扩张半角；Δν为非粘性流动的转角，即尾焰膨胀到环境压强下的转动角；其中：

Δν＝ν₁-ν_exit

上述式中，ν₁为流动由燃烧室压强P_chamber膨胀到环境压强P_env时的普朗特-迈耶尔角；ν_exit为流动由燃烧室压强P_chamber膨胀到喷管出口压强P_exit时的普朗特-迈耶尔角；γ_e为发动机喷管出口处气体的比热比；M_env为环境来流的马赫数；M_exit为发动机喷管出口处的马赫数；

当尾焰的长度大于核心区的长度L_{plume_core}时，轴向位置x处的速度为：

U(x)＝U_exit(L_mach/x)^β

式中，L_mach为尾喷焰的马赫盘位置；

令：

U(L_{plume_max})＝max{aU_exit,U_env}

式中，U(L_{plume_max})为轴向位置x＝L_{plume_max}时的速度；a为尾喷焰流动趋于结束时，轴向速度下降到发动机喷管出口速度的倍数；

计算所述扩散的长度L_{plume_max}：

当膨胀结束时，根据发动机动量通量的确定系数Δ的值，在轴向位置x＝L_{plume_max}时，计算出所述扩散的最大半径R_{plume_max}。

较优选的：所述发动机喷管出口处的马赫数M_exit和尾喷焰的马赫盘位置L_mach的计算包括：

式中，T_exit为发动机喷管出口的温度；

当M_exit≥3时：

式中，P_env为环境压强；φ为发动机喷管出口处的固体颗粒的质量分数，0≤φ＜0.3；

当1≤M_exit＜3时：

式中，P_chamber为发动机燃烧室的压强。

较优选的：当膨胀比k＞1.1时，随着高度增加，尾喷焰边界层增厚，计算边界层厚度的公式为：

式中，(n/R_exit)_in为内层边界；(n/R_exit)_out为外层边界；n为非粘性边界层的垂直距离；s为沿着边界层的距离。

较优选的：所述计算得到各视向角上的红外光谱辐射强度的公式为：

式中，n_wavenumber为谱线对应的波数；T(n_wavenumber)为气体的等效温度；σ为黑体的辐射常数；w为谱线展宽；d为谱线半宽；θ为视向角；κ(n_wavenumber,T_ini)为光谱吸收系数；P_e为发动机喷管出口处的压强；X_e为发动机喷管出口处组分摩尔分数。

较优选的：当发动机喷管出口处气体的比热比γ_e＝1.4时，计算得到扩散的最大半径R_{plume_max}；当发动机喷管出口处气体比热比不等于γ_e≠1.4时，采用以下公式进行修正：

式中，(R_{plume_max}/R_exit)_source为比热比为1.4时的结果。

实施本发明的，具有以下有益效果：

1、解决了以往尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角(特别是角度间隔很小情形下)计算效率低的问题。

2、本发明在研究各类尾喷焰流动和辐射特性的基础上，发现各典型高度下尾喷焰的流场结构是相似的，即呈现出轴线方向高温向径向过渡到低温的圆柱状的包络体，同时其投影面积又受视向角的影响。同时尾喷焰的物理形态及相关组分发射谱带位置是固定的，基于上述认识，采用谱带内的工程解析方法，计算尾喷焰等效的光谱辐射强度，并拟合建立光谱辐射强度随视向角变化的关系曲线，从而实现对全空间尾喷焰红外光谱辐射强度的快速预估。同时本发明还通过计算发动机尾喷焰膨胀比，分情况对尾喷焰的膨胀尺度进行解析求解，得到了高准确度的尾焰尺寸计算方法，用于尾喷焰红外光谱辐射特性的计算。

附图说明

图1是本发明实施例提供的尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法流程图；

图2是本发明实施例在高度为2千米，谱线频段为4.3微米下拟合得到随视向角变化的尾喷焰红外辐射强度与精细仿真的对比图；

图3是本发明实施例在高度为4千米，谱线频段为4.3微米下拟合得到随视向角变化的尾喷焰红外辐射强度与精细仿真的对比图；

图中：Cal代表本发明拟合计算的光谱辐射强度；Exp代表精细建模方法仿真得到的光谱辐射强度。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本实施例提供的一种尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法，其流程图如图1所示，具体包括如下步骤：

(1)实测获取或利用精细建模方法计算得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线；具体包括：

以发动机及飞行状态的参数作为输入条件，通过CFD建模方法(如Fluent、CFD++等)仿真得到尾喷焰的流动特性参数；再以所述尾喷焰的流动特性参数为基础，通过计算尾喷焰吸收系数(如逐线积分法)和辐射传输方程(如视在光线法)，得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线。

其中发动机相关的输入参数有，发动机推力F_thrust，发动机喷管出口压强P_e，出口温度T_e，出口密度ρ_e，出口速度U_e，出口比热比γ_e和组分质量浓度X_e(如CO₂质量分数X_{e_co2}，CO质量分数X_{e_co}，H₂O质量分数

等)；飞行状态相关的输入参数有，飞行的海拔高度，飞行的速度U_∞，以及对应海拔高度的环境压强P_∞和环境温度T_∞。

得到的尾喷焰流动特性参数可表示为，压强P_plume(x,y)、温度T_plume(x,y)、密度ρ_plume(x,y)、轴向速度U_plume(x,y)、径向速度V_plume(x,y)、组分质量浓度分布X_plume(x,y)，其中x和y分别代表流场中位置，上述参数表征随位置变化的参数。

得到的正侧向尾喷焰红外光谱辐射强度可表示为I₉₀(n_wavenumber)，其中下标90代表正侧向，本专利约定，从头向观测为0，尾向观测为180，n_wavenumber代表波数。

(2)根据所述尾喷焰的控制状态参数，计算流场特征参数；具体包括：

当膨胀比k≤1.1时，即P_exit≈P_env，此时出口压强接近环境的压强，对应的喷管出口状态为喷管满流或轻微欠膨胀，计算所述尾喷焰的边界条件，包括扩散的最大半径R_{plume_max}和扩散的长度L_{plume_max}(扩散长度即尾喷焰轴线方向上温度降到环境温度的1.1倍时，尾喷焰的长度)：

首先计算尾喷焰核心区的长度L_{plume_core}：

L_{plume_core}＝17.3(M_0.5)^0.135(ρ_exit/ρ_0.5)^0.717(R_exit)

式中，M_0.5为马赫数等效中值；ρ_exit为发动机喷管出口处的密度；ρ_0.5为密度等效中值；R_exit为发动机喷管出口的半径；其中：

上述式中，U_exit为发动机喷管出口处的速度；h_0.5为焓等效中值；r_0.5为半径等效中值；h_env为环境来流的焓值；h_exit为发动机喷管出口处的焓值；m_exit为发动机喷管出口处分子的摩尔质量；m_env为环境气体分子的摩尔质量；R为气体常数；

为发动机喷管出口处气体定压比热；

为环境气体定压比热；

其次，当所述扩散的长度L_{plume_max}大于所述尾喷焰核心区的长度L_{plume_core}时，轴向位置x处的速度由下式计算：

U(x)＝U_exit(L_{plume_core}/x)^β

式中，x为轴向位置，发动机喷管出口处，即为x＝0处；β为指数因子；其中：

所述轴向位置x处的半径为：

R(x)＝R_exit(-ln(1-Δ))^1/2(ρ_exit/ρ(x))^1/2(U_exit/U(x))

式中，Δ为发动机动量通量的确定系数；ρ(x)为所述轴向位置x处的密度；其中：

本实施例设当轴向速度下降到发动机喷管出口速度的0.1(即a＝0.1)或环境来流速度时，即尾焰流动趋于结束，当发动机动量通量的确定系数达到0.98时，膨胀结束，从而得到尾焰膨胀的边界条件。令：

U(L_{plume_max})＝max{0.1U_exit,U_env}

式中，U(L_{plume_max})为轴向位置x＝L_{plume_max}时的速度；

计算所述扩散的长度L_{plume_max}：

当膨胀结束时，根据发动机动量通量的确定系数Δ的值，在轴向位置x＝L_{plume_max}时，计算出所述扩散的最大半径R_{plume_max}；本实施例取Δ＝0.98，可以解算得到随x变化的尾焰轴向尺度。

当膨胀比k＞1.1时，即P_exit＞P_env，此时出口压强大于环境的压强，对应的喷管出口状态为欠膨胀，由于背压较低，尾焰在气动流体作用下急剧膨胀，呈现出另一种形态，计算所述尾喷焰的边界条件，包括扩散的最大半径R_{plume_max}和扩散的长度L_{plume_max}：

首先计算尾喷焰出口处边界对应的膨胀角：

δ＝θ_exit+Δν

式中，δ为发动机喷管出口处膨胀角；θ_exit为发动机喷管的扩张半角；Δν为非粘性流动的转角，即尾焰膨胀到环境压强下的转动角；其中：

Δν＝ν₁-ν_exit

上述式中，f为普朗特-迈耶尔角；ν₁为流动由燃烧室压强P_chamber膨胀到环境压强P_env时的普朗特-迈耶尔角；ν_exit为流动由燃烧室压强P_chamber膨胀到喷管出口压强P_exit时的普朗特-迈耶尔角；γ_e为发动机喷管出口处气体的比热比；M_env为环境来流的马赫数；M_exit为发动机喷管出口处的马赫数；

由拟合曲线，当发动机喷管出口处气体的比热比γ_e＝1.4时，计算得到扩散的最大半径R_{plume_max}；当发动机喷管出口处气体比热比不等于γ_e≠1.4时，采用以下公式进行修正：

式中，(R_{plume_max}/R_exit)_source为比热比为1.4时的结果；

随着高度增加，尾喷焰边界层增厚，计算边界层厚度的公式为：

式中，(n/R_exit)_in为内层边界；(n/R_exit)_out为外层边界；n为非粘性边界层的垂直距离；s为沿着边界层的距离。

由发动机喷管出口处的速度，发动机喷管出口处的马赫数M_exit的计算包括：

式中，T_exit为发动机喷管出口的温度；

当M_exit≥3时：

式中，L_mach为尾喷焰的马赫盘位置；P_env为环境压强；φ为发动机喷管出口处的固体颗粒的质量分数，0≤φ＜0.3；

当1≤M_exit＜3时：

式中，P_chamber为发动机燃烧室的压强。

当尾焰的长度大于核心区的长度L_{plume_core}时，轴向位置x处的速度为：

U(x)＝U_exit(L_mach/x)^β

式中，L_mach为尾喷焰的马赫盘位置；

令：

U(L_{plume_max})＝max{aU_exit,U_env}

式中，U(L_{plume_max})为轴向位置x＝L_{plume_max}时的速度；a为尾喷焰流动趋于结束时，轴向速度下降到发动机喷管出口速度的倍数；

计算所述扩散的长度L_{plume_max}：

当膨胀结束时，根据发动机动量通量的确定系数Δ的值，在轴向位置x＝L_{plume_max}时，计算出所述扩散的最大半径R_{plume_max}。

(3)建立所述尾喷焰的各组分气体吸收系数变化函数、所述尾喷焰的线宽随波数变化函数和所述尾喷焰的温度变化函数，迭代计算温度随波数变化曲线，优化所述红外光谱辐射特性曲线；具体的：

可选地，建立尾喷焰各组分气体的吸收系数、线宽随波数、温度的变化函数，迭代计算得到温度随波数变化曲线，使得拟合出的红外光谱辐射曲线最优，包括：

尾喷焰中红外波段的发射气体主要包括H₂O、CO₂、CO等，建立每种组分气体的光谱吸收系数表征函数，如H₂O的光谱吸收系数

CO₂的光谱吸收系数

CO的光谱吸收系数κ_CO(n_wavenumber,T)；同时建立每种组分气体的谱线平均间距表征函数，如H₂O的谱线平均间距

CO₂的谱线平均间距

CO的谱线平均间距d_CO(n_wavenumber,T)；

在各组分气体的谱线平均间距表征函数的基础上，建立其谱线重叠参数，如H₂O的谱线平均间距

CO₂的谱线平均间距

CO的谱线平均间距β_CO(n_wavenumber,T)，其中n_wavenumber表示对应的波数，T为此时气体对应的温度，其中：

β_CO(n_wavenumber,T)＝2πγ_CO(n_wavenumber,T)/d_CO(n_wavenumber,T)

上述公式中，

为H₂O的谱线平均半宽，

为CO₂的谱线平均半宽，γ_CO(n_wavenumber,T)为CO的谱线平均半宽。

本实施例中，谱线的平均半宽取为多普勒半宽，则：

γ_CO(n_wavenumber,T)＝[2kT(In2)/m_COc²]^1/2n_wavenumber

式中，k为玻尔兹曼常数，

m_CO分别代表H₂O分子摩尔质量，CO₂分子摩尔质量，CO分子的摩尔质量，c为光速。

取一初始温度T_ini，代入得到对应波数n_wavenumber下的光谱辐射强度值：

式中，R_{plume_max}代表上述求得的尾喷焰扩散半径，L_{plume_max}代表上述求得的尾喷焰扩散长度，κ(n_wavenumber,T_ini)为上述气体的吸收系数，β(n_wavenumber,T_ini)为上述气体的谱线平均间距。

由于上述公式计算的随温度变化接近于线性，不断迭代T＝T_ini+i*ΔT，其中i表示迭代的次数，ΔT为每次迭代的温度步长，最终使得I(n_wavenumber,T)≈I₉₀(n_wavenumber)，从而得到曲线T(n_wavenumber)。

(4)将视向角和优化后的红外光谱辐射特性曲线通过统计谱带的解析模型，计算得到各视向角上的红外光谱辐射强度，公式为：

式中，n_wavenumber为谱线对应的波数；T(n_wavenumber)为气体的等效温度；σ为黑体的辐射常数；w为谱线展宽；d为谱线半宽；θ为视向角；κ(n_wavenumber,T_ini)为光谱吸收系数；P_e为发动机喷管出口处的压强；X_e为发动机喷管出口处组分摩尔分数。

数值均代入后，即可得到视向角θ对应的尾喷焰红外光谱辐射曲线。

如图2和图3所示，为本实施例与现有技术的对比图，通过图中可以直观看出，在条件一样的情况下，实施本实施例的方法，与现有技术得到的效果一样，但解决了以往尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角(特别是角度间隔很小情形下)计算效率低的问题。

综上所述，本发明首先通过建模方法仿真得到典型高度上尾喷焰的流动特性参数，通过详细的尾焰光谱计算方法(如逐线积分+视在光线法)计算得到正侧向的尾喷焰红外光谱辐射强度，采用谱带内的工程解析方法，计算尾喷焰等效的光谱辐射强度，同时拟合建立光谱辐射强度随视向角变化的关系曲线，快速构建出随视向角变化的无量纲光谱辐射强度定性描述，并通过精细仿真得到的尾喷焰正侧向红外辐射强度进行定量修正，从而实现对随视向角变化的红外光谱辐射强度的快速计算。本发明既利用了工程解析方法的高效性，又保留了数值仿真的精度，解决以往尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角(特别是角度间隔很小情形下)计算效率低的问题。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种尾喷焰红外光谱辐射强度随视向角拟合计算方法，其特征在于：包括如下步骤：

(1)实测获取或利用精细建模方法计算得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线；

(2)根据所述尾喷焰的控制状态参数，计算流场特征参数；

(3)建立尾喷焰的各组分气体吸收系数变化函数、尾喷焰的线宽随波数变化函数和尾喷焰的温度变化函数，迭代计算温度随波数变化曲线，优化所述红外光谱辐射特性曲线；

(4)将视向角和优化后的红外光谱辐射特性曲线通过统计谱带的解析模型，计算得到各视向角上的红外光谱辐射强度；

所述步骤(2)包括：

当膨胀比k≤1.1时，计算所述尾喷焰的边界条件，包括扩散的最大半径R_{plume_max}和扩散的长度L_{plume_max}：

首先计算尾喷焰核心区的长度L_{plume_core}：

L_{plume_core}＝17.3(M_0.5)^0.135(ρ_exit/ρ_0.5)^0.717(R_exit)

式中，M_0.5为马赫数等效中值；ρ_exit为发动机喷管出口处的密度；ρ_0.5为密度等效中值；R_exit为发动机喷管出口的半径；其中：

上述式中，U_exit为发动机喷管出口处的速度；h_0.5为焓等效中值；r_0.5为半径等效中值；h_env为环境来流的焓值；h_exit为发动机喷管出口处的焓值；m_exit为发动机喷管出口处分子的摩尔质量；m_env为环境气体分子的摩尔质量；R为气体常数；

为发动机喷管出口处气体定压比热；

为环境气体定压比热；

其次，当所述扩散的长度L_{plume_max}大于所述尾喷焰核心区的长度L_{plume_core}时，轴向位置x处的速度由下式计算：

U(x)＝U_exit(L_{plume_core}/x)^β

式中，x为轴向位置；β为指数因子；其中：

所述轴向位置x处的半径为：

R(x)＝R_exit(-ln(1-Δ))^1/2(ρ_exit/ρ(x))^1/2(U_exit/U(x))

式中，Δ为发动机动量通量的确定系数；ρ(x)为所述轴向位置x处的密度；其中：

令：

U(L_{plume_max})＝max{aU_exit,U_env}

式中，U(L_{plume_max})为轴向位置x＝L_{plume_max}时的速度；a为尾喷焰流动趋于结束时，轴向速度下降到发动机喷管出口速度的倍数；

计算所述扩散的长度L_{plume_max}：

当膨胀结束时，根据发动机动量通量的确定系数Δ的值，在轴向位置x＝L_{plume_max}时，计算出所述扩散的最大半径R_{plume_max}；

当膨胀比k＞1.1时，计算所述尾喷焰的边界条件，包括扩散的最大半径R_{plume_max}和扩散的长度L_{plume_max}：

首先计算尾喷焰出口处边界对应的膨胀角：

δ＝θ_exit+Δν

式中，δ为发动机喷管出口处膨胀角；θ_exit为发动机喷管的扩张半角；Δν为非粘性流动的转角，即尾焰膨胀到环境压强下的转动角；其中：

Δν＝ν₁-ν_exit

上述式中，ν₁为流动由燃烧室压强P_chamber膨胀到环境压强P_env时的普朗特-迈耶尔角；ν_exit为流动由燃烧室压强P_chamber膨胀到喷管出口压强P_exit时的普朗特-迈耶尔角；γ_e为发动机喷管出口处气体的比热比；M_env为环境来流的马赫数；M_exit为发动机喷管出口处的马赫数；

当尾焰的长度大于核心区的长度L_{plume_core}时，轴向位置x处的速度为：

U(x)＝U_exit(L_mach/x)^β

式中，L_mach为尾喷焰的马赫盘位置；

令：

U(L_{plume_max})＝max{aU_exit,U_env}

式中，U(L_{plume_max})为轴向位置x＝L_{plume_max}时的速度；a为尾喷焰流动趋于结束时，轴向速度下降到发动机喷管出口速度的倍数；

计算所述扩散的长度L_{plume_max}：

当膨胀结束时，根据发动机动量通量的确定系数Δ的值，在轴向位置x＝L_{plume_max}时，计算出所述扩散的最大半径R_{plume_max}。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(1)所述利用精细建模方法计算得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线，包括：

以发动机及飞行状态的参数作为输入条件，通过CFD建模方法仿真得到尾喷焰的流动特性参数；再以所述尾喷焰的流动特性参数为基础，通过计算尾喷焰吸收系数和辐射传输方程，得到尾喷焰正侧向的红外光谱辐射特性曲线。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述发动机喷管出口处的马赫数M_exit和尾喷焰的马赫盘位置L_mach的计算包括：

式中，T_exit为发动机喷管出口的温度；

当M_exit≥3时：

式中，P_env为环境压强；φ为发动机喷管出口处的固体颗粒的质量分数，0≤φ＜0.3；

当1≤M_exit＜3时：

式中，P_chamber为发动机燃烧室的压强。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：当膨胀比k＞1.1时，随着高度增加，尾喷焰边界层增厚，计算边界层厚度的公式为：

式中，(n/R_exit)_in为内层边界；(n/R_exit)_out为外层边界；n为非粘性边界层的垂直距离；s为沿着边界层的距离。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：所述计算得到各视向角上的红外光谱辐射强度的公式为：

I_θ(n_wavenumber,T(n_wavenumber))＝σT(n_wavenumber)⁴(2R_{plume_max})L_{plume_max}(1-e^-W/d)/π

＝σT(n_wavenumber)⁴(2R_{plume_max})L_{plume_max}

式中，n_wavenumber为谱线对应的波数；T(n_wavenumber)为气体的等效温度；σ为黑体的辐射常数；w为谱线展宽；d为谱线半宽；θ为视向角；κ(n_wavenumber,T_ini)为光谱吸收系数；P_e为发动机喷管出口处的压强；X_e为发动机喷管出口处组分摩尔分数。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：当发动机喷管出口处气体的比热比γ_e＝1.4时，计算得到扩散的最大半径R_{plume_max}；当发动机喷管出口处气体比热比不等于γ_e≠1.4时，采用以下公式进行修正：

式中，(R_{plume_max}/R_exit)_source为比热比为1.4时的结果。

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