考虑太阳辐射影响的飞机实时红外探测成像仿真

针对飞行器红外探测过程的成像仿真,有助于红外隐身效能的评估,进而提高应对红外探测的反侦察能力。建立了飞机红外成像仿真模型,并针对不同的飞行姿态、速度以及不同的探测时间,求解其蒙皮温度与红外辐射亮度,结果表明当飞机从低速到高速运行时,太阳辐射条件与气动加热层温度分布分别成为影响其成像结果的主要因素。建模方法及仿真结果对飞行器的隐身设计具有指导意义,为飞机实时红外成像场景的生成提供理论基础     

运输机蒙皮红外辐射特性建模与分析

为了研究了C-17运输机的红外辐射特性,依据红外辐射的基本原理以及运输机的结构、材料等数据,对飞机机体进行几何建模和网格划分,通过流场仿真计算得到机体蒙皮的温度分布,并结合表面的多重遮挡算法计算出不同马赫数、不同视线方向的飞机蒙皮在红外(8 μm~12 μm)波段的总辐射强度。结果表明,方位角为0°时,相对于0.5马赫,1马赫飞行状态时,红外辐射强度增加32%,马赫数对红外辐射强度影响非常大,气动加热为其辐射强度的主要贡献源。从正前方或正后方探测时,红外辐射强度峰值随天顶角接近对称分布,从侧方探测时,红外辐射强度分布较为平均,因此天顶角对红外辐射强度影响较小。     

CFD在高速飞行器热气弹问题中的应用

采用气动力/热/结构耦合的方法对高速细长体飞行器结构热静气动弹性问题进行了研究.为保证耦合计算精度，达到准确预测热气动弹性特性的能力，气动力和气动热计算采用CFD数值模拟方法，热应力和热变形计算采用有限元方法并通过热考核试验验证.以该简单细长体飞行器模型为研究对象，对其热静气动弹性特性进行了计算与分析，计算结果表明:CFD/CSD耦合可准确模拟热气弹问题，且气动加热造成结构温升不均衡是结构变形的主导因素，力热耦合静气弹变形与单纯受力分析变形形式不同，对飞行器气动特性影响规律不同.准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要.      

求解飞机蒙皮耦合热效应的壁面热流函数法

分析了飞机内部换热与蒙皮外辐射换热和气动换热的耦合作用,提出了一种求解飞机内外耦合热效应的工程计算方法。通过构造反映蒙皮外辐射换热和气动换热的壁面热流函数,将蒙皮外热环境转化为浮动的热边界条件,实现了飞机蒙皮外部热环境求解与蒙皮内换热求解的解耦处理,避免了难以实现的直接耦合求解。在验证该方法可靠性的基础上, 采用该方法,并结合热网络法与FLUENT软件对某型飞机外部热环境及结构热响应问题进行了计算。     

气动光学头罩光传输数值仿真

 气动热环境下光学头罩由于受气动热效应作用,其形状和光学性质都将发生改变,从而影响头罩内的光传输。建立气动光学头罩有限元分析模型,根据热光效应和弹光效应理论,对头罩的折射率场进行数值计算,采用四阶龙格-库塔法编制光线追迹程序对气动光学头罩内红外辐射光线传输进行了数值仿真,得到了头罩光学系统出射波面波像差和调制传递函数。研究结果表明：气动热环境下热光效应对光学头罩光传输的影响远比弹光效应大,且气动光学头罩成像质量受到气动热效应的影响严重下降,为了提高高速飞行器的制导精度,不能忽视气动热对头罩光传输的影响。     

A simulation method of aircraft plumes for real-time imaging

Real-time infrared simulation technology can provide a large number of infrared images under different conditions to support the design, test and evaluation of a system having infrared imaging equipment with very low costs. By synthesizing heat transfer, infrared physics, fluid mechanics and computer graphics, a real-time infrared simulation method is proposed based on the method of characteristics to predict the infrared feature of aircraft plumes, which tries to obtain a good balance between simulation precision and computation efficiency. The temperature and pressure distribution in the under-expansion status can be rapidly solved with dynamically changing flight statuses and engine working states. And a modified C–G (Curtis–Godson) spectral band model that combines the plume streamlines with the conventional C–G spectral band model was implemented to calculate the non-uniformly distributed radiation parameters inside a plume field. The simulation result was analyzed and compared with the CFD++, which validates the credibility and efficiency of the proposed simulation method.     

空中目标多波段红外辐射特性描述与仿真分析

针对空中目标在复杂背景下的探测需求,根据实际目标的运动特性,分析目标在飞行高度、飞行姿态角改变时的辐射特点,基于MODTRAN计算得到大气辐射和衰减数据,建立目标的三维模型、热辐射和反射模型,搭建空中目标的红外成像仿真系统.分析和仿真结果表明:在中波波段,目标尾焰的红外辐射比蒙皮强很多,在长波波段,蒙皮的红外辐射比较强,仿真图像的细节比较多,尾焰的红外辐射虽然有所减弱,红外成像效果依旧很好;相同探测条件下,由于位置越高大气越稀薄,探测器的可探测距离会变得比较远.目标红外辐射特性的分析和红外仿真系统的搭建对缩短红外探测器的研制周期和进一步确定探测器波段和系统分辨率等指标提供了参考依据.     

红外导引头整流罩技术研究

从材料选择和整流罩设计两方面,介绍了如何解决高速红外导引头整流罩问题.针对高速红外成像导引头使用环境的要求,分析了整流罩材料选择应考虑的因素.通过比较材料的透过率、硬度、抗弯强度和热膨胀等性能参数,得出尖晶石是较理想的高速导弹整流罩材料,其机械性能和光学性能良好,易于制备,并已取得成功应用;红外玻璃特别适合大尺寸和复杂形状制备.为了减小整流罩气动加热效应,分析了解决气动加热问题的途径,提出可通过镀金刚石膜、信号处理、共形设计等技术来减小影响,并简要介绍共形整流罩设计原理和制造.     

弹道导弹再入段地面红外探测仿真分析

为改善弹道导弹再入段地面红外探测效果,考虑导弹再入过程中气动加热、红外辐射的大气衰减以及背景辐射等因素,建立起弹道导弹再入段地面红外探测仿真分析模型,并估算分析了探测系统在不同状况下信噪比.分析结果表明：优选工作波段、增加系统口径及曝光时间、改善光学设计、选择晴朗无云天气观测等均有利于改进地面红外观测效果.     

气动光学头罩热辐射效应数值仿真研究

气动热环境下高速飞行器的光学头罩由于受气动热效应作用,其温度急剧升高,产生严重的气动热辐射效应。为评估气动热环境下高速飞行器光学头罩热辐射对探测系统性能的影响,采用有限光线代表连续辐射的方法,并引入热瞳概念建立了气动光学头罩热辐射传输计算模型并对气动光学头罩自身干扰辐射光线在光学系统内的传输进行了数值仿真,考察了光学头罩温度场为非均匀分布时其自身干扰辐射在探测器接收面的辐照度分布。研究结果表明:由头罩顶点求得的热瞳是光学头罩热辐射能的公共入口,它可将光线追迹的时间减小至追迹全部光线所需时间的十几分之一;根据探测器接受面干扰辐射随时间的变化趋势可知在飞行数秒后头罩干扰辐射将淹没目标信号,气动光学头罩热辐射效应不容忽视。     

前缘一体化高温热管结构防热效果的实验研究

为了研究复杂构型前缘一体化高温热管结构在高热流密度状态下的防热效果, 设计了飞行器气动加热轨道, 实现了高温热管低状态完全启动、高状态极限考核。然后采用超声速电弧风洞驻点自由射流结合轨道模拟技术, 模拟乘波体飞行器的前缘疏导构件的气动加热环境, 开展了前缘一体化高温热管结构防热效果研究。实验结果表明, 一体化高温热管结构能够多次使用, 低状态下高温热管的启动时间约为115 s, 在高状态下结构依然有效, 降温系数达到24.5%, 验证了前缘疏导式防热结构的防热效果, 可为未来新型高超声速飞行器非烧蚀热防护系统的设计提供指导。      

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.     

超高声速飞行器光学窗口气动光学效应分析

超高声速飞行器在大气中飞行时,由于气动热和气动力的作用,光学窗口会产生严重的气动光学效应,使目标图像发生像偏移、抖动、模糊和能量衰减。利用有限元分析方法对光学窗口的热光效应、弹光效应和窗口热变形进行研究,计算了由热光学效应、光学窗口热变形引起的点扩散函数峰值大小及峰值位置(像偏移)随时间的变化趋势。根据对温度场的分布分析,计算了温度梯度对透过率的影响以及透过率与窗口热辐射随时间变化的趋势,可为光学窗口的设计、材料的选择及后期的图像处理提供依据。     

近高超声速高温蓝宝石窗口下中波红外成像退化分析仿真与性能测试实验

本文基于高温红外窗口热辐射红外成像探测器干扰机理,开展高温红外窗口成像分析、仿真与实验验证研究工作. 根据流体仿真计算获得的高温窗口温度及实验测得的窗口发射率、吸收率等参数,开展窗口热辐射计算;建立了光学窗口介质内部辐射传输路径和强度计算模型,并给出了窗口辐射出射模型以及相应红外成像模型;基于光学追迹方法,把窗口热辐射成像的计算问题转换成了光学计算问题;设计了一种基于高温蓝宝石红外窗口的加热实验,对红外成像仿真结果进行了检验. 通过仿真结果与窗口加热实验结果对照,将基于模型分析获取图像与实验结果图像作差,得到的平均每个像素误差值为0.45;实验发现在窗口约773 K条件下,设计的中波红外成像系统的信噪比、对比度分别降低到原来三分之一左右,而整个红外成像系统NETD值由原来的约52 mK上升到了954 mK. 本文提出的窗口热辐射分析方法可以有效估计窗口热辐射对中波红外成像的影响,设计的实验对成像系统的指标验证有较好的用途,同时对红外成像系统波段细化优选和成像参数调整,降低图像退化程度,都有着重要的指导意义. 关键词： 近高超声速 高温蓝宝石窗口 气动效应 仿真与实验     

气动热环境下高速飞行器光学头罩特性分析

建立高速飞行器红外光学头罩在气动热环境下有限元分析模型,分析头罩在气动热环境下的物理特性和光学特性,对头罩在气动热环境下的温度场、应力场、应变场和位移场进行数值计算。计算结果表明头罩在气动热环境下温度场分布不均匀,因此头罩会产生热应力而发生形变。利用有限元分析结果,根据热光效应和弹光效应理论,对气动热环境下红外光学头罩的折射率场进行数值计算。以头罩外表面中心点折射率为例,在头罩工作时间内,通过计算得到头罩15s后由热光效应造成的折射率改变为0.011,而由弹光效应造成的x方向折射率改变为0.000107,即弹光效应造成的折射率改变量约为热光效应造成折射率改变量的0.97%,由此可知,在气动热环境下热光效应对头罩折射率的影响比较大,而弹光效应对头罩折射率的影响比较小。     

基于激光旋转加热的非导电材料高温光谱发射率测试方法与装置

光谱发射率是表征材料热物理性能的重要参数。对于非导电材料的高温光谱发射率测试,一般采用高温加热炉加热或辐射加热的方式来进行发射率测试,存在的问题是采用高温石墨炉加热时,样品可能会与高温石墨发生化学反应,从而破坏材料原有物性;采用辐射加热,一般是单向静止加热,会存在样品温场梯度非均匀分布的问题。基于激光旋转加热和样品/黑体整体一体化设计,提出了一种“样品动中测”的非导电材料高温光谱发射率测试新方法,建立了相应的测量模型,突破了传统的 “样品静中测”的局限,样品与参考黑体共形一体化设计,采用微区域光谱辐射成像方法,同时测量参考黑体和样品的光谱辐射能量与温度。建立了激光旋转加热状态下的热传导方程,对典型样品材料的温度分布进行了仿真计算,结果表明旋转样品温场分布较为均匀,分析了温场分布与红外光谱发射率测量误差间的关系,给出了适用于本测试方法的材料的热导率下限值。基于该方法,搭建了相应的测量装置,对典型材料碳化硅在1 000 K时的光谱发射率进行了测试,在4 μm处对各个典型高温温度点的光谱发射率进行了测试,得到了碳化硅材料在红外波段的光谱发射率波长变化和温度变化规律特性。与国外的测量结果进行了比对,结果较为一致,验证了激光旋转加热光谱发射率测试方法的可行性。采用此方法,不破坏样品本身的理化特性,样品加热升温速度快,测量温度范围上限高,有效减小了激光静止单向加热带来的温度不均匀性,可同时测量出样品和参考黑体的光谱辐射亮度及温度,无需另外再设计标准高温黑体,解决了现有非导电材料高温光谱发射率测试中非均匀加热和辐射能量同步比对测量的问题,可应用于多种非导电材料高温光谱发射率的测试。     

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...     

基于拓扑优化设计的宽频吸波复合材料

本文基于拓扑优化方法设计并制备了一种宽频吸波复合材料,该吸波复合材料由高强玻璃纤维透波板、电阻损耗型超材料、聚氨酯泡沫和碳纤维反射板组成.仿真及测试结果表明,该吸波复合材料在2–18 GHz频段内的平板反射率均小于-12 dB.并且由于采用高强玻璃纤维及碳纤维复合材料作为面板层,聚氨酯泡沫作为芯材,因此该吸波复合材料不仅在较宽频带内对电磁波具有高的吸收率,同时还具有质量轻、耐高温、耐低温、耐湿热、抗腐蚀等特点,便于实现吸波与力学性能及耐环境性能的兼容,具有一定的工程应用价值.     

气动热环境下共形整流罩热辐射特性研究

高温整流罩产生强烈的红外辐射,在探测器接收面上形成背景噪声,严重影响成像质量。为了评估气动热环境下高速飞行器共形整流罩热辐射对探测器性能的影响,建立了气动热环境下整流罩热流固耦合计算模型、整流罩热辐射发射以及传输模型,计算了整流罩非均匀温度场、形变场、应力以及应变场,仿真得到了共形整流罩热辐射对高速飞行器光学系统成像质量的影响。研究结果表明:随着时间的不断增长,探测器接收面的最大辐照度也逐渐增大。在第10 s时,0°攻角下共形整流罩热干扰辐照度最小值为0.094 W/m2,最大值为0.108 W/m2。和相同工况下的共形整流罩相比,球形整流罩10 s时的最大辐照度分别是椭球面和抛物面形整流罩最大辐照度的近12倍和7倍,即共形整流罩产生的干扰对探测系统的影响较小,不会对探测器的探测性能产生致命性的影响。     

基于散射矩阵法的飞机壁板声学优化设计

采用散射矩阵法分析夹层板结构声学特性,并对典型的夹层板结构即飞机壁板进行声学优化,预计飞机壁板隔声特性,获得蒙皮、隔声隔热层、内饰板及它们的组合结构的声学性能。针对尾吊飞机客舱后部噪声过大问题,通过增加铺设隔热隔声层以及部分区域优化安装阻尼层等一系列被动降噪处理方法,对主要传递路径的飞机壁板结构进行优化,降低客舱后部噪声水平,并进行试验验证。试验结果表明:散射矩阵法可快速准确获得夹层结构的隔声性能,并与混响室法测试结果吻合较好;在厚度不变的前提下,改变隔热隔声层的铺设方式和材料密度对壁板隔声性能影响较小,但在蒙皮内侧粘贴阻尼层能在一定频段范围提高壁板隔声性能;将优化的壁板构型应用到飞机后舱段侧壁板,舱内噪声水平可降低约3 dB。