隐身飞机尾焰的红外辐射特性

隐身飞机尾焰的红外辐射是隐身飞机探测的主要辐射源.本文提出了一种新的隐身飞机尾焰红外辐射特性计算模型.该模型以普通飞机尾焰红外辐射特性计算模型为基础,进而考虑红外隐身措施的影响,间接实现隐身飞机尾焰的红外辐射特性的计算.计算模型分别考虑了隐身飞机的二元喷口、引射技术、红外遮蔽云以及遮挡对尾焰辐射的影响.计算结果得出,添加隐身措施后尾焰辐射强度仅为添加前辐射强度的5.8%.针对隐身飞机尾焰红外辐射特性很难获取的问题,将计算结果与喷灯燃烧航空煤油的光谱峰位数据进行了比较,实验结果显示隐身前后辐射能量量级变化与国外文献相同,表明该模型可以用于隐身飞机尾焰红外辐射特性计算.     

隐身飞机尾焰的红外辐射特性

隐身飞机尾焰的红外辐射是隐身飞机探测的主要辐射源.本文提出了一种新的隐身飞机尾焰红外辐射特性计算模型.该模型以普通飞机尾焰红外辐射特性计算模型为基础,进而考虑红外隐身措施的影响,间接实现隐身飞机尾焰的红外辐射特性的计算.计算模型分别考虑了隐身飞机的二元喷口、引射技术、红外遮蔽云以及遮挡对尾焰辐射的影响.计算结果得出,添...     

固体火箭喷焰红外信号随飞行参数的变化

尾焰红外信号是导弹识别、跟踪技术发展所需的重要参数.本文在利用尾喷焰流场结构的工程经验公式获得尾焰温度、浓度和压力分布的基础上,采用宽带 k 分布模型计算尾喷焰的辐射信号,分析了固体火箭发动机尾喷焰红外辐射信号随飞行参数的变化规律.结果表明:在所选的红外探测器工作谱带区间内,固体火箭发动机尾喷焰积分辐射强度随着喷口处燃气温度、马赫数和喷口燃气压力与大气压力比值的增大而增大,随海拔高度的上升而减小.     

化学反应机理对液氧煤油发动机尾焰红外特性影响研究

提出了一种液氧煤油发动机尾焰红外辐射特性计算方法,首先采用计算流体力学软件对液氧煤油发动机内流场进行计算,然后以获得喷管喉部截面参数作为入口边界条件计算发动机尾焰流场,最后以发动机尾焰流场参数分布为基础,采用有限体积法对发动机尾焰红外光谱辐射特性和成像特性进行计算,并对比验证了模型和方法的准确性。在此基础上,研究了化学反应机理和复燃反应过程对尾焰红外辐射特性影响。结果表明,采用多步化学反应能够准确模拟液氧煤油发动机内流场,温度相比热力学计算大3.34%,压力相比试车测量大2.89%;考虑复燃反应使尾焰红外辐射强度增强显著,在采用单步化学反应和多步化学反应两种工况下2~5波段红外辐射强度分别增大50%~100%和150%~170%,但不会影响尾焰红外光谱辐射特性和红外总辐射强度随探测角变化趋势;采用单步化学反应和多步化学反应都能够获得清晰结构的红外成像图像,但是前者2~5尾焰红外辐射强度要比后者增大90%~190%,且两种工况下发动机尾焰红外光谱辐射特性差别很大,尾焰红外总辐射强度随探测角变化趋势也不同。     

复燃对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响

为了定量研究复燃对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响,建立了一个可以计算液体火箭尾焰复燃流场和红外辐射特性的模型.首先,使用FLUENT软件计算液体火箭尾焰复燃流场,其中尾焰中的复燃反应使用有限速率化学反应模型计算;然后,使用基于HITEMP数据库的窄带模型计算尾焰内气体的辐射参量;最后,使用有限体积法求解尾焰中的辐射传输方程.通过比较该模型计算的Titan ⅢB尾焰光谱辐射强度与(美国)国家航空航天局公布结果的一致性,证明了该模型的正确性.最后,利用该模型计算了复燃对某液体火箭尾焰光谱和波段红外辐射强度的影响,结果表明,复燃反应可以显著增加尾焰红外光谱辐射强度,在2.5～3.0 μm和4.2～4.7 μm两个主要辐射波段平均辐射强度的增加比例分别达到了30.8％和28.3％,所以,在计算液体火箭尾焰准确的红外辐射特性时,需要考虑复燃的影响.     

复燃对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响

为了定量研究复燃对液体火箭尾焰红外辐射特性的影响,建立了一个可以计算液体火箭尾焰复燃流场和红外辐射特性的模型.首先,使用FLUENT软件计算液体火箭尾焰复燃流场,其中尾焰中的复燃反应使用有限速率化学反应模型计算;然后,使用基于HITEMP数据库的窄带模型计算尾焰内气体的辐射参量;最后,使用有限体积法求解尾焰中的辐射传输方程.通过比较该模型计算的Titan IIIB尾焰光谱辐射强度与(美国)国家航空航天局公布结果的一致性,证明了该模型的正确性.最后,利用该模型计算了复燃对某液体火箭尾焰光谱和波段红外辐射强度的影响,结果表明,复燃反应可以显著增加尾焰红外光谱辐射强度,在2.5~3.0 μm和4.2~4.7 μm两个主要辐射波段平均辐射强度的增加比例分别达到了30.8%和28.3%,所以,在计算液体火箭尾焰准确的红外辐射特性时,需要考虑复燃的影响.     

高超声速飞行目标尾焰红外辐射测量

为了研究超高声速飞行器发动机尾焰喷射高温高速气流的辐射特性,对尾焰成分CO₂及H₂O分子在4.3和2.7 μm大气窗口红外辐射波段进行了测量.利用高温燃气激波风洞模拟产生超高声速飞行器尾焰喷流,喷流速度M=5.5.实验中选用单元型InSb红外探测器,并利用黑体进行原位定标.测量距离为0.7 m,采用单透镜成像加光阑的方法收集光信号.实验中分别沿喷流方向喷流垂直方向进行了多点测量,通过定标结果反演得到尾焰在4.3和2.7 μm分别沿喷流方向和喷流垂直方向的光谱辐亮度和波段辐亮度分布,测量结果表明4.3 μm辐射强度及稳定性均高于2.7 μm.      

湍流脉动对发动机尾喷焰红外信号的影响

本文用简化的概率密度函数模拟温度的脉动,分析了轴对称火箭发动机尾喷焰湍流脉动对时均辐射信号的影响。分析结果表明,在不同的探测波长上,湍流脉动引起的时均辐射信号变化不同;由于光谱吸收系数总体上随温度的升高而降低,且降低的速率比Planck函数随温度的升高的速率大,从而导致随湍流温度脉动强度的升高尾喷焰时均辐射信号在不同波长处有不同程度的降低。     

飞机尾焰红外图像采集与分析

介绍了超音速机载红外测量吊舱系统(以下简称红外测量吊舱)中红外探测器的选型,以及在测量目标机亚音速飞行时飞机尾喷口及飞机尾焰的电视和红外热图,并对跟踪空中飞行目标所采集到的红外尾焰热图作了细致的分析和计算,从而为空中目标的红外特性检测分析、研究提供了有效的数据积累.     

气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性研究

提出了一种考虑碳烟颗粒的气氧煤油发动机尾焰红外辐射特性计算方法,首先对气氧煤油发动机纯气相内流场进行计算,然后以喷管喉部作为气体和固体碳烟颗粒的入口边界计算发动机尾焰流场,最后以发动机流场参数分布为基础,采用有限体积法和伪气体理论对发动机尾焰红外辐射特性进行计算。进行了气氧煤油发动机点火实验,并将计算结果与实验结果进行对比分析。结果表明,燃烧室内两个压力测量点的测量与计算误差分别为1.4%和3.4%,燃烧室内计算温度与热力学计算误差为2.16%,证明了燃烧室流场计算模型的准确性。含有碳烟颗粒的尾焰流场计算结果与热像仪测量结果比较吻合,证明了尾焰流场计算方法和模型的准确性。4.3 μm波段尾焰红外成像计算结果与工作在4.3 μm波段的红外热像仪测量结果吻合比较一致,证明了尾焰红外辐射特性计算方法和模型的准确性。     

固体发动机尾焰近红外高光谱计算与仿真

首先介绍固体发动机尾焰中钾原子的来源及其在尾焰中的辐射机理,并基于原子谱线理论对尾焰钾共振双线的光谱线型特征进行分析。然后,采用理想模型及半经验公式法对尾焰流场分布进行数值模拟,通过尾焰的流场参数使用C-G近似法数值计算尾焰钾共振双线的辐射特性。最后,利用大气辐射传输模型计算尾焰中钾共振双线辐射信号经过大气传输后到达探测系统的光谱特征。结果表明,该方法能有效地仿真计算尾焰近红外钾线高光谱精细结构。仿真结果亦表明钾共振双线光谱信号能有效通过大气传输,可作为尾焰探测识别的依据。     

Atmospheric interaction radiation from high altitude rocket exhausts

A model for calculating the infrared radiation from rocket exhaust gases at high altitudes (typically above 200 km), caused by collisions between exhaust molecular species and atmospheric species is presented. At altitudes where the atmospheric mean free path is larger than a typical rocket exhaust plume lenght scale, the evolution in space and time of the exhaust gases is described by the kinetic theory of gases. In addition, the collision frequency between exhaust and atmospheric species is sufficiently low that excited molecules have time, on the average, to loose thsis excitation energy via radiative emission before experiencing another collision. Thus, the distribution of excited molecular states is nonthermal in this model. Two examples of such radiation are presented: one for the radiation from the CO₂ (υ₃) mode and the other for the H₂O(υ₃) mode. The atmospheric collision partner for excitation of both of these exhaust species is taken to be atomic oxygen, the dominant atmospheric constituent at high altitudes.     

发动机热喷流红外辐射计算与仿真

利用求每个小视场视线方向辐射亮度的方法计算喷流红外辐射的光谱分布。以辐射传递方程数值和形式为基础,采用Malkmus统计窄谱带模型和Curtis-Godson(CG)近似求视线方向的辐射强度。采用CFD分析软件FLUENT模拟流场和组分摩尔分数分布。建立喷流红外成像仿真模型,仿真生成了液体火箭发动机热喷流红外图像。结果表明,该方法可以很好地分辨出流场的细微结构。该模型也适用于航空发动机喷流红外辐射计算与仿真。     

Infrared radiation characteristics of liquid oxygen/kerosene rocket engine plume with different number of nozzles

A method for calculating the liquid oxygen (LOX)/kerosene rocket engine plume infrared radiation characteristics was proposed, infrared radiation characteristics of the gas oxygen/kerosene model engine were studied by simulation and experiment, and the accuracy of the method was proved. On this basis, studies on infrared spectral radiation characteristics and infrared imaging characteristics of single- and double-nozzle 120?ton thrust LOX/kerosene engine plume were carried out. It is found that, the engine nozzle number can be determined according to infrared imaging characteristics of the engine plume at the appropriate detection angle. Compared to using 2–5?µm band, the infrared radiation imager with clearer plume structure can be obtained using the spectral band such as 2.7 and 4.3?µm bands. The change in the detection angle and the increase in the engine number will have a significant effect on the infrared radiation intensity of the LOX/kerosene engine plume, but they will not change the infrared spectral radiation characteristics.     

高空离轨发动机流场红外辐射特性研究

高超声速飞行器大攻角机动时,其离轨发动机产生的喷流与高速稀薄的大气来流产生强烈干扰,流场情况复杂,流场红外辐射也是天基红外系统探测的标志性事件.本文针对高超声速飞行器发动机喷流与稀薄来流的相互干扰情况,采用数值求解Navier-Stokes方程模拟干扰流场,采用逐线积分法得到气体红外辐射特性,结合反向蒙特卡洛方法计算得...