低空多喷管发动机喷焰红外特性研究

对多喷管火箭发动机低空尾焰的红外辐射特性进行了研究.基于热流法建立了喷焰红外传输计算模型,数值模拟了四喷管发动机尾流场2～5 μm光谱的红外特性.获得了光谱、波段辐射强度仿真数据及红外仿真热像,并与单喷管喷焰的红外特性进行了比较.考察了不同的喷管间距、探测方向、飞行高度对喷焰表观辐射强度的影响.结果表明,多喷管尾喷焰红外辐射光谱选择性与单喷管相似,但光谱峰值无线性关系;对于低空四喷管发动机尾喷焰,红外特性随喷管间距增加有所增强,随飞行高度增加,喷焰红外辐射强度提高.     

火箭发动机有遮挡情况的尾焰红外辐射计算

火箭发动机工作过程中的尾焰会产生强烈的红外辐射,对其结构及载荷有加热的效果,同时一些结构成为了遮挡物体,会影响辐射的传输。为了研究复杂的有遮挡状况下的红外辐射传输,采用反向蒙特卡洛方法,编写气体红外辐射计算程序。计算并分析标准等温流场对其表面的辐射强度,与教材算例对比,验证了红外辐射算法的有效性和正确性。针对某尾焰复燃流场,分别计算并分析尾焰流场有无遮挡两种情况下的气体红外辐射强度。并比较了遮挡物在不同形状、尺寸、位置下产生的影响。研究表明:尾焰的辐射会对发动机结构产生热影响;增加遮挡后,被遮挡区域的辐射强度数值明显减小;遮挡的形状、尺寸及位置都会对其效果产生影响。     

固体火箭发动机羽流红外辐射特性研究

考虑了羽流组分间的化学反应,应用Roe-FDS格式求解羽流场,再用羽流场参数作为输入条件,采用离散坐标法和谱带近似法对固体火箭发动机羽流在光谱2～5μm内的红外辐射特性进行了计算,羽流气相辐射强度随波长变化规律的计算结果与实验值基本一致。计算结果表明,不同羽流位置点的光谱辐射强度随波长变化规律一致,纯气相辐射强度在2.7μm和4.3μm处出现峰值,随羽流场轴向和径向尺寸的增大而减小,在其他波段无明显变化规律;气相与粒子总辐射强度随波长的增大而减小,其辐射强度远大于纯气相的辐射强度;观测方向与羽流轴线夹角的方位角增大,红外辐射强度减小。     

临近空间基红外探测隐身飞机尾焰的仿真研究

针对隐身飞机的识别和跟踪,研究了临近空间平台对隐身飞机尾焰进行红外探测的作用距离及优势。以F22飞机的尾喷管为原型建立尾焰辐射流场模型,获得了尾焰的温度场与压强场,用微观谱带模型柯蒂斯-戈德索(C-G)近似法计算沿任一观测方向尾焰的辐射特性。考虑采用非轴对称喷管、遮挡板、引射技术和气溶胶遮盖等隐身措施,得到了隐身飞机尾焰在不同探测视角下的红外辐射强度。对红外系统作用距离计算模型未考虑背景辐射强度等不足进行改进,修正探测系统作用距离公式,用目标与背景的辐射强度差替代原目标辐射强度,用MODTRAN软件计算出的单位波数间隔内相应波长下的光谱大气透过率替代大气平均透过率,给出了逐步法求作用距离的流程,并计算出了空间、临近空间和地面不同探测平台对隐身飞机尾焰的红外探测作用距离。结果表明:与其它平台相比,临近空间平台对隐身飞机的探测有更大优势。研究为用临近空间平台对隐身飞机的探测提供了参考。     

飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响

本文采用一种近场和远场分区耦合、时间相关法和空间推进法相结合的方法计算分析了飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响。计算结果表明高空飞行时的喷焰温度低于地面环境下的喷焰温度。但是,由于市容工环境压力的降低使得喷焰的复合效应减弱导致自由电子数密度沿喷焰轴向衰减减慢,使得高空飞行时喷焰对微波的有效作用范围增大。由此可以推断实际飞行时喷焰的微波衰减比在地面环境时更为严重。     

固体火箭羽流红外特性的DOM法模拟及高度影响研究

为研究固体火箭羽流的红外特性,建立了贴体坐标系下,考虑气相和Al2O3凝相温度不相等及Al2O3粒子直径变化情况下,计算固体火箭羽流红外特性的方法——离散坐标法(DOM)。计算了光谱2~5μ范围内,某固体火箭发动机在地面及不同飞行高度下羽流的红外特性,研究了飞行高度对羽流红外特性的影响。研究表明:在固体火箭羽流的红外辐射中,粒子辐射起着主导性的作用,粒子辐射在不同的波带对固体火箭羽流辐射的影响有所不同;在高度30~60km范围内,固体火箭羽流在光谱2~5μm沿表面外法线方向的辐射强度随飞行高度的上升而增强。     

固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究

介绍了缩尺固体火箭发动机不含铝推进剂喷流红外辐射的测量方案、测试设备与测量结果的分析及结论,并对不含铝推进剂喷流的流场和红外辐射场进行了计算。实验分别从与喷流方向成60°、90°、120°夹角位置测量了同一尺寸缩尺火箭发动机使用不含铝粉固体推进剂时、在约90kPa和5kPa两个环境压力下缩尺火箭发动机燃烧室压力以及喷流的红外辐射强度,并对喷流流场进行了显示。本文给出了缩尺火箭发动机实验时,不同环境压力状态下,喷流在2.7μｍ波段(波段一)和4.3μｍ波段(波段二)两个波段的红外辐射强度以及喷流流场图像,同时给出了在对应状态下的流场计算及红外辐射计算的结果。实验的结果验证了计算方法的正确性。     

多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性可视化研究

为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得到了尾焰流场的各项参数分布.在此基础上,运用气体辐射传输方程和SLG模型对不同方向观测面上接收到的尾焰辐射照度进行计算,得到尾焰在不同方向上的辐射特性分布,进而实现尾焰辐射特性的可视化计算.计算结果表明:高空助推器尾焰的辐射特性要明显强于芯级,其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强,最容易被发现和识别;尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构,从而为尾焰的红外追踪与预警研究奠定基础.     

固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究

运用离散颗粒模型对固体火箭发动机及尾焰两相流进行了一体化仿真,得出了各燃气组分和Al2O3颗粒的流场参数分布.通过建立固体火箭尾焰红外辐射模型,计算出了二维轴对称尾焰的光谱辐射亮度.研究表明,颗粒辐射起着主导性作用,颗粒尺寸越小,在4.3 μm波长处气相辐射作用越明显;燃烧室内燃面颗粒速度越大,尾焰辐射越弱;颗粒尺寸越大,颗粒辐射越强,但随燃面颗粒速度增大,辐射降低越快.所得结论与相关文献数据一致,表明计算模型和方法可行.     

飞机的光电特征抑制技术

飞机的各种涡轮发动机具有高的功率质量比 ,对由它引起的尾焰红外辐射进行抑制是飞机红外隐身的关键之一。在不考虑飞机尾焰等因素时 ,飞机蒙皮的光电辐射就显得非常重要。细致研究了飞机尾焰的红外辐射抑制技术 ,即缩小发动机尺寸、修正工作循环、尾焰与空气相混合、喷嘴整形和遮蔽 ,分析了近距离飞机机身的光电隐身技术 ,研究了远距离飞机机身的光电隐身技术     

一种提高红外透射光学系统热分析精度的方法

工程计算中通常将常温物体在红外谱段的辐射简化为灰体辐射,即物体的单色吸收比与波长无关。针对谱段选择性较强的红外透射式光学系统,这一假设会对热分析精度造成一定影响,甚至可能影响最终的成像品质。文章提出一种红外透镜材料光学辐射特性的等效计算方法,考虑材料对不同波长辐射选择性的吸收、反射与透过,并根据在轨地球红外辐射、地球反射太阳辐射、载荷内环境辐射特性,等效出用于热分析计算的透镜红外吸收比、反射比与透过比。应用该方法通过IDEAS-TMG软件对某空间红外载荷进行仿真验证,精确计算出红外透镜温度。     

用FVM法计算固体火箭羽流的红外特性

建立了有限体积法(FVM)的理论模型模拟固体火箭羽流的红外特性,研究了燃气组分H2O,CO2,CO,HCL,OH,NO的吸收和发射,以及AL2O3粒子云的吸收、发射和散射,还研究了两相流场中气相和粒子云温度不均匀时对辐射传输方程的修正。计算一单喷管固体火箭的二维轴对称羽流在光谱2~5μm的红外特性,给出羽流辐射的空间分布和光谱分布并与文献计算的结果对比。研究表明:有限体积法能较好地模拟固体火箭羽流的红外特性;粒子辐射占固体火箭羽流红外辐射的主要部分;在光谱2~4μm粒子辐射使羽流辐射增强,而在光谱4~5μm粒子辐射使羽流辐射减弱。     

中段弹道目标的温度场与红外辐射特性计算

红外辐射特性是预警系统探测识别弹道中段目标的重要特征之一。通过计算飞行时目标与太阳、地球的相对位置,确定目标的受外辐射照射状态。利用有限容积法计算锥形目标的三维温度场,采用双向反射分布函数（BRDF）计算目标表面对太阳、地球辐射的反射特性,并结合自身红外辐射,得到了不同类型中段目标红外辐射特性变化情况和空间分布情况。最后,分析了外部辐射环境和目标材料特性对目标红外辐射特性的影响,为中段预警探测提供了参考。     

计算火箭发动机尾喷管红外特性的封闭腔-净辐射法

为计算火箭发动机尾喷管的红外特性,建立了封闭腔-净辐射法,推导了光谱透射因子和光谱吸收因子,以及封闭腔表面辐射净热流-表面及气体温度的方程。作为验证,计算了一个充满均匀辐射性介质的轴对称柱形封闭腔的辐射换热,与文献的计算结果比较有很好的一致性;还计算了一火箭发动机尾喷管的辐射特性,分析了该喷管在中波红外波带2~6μm和长波红外波带8~14μm及全波长的有效辐射和净辐射热流。结果表明,在气体辐射作用下,火箭发动机喷管进出口平面的辐射有一定的光谱差异性;壁面有效辐射沿轴向的分布取决于壁温变化,平直段和收敛段有效辐射较强,扩张段有效辐射较弱;中波红外波带2~6μm喷管的辐射热流占全波长辐射能量的60%以上。     

大气色散对航空双谱段高分辨率斜视成像影响

航空双谱段高分辨率斜视成像载荷作为重要的成像手段,具有焦距长、分辨率高等特点,由于大气层上疏下密的分层特性,光线在大气中斜视传播时,导致光谱展宽并产生色散和畸变,严重影响系统成像分辨率和目标定位精度。文章分析了斜视成像的几何特性;利用MODTRAN软件仿真分析了斜视成像时大气透过特性和光谱散射特性;通过光线追踪法定量分析了大气色散对可见光和中波红外谱段的光线弯曲和光谱色散的影响,并提出了基于多光谱ZnS楔形窗口补偿方法。结果表明,远距离斜视成像可见光近红外0.50～0.95μm透过率高,散射小;中波3.70～4.80μm散射和路径辐射效应较小,光线斜视传播时,光线弯曲角度基本一致;大气色散对可见光谱段影响较大,航高20km斜视120km时,成像分辨率由0.375m退化至4.2m,大气色散对中波红外谱段影响较小;色散补偿后,可见光谱段色散角度下降为原来的1/2,中波红外谱段不受影响,在提升可见光成像品质的同时,保持中波红外谱段色散特性不变。     

高速飞行器头罩气动热辐射传输效应计算

对头罩气动热辐射传输效应对红外探测系统的影响进行了研究。用四阶龙格-库塔法对头罩内传输的辐射光线进行追迹,根据理想光学系统成像特性对从头罩出射后在头罩后方理想光学系统中传输的空间辐射光线进行追迹。对头罩气动热辐射(温度场和光线)进行离散处理,建立了头罩内外表面辐射能量的计算模型,获得探测器各单元接收的头罩自身干扰辐射通量分布。仿真计算结果表明:头罩温度随飞行马赫数增大而上升,反之亦然;探测单元接收的头罩自身干扰辐射通量随飞行时间先增后减;气动热噪声随飞行时间先增后降,随头罩温度升高而增大。计算所得气动热噪声与产品实际采集的相符,方法正确。     

燃油分配对超燃冲压发动机的性能影响仿真分析

针对超燃冲压发动机两级燃油分配对内流道流动过程、燃烧模态、发动机性能及调节特性的影响问题,建立了发动机一维流动分析模型;对马赫数6/当量比1,马赫数6/当量比0.6,马赫数4/当量比1三种工况不同的一级/二级燃烧室燃油分配比例下的流动过程进行了仿真,并获得了不同燃油分配规律下的发动机性能.通过分析表明：超燃冲压发动机的两级燃油分配比例直接影响发动机内流道内的流动参数分布、燃烧模态及发动机比冲等性能参数.对于马赫数6/当量比1工况,当一级燃烧室的燃油分配比例为30％～70％时,可在全流道内组织纯超声速燃烧,最高比冲超过800 s;对于马赫数6/当量比0.6工况,即使将所有的燃油均在一级燃烧室喷入,流道也不会壅塞,该工况下最大比冲超过800s;对于马赫数4/当量比1工况,燃烧室内组织亚声速燃烧,最大比冲为1 031.9 s;为保证亚声速燃烧扰动不传递到燃烧室入口外,一级燃油分配比例不应过高.     

宽波段动态红外场景生成技术

针对红外成像制导半实物仿真系统对宽波段、大阵列规模的动态红外场景生成技术的需求,提出了基于微机电系统工艺制作的红外图像转换芯片的动态红外场景生成技术。采用微电机系统(MEMS)工艺实验制备了像元尺寸35μm×35μm、阵列规模大于1 024×1 024、直径为7.62 cm的柔性自悬浮式转换芯片,并研究了转换芯片的时间特性和光谱特性。实验结果表明:转换芯片光谱为黑体谱,覆盖3～5μm和8～12μm。转换芯片的时间常数随衬底厚度和制冷温度的降低而变小,帧频为100 Hz。该技术具有波段范围宽、阵列规模大的优势,可以将其作为红外场景模拟器应用于半实物仿真系统中。     

空燃比对含硼固冲发动机补燃室燃烧影响

进行了缩比发动机直连式试验研究,在燃气发生器试验和冲压发动机试验中对尾焰进行喷水收集残渣,研究了空燃比对含硼推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响,并将试验结果与数值模拟结果进行对比。结果表明,研究的含硼推进剂配方具有良好的低压点火特性,并具有较高的喷射效率;冲压发动机尾焰中硼燃烧产物的直径都在5μm以下;当空燃比很高时,发动机虽能正常工作,但燃烧效率和喷管效率都很低。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法，与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比，验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较，分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ，不同飞行高度及喷管进口总压开展计算，研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明，保持飞行高度、来流马赫数不变，喷管进口总压增加，底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处，且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变，飞行高度增加，喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下，底部压力系数由负转正，即飞行器底部会出现正推力，这对飞行器的射程会产生重要影响，需要提前评估。